Micro Uav Vuelo Arrieta 2011

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PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA

AUTORES

ARRIETA GAITÁN, Alfredo

HERNÁNDEZ SÁNCHEZ , Stefanía

LEMA DÁVILA, Iván Alonso

TÍTULO DISEÑO CONCEPTUAL DE UN MICRO-UAV

CON CAPACIDADES DE VUELO VTOL

LUGAR BOGOTA, D.C.

FECHA DICIEMBRE DE 2011

PALABRAS CLAVE

UAV

Aeronave no tripulada

Diseño conceptual

VTOL

Tilt Rotor

Bajo número de Reynolds

Análisis Aerodinámico

Tiempo de vuelo

Aerodinámica

DESCRIPCIÓN

El objetivo principal de este proyecto, es el de realizar el diseño conceptual de un micro UAV con capacidades de vuelo VTOL, propulsado eléctricamente, dando a conocer tres diferentes soluciones las cuales serán analizadas para escoger el diseño óptimo y realizar realizar el análisis detallado de rendimiento y aerodinámica para entregar finalmente una ficha técnica que permita futuros estudios que se quieran realizar.

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FUENTES

BIBLIOGRÁFICAS

ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States: Tercera edición. Editorial Mac. Graw Hill.

RAYMER, Daniel. Aircraft Design, A Conceptual Approach.

Natalia Acero; Carlos Hernandez; Andres Leiton-Tesis, diseño y construcción de un micro avión con un sistema de control no convencional y selección de materiales, Universidad de San Buenaventura Bogotá, 2005

Camargo, Camilo; Jimenez Nicolai; Perez, Ronald-Tesis, diseño preliminar de un UAV VTOL, para reconocimiento y construcción de un modelo a escala para verificar las condiciones de vuelo, Universidad de San Buenaventura Bogotá, 2008

Martinez Acevedo, Angel; Moreno Pedraza, Juan-Tesis, Diseño, Construcción y prueba de vuelo de un micro vehículo aéreo de reconocimiento, Universidad de San Buenaventura, 2008.

Metodología para el diseño conceptual de una aeronave plano bajo categoría LSA, Universidad de San Buenaventura, 2011.

López L, Juan; Jiménez M, Milton; Gómez A, David-Tesis, Diseño preliminar de un UAV VSTOL con aplicaciones en operaciones de rescate, Universidad de San Buenaventura, 2006.

Erazo Madrigal, Luis; Trujillo Beltran, Leidy; Vasquez Tavera, Wilmar-Tesis, Diseño detallado de una aeronave UAV de despegue vertical, Universidad de San Buenaventura, 2007.

Development of a miniature VTOL Tail-Slitter unmanned aerial vehicle, Brigham Young University, 2008.

UAS "Unmanned Aircraft System" Sobre su integración en el espacio aéreo no segregado, Ministerio de defensa-España, 2009.

Alioto V; Buttitta J; Epps A; Yahaghi A-Aerodynamic Design of VTOL Micro Air Vehicles, University of Arizona.

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METODOLOGIA

LINEA DE INVESTIGACIÓN

La metodología de trabajo estará inicialmente dada por la búsqueda de información en libros, revistas, proyectos anteriormente desarrollados, otros documentos escritos, o consultados en la web, y en caso de no ser hallada tal información se procederá a la búsqueda de trabajos similares para que sirvan como guía en el desarrollo del propósito. Para la averiguación de dicha información se tendrán en cuenta temas como: estructuras, aerodinámica, sistema propulsor, materiales, componentes a bordo, cámaras de video, sistemas, entre otros. Después de la etapa de búsqueda, se establecerán los criterios de diseño y se plantearán tres bocetos de los cuales se elegirá uno, teniendo en cuenta características como aerodinámica, sistema de propulsión, diseño estructural, sistemas suplementarios , estabilidad y control, manufactura, consumo de energía eléctrica, mantenimiento y costos. Posteriormente al boceto elegido se le harán los análisis respectivos para comprobar que cumple con los requerimientos establecidos inicialmente. Finalmente, se harán las correcciones que sean pertinentes hasta la optimización del diseño y la obtención de datos para iniciar un diseño preliminar. El proyecto se encuentra suscrito en el nodo de Ingeniería Aeronáutica, campo de investigación en diseño y construcción de aeronaves debido a que se busca desarrollar el diseño del fuselaje y demás componentes para un micro UAV que sea propulsado mediante un motor eléctrico. La sub línea de la facultad es instrumentación y control de procesos y la línea institucional es tecnologías actuales y sociedad.

4

CONTENIDO

Los Vehículos Aéreos no Tripulados UAV, tienen diversas aplicaciones

entre las cuales se destacan: seguridad, meteorología, reconocimiento y

vigilancia. Este tipo de tecnología comenzó a utilizarse durante la

segunda guerra mundial, y actualmente existen UAV con una amplia

variedad de características de diseño, entre las cuales se encuentran las

versiones “micro”. La intensión de este proyecto es diseñar un MICRO

UAV con aplicaciones de vigilancia, siendo su tamaño una de las

grandes ventajas, debido a la facilidad de adaptarse a sitios de difícil

visión y alcance, lo que será de gran utilidad para cumplir la misión

requerida. Al igual que se busca que la aeronave además de despegar y

aterrizar verticalmente, tenga la capacidad de mantener un vuelo

suspendido y controlado en ambientes cerrados y que a su vez se

comporte como una aeronave de vuelo convencional en lugares abiertos;

Por lo tanto existe la necesidad de diseñar una micro avión con

capacidades de vuelo VTOL.

5

CONCLUSIONES

Se realizó el diseñó conceptual un micro UAV con capacidades de

despegue y aterrizaje vertical de configuración tilt rotor, con

capacidad para cumplir misiones de reconocimiento.

Se investigó y analizó el funcionamiento característico de este tipo

de MAV y se obtuvo como resultado la viabilidad de usarlos para

misiones de reconocimiento aéreo con este tipo de configuración.

Se evidencio que las dimensiones planteadas inicialmente para la

aeronave de 15 cm, no eran las adecuadas para este proyecto

debido a la falta de varios micro componentes y su diseño era más

complejo, por lo cual se decidió cambiar las dimensiones

limitantes hasta 50 cm, para el mejor análisis de este tipo de

aeronaves.

Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas

de la aeronave así como su sistema de propulsión tilt rotor.

Se seleccionaron los componentes adecuados para el

funcionamiento del MAV y para el cumplimiento de las misiones de

reconocimiento.

Es de gran importancia y necesidad el desarrollo de este proyecto

de investigación, puesto que con la ayuda de este tipo de MAV se

puede hacer un mejor control de las condiciones que pudiesen ser

riesgosas para un ser humano, y que estas misiones pueden ser

llevadas a cabo con mayor precisión y sin poner en peligro vidas,

al igual que de una forma autónoma puede brindar respuestas

inmediatas a estas situaciones.

Debido a la configuración tilt rotor de la aeronave, se observa que

sus capacidades como aeronave no tripulada de reconocimiento

son muy buenas, además no necesita bases fijas, de esta forma

puede operar desde cualquier sitio en el que se requiera.

Se observó que una de las grandes ventajas con la configuración

tilt rotor es que en la configuración de vuelo horizontal tiene una

velocidad mayor que la de un helicóptero y en configuración de

vuelo vertical se asemeja a las características de velocidad de un

helicóptero, debido a esto el rendimiento será mayor al de una

aeronave o helicóptero convencional.

Se evidencio que el sistema de propulsión no cumplía con los

requerimientos del MAV, se analizaron diferentes configuraciones

para este sistema y se logró encontrar el motor con las

6

características de empuje y potencia necesarias. Sin afectar el

sentido de giro de ambas hélices, lo cual es posible mantener un

vuelo controlado.

El diseño y dibujo en programas CAD son útiles para análisis y

estudios posteriores sobre este diseño conceptual, como por

ejemplo se podría llevar a cabo un análisis aerodinámico y

estructural. También puede llegar a ser de utilidad si el proceso de

construcción fuese con máquinas de control numérico.

La estimación de pesos se realizó por tres métodos: el primero

con una aproximación lineal entre peso de despegue y

envergadura, a partir de un estudio comparativo de MAV’s

desarrollados en otros proyectos, el segundo es un cálculo con los

diferentes pesos involucrados en la operación del MAV, como el

de los componentes y una estimación del peso de su estructura y

por último el peso real del MAV teniendo en cuenta el peso de los

componentes que se escogieron como los óptimos para el

cumplimiento de la misión dispuesta para el MAV y mediante los

pesos que se determinaron en Solid Edge, con la propiedades de

cada uno de los materiales escogidos para el MAV. Se encontró

que el primer método no aplica para la configuración de dos

motores, si por el contrario se utilizara una configuración de un

solo motor es válido utilizar la aproximación lineal que se obtuvo,

por otro lado se encontró que el segundo método es de utilidad

para obtener una buena aproximación del peso sin importar la

configuración.

Se determinaron las condiciones de operación aerodinámicas del

MAV teniendo en cuenta los efectos influyentes en su desempeño

en bajo número de Reynolds, considerando la vorticidad y las

burbujas de separación.

El desarrollo de nuevas tecnologías esta directamente relacionada

con los diferentes temas de investigación, para el caso de micro

tecnología.

7

DISEÑO CONCEPTUAL DE UN MICRO- UAV CON CAPACIDADES DE

VUELO VTOL

Alfredo Arrieta Gaitán Stefanía Hernández Sánchez

Iván Alonso Lema Dávila

Universidad de San Buenaventura Facultad de Ingeniería Ingeniería Aeronáutica

Bogotá D.C 2011

8


VUELO VTOL

Alfredo Arrieta Gaitán Stefanía Hernández Sánchez

Iván Alonso Lema Dávila

Trabajo de investigación para optar por el título de Ingeniero Aeronáutico

Tutor: PhD. Salvador Vargas

Universidad de San Buenaventura Facultad de Ingeniería Ingeniería Aeronáutica

Bogotá D.C 2011

9

Nota de aceptación

___________________________

___________________________

____________________________

Jurado

____________________________

____________________________

Jurado

10

Primero que todo quiero dar gracias a DIOS por permitirme superar

satisfactoriamente esta etapa tan importante de mi vida, ya que a través de

toda la carrera tuve la salud, la fuerza, la energía y el enfoque necesario para

afrontar todos aquellos inconvenientes y adversidades que se me

presentaron.

Por otra parte quiero dar infinitas gracias a mis padres, quienes confiaron y

me apoyaron durante todo este proceso, y me dieron las bases necesarias

para aprobar todos los retos que se me presentaron durante mi vida

universitaria. También quiero dar gracias a mi hermana Marcela y demás

familia por la preocupación y apoyo prestado durante el desarrollo del

proyecto.

Agradezco a todos mis amigos y a Camila Fonseca que estuvieron

acompañándome en el transcurso de la carrera de una manera incondicional

a pesar de tantas dificultades, siendo este un factor cotidiano y superable por

un profesional y finalmente quiero agradecer a Iván y a Stefania compañeros

de tesis ya que a pesar de todos los problemas que tuvimos durante el

desarrollo del proyecto, logramos sacar adelante con esfuerzo y constancia

un excelente trabajo.

ALFREDO ARRIETA GAITÁN

11

Agradezco a Dios por darme la vida, salud, fuerza, perseverancia y por

brindarme los medios necesarios para cumplir mis objetivos a lo largo de

todos estos años a pesar de las dificultades presentadas.

A mis padres no tengo cómo pagarles lo que han hecho por mí, y las

palabras no son suficientes para expresar este sentimiento de gratitud y

amor que tengo hacia ellos. Gracias por las oportunidades que me han

brindado a lo largo de mi vida y por los medios que han puesto a mi alcance

para cumplir con las metas propuestas. La educación que me han dado y los

valores inculcados han sido también factores que han contribuido

notablemente a mi desarrollo personal y profesional. Su paciencia, apoyo,

dedicación y esfuerzo fueron mi motivación para terminar mi carrera con

satisfacción. Mis hermanos, Sebastián y Daniel han sido también un apoyo

importante y un motivo más para cumplir todas las metas propuestas.

Finalmente agradezco a los profesores por sus enseñanzas y a Alfredo y

Stefanía, mis amigos, a quienes les debo mucho, por su comprensión y

apoyo en el desarrollo de este proyecto y por ser incondicionales en todo

momento, especialmente en los difíciles.

IVÁN ALONSO LEMA DÁVILA

12

Culminar esta etapa es algo muy satisfactorio para mi crecimiento como

persona, por eso doy gracias a DIOS quien me dio fortaleza en las

dificultades que se presentaron durante esta etapa de mi vida y por todas sus

grandes bendiciones que me ayudaron a salir adelante y ser lo que soy hoy.

Doy gracias a mis padres y a Juan Camilo Avendaño por su incondicional

apoyo, por confiar en mi siempre, por estar en los momentos mas dificiles

cuando sentia desfallecer y por su perseverancia para que yo terminara mi

carrera exitosamente.

Tambien quiero dar gracias a mis dos compañeros de tesis Ivan y Alfredo

que aunque tuvimos inconvenientes logramos superarlos y salir adelante con

este proyecto

Gracias a mi Abuela, Alejandra Sanchez, Nelson Contreras y demas

familiares por su gran apoyo y preocupacion.

Decir gracias a estas personas es poco para todas las cosas buenas que

aportaron a mi vida, pues sus consejos me ayudaron a tener Fortaleza y a

seguir sobresaliendo como una persona profesional e integral.

Por ultimo quiero dedicarle esta tesis a mi padre que es el mejor apoyo que

puedo tener, gracias papa eres un sabio, gracias por tus palabras que

hicieron que yo jamas me rindiera y por creer en mi hasta al final.

STEFANÍA HERNÁNDEZ SÁNCHEZ

13

AGRADECIMIENTOS

Agradecemos a DIOS por prestarnos la vida, darnos el conocimiento y la

fortaleza para culminar una carrera tan compleja y ardua como es la

Ingeniería Aeronáutica, demostrando las capacidades de las que siempre

contaron nuestros padres, a través de su confianza y apoyo; en segundo

lugar el grupo quiere agradecer de manera conjunta a todas las personas

que colaboraron directa o indirectamente con esta tesis, como lo fueron Ing.

Sebastián Lema, Ing. Jaime Escobar, Ing. Santiago Ramírez, Ing. Wilson

Pinzón, Ing. Alejandro García y el Ing. Pedro Jiménez que con su

colaboración permitieron que este proyecto alcanzara tal magnitud.

También agradecemos a nuestros amigos de la universidad que nos

ayudaron con este trabajo, pero que además de esto nos acompañaron en el

desarrollo de toda la carrera.

Queremos agradecer de manera especial a nuestro tutor Salvador Vargas el

cual colaboro de manera activa en el estudio y desarrollo de nuestro

proyecto, impulsándonos a alcanzar metas no antes predeterminadas.

En general el grupo agradece a todas las personas que ayudaron de manera

desinteresada en este proyecto, así como a la Universidad por su gran

capacitación.

14

CONTENIDO

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ............................................................ 27

1.1 ANTECEDENTES ............................................................................................ 27

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA .................................... 33

1.3 JUSTIFICACIÓN .............................................................................................. 34

1.4 OBJETIVOS ..................................................................................................... 34

1.4.1 Objetivo General .......................................................................................... 34

1.4.2 Objetivos Específicos ................................................................................... 34

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO ........................................... 35

1.5.1 Alcances ....................................................................................................... 35

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

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

2.1 MARCO CONCEPTUAL .................................................................................. 36

2.2 MARCO LEGAL ............................................................................................... 38

2.3 MARCO TEORICO ......................................................................................... 41

2.3.1 Aerodinámica: ............................................................................................... 41

2.3.2 Número Reynolds: ........................................................................................ 41

2.3.3 Carga alar: .................................................................................................... 42

2.3.4 Carga de potencia: ........................................................................................ 43

2.3.5 Relacion de aspecto (AR): ............................................................................ 43

2.3.6 Taper ratio: .................................................................................................... 44

2.3.7 Cuerda media geometrica: ............................................................................ 44

2.3.8 Mision:.......................................................................................................... 45

3. METODOLOGIA ................................................................................................ 47

3.1 DIAGRAMA DE FLUJO.................................................................................... 48

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD

CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMACION........................................................ 51

15

3.4 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN ................................ 51

3.5 VARIABLES ..................................................................................................... 51

3.5.1 Variables independientes ............................................................................. 51

3.5.2 Variables dependientes................................................................................ 51

4. DESARROLLO DE INGENIERIA ...................................................................... 52

4.1 PERFIL DE LA MISIÓN ................................................................................... 52

4.1.1 Recintos cerrados: ........................................................................................ 52

4.1.2 Espacios abiertos: ......................................................................................... 53

4.2 CONFIGURACIONES DEL MUAV .................................................................. 53

4.2.1 BOCETOS PRELIMINARES: ........................................................................ 53

4.2.1.1 OPCIÓN 1: ................................................................................................. 54

4.2.1.2 OPCIÓN 2: ................................................................................................. 55

4.2.1.3 OPCIÓN 3: ................................................................................................. 57

4.3 ESTIMACION DE PESOS: .............................................................................. 59

4.3.1 COMPONENTES A BORDO ........................................................................ 63

4.3.2 SISTEMAS SELECCIONADOS .................................................................... 69

4.3.2.1 Componentes Diseño 3.............................................................................. 69

4.4 PARAMETROS INICIALES.............................................................................. 73

4.4.1 CONDICIONES ATMOSFERICAS: .............................................................. 73

4.4.2 CARGA ALAR ............................................................................................... 74

4.4.3 ASPECT RATIO ............................................................................................ 74

4.4.4 RELACIÓN EMPUJE/PESO ......................................................................... 75

4.5 CALCULOS DE RENDIMIENTO PARA EL DISEÑO ÓPTIMO. ....................... 88

4.5.1 DIMENSIONAMIENTO DEL ALA .................................................................. 88

4.6 SELECCIÓN DEL PERFIL ............................................................................... 94

4.6.1 PERFIL DEL ALA ........................................................................................ 108

4.7 CÁLCULOS DE PARÁMETROS AERODINÁMICOS .................................... 109

16

4.7.1 DIMENSIONES DEL AERONAVE .............................................................. 109

4.7.2 PERFIL DEL EMPENAJE ........................................................................... 116

4.7.3 EMPUJE PARA CONDICIÓN DE CRUCERO ............................................ 129

4.7.4 DESPEGUE ............................................................................................... 132

4.7.4.1 FASE DE VUELO VERTICAL (1) ............................................................ 133

4.7.4.2 FASE DE VUELO DE TRANSICIÓN (2): ................................................ 134

4.7.4.3 FASE DE VUELO HORIZONTAL (3): ..................................................... 136

4.7.5 VELOCIDAD DE ROTACIÓN DE LOS MOTORES ................................... 137

5. SEGUNDA ESTIMACION DE PESOS ............................................................ 134

6. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS ........................................ 132

7. ANALISIS DE COSTOS .................................................................................. 134

8. PLANOS .......................................................................................................... 137

9. CONCLUSIONES .............................................................................................. 94

10. BIBLIOGRAFIA ............................................................................................. 108

11. ANEXOS ........................................................................................................ 109

17

LISTADO DE FIGURAS

Pág.

Figura 1: RQ-1” Predator” 28

Figura2: Heinkel wespe 29

Figura 3: Heinkel lerche 29

Figura 4: Mosquito I 31

Figura 5: Wasp III 31

Figura 6: Avión E2 32

Figura 7: Tarkus 32

Figura 8: Métodos de transición 37

Figura 9: Clasificación de los uav´s 38

Figura 10: Características geométricas del ala 44

Figura 11: Configuración del ala 45

Figura 12: Vuelo de sobre paso 46

Figura 13: Perfil de misión en recintos cerrados 52

Figura14: Perfil de misión en espacios abiertos 53

Figura 15: Boceto I 55

Figura 16: Boceto 2 vista superior 56

Figura 17: Boceto 3 vista superior 57

Figura 18: WTO vs Span (b) 61

Figura 19: Diseño del prototipo I 76

Figura 20: Diseño del prototipo II 78

Figura 21: Diseño del prototipo III 80

18

Figura 22: Bajo número de Reynolds aerodinámico 89

Figura 23: Coeficiente de sustentación requerido –niveles vuelo 90

Figura 24: Nomenclatura del perfil 95

Figura 25: Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque 97

(Perfil E-186)

Figura 26: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque (perfil E-186) 97

Figura 27: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque (perfil E-186) 98


(Perfil E-387)


Figura 30: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque (perfil E-387) 99


(Perfil E-374)


Figura 33: Eficiencia aerodinámica vs ángulo de ataque 101

(Perfil E-374)


(Perfil S-5020)

Figura 35: Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque 102

(Perfil S-5020)


(Perfil S-5020)

19


(Perfil S-4083)


(Perfil S-4083)


(Perfil S-4083)


(Perfil N-0009)


(Perfil N-0009)


(Perfil N-0009)


(Perfil.C-72)


(Perfil.C-72


(Perfil.C-72)

Figura 46: Perfil del ala 108

Figura 47: Finess ratio Vs fuselaje drag coeficiente 110

Figura 48: Diseño inicial del empenaje 113

Figura 49: Coeficiente máximo para una baja relación de aspecto 121

Figura 50: Diagrama de cuerpo libre fase de vuelo vertical 133

20

Figura 51: Diagrama de cuerpo libre fase de vuelo transición 134

Figura 52: Diagrama de cuerpo libre fase vuelo horizontal 136

Figura 53: Centro de gravedad de la aeronave 144

Figura 54: Sistema de control en vuelo 150

21

LISTADO DE TABLAS

Pág.

Tabla 1: Especificaciones aeronaves VTOL 30

Tabla 2: Tipos de UAVS 39

Tabla 3: Categorías de Uavs y regulaciones FAA 40

Tabla 4: Datos MAV similares 60

Tabla 5: Receptores 64

Tabla 6: Servos 64

Tabla 7: Baterías 65

Tabla 8: Motores 66

Tabla 9: Hélices 67

Tabla 10: ESC 67

Tabla 11: Boards to control 68

Tabla 12: Componentes de la aeronave 69

Tabla 13: Batería seleccionada 70

Tabla 14: Sistema de propulsión 70

Tabla 15: Carga paga de la aeronave 70

Tabla 16: Peso de la estructura 71

Tabla 17: WTO de diseños propuestos 72

Tabla 18: Condiciones atmosféricas 73

Tabla 19: Ventajas y desventajas diseño I 77

Tabla 20: Parámetros críticos de rendimiento diseño I 77

22

Tabla 21: Ventajas y desventajas diseño II 79

Tabla 22: Parámetros críticos de rendimiento diseño II 79

Tabla 23: Ventajas y desventajas diseño III 81

Tabla 24: Parámetros críticos de rendimiento diseño III 81

Tabla 25: Parámetros importantes, selección prototipo óptimo 82

Tabla 26: Comparacion de Pesos 86

Tabla 27: Comparacion de Costos 87

Tabla 28: Parámetros importantes, perfil ala 109

Tabla 29: Parámetros diseño inicial empenaje 111

Tabla 30: Aspect Ratio y Taper Ratio para el empenaje de la cola 114

Tabla 31: Parámetros importantes para el perfil del empenaje 116

Tabla 32: Cl Vs Alpha 117

Tabla 33: Tiempo para distintas condiciones de vuelo 143

Tabla 34: Segunda estimación de pesos 145

Tabla 35: Parámetros críticos, capacidades VTOL 145

Tabla 36: Estimacion de pesos 151

Tabla 37: Dimensiones de MAV 152

Tabla 38: Condiciones de Operación 152

Tabla 39: Analisis de cosots de los componentes del MAV 154

Tabla 40: Analisis de costos de operación 154

Tabla 41: Analisis de costos de producción 155

Tabla 42: Propiedades mecánicas 159

23

NOMENCLATUTRA

(Sweep angle) = Ángulo de flechamiento

= Ángulo de flechamiento en la mitad de la cuerda

Flechamiento a un ¼ de la cuerda media

= Ángulo de sustentación máximo

= Ángulo de sustentación mínimo

= Largo del fuselaje

= Densidad a determinada altura

= Esfuerzo cortante

δ= Grosor de la capa límite

= Factor de carga

(Taper Ratio) = Relación de conicidad

= Viscosidad a determinada altura

= Velocidad de rotación de los motores

AR (Aspect Ratio) = Relación de Aspecto

b = Envergadura del ala en el borde de ataque (°)

= Cuerda en la punta del ala

= Cuerda en la raíz del ala

= Coeficiente de fricción local

C = Cuerda media geométrica

= Diámetro máximo del fuselaje

24

Coeficiente de sustentación máximo

= Pendiente del coeficiente de sustentación

= Resistencia por fricción

D (Drag) = Resistencia total de la aeronave

(Drag polar) = Resistencia polar de la aeronave

(Drag inducido) = Resistencia inducida de la aeronave

g = Fuerza de gravedad

L = Sustentación de la aeronave

MAV (Micro unmanned aerial vehicle) = Micro vehículo aéreo no tripulado

= Potencia requerida para los motores

= Potencia hallada teóricamente

= Número de Reynolds

q = Presión dinámica del aire a cierta altura

S = Superficie alar

= Superficie del estabilizador horizontal

= Superficie del estabilizador vertical

T = Empuje de la aeronave

= Empuje teórico

= Empuje requerido

UAV (Unmanned aerial vehicle) = Vehículo Aéreo no Tripulado

= Coeficiente volumétrico para el estabilizador vertical

VTOL (Vertical and Take-Off Landing) = Despegue y aterrizaje vertical

V = Velocidad de crucero

25

Velocidad de pérdida de la aeronave

= Peso de la bateria

Peso de la carga paga

Peso de combustible de la Misión

= Peso de los controles

Peso del equipo fijo

= Peso de la estructura

= Peso del motor

Peso estipulado por el fabricante

= Peso vacio operacional de la aeronave

W/S = Carga alar

= Distancia del centro de gravedad de la aeronave al centro aerodinámico

del estabilizador horizontal.

= Distancia del centro de gravedad de la aeronave al estabilizador vertical

= Posición cuerda media con respecto a la raíz

26


VUELO VTOL

INTRODUCCIÓN

Los Vehículos Aéreos no Tripulados UAV, tienen diversas aplicaciones entre

las cuales se destacan: seguridad, meteorología, reconocimiento y vigilancia.

Este tipo de tecnología comenzó a utilizarse durante la segunda guerra

mundial, y actualmente existen UAV con una amplia variedad de

características de diseño, entre las cuales se encuentran las versiones

“micro”. De acuerdo a su propósito, pueden equiparse con cámaras de video

e infrarrojas, así como sensores para la detección de armamento y

materiales biológicos. Algunos son controlados desde una ubicación remota

y otros vuelan de forma autónoma basados en planes de vuelo programados,

usando sistemas más complejos de automatización. Además, estos aparatos

se adaptan a diferentes ambientes y vuelan bajo cualquier condición

meteorológica.

La intensión de este proyecto es diseñar un MICRO UAV con aplicaciones

de vigilancia, siendo su tamaño una de las grandes ventajas, debido a la

facilidad de adaptarse a sitios de difícil visión y alcance, lo que será de gran

utilidad para cumplir la misión requerida.

El desarrollo de esta tecnología impone innovaciones en el campo

aeronáutico, mejorando la calidad de desempeño de estas aeronaves, para

ser aplicada en diferentes áreas obteniendo propósitos más asertivos.

Otro de los objetivos que se piensa lograr con este proyecto de diseño

conceptual, es que la aeronave además de despegar y aterrizar

verticalmente, tenga la capacidad de mantener un vuelo suspendido y

controlado en ambientes cerrados y que a su vez se comporte como una

aeronave de vuelo convencional en lugares abiertos; por consiguiente, esta

investigación tendrá la innovación de una aeronave de dimensiones

pequeñas, complementado con capacidades de vuelo VTOL, que hará de

este proyecto un buen aporte en el área aeronáutica.

27

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

Los antecedentes están dispuestos en tres partes, las cuales serán: una

breve reseña sobre los UAV, los Micro-UAV y la configuración de vuelo

VTOL.

En la primera parte está expuesto el desarrollo de los sistemas aéreos UAV,

los cuales han tenido un gran avance en el transcurso del tiempo. En la

segunda parte se analizan los antecedentes de las aeronaves con una

configuración de vuelo VTOL y por último están expuestos los antecedentes

de micro aeronaves MAV’s.

UAV’S

Son aeronaves no tripuladas, con esta definición se diría que esta tecnología

no es nueva, sino que también ha sido explorada desde antes de la Segunda

Guerra Mundial, en 1935 la aeronave radio controlada OQ-2A la cual era

utilizada para las prácticas de los artilleros antiaéreos, después ya entrada la

segunda guerra mundial en Agosto de 1944 el cuerpo aéreo de la armada de

los EE.UU desarrolló el Culver PQ-14B, una aeronave no tripulada que

también era utilizada como objetivo en las prácticas de los artilleros

antiaéreos de la armada.

Durante la segunda Guerra Mundial se desarrollaron varios vehículos aéreos

no tripulados, principalmente en Alemania, entre los que se destacaban los

V1-Buzz Bomb que eran misiles crucero muy poco certeros, y por la parte de

los aliados se desarrolló el B-17f también conocido como BQ-17, este era un

avión bomba que utilizaron para atacar las bases de los V-1 .

En las décadas de 1970 y 1980 nace la nueva generación de UAV’s

conocidos como HALE (High Altitudes) con más capacidad de mantener el

vuelo, como por ejemplo el Teledyne Ryan YQM-96ª R-Tern el cual podía

volar poco más de 24 horas sin la necesidad de recargar combustible,

también se desarrolló el primer UAV que voló completamente desde el

despegue hasta el aterrizaje, este último era el Boeing Cóndor.

28

En 1994 se desarrolló uno de los UAV´s más conocidos y de mayor utilidad

militar, el RQ-1”Predator” (Fig.1), un vehículo de turbo- propulsión utilizado

principalmente para misiones de monitoreo y reconocimiento. Fue

desarrollado, por la compañía General Atomics Aeronautical Systems y

actualmente son los proveedores de 125 Predators usados por la Fuerza

Aérea Norteamericana.

Figura 1. RQ-1”Predator”

Fuente: Keesler Air Force Base

Los UAV´s han evolucionado gracias a los avances tecnológicos que dieron

paso a que características como el tamaño y los costos disminuyeran

considerablemente, trayendo ciertas ventajas en cuanto a confiabilidad y

calidad en estas aeronaves.

Tecnología VTOL

Sobre el tema de aeronaves con capacidades de vuelo VTOL se han

realizado muchas investigaciones y a su vez muchos avances con respecto a

este sistema de propulsión.

Uno de los grandes diseños con capacidades de vuelo VTOL es el Heinkel,

una aeronave de nacionalidad alemana, de los cuales se desprenden dos

versiones que fueron muy desatacadas, el Lerche y el Wespe. El Wespe

(Fig.2), fue diseñado para que trabajara como interceptor de despegue y

aterrizaje vertical.

Poseía un motor único de turbohélice, tenía un propulsor de seis aspas y 750

caballos de fuerza, siendo alimentado por una toma de aire situada debajo

29

de la cabina del piloto. Esta aeronave despegaba y aterrizaba con tres

trenes de aterrizaje, que fueron cubiertos en vuelo por razones de

aerodinámica.

Figura 2. Heinkel Wespe Fuente: Foro segunda Guerra Mundial

El Lerche (Fig.3), fue un diseño para una aeronave que despegaba y

aterrizaba sobre su cola pero volando horizontalmente como un avión

convencional. Fue propulsado por dos hélices contrarotativas ubicadas en

un ala circular.

Figura 3. Heinkel Lerche

Fuente: Zona Militar.com.ar

Las siguientes son algunas de las especificaciones generales de los diseños

nombrados anteriormente:

30

Tabla 1: Especificaciones Aeronaves VTOL Fuente: Autores

Micro-UAV’s

Respecto a las versiones micro, son aeronaves que pueden desplegar una

capacidad de carga útil micro a un lugar remoto en la que puede realizar

variedad de misiones.

El rango para este tipo de aeronaves debe ser de 10 km, alcanzar

velocidades 20m/s y ser capaz de transmitir imágenes en tiempo real, una de

sus mayores ventajas, es una estación en tierra fácil de operar,

implementando así mismo antenas direccionales para mantener contacto con

la aeronave a larga distancia.

En ambientes cerrados la aeronave permite la observación a través de

ventanas, el alcance a sitios de gran complejidad, la evasión de obstáculos y

la trasmisión de información más precisa y en menor tiempo.

En cuanto a las versiones micro, se destacan diversos prototipos y con

diferentes

Aplicaciones, como el mosquito 1, el cual se muestra en la Figura 4, que es

un micro UAV diseñado por Israel Aircraft Industries, lanzado manualmente,

con un peso de 250 gramos y una envergadura de unos 30 cm. El vehículo

lleva una cámara de vídeo en miniatura y ya ha realizado varios vuelos de

hasta 40 minutos de autonomía cada uno.

AERONAVE Longitud (m) Envergadura (m) S. Alar (m2) Peso TO (kg)

HeinkelLerche 10 4,55 12 5600

HeinkelWespe 12 5600

31

Figura 4. Mosquito 1

Fuente: Defense-update.com

Por otra parte, los Marines de los Estados Unidos utilizan un Micro UAV,

denominado el wasp III, ver Figura 5, para servir a nivel de pelotón de

infantería, este pesa tan solo 430 gramos, es de propulsión eléctrica y

tiene una autonomía de 45 minutos. Además, dispone de una cámara de

video frontal y una lateral.

Figura 5. Wasp III

Fuente: computescotland.com

Como se puede observar cada una de estas aeronaves tiene características

similares en cuanto a su autonomía, peso y parámetros de geometría.

El Micro DelFly, construido por la Universidad Tecnológica de Delft, es el más

pequeño en el mundo, tiene una envergadura de 10 cm e incluye una

cámara de vídeo. Esta aeronave a pesar de su tamaño tiene avanzada

tecnología que nos permite referenciar para el proyecto planteado.

El E2 es un avance en diseño y funcionalidad de los MICRO UAV´s

incorporadodesde el 2006, con mayor carga útil y mejores alcances, la Figura

32

6 muestra una fotografía de este micro aeronave. Un proyecto

estadounidense, con componentes a bordo como video cámara, con

grabación digital, transmisión en tiempo real, equipos como GPS de 12

canales para registro de datos.

Figura 6. E2

Fuente: imaging1.com

En cuanto a Micro-UAV con capacidades de vuelo VTOL, se encuentra el

TARKUS, Figura 7, que posee una cámara infrarroja y una cámara de video,

este micro UAV tiene una capacidad de vuelo de 30 minutos, también está

compuesto de sensores ultrasónicos para proximidad cercana que le

permiten a este UAV operar en cuartos cerrados en los cuales la navegación

es conducida de forma automática o por medio de un operador desde una

estación de control en tierra. El sistema es capaz de transmitir datos por

cinco horas después de aterrizar sobre un techo y antes de regresar a la

base.

33

Figura 7. TARKUS

Fuente: airvoila.com

En Colombia se considera que la implementación de aeronaves no tripuladas

(U.A.V) es una tecnología muy eficiente y que es económica para ser

desarrollada en el país debido a la efectividad que ha tenido en otros países.

En la Universidad de San Buenaventura en el programa de Ingeniería

Aeronáutica, se han desarrollado una serie de tesis relacionadas con los

Micro UAV’s y con las características del vuelo VTOL. A continuación se

nombran los títulos de dichos proyectos:

Diseño de una aeronave U.A.V. de despegue vertical (VTOL).

Diseño preliminar de un avión no tripulado de despegue y aterrizaje

vertical para reconocimiento y construcción de modelo para verificar

condiciones de vuelo.

Diseño preliminar de un UAV VSTOL con aplicación en operaciones

de rescate.

Diseño y construcción de un micro avión con un sistema de control no

convencional y selección de materiales.

Diseño y construcción de un mini-UAV.

Diseño, construcción y prueba de vuelo de un micro vehículo aéreo de

reconocimiento.

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA

Actualmente no existen referencias de MAV’s que ofrezcan la posibilidad de

volar en recintos cerrados y a su vez en espacios abiertos. Los modelos

existentes más cercanos a estas exigencias son UAV’s del tipo Tilt Rotor, por

lo tanto no cumplen con las características de tamaño y peso de un Micro

UAV.

34

El propósito del proyecto consiste en el diseño conceptual de un micro UAV

de baja velocidad y características VTOL que sea radio controlado y de

propulsión eléctrica. ¿Cuáles son las características del diseño conceptual de

un micro UAV de capacidades de vuelo VTOL de baja velocidad que se

adapte a las exigencias del montaje de un motor eléctrico y algunas cámaras

de video?

1.3 JUSTIFICACIÓN

La importancia del proyecto consiste en plantear un eficiente sistema de

reconocimiento de objetivos, entre los cuales se destacan la topografía

colombiana, la seguridad y la vigilancia, implementando sistemas que

permitan la visualización de algunos objetivos.

El avión debe cumplir con algunos requerimientos como lo es el tener un

fácil ensamble, transmisión de datos en tiempo real y bajos costos de

producción y de mantenimiento.

El diseño de este tipo de aeronaves implica innovaciones que contribuyen al

desarrollo de la industria aeronáutica colombiana, donde la pérdida del

equipo no producirá riesgos de vidas humanas. Al igual que representa el

deseo de los autores de aplicar el conocimiento obtenido durante la carrera

cursada de Ingeniería Aeronáutica, ya que este proyecto abarca el diseño de

aeronaves y el análisis del sistema de propulsión.

1.4 OBJETIVOS

1.4.1 Objetivo General

Realizar el diseño conceptual de un micro UAV con capacidades de

vuelo VTOL propulsado eléctricamente.

1.4.2 Objetivos Específicos

35

Evaluar las diferentes propuestas planteadas para el diseño del

fuselaje y demás componentes, presentando tres soluciones y

eligiendo una que ofrezca calidad y sencillez en la mayoría de

aspectos propuestos como rendimiento, efectividad en la tarea

propuesta, consumo de energía, entre otros.

Establecer dimensiones del prototipo elegido, detalles geométricos de

fuselaje y superficie alar, así como distribución de pesos.

Obtener planos de la aeronave utilizando CAD.

Seleccionar el sistema de propulsión eléctrico con base en los

requerimientos de empuje definidos en el rendimiento y en la

geometría del prototipo.

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO

1.5.1 Alcances

Revisión bibliográfica sobre el tipo de micro UAV’s existentes y sus

materiales de fabricación, componentes a bordo, diseño y

aplicaciones.

Desarrollo del diseño ingenieril para la parte estructural del micro-

UAV.

Modelar en CAD el diseño elegido.

Realizar los planos generales del modelo obtenido en CAD.

1.5.2 Limitaciones

El peso máximo de la aeronave: 1kg.

La aeronave no tendrá dimensiones superiores a 50 cm.

No se realizará diseño preliminar ni detallado.

No se construirá.

36

2. MARCO DE REFERENCIA

2.1 MARCO CONCEPTUAL

MICRO-UAV: Es un vehículo aéreo no tripulado con dimensiones límites de

15cm, y aplicaciones prácticas para distintas áreas y misiones.

TERMINOLOGÍA VTOL: Es la capacidad de ciertas aeronaves para

despegar y aterrizar de forma vertical VTOL (Vertical Take Off And Landing)

puede llegar alcanzar esta configuración por distintos sistemas de propulsión

como lo son tiltjet, tiltduct o fan-in-wing.

Nuestro proyecto se basará en vigilancia y no sólo utilizará esta capacidad

VTOL para aterrizar y despegar, si no será útil para ambientes cerrados

donde la aeronave tendrá condiciones de desempeño similar a un

helicóptero.

SISTEMA TILTJET: Este consiste en el montaje de motores en la punta del

ala con capacidad de giro lo que permite diririgir el flujo propulsivo este tipo

de sistema combina el hovering con el buen desempeño de un vuelo recto y

nivelado, esto se debe al tamaño de sus rotores que al girar a una posición

de 90° actúan como el rotor principal de un helicóptero, y en una posición de

0° proporcionan empuje suficiente para su vuelo horizontal.

Algo importante es que los rotores son los únicos que giran, el ala

permanece fija, una gran desventaja de este sistema debido a su

complejidad.

SISTEMA TILTDUCT: Este sistema maneja dos ventiladores que están

dentro de un ducto, a la entrada de estos ventiladores unas venas guías

móviles para controlar la aeronave en hovering, aunque tiene algunas

dificultades en este comportamiento con relación al pitch y al yaw debido a

que el control de estos dos ejes se realiza por la desviación vectorial de los

gases del motor.

SISTEMA FAN-IN-WING: El sistema consiste en tres ventiladores uno para

pitch y dos principales los cuales son movidos por un sistema llamado tip-

37

turbine, el cual consiste en unos alabes conectados a las puntas de las palas

del ventilador los cuales son movidos por los gases desviados del motor.

TRANSICIÓN: Este término se refiere al cambio producido por la aeronave

de hovering a crucero, esta transición comienza con una velocidad cero en

vuelo recto y esta termina cuando la aeronave ha alcanzado la velocidad de

perdida de vuelo convencional.

La transición para despegue y salida es denominada aceleración, y en

aterrizaje es llamada desaceleración.

Uno de los factores importantes durante la transición es la potencia, pues

una mayor potencia será utilizada para hovering y la cantidad requerida

disminuye considerablemente mientras aumenta la velocidad de vuelo recto y

el ala generan mayor sustentación.

Figura 8. Métodos de transición

Fuente: TERPSTRA Philip V/STOL Aircraft Design

38

2.2 MARCO LEGAL

En cuanto a la parte legal y de certificación de este tipo de aeronaves no

existe un criterio único e internacionalmente aceptado, aunque para UAV’s

de uso militar, el JCGUAV (Joint Capability Group on UAV) de la OTAN,

consciente de que es preciso unificar el lenguaje para facilitar tanto los

procesos de estandarización como el uso compartido de los UAV’s. Ellos han

propuesto una clasificación basada en el MTOW (peso máximo al despegue)

y diferentes categorizaciones basadas en el uso del UAV y su perfil de vuelo.

Figura 9. Clasificación de los UAV’s

Fuente: UAS sobre su integración en el espacio aéreo no segregado.

Existen las clasificaciones denominadas de Short Range (SR), Close Range

(CR) o Medium Range (MR) equivalentes a los Clase I (Micro, Mini o Small),

actuando por debajo de los 1.200 ft.

Los micro UAV hacen parte de la clase I de los diferentes tipos de UAV

existentes, en la Tabla (2) se exponen los diferentes tipos de UAV que

conforman la clase I.

39

Tabla 2. Tipos de UAV’s

Fuente: TERPSTRA Philip V/STOL Aircraft Design

Los límites entre las clases definidas, responden a los siguientes criterios:

• El límite de 650 Kg corresponde al MTOW de la categoría de aviación

deportiva.

• El límite de 150 Kg corresponde al límite inferior del MTOW propuesto en

diferentes ámbitos (NATO o Eurocontrol) para requerir certificaciones de

aeronavegabilidad.

• El límite de 3.000 ft corresponde a la altitud (AGL) mínima para vuelos VFR.

• El límite de 1.200 ft corresponde al límite superior del espacio aéreo no

controlado de clase G.

Otras categorizaciones, como la realizada por el DoD norteamericano,

atienden no tanto al MTOW, como al grado de similitud del UAV con las

aeronaves convencionales a las que actualmente se aplica el Título 14, parte

91 de las CFR (Code of Federal Regulations) de la FAA, denominado

«General Operating and Flight Rules)» o «Reglas del Aire».

40

Categoría I: UAV son similares a los aeromodelos radio controlados y

están cubiertos por la AC 91-57 de la FAA, denominado «Model Aircraft

Operating Standard». Estos UAV «pequeños» están normalmente limitados a

operaciones LOS. Ejemplos: Pointer, Dragon Eye.

• Categoría II: Aeronaves no convencionales, para llevar a cabo

operaciones o misiones especiales. Los operadores deben demostrar la

apropiada cualificación. Estos UAV pueden desarrollar operaciones rutinarias

bajo una serie de requisitos especiales. Ejemplos: Pioneer, Shadow.

• Categoría III: Aeronave capaz de utilizar cualquier clase de espacio aéreo,

de acuerdo a la 14 CFR Part 1. Requieren certificación de aeronavegabilidad

tanto la plataforma como los operadores. Generalmente estos UAV tienen

capacidad de realizar operaciones BLOS. Ejemplos: Global Hawk, Predator.

Estas categorías estan expuestas en la Tabla N. (3) con sus diferentes

características y regulaciones que las rigen.

Tabla 3. Categorías de UAV’s y Regulaciones de la FAA

Fuente: UAS sobre su integración en el espacio aéreo no segregado

La gran diversidad de UAV y sus diferentes características y prestaciones,

precisaría determinar las «categorías» de UAV que habrían de ser objeto de

estudio en relación a su integración, pues muchos de estos sistemas entre

los cuales se encuentra el tipo de aeronaves Micro-UAV, operan en alturas

muy bajas o con alcances y permanencias en vuelo muy limitadas, tienen

una baja masa o MTOW (Maximum Take Off Weight), o bien la energía

cinética que desarrollan es muy baja, por lo que no parece probable que se

deban someter a requisitos específicos orientados a permitir su uso en

espacio aéreo no segregado.

Regilacion FAA 14 CFR 91 14 CFR 91, 101 y 103 Ninguno (AC 91-57)

Espacio Aéreo Todos clase E, G y D clase G(<1200 ft AGL)

Aeronaves Certificada/U AS

(cat III)Categorizacion US DoD

Aeronaves No

Estandar/U AS (cat II)Aeromodelo RC/U AS (cat I)

Límite de velocidad,

KIASNinguno 100 (propuesto)NTE 250 (propuesto

41

En el caso de la EASA, se realiza el estudio de aeronavegabilidad solo a las

aeronaves que sobrepasen o pesen los 150 kg, para así poder expedir la

certificación a UAV, ya que estas aeronaves están diseñadas para realizar

actividades de igual manera que las aeronaves convencionales.

Estos aspectos no resueltos dificultan enormemente el desarrollo del UAV,

puesto que estos sistemas son tratados actualmente como excepciones o

elementos extraños al espacio aéreo convencional, produciendo un

incremento notable en la complejidad de sus despliegues operativos en

zonas no exclusivamente de uso militar.

2.3 MARCO TEÓRICO

2.3.1 Aerodinámica

Esta es la ciencia que más influye en este proyecto, ya que con ésta se

puede analizar el movimiento del aire y otros fluídos gaseosos y los cuerpos

que se someten a diferentes fuerzas dentro de estos fluídos. Se necesita de

una aerodinámica óptima para tener un buen diseño en la aeronave y para

lograr esto es necesario conseguir la sustentación necesaria con la mínima

resistencia posible. Una de las grandes dificultades con estos tipos de

diseños referentes a los MAV es que típicamente tiene un bajo Aspect Ratio

lo cual causa que el flujo alrededor de su estructura tenga mucha vorticidad y

un aumento en el Drag inducido.

En aerodinámica se realiza una serie de cálculos mediante coeficientes y

otros parámetros, para el análisis de las fuerzas aerodinámicas que actúan

sobre el cuerpo en el aire.

2.3.2 Número de Reynolds

El número de Reynolds es uno de los números adimensionales más

utilizados en aeronáutica. La importancia radica en que se refiere al régimen

con el que fluye un fluido, un parámetro fundamental para el estudio del

movimiento de los fluidos. El estudio de fluido y la forma en la que fluye, son

sumamente importantes tanto a nivel experimental, como a nivel industrial.1 A

42

continuación se nombra una fórmula matemática de cómo hallar dicho

número.

Ecuacion (1)

dónde:

ρ: Densidad a determinada altura

: Velocidad de crucero

: Cuerda media geométrica

: Viscosidad dinámica determinada a cierta altura

El número Reynolds en los MAV está entre 20,000 y 200,000, las

características de este régimen son:

Baja resistencia de la capa límite laminar para los gradientes de

presión adversas

La aparición de áreas limitadas de separación de flujo (burbujas)

La transición turbulenta activada por la inestabilidad de la capa

límite

Efectos de líneas de corrientes disturbadas y condiciones de

superficie

Características no lineal en sustentación/resistencia

2.3.3 Carga alar

La carga alar en una aeronave es el peso de esta dividido por la

superficie alar, normalmente cuando se habla de carga alar se refiere a

la carga alar en el despegue, considerando el peso máximo de la

aeronave. Sin embargo en varias aeronaves la carga alar está dada, por

las consideraciones de la velocidad de stall y la distancia de aterrizaje.

Dicha velocidad está dada por la siguiente ecuación:

√

Ecuacion (2)

De acuerdo a la ecuación anterior se determina la carga alar de la

siguiente manera:

43

(

)

Ecuacion (3)

La carga alar es el parámetro que determina como volará esa aeronave y

su comportamiento general. La carga alar no debe confundirse con los

factores de carga a los que se puede someter una aeronave. Los

factores de carga son las fuerzas a las que se pueden someter diferentes

puntos de la estructura de la aeronave durante el vuelo o en tierra. En

vuelo recto y nivelado, el factor de carga es 1 g, es decir, como si la

aeronave estuviese en reposo, pero en cuanto la aeronave gira, cambia

de altitud o de velocidad, ese factor varía y, en un caso extremo, podría

llegar a alcanzar un valor que haga que la aeronave se desintegre en

vuelo. Es por ello que en toda aeronave, al diseñarse, se calculan esos

valores máximos, y la estructura se hace de tal forma que en todo

momento se garantice la seguridad del vuelo.2

2.3.4 Carga de potencia

La carga de potencia esta dada por la siguiente ecuación:

Ecuacion (4)

Un Micro avión de vuelo lento tendrá una baja carga alar y una alta carga de

potencia, similarmente un avión convencional tendrá una alta carga alar con

una carga de potencia mínima.

2.3.5 Relación de aspecto (AR)

Se conoce como la relación entre la envergadura y la superficie, la cual

recibe la mayor parte de la sustentación generada por el ala donde también

se crea una fuerza de fricción más conocida como el Drag Inducido, donde

la sustentación generada en el ala o en cualquier superficie de control se ve

afectada por la relación de aspecto, entre mayor el coeficiente de

44

sustentación va aumentar y el drag inducido será reducido. 4La relación de

aspecto esta dada por la siguiente ecuación:

Ecuacion (5)

2.3.6 Taper ratio

Es la relación entre la cuerda en el extremo de un ala y la cuerda en la raíz,

a partir de una dimensión de alar fija y una cuerda de raíz establecida

podremos establecer un valor de de la siguiente manera:

Ecuacion (6)

Figura 10. Características del ala.

Fuente: Autores.

2.3.7 Cuerda media geométrica

Como los perfiles del ala no suelen ser iguales sino que van disminuyendo

hacia los extremos, lo mismo sucede con la cuerda de cada uno. Por tanto al

tener cada perfil una cuerda distinta, lo normal es hablar de cuerda media.

Esta dada por la siguiente ecuación:5

(

) (

) Ecuacion (7)

45

Donde,

= Cuerda en la raíz

Relacion de aspecto

Figura 11. Configuración del ala.

Fuente: Autores

2.3.8 Misión

Debido a que la aeronave diseñada en este proyecto es no tripulada se

deben tener en cuenta ciertos parámetros que no se consideran en una

aeronave tripulada, como son las ventajas que se obtienen al no depender

de un piloto, no hay riesgo de fatalidad ya que no hay tripulación, por lo cual

no existen preocupaciones con respecto a la supervivencia de la aeronave ya

que no debe haber consideraciones extras que aseguren la vida del piloto.

Uno de los parámetros que se comparte con las aeronaves tripuladas es el

tipo de misión, la cual en este caso será una misión por demanda, ya que

esta misión corresponde a situaciones en donde la aeronave debe estar

dispuesta para ser lanzada en cualquier momento.

46

Una de las etapas básicas de cualquier tipo de misión para este tipo de

aeronaves es la etapa Loiter que es la etapa en la cual se usan sensores

ópticos y herramientas de reconocimiento.

Para este proyecto se deben utilizar los dos tipos de Loiter que existen:

“pilar” o estático: consiste en volar sobre la zona de la misión en patrones

circulares o mantener la aeronave en un vuelo estático controlado.

Vuelo de sobre paso o de penetración: consiste en un vuelo recto a baja

altura sobre el área de la misión en el cual por medio de ciertas maniobras

hace un cubrimiento completo de la zona como se observa en la siguiente

figura.

Figura 12. Vuelo de sobrepaso.

Fuente: Autores

Otro parámetro que se debe tener en cuenta es que el despegue y el

aterrizaje se realizaran en la misma base.

Para realizar los primeros análisis sobre el desarrollo y diseño de la aeronave

se tiene que considerar unas primeras aproximaciones de peso de la

aeronave, teniendo en cuenta las limitaciones que se han dispuesto para que

cumpla con la configuración Micro-UAV, con estos datos recaudados

después del análisis se debe proceder a realizar cálculos más exactos.

47

3. METODOLOGÍA

La metodología de trabajo estará inicialmente dada por la búsqueda de

información en libros, revistas, proyectos anteriormente desarrollados, otros

documentos escritos, o consultados en la web, y en caso de no ser hallada

tal información se procederá a la búsqueda de trabajos similares para que

sirvan como guía en el desarrollo del propósito. Para la averiguación de

dicha información se tendrán en cuenta temas como: estructuras,

aerodinámica, sistema propulsor, materiales, componentes a bordo, cámaras

de video, sistemas, entre otros. Después de la etapa de búsqueda, se

establecerán los criterios de diseño y se plantearán tres bocetos de los

cuales se elegirá uno, teniendo en cuenta características como

aerodinámica, sistema de propulsión, diseño estructural, sistemas

suplementarios , estabilidad y control, manufactura, consumo de energía

eléctrica, mantenimiento y costos.

Posteriormente al boceto elegido se le harán los análisis respectivos para

comprobar que cumple con los requerimientos establecidos inicialmente.

Finalmente, se harán las correcciones que sean pertinentes hasta la

optimización del diseño y la obtención de datos para iniciar un diseño

preliminar. A continuación se presenta un diagrama de flujo que resume la

metodología propuesta:

48

3.1 DIAGRAMA DE FLUJO

INICIO

REGULACIONES APLICABLES AERONAVES VTOL

DEFINIR MISION PARA LA AERONAVE

Estimacio de pesosParametros criticos

de rendimiento

Los parametros y pesos estan dentro de los parametros

requeridos.

2

SI

NO

REQUERIMIENTOS Y LIMITACIONES

1

ESTUDIO DE DISEÑOS PROPUESTOS

ELECCION DEL DISEÑO A REALIZAR

49

2

Rendimiento y Aerodinamica al Diseño elegido

Seleccioncarga alar

Relacion Empuje/Peso

(T/W)

Analisis aerodinamico (seleccion perfil ala)

Seleccionmoto-propulsor

Dimensionamientodel estabilizador

vertical.

Dimensionamiento del estabilizador

horizontal.

Configuracion de la aeronave.

3

50

Re-calculacion del peso de la aeronave

SistemasEquipo avionicaPeso de la estructura

de acuerdo al materialGrupo moto propulsor

3

La estimacion de pesos

cumple los requerimientos

2

Calculos secundarios de rendimiento

Cumple con los requerimientos.

1

Ficha tecnica de la aeronave para

diseño preliminar

FIN

SI

NO

SI

NO

51

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD /

CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA

El proyecto se encuentra suscrito en el nodo de Ingeniería Aeronáutica,

campo de investigación en diseño y construcción de aeronaves debido a que

se busca desarrollar el diseño del fuselaje y componentes para un micro UAV

que sea propulsado mediante un motor eléctrico. La sub línea de la facultad

es instrumentación y control de procesos y la línea institucional es

tecnologías actuales y sociedad.

3.4 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE LA INFORMACIÓN

Para la recolección de información se cuenta con diferentes documentos

acerca de proyectos realizados que tienen que ver con la tecnología de los

MAV y la capacidad de vuelo VTOL los cuales se pueden encontrar en

diferentes fuentes de información.

3.5 VARIABLES

3.5.1 Variables independientes

Misión

Materiales

3.5.2 Variables dependientes

Diseño y configuración

Velocidad en el despegue y aterrizaje

Superficies

Tipo de lanzamiento

Distancia de aterrizaje

52

4. DESARROLLO DE INGENIERÍA

4.1 PERFIL DE LA MISIÓN

Para el vuelo de una aeronave con capacidades de vuelo VTOL se debe

tener en cuenta ciertos parámetros en su perfil de misión, ya que la aeronave

debe experimentar en vuelo el cambio de un vuelo vertical a uno recto y

nivelado llevando a cabo la misión con éxito.

El MAV estará en la capacidad de volar en espacios cerrados y al aire libre. A

continuación se explica el comportamiento del avión en los ambientes a los

que estará expuesto.

4.1.1 Recintos cerrados:

En espacios cerrados y pequeños, el MAV tendrá que mantener su vuelo en

un estado vertical, debido a que las condiciones del ambiente no permitirán

que se pueda desplazar a grandes velocidades ya que, de hacerlo, puede

sufrir colisiones, provocando daños graves a la estructura y a los

componentes.

Figura 13. Perfil de misión en recintos cerrados

Fuente: Autores

53

4.1.2 Espacios abiertos:

En espacios abiertos, el MAV podrá realizar vuelos horizontales, pero con un

despegue y aterrizaje vertical. Debido a que ha sido diseñado para realizar

estas dos fases de vuelo en ambientes que no requieran de pistas

preparadas como lo sería una pista de aeromodelismo.

Figura 14. Perfil de misión Espacios abiertos.

Fuente: Autores

4.2 CONFIGURACIONES DEL MAV

4.2.1 BOCETOS PRELIMINARES:

De acuerdo a los objetivos propuestos se debe evaluar las diferentes

propuestas planteadas para el diseño del fuselaje y demás componentes,

presentando tres soluciones y eligiendo una que ofrezca calidad y sencillez

en la mayoría de aspectos.

En esta etapa se da a conocer las tres opciones mediante bocetos

conceptuales, en los cuales no se tendrá en cuenta ningún sistema de

reconocimiento (cámaras, transmisores), solo se verán reflejadas sus

características básicas, para luego poder realizar un análisis más detallado

de cada una de las mismas.

54

4.2.1.1 OPCIÓN 1

La figura 15 muestra Un diagrama de la opción 1. Esta configuración tiene

dos motores eléctricos con sus respectivas hélices ubicados en la parte

trasera del MAV que actuarían en vuelo recto y nivelado como tipo pusher, y

que mediante dos servomotores, variarían su ángulo, permitiendo la

transición del vuelo vertical a convencional y viceversa. No tendrá superficies

de control en las alas debido a que los movimientos serán manejados

mediante diferencia de potencia en los motores, además del movimiento de

los mismos. Además, su empenaje está conformado por un rudder y un

estabilizador vertical de grande envergadura, con el propósito de hacer más

estable el vuelo vertical; de igual manera la ubicación del ala en el medio del

fuselaje nos proporciona mayor estabilidad. Este modelo tendría los

siguientes componentes a bordo:

3 Servo motores.

1 Batería.

2 ESC.

1 Receptor.

2 Motores eléctricos.

55

Figura 15. Boceto 1

Fuente: Autores

4.2.1.2 OPCIÓN 2

Esta configuración de esta oción se muestra en la figura 16, la cual tiene un

motor eléctrico convencional con su respectiva hélice, el cual le proporciona

la potencia para el vuelo convencional recto y nivelado, y tiene además un

motor eléctrico ducted fan con hélices contra rotativas que lo asiste en el

despegue y aterrizaje vertical. Este modelo tendrá elevons como superficies

56

de control manejados mediante dos servos. Estando en tierra el MAV iniciará

su fase de despegue con el ducted fan y una vez alcanzada la altura

requerida funcionará el motor pusher, al tiempo que se apagará el ducted

fan. Es de ala media debido a la ubicación del ducted fan, y para el control

del yaw tendrá un estabilizador vertical y un rudder. Este modelo tendría los

siguientes componentes a bordo:

3 Servo motores.

2 Baterías.

3 ESC.

1 Receptor.

3 Motores eléctricos (entre ellos un ducted fan compuesto por dos

motores).

Figura 16. Boceto 2 Vista Superior

Fuente: Autores

57

4.2.1.3 OPCIÓN 3

La configuración de la tercera opción, se muestra en la figura 17, esta

configuración llamada tilt rotor, tiene dos motores eléctricos con su respectiva

hélice ubicados en los extremos de las alas, estos motores será controlados

mediante una tarjeta eléctronica llamada blueboard, la cual tiene entre sus

componentes unos gyros que asisten al avión durante cualquier fase del

vuelo vertical. Para el vuelo horizontal, recto y nivelado los motores serán

rotados gradualmente 90 grados hacia adelante por dos micro-servos

después de haber iniciado el despegue de manera vertical. El ala es de tipo

trapezoidal por razones de soporte estructural y estabilidad. Por razones de

peso no tendrá alerones, sin embargo si tendrá control en su empenaje de

tipo twin tail boom, este empenaje fue considerado así para lograr una mayor

estabilidad y una reducción en tamaño del estabilizador vertical. Este modelo

tendría los siguientes componentes a bordo:

4 Servo motores.

1 Batería.

2 ESC.

1 Receptor.

2 Motores eléctricos

1 Tarjeta de control electrónico Blueboard.

58

Figura 17. Boceto 3 Vista Superior

Fuente: Autores

A partir de los tres bocetos planteados anteriormente, el siguiente paso es

realizar un análisis más detallado de cada uno, para poder determinar

ventajas y desventajas y así lograr escoger el que sea óptimo para la misión

propuesta.

59

4.3 ESTIMACIÓN DE PESOS:

Para los diseños propuestos el rango de los parámetros iniciales es:

Peso = estará entre los 250 gr y 1000 gr.

Envergadura = Estará entre los 15 cm y 50 cm.

Velocidad Crucero = Estará entre los 6 m/s y 20 m/s

Rango de vuelo = 10 Km

Como este proyecto está limitado por peso y dimensiones de la envergadura

como se expuso anteriormente, se debe buscar y escoger los componentes

óptimos, lo más pequeños y livianos que se puedan para no exceder las

limitaciones principales de nuestro diseño y lo primordial, que cumplan con

los requerimientos de la misión propuesta.

Una de las grandes ventajas al diseñar un MAV con respecto al análisis de

pesos, es el cálculo del peso de Despegue o el WTO por sus siglas en

inglés (Take-off Weight) el cual puede ser obtenido mediante diferentes

métodos:

El primer método es por una aproximación lineal, tomando los datos de los

aviones que cumplan características MAV, de los cuales se tendrá en cuenta

la envergadura del avión (b) y su peso al despegue (WTO), como se puede

observar en la tabla 4 con su respectiva gráfica, en donde se podrá

determinar la ecuación con la regresión lineal realizada en Excel, figura 18.

60

Tabla 4. Datos MAV similares.

Fuente: Autores

b WTO

(cm) (g)

Mosquito 1 (Israel) 30 250

PENAUT II 43,82 359

PENAUT 62,87 435

TH380 38 154

TH360 36 120

COLORADO MAV (CMAV) 30 170

12" GATOR A (UF) 30,48 250

Noterdame Mav 23,495 105

ORCIM 33,02 440

ND 24,77 284

DRAGONFLY (UNIVERSITY OF ARIZONA) 30 161

TACMAV 40 53

Aeronave

MICRO TACTICAL EXPENDABLE (MITE 3)

(NAVAL RESEARCH LABORATORY)30,5 128

BIRD-LIKE AUTONOMOUS POCKED MAV 30,48 120

12" and 16" AUTONOMOUS MAV (UF) 40,64 150

61

Figura 18. Wto Vs Span (b)

Fuente: Autores

Ecuacion (8)

El otro método es mediante el cálculo del peso de todo lo que conformará la

configuración del MAV, para lo cual existen una serie de fórmulas.

El proceso para la obtención de la fórmula, con la cual se podrá determinar el

peso al despegue (WTO) es:

Ecuacion (9)

Donde:

62

El peso vacío operacional se describe mediante la siguiente ecuación:

Ecuacion (10)

donde:

El peso vacío se expresa de la siguiente manera:

Ecuacion (11)

Donde:

Entre los componentes que se encuntran en el peso fijo se tienen los

siguientes:

Equipo de aviónica

Equipo de aire acondicionado

APU (Auxiliar Power Unit)

Otros equipos que se necesitan para que la aeronave este en

operación.

Finalmente, al combinar las ecuaciones dadas previamente se obtiene una

ecuación final expresada de la siguiente manera:

Ecuación (12)

Esta ecuación ayuda a determinar el peso al despegue de muchas

aeronaves en general, pero en el caso de nuestro proyecto donde nos

referimos a un MAV es diferente ya que existen muchos términos que no se

tendrán en cuenta para nuestro diseño, por lo cual se cancelan.

63

Ecuación (13)

Los anteriores términos se han cancelado ya que no existe el peso atrapado

como aceite o combustible y además no existe tripulación dentro de un MAV

radio controlado.

El peso vacío para nuestro MAV será el peso de la estructura, sistemas

de control y propulsión.

Ecuación (14)

Debido que en nuestro proyecto seleccionamos como fuente de propulsión

las baterías, el peso del combustible será una constante debido a que el

peso no va a variar durante el transcurso de la misión.

Ecuación (15)

Como el diseño es pensado para reconocimiento aéreo, llevara a bordo una

cámara con su respectivo transmisor por lo cual esto se tendrá en cuenta en

el peso de carga paga (Payload).

Entonces la ecuación para el peso máximo en despegue será:

Ecuación (16)

4.3.1 COMPONENTES A BORDO

A continuación se mencionan los principales componentes de la aeronave.

a) RECEPTOR:

Este es un dispositivo electrónico que recibe o recupera una serie de señales

emitidas por el radio control mediante ondas electromagnéticas. En la tabla

5, se muestra una lista de diferentes receptores con diferentes

características.

64

Tabla 5. Receptores

Fuente: Autores

b) SERVOS

Son dispositivos pequeños que tiene un eje de rendimiento controlado. Este

puede ser llevado a posiciones angulares específicas al enviar una señal

codificada. Con tal de que una señal codificada exista en la línea de entrada,

el servo mantendrá la posición angular del engranaje. Cuando la señal

codificada cambia, la posición angular de los piñones cambia. En la práctica,

se usan estos servos para posicionar las superficies de control en el MAV. La

tabla 6 muestra diferentes servos comúnmente usados en MAV´s.

Tabla 6. Servos

Fuente: Autores

R4PII/H/F PICO 4ch

HOR PIN F TYPE Receiver

R6NII/F Naro 6inch

Receiver withstandradoins

R6NII/F Naro 6inch

Receiver withstandradoins

30

307,6-8,2

7,6-8,2

53,6-7,2

5

9,620

20

POTENCIA(V) CORRIENTE(mAh)

GWS

GWS

FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm) ALTO(mm)

3,6-4,8 25 15 9,4 53,6-7,2

30

53,6-7,27,6-8,2 8,6

1030

2030

9,7 45Orange RX

GWS

HOBYKING

HOBYKING

HOBYKING 23 38 9 3

HOBYKING 2,2 16 8 2,2

HITEC HS-50 6,4 20,9 11,4 22 0,6 0,09@60 deg

VOLTAJE (V)

GWSPIC/STD/F 5,4 22,8 9,5 17

0,10sec/60*3,6 Oz-in0,8 in0,4 in

TORQUE (Kg.cm) VELOCIDAD

HITEC

FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm) ESPESOR

0,14/0,12sec@60 deg1,222,4

7 Oz-in 0.09 sec/ 60 *

1,8 0.09 sec/ 60 *

4,8-60,9 in0,3 OZS3114

9,823,68HS-45HB

10,5 25 11,7 22HOBYKING

FUTABA

GWS

S0901

65

c) BATERÍAS

Las baterías, sirven como fuente de energía para que el MAV pueda

completar su misión, se utilizarán las baterías para proporcionarle energía a

los motores y demás componentes electrónicos a bordo del MAV. Las

baterías que se analizaron para la selección de componentes para el MAV,

fueron tomadas a partir de las baterías mas pequeñas y livianas que cumplan

con las necesidades de la aeronave durante su operación. Las baterías de

litio son ideales ya que tienen una muy buena relación capacidad-peso, por

lo cual son muy livianas y tiene un alto poder energético, en la siguiente tabla

se expone algunas de estas baterías, ver tabla 7, donde se muestran un

listado de baterás con diferentes carcaterístas.

Tabla 7. Baterías

Fuente: Autores

Las baterías Li-Po, cada celda tiene una tensión nominal de 3,7 voltios, por lo

tanto si se elige una batería de dos celdas se tendrá una tensión nominal de

7,4 V y para una batería de tres serán 11,1 V y así sucesivamente.

d) MOTOR

Un motor eléctrico es una máquina eléctrica que transforma energía eléctrica

en energía mecánica por medio de interacciones electromagnéticas. Los

motores eléctricos han empezado a ser más utilizados debido a la eficiencia

TASA CAPACIDAD

DESCARGA (mAh)

HOBYKING

HOBYKING 62 57 32 21

HOBYKING 26-35 54 30 9

GPMP0700

GPMP0594

HOBBY

PARTS

13,2 63 26 4 40030C3,7

7,4 20C 300

30020C7,4

300020C7,4

300020C11,1

19,5 8

11

17

1653

50

24

3252

LIPO 2SIMAGRO 72121

269

24 58

145

VOLTIOS(V)

ELECTRICFLY

ELECTRICFLY

BLUE Lipo 3-Cell

3000mAh 3s1p 11,1 v


66

de su rendimiento propulsor, a pesar de sus desventajas como la relación de

peso potencia, han sido de gran utilidad debido a su fácil operación, ya que

no necesita de sistemas externos para su arranque, la simplicidad de carga

de sus sistemas de alimentación por medio de controladores de velocidad, la

buena resistencia a cambios bruscos de altitud, y para mejorar la desventaja

de baja relación peso potencia, se han desarrollado motores que le permiten

un alto rendimiento en vuelo radio controlado. La tabla 8, muestra 7

diferentes motores con diferentes características, de los cuales el más

adecuado según sus carateristicas y los requerimientos del proyecto es el

TURIGY 2204-14T.

Tabla 8. Motores

Fuente: Autores

e) HÉLICES

Una hélice es un perfil rotando que genera una cantidad de empuje, está

diseñada para una condición de vuelo determinado, además, tiene un

coeficiente de sustentación, y el twist del perfil es seleccionado para

proporcionar un perfil óptimo en determinado ángulo de ataque para ciertas

condiciones de diseño, ver tabla 9, donde se muestra una serie de diferentes

tipos de hélices.

La nomenclatura establecida para las hélices es básicamente dada por dos

números: el primero será la diámetro de la hélice y el segundo el paso; por

ejemplo una hélice de 10x 5, tendrá un diámetro de 10 y un paso de 5, estos

parámetros afectan las revoluciones del motor que es inversamente

HELICE MAXIMA

SUGERIDA POTENCIA(W)

KKMULTICOPTER FLYCAM 925 54 28 30 3,175 APC 10X4,7SF 22 9250

HOBBYKING 23 24 20 3

HOBBYKING 2,3 13 13 2

Out-runnerBrusheless

motor 28 mm diameter/ 41 28 12 3 7X4S-9X3,5 17 280 1600

25 mm lenght


motor 12 mm diameter/ 16 30 8,5 1,5 7X4SF-10X3,8S 2,1 50 3850

30 mm lenght


motor 12 mm diameter/ 16 30 8,5 1,5 7X4SF-9X4,7S 2 50 4110

30 mm lenght

19 27,6 11,5 3 5 X 3 (CCW/CW) 7,5

CORRIENTE

MAXIMA (A)D. EJE (mm)

ELECTRICFLY

RPM

ELECTRICFLY

FABRICANTE REFERENCIA PESO (gr) LARGO (mm) ANCHO(mm)

TIENDA2000 TURNIGY 2204-14T

ELECTRICFLY

67

proporcional, si hay un paso de hélice bajo las revoluciones del motor serán

mayores y viceversa, lo cual es importante para el rendimiento del motor.

Tabla 9. Helices

Fuente: Autores

f) CONTROLADORES DE VELOCIDAD (ESC)

El controlador de velocidad es un dispositivo que varía el paso de corriente

hacia el motor para aumentar o disminuir su potencia, ver tabla 10.

Tabla 10. ESC

Fuente: Autores

KKMULTICOPTER APC 8X3,8 SF+SFP 8 3,8 CCW/CW

ELECTRIFLITE 3X2 CCW and CW 3 2 CCW/CW

MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive CCW/CW

MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive 6 3 CCW/CW

MICRON RADIO CONTROL GWS 3 BladeDirect Drive 7 3,5 CCW/CW




5 3

ROTACIONPASO/PITCHDIAMETRO (in)REFERENCIAFABRICANTE

CORRIENTE

MAX.(A)

HOBBYKING 3A Single Cell ESC 0,4 11.5 8,6 4 3

HOBBYKING Red brick 10A 7,3 40 18 7 10


HOBBYKING

ELECTRICFLY

7613178pico control 281MULTIPLEX

GPMM1800 11 30

6233314

20 6 8

184473218ESC 20A

HOBYKING

68

g) TARJETAS (KKMULTICONTROLLER)

Esta es una marca de tarjetas que realizan el control del avión mediantes

dispositivos electrónicos como gyros, entre otros, las tarjetas encontradas

son descritas a continuación

Tabla 11. Boards to control

Fuente: Autores

La Blackboard es una tarjeta bastante eficiente, pero es utilizada para

aeronaves que necesitan más de 6 rotores ya que tiene una capacidad de

conectar hasta 12 rotores, por lo cual es más costoso y para el diseño

propuesto del MAV solo se necesita el control de 2 rotores y la Blueboard, la

cual está diseñada para aeronaves con menos de 6 rotores, al tener el

mismo chip (ATMega 168) proporciona un gran almacenamiento para el

ajuste y programación de los parámetros de vuelo al igual que tiene una

frecuencia de actualización muy Buena. Por lo cual se seleccionó la

Blueboard.

h) BLUEBOARD

Es una tarjeta controladora de vuelo para aeronaves a control remoto con 2,

3, 4 y 6 rotores. Su propósito es el de estabilizar la aeronave durante el

vuelo. Para esto la tarjeta toma la señal de los tres Gyros que trae integrados

(roll, pitch y yaw) y suministra la información dentro del circuito integrado

(Atmega IC). Este procesa la información de acuerdo a los parámetros en el

KK software y envía una señal de control a los Electronic Speed Controllers

(ESCs) los cuales están conectados a la tarjeta y también a los motores.

Dependiendo de la señal del IC los ESCs aumentaran o disminuirán la

velocidad de los motores en un orden para mantener un vuelo nivelado.

La tarjeta también toma una señal trasmitida por el receptor del control

remoto (RX) la cual es enviada al IC mediante los pines del alerón, elevador,

KKMULTICOPTER BLUEBOARD 45 63,6 4 ATMEGA168 6

KKMULTICOPTER BLACKBOARD 45 63,6 4 ATMEGA169 12

FABRICANTECAPACIDAD DE

MOTORESCHIP ESPESOR (mm)ANCHO (mm)LARGO (mm)REFERENCIA

69

rudder. Luego de procesar esta información, el IC enviara la señal a los

motores por medio de los pines M1 y M2, para que aceleren o desaceleren

con el fin de controlar el vuelo (arriba, abajo, hacia atrás, hacia adelante,

derecha, izquierda, yaw).

4.3.2 SISTEMAS SELECCIONADOS

En cuanto a la parte que tiene que ver con todos los componentes

electrónicos del MAV se debe tener en cuenta que el peso debe ser los mas

reducido posible al igual que sus dimensiones, para este estudio se tomara

de ejemplo el Diseño # 3 para demostrar el calculo de el peso al despegue,

en el diseño planteado se opto por ubicar dos motores en el tip de las alas

para facilitar la configuración de propulsión VTOL, los siguientes son los

componentes que han sido seleccionados para cumplir esta tarea:

4.3.2.1 Componentes Diseño 3

CONTROLES

Tabla 12. Componentes de la aeronave

Fuente: Autores

Ecuación (17)

COMPONENTE MARCA MODELO CANTIDAD PESO c/u (gr) PESO TOTAL (gr)

RECEPTOR ORANGE RX 1 9,7 9,7

SERVO S0901 - 2 10,5 21

ESC HOBBYKING 20A 2 18 36

BLUEBOARD KKMULTICOPTER V 1.5 1 10 10

70

BATERÍA

Tabla.13 Bateria seleccionada

Fuente: Autores

PROPULSIÓN

Tabla.14 Sistema de propulsión seleccionado

Fuente: Autores

Ecuación (18)

CARGA PAGA

Tabla. 15 Carga paga de la aeronave

Fuente Autores

Ecuación (19)


BATERIA LIPO 2 3000mAh 1 121 121


MOTOR TURNIGY 2204-14T 2 19 38

HELICE GWS 3 Blade 2 6,3 12,6


TRANSMISOR LAWMATE 1,2 GHz1000 1 35 35

CAMARA XMD900-12 - 1 3,2 3,2

r

71

ESTRUCTURA

La estructura puede variar dependiendo de los materiales seleccionados, sin

embargo la mayoría de los MAV´s se contruyen con materiales compuestos.

El peso de la estructura se plantea de acuerdo con aeronaves similares y

pruebas sobre cantidades de material necesario para el caso.

Para esto se realiza un promedio con base a la información de pesos en la

estructura de otros MAV´s. Para llevar a cabo este promedio se utiliza la

información de los MAV´s que se exponen en la Tabla 16, en la que se

incluye: el nombre del MAV, artículo, Universidad o institución en la que se

realizaron.

MAV 1: TH360- Micro Air Vehicle: Configuration, Analysis, Fabrication

and Test.

MAV 2: Diseño y Construcción de un Micro Avión con un sistema de

control no convencional y selección de materiales. Universidad de San

Buenaventura.

MAV 3: Diseño Construcción y Prueba de Vuelo de un Micro Vehículo

Aéreo de Reconocimiento. Universidad de San Buenaventura.

MAV 4: Wind Tunnel Testing and design of fixed and Flapping Wing

Micro Air Vehicles, University of Arizona.

Tabla.16 Peso de la estructura

Fuente: Autores

MAV 1 28

MAV 2 14

MAV 3 14,7

MAV 4 15,1

PROMEDIO 17,95

PESO ESTRUCTURA

72

PESO AL DESPEGUE

Ecuación (20)

Según el anterior proceso para el cálculo del peso al despegue se tiene que

el peso al despegue de cada uno de los diseños propuestos esta expresado

en la Tabla 17.

Tabla 17. WTO de Diseños Propuestos

Fuente: Autores

Modelo1 Modelo2 Modelo3

Peso (gr) Peso (gr) Peso (gr)

Servos 13,5 94,5 21

Batería 86 384 121

Esc 29,2 145,8 36

Receptor 9.7 9.7 9.7

Motores 56 144 38

Sistema video 37 37 38,2

Hélices 68 153 12,6

Estructura 18 18 18

BlueBoard - - 10

Total 307,7 976,3 304,8

Componente

73

4.4 PARAMETROS INICIALES

4.4.1 CONDICIONES ATMOSFÉRICAS:

El diseño del MAV se diseña en condiciones atmosféricas que se presentan

al nivel del mar, pero también se toma en cuenta las condiciones

atmosféricas de Bogotá en los cálculos de aerodinámica y de rendimiento.

Con base en la Internacional Standard Atmosphere (ISA) estos

parámetros atmosféricos se pueden observar en la Tabla 18.

Tabla.18 Condiciones Atmosféricas

Fuente: www.engineeringtoolbox.com

En esta etapa se busca realizar un primer análisis de los parámetros críticos

de rendimiento para las tres configuraciones propuestas anteriormente. La

carga alar (W/S) y la relación empuje peso (T/W), son los dos parámetros

más importantes que afectan el rendimiento de una aeronave. La

optimización de estos parámetros conforma la mayor parte del análisis

detallado que se debe realizar al diseño elegido como el óptimo, después de

analizar los tres diseños planteados inicialmente.

El análisis de estos dos parámetros se realiza en la etapa de despegue a la

altura de Bogotá, ya que esta es una de las condiciones más críticas a las

que se encontrara expuesto el MAV.

Para comenzar con los respectivos cálculos de estos parámetros críticos de

rendimiento, se debe tener en cuenta una serie de datos y parámetros

básicos, los cuales se mencionan a continuación.

0 288.15 101325 1.225

2700 270.6 72824 0.93754

ALTURA

(m)

TEMPERATURA

(K)

PRESION

(N/m2)

DENSIDAD

(Kg/m3)

VISCOSIDAD DINAMICA

(N*s/m2)

http://www.engineeringtoolbox.com/

74

4.4.2 CARGA ALAR

Como se menciona en el marco teórico, la carga alar puede estar dada por la

velocidad stall. Pero en algunos proyectos de micro aviones desarrollados

anteriormente, solo se toma la relación del peso del MAV por el área del ala

de referencia.

Ecuación (21)

El peso de cada uno de los diseños propuestos está dado por los

componentes que se han dispuesto para que puedan operar y cumplir su

misión satisfactoriamente.

Para determinar el área del ala se debe empezar por determinar cuál es la

relación de aspecto que se va a utilizar teniendo en cuenta la definición dada

en el marco teórico y que la envergadura que se asume para cada uno de los

diseños propuesto es de 20 cm, para que en momento de acomodar cada

uno de los componentes abordo sea más sencillo.

4.4.3 ASPECT RATIO

Mientras se desea minimizar las dimensiones del MAV, se decidió asumir la

relación de aspecto de 2,1, ya que este tipo de aeronaves tienden a tener un

bajo AR, pero cuando el AR se acerca al valor de 1 se reducirá el CL pero

aumentará el ángulo de ataque en el cual existirá pérdida. Por lo cual se

toma un valor más alto para evitar ese efecto de pérdida, a este bajo AR el

ala es más eficiente estructuralmente, más maniobrable y con menos Drag a

altas Velocidades.

75

Si se sabe que la ecuación para determinar la relación de aspecto esta dada

por:

Ecuación (22)

Se podrá despejar la superficie alar y así determinar el valor que se requiere

para el MAV:

Ecuación (23)

Ya con estos datos se podrá obtener el valor de la carga alar en las

condiciones mencionadas previamente, tanto las condiciones atmosféricas

como los parámetros asumidos para facilidad del cálculo.

4.4.4 RELACIÓN EMPUJE/PESO

Esta relación según Raymer, debe ser igual o mayor a un factor de 1,05,

para tener un mayor factor en cuanto a esta relación se decidió escoger un

valor de 1,1. El cual es un valor alto, lo cual implica que puede acelerar mas

rápidamente, subir mas rápidamente, alcanzar una velocidad máxima más

elevada y sostener una alta taza de giro.

⁄

Los parámetros calculados anteriormente, son necesarios para analizar cada

uno de los bocetos propuestos, los cuales fueron descritos anteriormente. A

continuación se mostrarán las ventajas y desventajas que presenta cada

modelo.

76

DISEÑO # 1

Figura. 19 Diseño del Prototipo I

Fuente: Autores

VENTAJAS DESVENTAJAS

Proporciona un buen control y

estabilidad en vuelo recto y

nivelado debido al control en

los motores mediante los

servos.

Fácil construcción.

Comparado con los otros

modelos, es que menos peso

puede conseguir.

Difícil coordinación en la

transición del vuelo vertical al

horizontal debido a que los

motores tendrían que cambiar

de polaridad para cambiar la

dirección del flujo de aire, lo

que traería como

consecuencia una respuesta

demorada al cambio y una

inminente pérdida del control

del micro vehículo.

Debido a su configuración, la

distribución de pesos se

inclina hacia la parte

delantera, esta situación hace

difícil también la transición en

77

cualquier fase vuelo.

Debido a su configuración

general y comportamiento, se

hace adecuado para vuelo

vertical, pero no para un vuelo

combinado vertical y

convencional, por esta razón

no es adecuado para la misión

propuesta.

Tabla.19 Ventajas y desventajas del diseño I

Fuente: Autores

Tabla.20 Parámetros críticos de Rendimiento.

Diseño I

Fuente: Autores

78

DISEÑO # 2

Figura. 20 Diseño del prototipo II

Fuente: Autores


Proporciona una buena

transición de la fase de vuelo

vertical a horizontal.

Buen control y una respuesta

rápida de roll, pitch y yaw

gracias a sus superficies de

control elevons y rudder.

Complejidad de construcción

media debido a la ubicación

del ducto para los motores

contra rotativos.

Debido al ducted fan,

conformado por dos motores

eléctricos y dos hélices, se

hace necesario utilizar otra

batería y otro ESC,

incrementando notoriamente

su peso.

Debido a que se requiere para

fases de vuelo vertical

sostenido, posiblemente el

ducted fan agote rápido su

batería y el tiempo en vuelo

sea menor al deseado.

79

Los motores del ducted fan de

tipo contra rotativos coaxiales

son de disponibilidad muy

baja. Son muy especiales.

Tabla. 21 Ventajas y desventajas diseño II

Fuente: Autores

Tabla 22. Parámetros críticos de Rendimiento.

Diseño II

Fuente: Autores

80

DISEÑO # 3

Figura. 21 Diseño del prototipo III

Fuente: Autores


Proporciona una muy buena

transición de la fase de vuelo

vertical a horizontal debido a

la rotación de sus motores y el

control asistido mediante una

tarjeta electrónica.

La distribución de los pesos es

más uniforme.

La misión dada puede ser

cumplida satisfactoriamente

debido a su configuración y

distribución de pesos, ya sea

para las fases de vuelo vertical

o convencional.

La velocidad de respuesta es

rápida debido al control en sus

Complejidad de construcción

alta debido a la forma del

fuselaje, alas, empenaje y las

carcasas de los motores.

Un mayor peso debido a sus

componentes adicionales

como la tarjeta para el control

electrónico, las carcazas de

los motores y el empenaje.

Debido a la ubicación de los

ejes de rotación de los

motores, se hace difícil

montarlo en el interior del ala.

81

motores mediante los servos y

las superficies de control en el

empenaje.

Mayor estabilidad debido a la

configuración de su empenaje.

Mayor resistencia estructural

en las alas para soportar los

motores.

Tabla. 23 Ventajas y desventajas diseño III

Fuente: Autores

Tabla. 24 Parámetros críticos de rendimiento

Diseño III

Fuente: Autores

Después de analizar las ventajas y desventajas que ofrece cada modelo, es

necesario hacer una matriz de decisión para determinar cuál es el modelo

que más se acomoda a los requisitos formulados inicialmente. A continuación

se muestra una tabla con parámetros importantes para la elección del

modelo final. Se dará una puntuación para cada boceto siendo: 1 regular, 2

buena y 3 muy buena, expresado esto en la Tabla N. (25).

82

BOCETO

PARÁMETRO

EFECTIVIDAD EN

TAREA

PROPUESTA

1 2 3

SISTEMA DE

PROPULSIÓN 2 1 3

CONFIGURACIÓN

DEL ALA 2 2 3

PERFORMANCE 2 1 2

PESO 2 1 3

CONSTRUCCIÓN 3 2 1

COSTO 2 1 3

TOTAL 14 10 18

Tabla.25 Parámetros importantes para la selección del prototipo óptimo

Fuente: Autores

A continuación se describirá cada uno de los ítems expuestos en la tabla N

(25), para tener una mayor claridad de la clasificación en puntaje de la matriz

de decisión.

Efectividad en tarea propuesta:

De acuerdo a la descripción del proyecto, el MAV estará en la capacidad de

sostener de una manera eficiente las dos fases de vuelo, tanto la vertical

como la convencional, para lo cual tendrá que proporcionar una transición de

fase con facilidad y agilidad. Para el boceto No.1, la puntuación será la más

baja, el decir 1, debido a que en fase de transición debe cambiar la polaridad

de los motores para invertir la dirección del flujo de aire, lo que traerá como

consecuencia, una pérdida inminente en el control del avión. El boceto No.2

tiene una puntuación media, es decir 2, debido a que cumple parcialmente

83

con el requerimiento establecido, esto porque el tener sus componentes en la

parte delantera, hace que su centro de gravedad se sitúe lejos del eje de las

hélices contrarotativas, generando un momento generando una difícil

manipulación del dispositivo.

Finalmente, el boceto 3 tiene la mejor puntuación que es 3, debido a que se

hace el más adecuado en la fase de transición, gracias a la distribución de

pesos uniforme que tiene y por la rotación de sus motores. Por lo anterior, se

hace el boceto más adecuado para cumplir con la misión asignada ya sea en

vuelo vertical o en fase convencional.

Sistema de propulsión:

En cuanto al sistema de propulsión, se puede observar que el que fue

clasificado como el óptimo (3 puntos), fuel el diseño # 3 ya que al ser de

configuración tilt rotor ofrece un mejor desempeño en el despegue, mientras

que en el diseño # 1 fue clasificado con una puntuación de 2, ya que es

bastante complicado que los dos motores pusher que tiene abordo, puedan

darle la estabilidad necesaria para la etapa de vuelo estacionario y aun mas

en la transición de vuelo vertical a recto y nivelado. La puntuación del diseño

# 2 la cual fue de 2 puntos, se debe a que es más difícil encontrar el sistema

de hélices contra rotativas sobre un mismo eje para colocarlos dentro del

Duct Fan y así evitar el efecto de torque sobre el motor. Este sistema de

propulsión es bastante complejo lo cual aumentara notablemente el peso y

los costos para este diseño.

Configuración del ala:

La configuración de ala trapezoidal es muy usada en aviones pequeños y

acrobáticos. Este tipo de ala produce más eficiencia a mayor velocidad y

menos resistencia que un ala rectangular. Otra ventaja es que debido a su

configuración produce una menor carga estructural. Sin embargo, una de las

desventajas del ala trapezoidal es que toda el ala no entra en pérdida al

mismo tiempo, sino en diferentes sectores; es decir que la pérdida se

produce espontáneamente. Y la manera más práctica de solucionar este

problema consiste en tener ángulos de incidencia diferentes para todos los

perfiles del ala. Siendo el ángulo de la raíz mayor que el ángulo de la punta

del ala. Por lo anterior, la puntuación para el boceto No. 3, que tiene

configuración del ala trapezoidal es de 3; la máxima debido a que este tipo

84

de ala es idónea para aviones pequeños. Las alas delta son muy utilizadas

en aviones con configuración canard, además es muy usada en aviones

supersónicos. Debido a su estructura geométrica, tienden a producir menos

resistencia aerodinámica y su costo es relativamente bajo. Otro de los

inconvenientes que presentan son sus problemas de sustentación a bajas

velocidades y su alta resistencia a baja altitud. Por esto los bocetos No. 1 y

2., tienen la puntuación de 2, debido a que presentan ciertas ventajas,

aunque no las más apropiadas para la misión que necesita cumplir el MAV.

Performance (rendimiento):

Mediante los resultados de carga alar determinado para cada uno de los tres

modelos, se podrá evidenciar la diferencia en el rendimiento de cada modelo

mediante las tres siguientes ecuaciones.

Velocidad de pérdida:

√

Ecuacion (24)

En este parámetro de rendimiento se observa que a medida que aumente la

carga alar la velocidad stall será mayor, por lo consiguiente, la aeronave que

menor velocidad stall proporciona es la opción uno, lo cual es satisfactorio

debido a que podrá igualar la sustentación con el peso y no perderá altura

considerablemente, de acuerdo a la opción dos tiene una alta velocidad stall,

lo que no es bueno para el buen rendimiento de la aeronave, en cuanto a la

opción 3 está entre un rango medio debido a que su velocidad stall no es

muy alta o muy baja, y con respecto a su peso la sustentación no variaría

bruscamente.

85

Velocidad máxima

√

√(

)

Ecuacion (25)

De acuerdo a esta ecuación al aumentar la carga alar la velocidad máxima a

la que volara el avión será mayor y viceversa, por lo tanto la opción 3, estaría

nuevamente en un punto intermedio lo que conllevaría a decir que es una

buena opción al ser una aeronave eficiente.

Rata de Ascenso

(

√

)

(

)

Ecuacion (26)

En cuanto a la Rata de Ascenso, la carga alar afecta directamente

proporcional al resultado de este parámetro, por lo que reitera que la opción

3 tiene factores de rendimiento mas eficientes para el desarrollo de este

proyecto.

Con respecto a lo planteado anteriormente, y los valores de carga alar que

varían en las diferentes opciones, se puede observar que la opción uno y tres

tienen un buen parámetro de rendimiento por lo cual se calificaron ambos

con 2 puntos mientras que el modelo dos se le asigno solo 1 punto, pero

para llegar a resultados mas específicos de cual aeronave es la optima para

realizar este proyecto se tendrán en cuenta otros factores para esta

determinación.

Peso:

En cuanto al peso, según los cálculos del peso realizados anteriormente y

expuesto en la Tabla 17, se puede ver que el Diseño # 3 que fue calificado

86

con 3 puntos, es el más liviano. Esta comparación de pesos se puede

observar en la Tabla 26.

concepto Peso (gr)

Modelo 1 308

Modelo 2 976

Modelo 3 305

Tabla 26. Comparación de pesos.

Fuente: Autores

Construcción:

Un factor como la construcción del modelo es de gran importancia debido a

que si no es tenido en cuenta, puede generar problemas cuando se finalice el

proyecto al tratar de llevar a la realidad dicho propósito. En este parámetro

se tienen en cuenta aspectos como los materiales, la maleabilidad de dichos

materiales, sus propiedades físicas y la dificultad de construcción de sus

diferentes componentes al igual que la maquinaria disponible; además de la

cantidad que requiere cada modelo. En el caso del modelo No. 1. , tiene la

puntuación más alta, debido a su sencilla forma, lo que lo hace el modelo

más idóneo al momento de construir; no posee formas complicadas y su

estructura en general es de fácil construcción. El modelo No. 2. Al tener dos

hélices en el eje vertical, lo hace de una construcción más difícil en cuanto a

la estructura que debe tener para soportar dichas hélices. Y el modelo No.

3.recibe la puntuación más baja, es decir 1 debido a que la forma de su

fuselaje, las cubiertas de sus motores y su empenaje lo hacen el modelo de

construcción más compleja.

Costo:

En la Tabla 27 esta expresado el costo de cada uno de los modelos según

los componentes que estarán a bordo de cada uno.

87

Tabla 27. Comparación de costos

Fuente: Autores

Finalmente, la alternativa que reúne las condiciones necesarias para la

misión requerida, es el boceto 3, el cual tiene como inconvenientes una

construcción más compleja y un costo considerable. Sin embargo cumple con

las condiciones exigidas de rendimiento y en su sistema de propulsión

Modelo 1 Modelo 2 Modelo 3

Motor 2 3 2 22,5 45 67,5 45

Helice 2 3 2 3,5 7 10,5 7

Camara 1 1 1 60 60 60 60

Transmisor 1 1 1 224,3 224,3 224,3 224,3

Bateria 1 2 1 25 25 50 25

Receptor 1 1 1 34 34 34 34

Servos 3 3 2 8 24 24 16ESC 2 2 2 7,8 15,6 15,6 15,6

434,9 485,9 426,9

Modelo 3

Total costos de modelo (US$)

Cantidad de componentes por modeloMATERIA

PRIMA

COSTO POR

UNIDAD

(US$) Modelo 1 Modelo 2

88

4.5 CÁLCULOS DE RENDIMIENTO PARA EL DISEÑO ÓPTIMO.

4.5.1 DIMENSIONAMIENTO DEL ALA

Se sabe que:

CUERDA DE LA RAÍZ

Para determinar la cuerda en la raíz se debe hacer en base a la siguiente

fórmula:

Ecuación (27)

Donde el valor del Taper Ratio se asume entre un rango de 0,2-

0,3(Anderson, Jhon, design and Performance Aircraft), ya que en la mayoría

de las alas flechadas están entre este rango, este valor de Taper Ratio

elimina casi completamente los efectos de un ala sin flechamiento y produce

una distribución de sustentación muy cercana de la distribución elíptica ideal,

pero cuando el Taper Ratio se acerca al 0,2 y baja de este valor tiende a

presentar perdida en el tip, por lo tanto el valor escogido para el Taper Ratio

es de 0,3.

Con lo cual se obtiene el valor de la cuerda en la raíz.

Ecuación (28)

89

NÚMERO DE REYNOLDS

Generalmente los MAV’s realizan sus misiones con un número de Reynolds

que esta entre los 20.000 y 200.000. Con este bajo rango de número de

Reynolds se espera que en ángulos de ataque relativamente altos ocurra

turbulencia formando una separación laminar, figura. 22, cuando el flujo se

une de nuevo a la superficie habrá una disminución de la resistencia.

Figura 22. Bajo número de Reynolds aerodinámico

Fuente: www.aerodinamicabajonumerodereynolds.com

Recordando la ecuación para determinar el número Reynolds tendremos

que:

Ecuación (29)

⁄ ⁄

⁄

90

COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN DE DISEÑO

Este coeficiente nos determina el valor a desarrollar por el conjunto perfil-ala,

para proporcionar la sustentación necesaria, para cada fase de vuelo. La

figura 23 muestra los coeficientes de sustentación requeridos para diferentes

tipos de MAV´s.

Figura. 23 Coeficiente de sustentación requerido para niveles de vuelo en

varios tamaños del MAV

Fuente: www.computacionalstudyinmicroairvehicles.com

En esta gráfica se puede ver las curvas de sustentación requerida contra la

velocidad de vuelo en función de la masa del Micro avión con la cual se

puede observar que el coeficiente de sustentación para un MAV de 300

gramos a una velocidad de 15 m/s es aproximadamente de 1,5. Lo cual se

puede verificar mediante la siguiente ecuación.

Ecuación (30)

91

Donde

W = m*g

g = aceleración de gravedad, 9,8 ⁄

Q = Presión dinamica

S = Superficie Alar

Sabiendo que:

Ecuación (31)

⁄ ⁄

Y

Ecuación (32)

⁄

Reemplazando se obtiene Cl.

⁄ ⁄

⁄ ⁄

92

El cual es un buen valor para este tipo de vehículos, ya que según las

pruebas en los perfiles, este valor no es difícil de alcanzar. Aunque existen

perfiles que proporcionan Cl más altos a α = 0°.

CUERDA EN EL TIP DEL ALA

Mediante la ecuación del Taper Ratio

Ecuación (33)

Se puede obtener la cuerda de la punta alar, teniendo en cuenta los valores

de la cuerda de la raíz y del Taper Ratio determinados previamente.

Ecuación (34)

ÁNGULO DE FLECHAMIENTO EN EL BORDE DE ATAQUE (SWEEP

ANGLE)

Es usado para reducir los efectos adversos del flujo transonico e hipersónico.

Este ángulo será relacionado con la formación de los vórtices en las puntas

alares para este tipo de flujo que tiene bajo número de Reynolds. El ángulo

de flechamiento en el borde de salida será cero, buscando una forma

geométrica adecuada para este tipo de aeronaves.

( )

( )

Ecuación (35)

Donde,

= Cuerda en la Raíz = 14.48cm

93

= Cuerda e la Punta = 4.5cm

Se halla el ángulo de flechamiento a ¼ de la cuerda media aerodinámica,

que permitirá el trazo geométrico y construcción del ala.

Despejando:

* *

++

Ecuación (31)

[ *

+]

CUERDA MEDIA GEOMÉTRICA:

( )

Ecuación (36)

94

Y su posición con respecto la raíz, se determina mediante la siguiente

formula:

(

) *

+ Ecuación (37)

(

) *

+

Determinada, el número de Reynolds será:

Ecuación (38)

⁄ ⁄

⁄

95

4.6 SELECCIÓN DEL PERFIL

Figura. 24 Nomenclatura del perfil

Fuente: Autores

Uno de los parámetros más importantes en el diseño de un MAV es la

selección del perfil, donde el tamaño y la velocidad del avión serán factores

importantes para su selección. Existen diferentes tipos de perfiles que son

usados según la misión que desarrolle el avión. Se pueden encontrar unos

para altas velocidades y otros para velocidades bajas.

El Software utilizado para la selección y obtención de los coeficientes de

sustentación, arrastre y de momento para los perfiles en un numero de

Reynolds especifico. Fue el XFOIL 6,94 optimizado para Pentium 4, Este

tiene en cuenta efectos de viscosidad y es mucho más preciso que los

modelos lineales.

Para la selección del perfil se debe tener en cuenta dos parámetros básicos,

para la configuración del diseño seleccionado, en el diseño del MAV se crea

la necesidad de un grosor considerable del ala para poder albergar todos los

componentes, sin caer en la falla de un perfil que presente demasiada

sección frontal, incurriendo en un incremento del arrastre, sin embargo un

perfil de grosor considerable incurre en el hecho de mal desempeño en estos

96

números de Reynolds reflejándose en bajos coeficientes de sustentación o

muy altos coeficientes de arrastre.

Parámetros de selección del perfil:

1. Un alto Coeficiente de sustentación en ángulo de ataque de cero

grados.

2. Alta relación de grosor del perfil

Los perfiles que se estudian en este proyecto también han sido utilizados en

diferentes trabajos e investigaciones acerca de micro vehículos aéreos; los

perfiles que se someten a estudio con un número de Reynolds de 87000 son:

E186

E387

E374

S5020

S4083

NACA 0009

Curtiss C-72

Para conocer las características de los perfiles mencionados se recurre a la

base de datos online del Departamento de Ingeniería aeroespacial (UIUC

Applied Aerodinamics Group). En la cual se puede conocer las

características de estos perfiles con un Reynolds deseado se hace mediante

el software.

97

Perfil E-186

Figura. 25 Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

Figura. 26 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

-1,0000

-0,5000

0,0000

0,5000

1,0000

1,5000

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

E-186

0

0,02

0,04

0,06

0,08

-10 -5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

E-186

98

Figura. 27 Eficiencia Aerodinamica Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

Perfil E-387

Figura.28 Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

-30,0000

-20,0000

-10,0000

0,0000

10,0000

20,0000

30,0000

40,0000

50,0000

-10 -5 0 5 10 15CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

CL/CD

0,0000

0,5000

1,0000

1,5000

-5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

CL

99

Figura.29 Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

Figura. 30 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

0,07

-5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

CD

0,0000

10,0000

20,0000

30,0000

40,0000

50,0000

60,0000

-5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

CL/CD

100

Perfil E-374


Fuente: Autores


Fuente: Autores

-1,0000

-0,5000

0,0000

0,5000

1,0000

1,5000

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

CL

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

-10 -5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

CD

101

Figura.33 Eficiencia Aerodinámica Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

Perfil S-5020

Figura 34. Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

-20,0000

-10,0000

0,0000

10,0000

20,0000

30,0000

40,0000

50,0000

60,0000

-10 -5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

CL/CD

-0,5

0

0,5

1

1,5

-5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

CL

102


Fuente: Autores


Fuente: Autores

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

-5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

C…

-10,0000

0,0000

10,0000

20,0000

30,0000

40,0000

50,0000

-5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

CL/CD

103

Perfil S-4083


Fuente: Autores


Fuente: Autores

-0,5

0

0,5

1

1,5

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

CL

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

0,07

-10 -5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

CD

104


Fuente: Autores

NACA 0009

Figura 40. Coeficiente de sustentación Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores

-10,00000

0,00000

10,00000

20,00000

30,00000

40,00000

50,00000

60,00000

-0,5 0 0,5 1 1,5

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

CL/CD

-1

-0,5

0

0,5

1

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

CL

105

Figura 41. Coeficiente de Arrastre Vs Ángulo de ataque

Fuente: Autores


Fuente: Autores

0

0,02

0,04

0,06

0,08

0,1

0,12

0,14

-10 -5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

CD

-40

-30

-20

-10

0

10

20

30

40

-10 -5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

CL/CD

106

Curtiss C-72


Fuente: Autores


Fuente: Autores

-0,5000

0,0000

0,5000

1,0000

1,5000

-10 -5 0 5 10 15

CL

α (deg)

CL Vs α

CL

0

0,01

0,02

0,03

0,04

0,05

0,06

-10 -5 0 5 10 15

CD

α (deg)

CD Vs α

CD

107


Fuente: Autores

Comparando los análisis de los perfiles y de acuerdo a las gráficas, se puede

observar que los que tienen mayor eficiencia son el Curtis C-72, el S4083 y

el S5020, ya que estos a diferentes ángulos de ataque, con un alto

coeficiente de sustentación, tienen uh bajo coeficiente de resistencia, lo cual

es ideal para aeronaves con capacidades VTOL, debido a que estas

características son las más adecuadas para evitar la inestabilidad y la baja

maniobrabilidad en vuelo. Según esto, El valor máximo de L/D se obtiene en

la zona de crucero, siendo en esta fase de vuelo donde se debe presentar

el menor arrastre y la mayor sustentación.

Con respecto a las gráficas de la curva de sustentación para los diferentes

perfiles, el ángulo de ataque tiene incidencia directa en el coeficiente de

sustentación según lo ilustrado en las Figuras

(25),(28),(31),(34),(37),(40),(43); Donde a medida que aumenta el ángulo de

ataque también lo hace la sustentación del perfil, hasta un punto máximo

donde ocurre el fenómeno de pérdida o stall, como resultado de la falta de

adherencia del fluido a las paredes del cuerpo, lo cual conlleva a la creación

de vértices irregulares o turbulencia en el espacio. Esta característica está

directamente relacionada con el tipo de perfil y las características

geométricas seleccionadas.

-10

0

10

20

30

40

50

60

-10 -5 0 5 10 15

CL/

CD

α (deg)

CL/CD Vs α

CL/CD

108

Con base en las imágenes presentadas, puede decirse que para ángulos de

ataque aproximados entre 0º-10º, la corriente de flujo permanece adherida al

cuerpo donde la variación es lineal en el coeficiente de sustentación y para

ángulos de ataque mayores a 10º, el desprendimiento de la corriente provoca

un cambio no lineal en el mismo.

Estos coeficientes también se ven reflejados en la velocidad máxima del

avión, que con respecto al perfil, se obtiene cuando el máximo de potencia

entregado por el motor, es combinado con el valor mínimo del coeficiente de

arrastre. Por eso es importante un buen análisis de los coeficientes

aerodinámicos para saber el comportamiento de la aeronave y así mismo

elegir los correctos parámetros de diseño.

De acuerdo a lo anterior se eligió para el ala el perfil aerodinámico Curtis C-

72, ya que con respecto a los otros perfiles cumple con las mejores

características para el mayor desempeño y rendimiento del prototipo. Para el

empenaje se eligió el perfil Naca 0009 debido a que es un perfil simétrico y

contrarresta con los parámetros importantes del ala, siendo éste el que

permite mantener el rumbo del avión y dar su estabilidad.

4.6.1 PERFIL DEL ALA

Después de varios análisis con el programa X-FOIL, se llegó a la conclusión

que se elegiría el perfil para el ala denominado Curtis C-72 debido a su

mayor eficiencia aerodinámica, sus características estan expresadas en la

Tabla (28).

Curtis C-72

Figura.46 Perfil del ala Curtis C-72

Fuente: Autores

109

α CL CD CM CL/CD

-5 -0,0904 0,02717 -0,0772

-

3,32719912

-3 0,2065 0,02203 -0,0889 9,37358148

-1 0,5092 0,02109 -0,1010 24,1441441

1 0,7604 0,01959 -0,1001 38,8157223

3 0,9765 0,02032 -0,0950 48,0561024

5 1,1717 0,02335 -0,0895 50,1798715

7 1,3427 0,02822 -0,0818 47,5797307

9 1,4205 0,03483 -0,0624 40,7838071

11 1,3986 0,05089 -0,0427 27,4828061

Tabla.28 Parámetros importantes del perfil del ala

Fuente: Autores

4.7 CÁLCULOS DE PARÁMETROS AERODINÁMICOS

4.7.1 DIMENSIONES DEL AERONAVE

FUSELAJE

El fuselaje es el cuerpo principal del avión, cuya función principal, es poder

transportar cierta cantidad de carga paga. Además de esto, debe

proporcionar un buen rendimiento para el propósito al que se destine la

aeronave, debido a las elevadas cargas estructurales que debe soportar.

Es importante elegir formas de fuselaje que ofrezcan una menor resistencia

aerodinámica, ya que por su geométrica trabaja con una gran cantidad de

coeficiente de drag, lo que significa que seria mayor su resistencia al avance

en comparación con su sustentación. Para conocer este valor, se tuvo en

cuenta las dimensiones del fuselaje de la aeronave, y se ve expresado en la

Figura (47).

110

Figura 47. Finess Ratio Vs Fuselage Drag Coefficient

Fuente: Roskam

Como se puede observar en la figura N. 47 para encontrar el coeficiente de

Drag del fuselaje, se debe conocer su relación de fineza, que se refiere a una

descripción general de la geometría del fuselaje, es decir, una relación entre

la longitud y la anchura del cuerpo; cabe resaltar que los fuselajes con forma

circular y elíptica tienen baja resistencia aerodinámica lo cual es optimo para

el rendimiento en vuelo del avion. Esta fineza se encuentra por medio de la

siguiente ecuación:

Fuselage Fineness Ratio =

Ecuación (39)

Fuselage Fineness Ratio=

Fuselage Fineness Ratio= 2.98 mm

Donde,

= Longitud del fuselaje es el largo del fuselaje.

111

=Diámetro del Fuselaje

De acuerdo a la grafica (47) obtenemos un cd aproximado de:

EMPENAJE

Para el diseño del empenaje se tendrá en cuenta las siguientes

características:

Tendrá configuración de dos superficies(estabilizador horizontal y

vertical)

Tendrá una cola de configuración de cola en H

El diseño estará soportado por dimensiones ya calculadas

anteriormente las cuales son mencionadas a continuación:

S= 193.05 = 10.45 cm b= 20cm

Se tomaran los coeficientes volumétricos del estabilizador horizontal y

vertical para un avión bimotor como lo especifica la Tabla (29).

Tabla .29 Parámetros Diseño inicial del empenaje

Fuente: Daniel Raymer, Airplane design

112

La eficiencia de la cola depende de generar un momento sobre el centro de

gravedad proporcional a la fuerza que esta produzca y la distancia a la que

se encuentre el principal propósito de la cola es contrarrestar los momentos

que genera el ala, la cola debe estar relacionado con diferentes parámetros

del ala, como lo son la cuerda media y la envergadura, para hallar la

superficie de elevador horizontal y vertical se tiene,

Ecuación (40)

Ecuación (41)

Donde,

= Superficie del elevador horizontal y vertical

= Coeficiente volumétrico para estabilizador vertical

C = 10.45 cm

= Distancias del centro de gravedad de la aeronave al centro

aerodinámico del estabilizador horizontal y vertical.

Para poder establecer el empenaje debemos conocer la distancia a la que se

va encontrar, la cual está entre 2,5 y 3 % de la cuerda del ala (Lennon

Andy,the Basics of R/C Model aircarft Design,2005), esta distancia se

establece entre la MAC (Mean Aerodynamic Chord) del ala y la MAC (Mean

Aerodynamic Chord) del perfil del estabilizador horizontal, esto con el fin de

compensar el momento generado por el ala haciendo que el avión se

mantenga recto y nivelado. Esta distancia se denomina TMA (TAIL MOMENT

ARM).

Donde se define como:

113

Y para determinar la superficie de estabilizador vertical se tomara el

coeficiente volumétrico de la Tabla (29), su resultado se muestra a

continuación

Figura. 48 Diseño inicial del empenaje


Para la geometría del estabilizador horizontal y vertical, se toman las mismas

características que se determinaron para la geometría del ala de la siguiente

manera.

ESTABILIZADOR HORIZONTAL

Para dimensionar tanto el estabilizador horizontal, se asumirá el aspect ratio

y taper ratio de acuerdo a la Tabla (30).

16.38

114

Tabla.30 Aspect ratio y taper ratio para el empenaje de la cola.


Según la tabla anterior se tomará un AR = 3,

Cuerda en la raíz

Ecuación (42)

Cuerda en la punta

Ecuación (43)

Cuerda media geométrica

=

( )

Ecuación (44)

=4.49 cm

4.49

cm

=4.49

115

ESTABILIZADOR VERTICAL

Para hallar los parámetros del estabilizador vertical utilizamos las mismas

Ecuaciones planteadas anteriormente para el ala y el estabilizador horizontal

de la siguiente manera:

Cuerda en la raíz

Ecuación (45)

Cuerda en la punta

Ecuación (46)

Cuerda media geométrica

=

( )

Ecuación (47)

Numero de Reynolds para el estabilizador vertical

Ecuación (48)

=4.89 cm

1.95 cm

=3.63cm

72547.71

116

4.7.2 PERFIL DEL EMPENAJE

Para el empenaje se eligió un perfil simétrico debido a que su centro de

presión (punto de la cuerda donde actua la fuerza aerodinámica) no varia

considerablemente, y por consiguiente, la variación permanece casi

inalterable bajo los diferentes ángulos de ataque, ofreciendo la mejor relación

sustentación/resistencia para las diferentes velocidades a las que esta

sometida la aeronave, proporcionado asi, una buena estabilidad.

Las características del perfil elegido se muestran en la Tabla 31.

Naca 0009

ALPHA CL CD CM CL/CD

-5 -0,5838 0,02 0,003 -29,19

-3 -0,4494 0,01339 0,0238 -33,56

-1 -0,0234 0,01426 -0,0126 -1,64

1 0,0234 0,01425 0,0126 1,64

3 0,4494 0,01339 -0,0238 33,56

5 0,5838 0,02000 -0,0030 29,19

7 0,7518 0,03324 0,0082 22,62

9 0,7142 0,07374 0,0209 9,69

11 0,6221 0,12070 -0,0035 5,15

Tabla. 31 Parámetros importantes para el perfil del empenaje

Fuente: Autores

117

PENDIENTE DEL COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN

Según la propuesta de lowry y polhmarus, es más eficiente y aplicable la

siguiente ecuación para hallar la pendiente de coeficiente de sustentación del

ala para la baja relación de aspecto:

(

)*

√(

( ) )

Ecuación (49)

Donde,

Ecuación (50)

Es el ángulo de flechamiento en la mitad de la cuerda.

( )

Ecuación (51)

0.499 (0.499)=26.519

Ahora se determina la pendiente de sustentación del perfil

ALPHA CL

0 0,5000

5 1,1717

11 1,3986

Tabla. 32 Cl Vs alpha

Fuente: Autores

Respecto al ángulo específico Vs el Cl proporcionados en Tabla 32 se tiene,

=26.519°

118

=

respecto al ángulo especifico Vs el Cl Ecuación (52)

Donde,

y = coeficiente de lift del perfil y ángulo especifico máximo.

= coeficiente de lift del perfil y ángulo especifico mínimo.

=

0.08986 (1/°)*

A partir de la anterior ecuación se determina

=

=

Y por consiguiente se halla la pendiente de sustentación del ala ,

0.08986 (1/°)

5.1485 (1/rad)

= 0.81942

119

(

)*

√(

( ) )

Donde,

= 2.1

26.519°

= 0.81942

(

)*

√(

)

Este valor que indica una reducción considerable de la pendiente de

sustentación del ala, comparada con la pendiente del perfil, debido al tamaño

del vehículo.

Otra forma empleada para la obtener de la pendiente de sustentación

sugerido por Jhon Anderson.

a=

Ecuación (53)

Donde,

a = pendiente de sustentación del ala

= pendiente de sustentación del perfil = 5.1485 (1/rad)

e= factor de eficiencia de la envergadura (Factor de Oswald) = 0,65 valor

escogido de acuerdo a la forma de ala escogida, por medio del libro Fixed

and flapping air vehicle applications, editado por Thomas J. Muller, Volumen

195)

0.02925

120

AR = Relación de Aspecto

a=

Se determinara un rango para la sustentación del ala con las siguientes

Ecuaciones:

(

) Ecuación (54)

Donde,

= Pendiente de sustentación del perfil obtenida previamente.

Parametro de Glauert = 0,25 (valor escogido de acuerdo a la forma de

ala escogida, por medio del libro Fixed and flapping air vehicle applications,

editado por Thomas J. Muller, Volumen 195)

AR=Relación de Aspecto

(

)

Verificando, se obtendrá la pendiente de sustentación del ala

Ecuación (54)

a=0.07458(1/Rad)

121

De acuerdo a los resultados obtenidos en las Ecuaciones, se puede decir,

que la pendiente del coeficiente de sustentación se encuentra en el régimen.

COEFICIENTE DE SUTENTACIÓN MÁXIMO

El coeficiente de sustentación máximo para un ala de baja relación de

aspecto esta definida por la Figura (49).

Figura 49. Coeficiente de sustentación máximo para una baja relación de

aspecto

Fuente: Aircraft Design: A conceptual Approach, Daniel P. Raymer

Teóricamente se determina de la siguiente manera,

Ecuación (55)

Donde,

=0.0463

3

=[0.02925-0.07458] 1/Rad)

122

= flechamiento el ala a ¼ de la cuerda=36.56°

= Coeficiente de sustentación del perfil =9

1.4205*Cos

VELOCIDAD DE PÉRDIDA

Es la velocidad donde, la separación de capa límite y burbujas, provocan

pérdida de sustentación del ala.

ρ

Ecuación (56)

Despejando se obtiene,

√

Ecuación (57)

√

La velocidad de pérdida es uno de los parámetros más importantes de una

aeronave, debido a que limita la velocidad mínima a la que puede volar el

micro avión. Este tipo de aeronaves tienen una gran ventaja debido a su bajo

peso, son más eficientes y alcanzan altas velocidades y mayor alcance en

vuelo debido a su ligereza y rapidez.

123

RESISTENCIA

Esta dada por la resistencia debida a la fricción, resistencia por presión y

resistencia debida a la sustentación inducida por el vórtice, de la cual se

hablara mas adelante y se determina por la Ecuación (58)

Ecuación (58)

Se empezara a determinar ciertos parámetros para flujo laminar y turbulento

que llevara a encontrar diferentes conclusiones para este proyecto, como se

describe a continuacion

GROSOR DE CAPA LÍMITE Δ, COEFICIENTE DE FRICCIÓN DE LA

PIEL Y ESFUERZO CORTANTE EN FLUJO LAMINAR

El espesor de la capa límite

δ=

√ Ecuación (59)

Donde,

C = Cuerda media=10.45cm

RE = número de Reynolds =120.000

δ=

√

El espesor de la capa límite, depende de la cuerda media geométrica y del

número de Reynolds, como se mencionó anteriormente es relativamente

bajo, ligado a condiciones atmosféricas, velocidad máxima de la aeronave,

δ=0.1568 cm

124

que para este caso, es un parámetro importante para el desarrollo de diseño

aerodinámico.

El esfuerzo cortante , esta en función de la longitud, y tiene una relación

con el coeficiente de fricción local que esta dado por la siguiente ecuación:

Ecuación (60)

Donde el coeficiente de fricción de la piel local esta definido por el esfuerzo

cortante local y la presión dinámica de la siguiente forma:

√ Ecuación (61)

√

A partir de esto, se determina el esfuerzo cortante local ,

Ecuación (62)

Donde,

Presión Dinámica = 105.47 Pa

Pa

Se puede ver que y son directamente proporcionales, ya que los

datos varían a lo largo de la superficie de la dirección del flujo.

La variación del esfuerzo cortante local , permite calcular el arrastre de

fricción total de la piel debido al flujo de aire con la siguiente ecuación:

0.001916

=0.2002 N/

125

√ Ecuación (63)

Donde,

= Número de Reynolds basado en la cuerda media del ala

√

Conociendo este factor se puede determinar la resistencia por fricción de la

siguiente forma,

= qS Ecuación (64)

= 105.47N/ *0.0193 *0.00383

Como la parte superior e inferior del ala están expuestas a la resistencia

total por fricción será el doble del obtenido.

FLUJO TURBULENTO

Ya habiendo analizado el flujo laminar se procede a analizar el flujo

turbulento de la siguiente manera:

Ecuación (65)

0,00383

= 0.00779N

126

La conclusión de los dos comportamientos analizados es que la capa límite

turbulenta crece más rápido y es más gruesa que la capa laminar.

El coeficiente de fricción local de la piel para flujo turbulento se halla de la

siguiente manera:

Ecuación (66)

Se determina el esfuerzo cortante local , para condiciones turbulentas

Ecuación (67)

Donde,

= 105.47 Pa

Coeficiente de fricción total de la piel esta dado por

Ecuación (68)

0,6020 N/

0,00713

127

Donde,

El arrastre por fricción de la piel será

Ecuación (69)

Donde,

= 105.47Pa

De esta manera el arrastre total será en flujo turbulento,

Dtotal = 2*0.0145N

D total: 0.02902 N

Es notorio que el arrastre en el flujo turbulento es mayor que en el laminar,

aunque siempre el flujo comienza en el borde como laminar, y debido a las

ráfagas empieza a ser notoria la inestabilidad de la capa límite.

RESISTENCIA INDUCIDA

Ecuación (70)

Donde,

e = Eficiencia de oswald 0.65 (valor escogido de acuerdo a la forma de ala

escogida, por medio del libro Fixed and flapping air vehicle applications,

editado por Thomas J. Muller, Volumen 195)

AR = Asper Ratio

= 0.0145N

128

RESISTENCIA POLAR

Ecuación (71)

Se asume un = =0,02717 por Tabla (31)

Con un =-5

Lo que determina el

Ahora se determina, arrastre total y la sustentación para el ala en

Ecuación (72)

S= 0.019305

q= 105.47 Pa

105.47 Pa*0.019305 *0.442

Se determina la sustentación de la siguiente manera

0,43

0.442

7

DT=0.8999 N

129

L=q*s*CL Ecuación (73)

Empleando un valor de Cl = 1.3, se obtiene el valor de L:

L = 105.47Pa*0.019305*1.3

Un alto Cl puede conducir a un incremento en el coeficiente de arrastre Cd,

sucede por el alto valor que tiene la resistencia inducida y el ángulo de

ataque necesario para el coeficiente de sustentación expresado en el

rendimiento de la aeronave que hallaremos mas adelante.

4.7.3 EMPUJE PARA CONDICIÓN DE CRUCERO

Para una condición de vuelo recto y nivelado

L=w=q*s*CL Ecuación (74)

D=T=q*s*CD Ecuación (75)

Despejando se obtiene,

Ecuación (76)

Se tendrá una ecuación de empuje:

Ecuación (77)

Teniendo,

W = 305g

L/D = 3.2128N

L=2.6504 N

130

EMPUJE DE DISEÑO

Este empuje se halla con el coeficiente de diseño planteado anteriormente,

que será el que avión tendrá para vuelo recto y nivelado.

Reemplazando y despejando se tiene la siguiente ecuación:

[

]

( ) (

)

T= q

Ecuación (78)

Se tiene,

Q = 105.47Pa

s=0.0193

=0.027117

e = 0.65 (valor escogido de acuerdo a la forma de ala escogida, por medio

del libro Fixed and flapping air vehicle applications, editado por Thomas J.

Muller, Volumen 195)

w = 2.989N

AR = 2.1

T=105.47Pa*0.0193

T=0.93 N

131

Se nota la diferencia de empuje al incrementar el Cl en esta ocasión se hizo

con el coeficiente de sustentación planteado por el prototipo y el que ha dado

teóricamente, lo cual es notable el aumento de empuje al incrementar Cl

POTENCIA PARA CONDICIÓN DE CRUCERO

Para determinar la potencia requerida en vuelo recto y nivelado se tiene,

Ecuación (79)

Reemplazando Ecuaciones se hallara la potencia de la siguiente manera,

(

)

(

)

Ecuación (80)

Donde,

q = 105.47 Pa

s = 0.0193

= 0.027117

e = 0.65 (valor escogido de acuerdo a la forma de ala escogida, por medio

del libro Fixed and flapping air vehicle applications, editado por Thomas J.

Muller, Volumen 195)

w = 2.989 N

AR = 2.1

V = 15 m/s

T= 1.079N

5.43 Watts

132

Esta potencia será inversamente proporcional a el coeficiente de

sustentación, si se tiene un menor coeficiente de lift se tendrá una mayor

potencia, para este tipo de aeronave el coeficiente de lift es relativamente

alto por consiguiente se tendrá una potencia mínima.

Teóricamente se necesitará una potencia como:

Ecuación (81)

N

V = 15 m/s

Es importante la relación aerodinámica para el empuje y así mismo para

potencia requerida en vuelo, debido a que si el empuje aumenta, necesitará

más potencia e inversamente, es bueno tener un buen equilibrio de estos dos

parámetros para un mejor rendimiento de la aeronave.

4.7.4 DESPEGUE Y ATERRIZAJE

Representa la primera fase del vuelo representa un factor importante debido

al tipo de lanzamiento al cual la aeronave va estar sometido por medio de las

siguientes Ecuaciones.

133

4.7.4.1 FASE DE VUELO VERTICAL (1)

Durante la primera etapa de vuelo la aeronave tendrá un vuelo vertical, este

movimiento se debe al empuje generado por lo motores que se encuentran

de forma vertical, en el siguiente diagrama se muestra las fuerzas peso y

empuje de los motores que actúan sobre la aeronave para esta estación de

vuelo.

Figura.50 Digrama cuerpo libre fase vuelo vertical

Fuente: Autores

En esta fase la velocidad es muy bajo por lo tanto se desprecia el arrastre.

Se hace una sumatoria de fuerzas en el eje (x) y en el eje (y).

En el eje x esta sumatoria es 0 debido a que no existe vuelo

horizontal.

Ecuación (82)

Donde,

Ecuación (83)

Empuje del Motor= 3.4323 N

Peso de la aeronave*Fuerza de gravedad= 2.989 N

134

Masa de la aeronave = 0,305 Kg

Aceleración de la aeronave

Despejando de la ecuación (81) se halla la aceleración al momento del

despegue

4.7.4.2 FASE DE VUELO DE TRANSICIÓN (2):

Figura.51 Diagrama cuerpo libre fase vuelo de transición

Fuente: Autores

D

( m/

135

En esta fase de vuelo representa una variación del ángulo de rotación (

de los motores, se representa en el diagrama de cuerpo libre la fuerza de

sustentación vertical generada por el plano que resulta de la interacción del

flujo de aire y el mismo. Este flujo de aire presenta sólo componente

horizontal debido a que la aeronave al alcanzar una altura determinada en

vuelo vertical, empezará a comportarse con un vuelo horizontal.

Otro parámetro importante para resaltar es que la dirección del vector de

empuje depende del ángulo de rotación, por lo que el empuje actuara para

un componente vertical unido con la sustentación, y un componente

horizontal que proporciona o genera el avance para eficientes velocidades.

Todo lo anterior se representa en las siguientes Ecuaciones:

-D= m*a Ecuación (84)

-D= Ecuación (85)

- =0 Ecuación (86)

Donde,

q S Ecuación (87)

Entonces la sumatoria de fuerzas en Y queda representada de la siguiente

manera:

=0 Ecuación (88)

Despejando la anterior Ecuación se obtendrá el ángulo de giro,

136

Ecuacion (89)

Se tomara la ecuación ( 91) para halla la velocidad del flujo horizontal del

motor.

Ecuación (90)

4.7.4.3 FASE DE VUELO HORIZONTAL (3):

En la fase de vuelo horizontal se genera la sumatoria de fuerzas peso,

sustentación, arrastre y empuje como lo ilustra la siguiente figura.

Figura.52 Diagrama de cuerpo libre de la fase vuelo horizontal

Fuente: Autores

Esta Condición de vuelo es representado de mediante las siguientes

Ecuaciones:

√

= *

+

D

137

Ecuación (91)

Ecuación (92)

Ecuación (93)

Ecuación (94)

4.7.5 VELOCIDAD DE ROTACIÓN DE LOS MOTORES

Anteriormente se mencionó que en la etapa de transición, los motores

girarían de una posición vertical a una posición horizontal, obteniendo

cambios en la dirección del vector empuje, por lo mismo, se dice que en el

momento en que ocurra esta inclinación la condición de vuelo estará

sometida a múltiples factores, uno de los principales factores es la velocidad

de rotación de los motores, esta no debe ser muy bajo debido a que el avión

podría entrar en perdida considerablemente

)

Ecuación (95)

De donde se obtiene,

138

*

+

Ecuación (96)

= *

+ Ecuación (97)

Se tiene,

= Velocidad horizontal del flujo para etapa transición.

Cl diseño = 1.3

W = 2.989 N

= 0.93754kg/

V = 15 m/sg

De esta manera se llega a una ecuación que relaciona la velocidad horizontal

del flujo de aire que pasa por el plano durante la fase de vuelo de transición

( y el ángulo de inclinación de los motores con respecto a la vertical

(

Lo más importante es determinar la velocidad de rotación de los motores de

tal manera que el empuje genere la velocidad necesaria para que actúe

sobre el plano y origine la fuerza de sustentación, esta sumada con la

componente vertical evitaran que la aeronave entre en perdida. La velocidad

es una relación entre la velocidad angular con respecto al ángulo de

rotación de los motores en relación con el tiempo y esta dada por lo

siguiente:

139

Ecuación (98)

Relacionando las Ecuaciones (93) y (94) se obtiene lo siguiente,

=*

+

t=

Ecuación (99)

Pero de acuerdo a la ecuación trigonométrica se tiene

=1- Ecuación (100)

Y quedaría expresado de la siguiente forma,

W

La ecuación 99 se puede resolver así,

√ (

)(

)

(

)

140

[ √ (

) (

)

(

)

]

Ecuación (101)

Para reducir las Ecuaciones y hacer mas fácil el proceso se hiso lo siguiente

Ecuación (102)

Ecuación (103)

=0.000789 Ecuación (104)

Finalmente el ángulo de rotación estaría dado por.

[ √

] [

√

]

Se deriva la ecuación (99) para determinar la velocidad de rotación,

*√

+

√ √

83.24°

141

Luego, sabiendo que el prototipo tiene los motores en la punta del las alas se

procede a determinar el ángulo para poder mantener los motores fijos para el

vector de empuje horizontal teniendo en cuenta los siguientes parámetros:

4.7.6 MOMENTO TORSOR

T =

Ecuación (105)

Se describe como una fuerza por una distancia,

T = Ecuación (106)

Donde,

F1=fuerza que contrarresta para que el momento producido por los motores

se anule donde la fuerza del momento torsor debe ser igual al componente

horizontal del vector empuje de la siguiente forma:

T=

T =

La distancia esta dada por,

D=

Ecuación (107)

Donde,

b= envergadura del ala

D=Diámetro de la hélice

Para hallar el ángulo a la que tiene que estar los motores se igualan los

componentes horizontales de las fuerzas de empuje y la fuerza del momento

del motor como se ve a continuación:

Ecuación (108)

d= 25 cm

142

4.7.7. TIEMPO DE VUELO

El tiempo de vuelo con un sistema de propulsión electrónico depende de la

capacidad de la batería y la corriente que depende cada componente que

hace parte del sistema.

La capacidad es la carga, es decir, la energía que es capaz de almacenar, la

cual en este caso es de 3000 mAh (miliamperios por hora), que es lo que es

capaz de entregar a 7,4 voltios, por sus dos celdas, durante una hora.

Teniendo en cuenta esta capacidad de la batería y las siguientes condiciones

se determina el tiempo que el MAV podrá estar en vuelo:

Condición 1: Todos los componentes Con su consumo de corriente al

máximo.

Condición 2: Para los motores se asume un consumo de corriente

continúo del 70%, los servos con consumo promedio y uso constante

del sistema de video.

Condición 3: Para los motores se asume un consumo de corriente

continuo del 50%, los servos con consumo promedio y uso constante

del sistema de video.

Los componentes que mayos consumo requieren son los dos motores

TURNIGY 2204-14T con sus respectivas hélices GWS 3 Blade Direct Drive

(CCW/CW), tienen un consumo máximo alrededor de 7500 mA c/u según los

datos del fabricante. El consumo para cada uno de los servos se asume

como un promedio de 180 mA, el receptor debe tener 30 mA de suministro

constante, la cámara de video 30 mA y el transmisor 450 mA. De modo que

el tiempo de vuelo corresponde a lo siguiente.

143

Ecuación (109)

El tiempo de vuelo en diferentes condiciones, se observa en la Tabla (33).

Tabla. 33 Tiempo de vuelo para diferentes condiciones

Fuente: Autores

CONDICIÓN CORRIENTE (mA)

Condición 1 15870 11,342155

Condición 2 11979 15,026296

Condición 3 8805 20,4429302

144

5. SEGUNDA ESTIMACIÓN DE PESOS

Figura 53. Centro de gravedad de la aeronave

Fuente: Autores

COMPONENTE CANTIDAD MATERIAL PESO TOTAL (gr)

MOTOR 2 PLÁSTICO-ALUMINIO 56

TRANSMISOR VIDEO 1 PLÁSTICO-ALUMINIO 35

CAMARA 1 PLÁSTICO 3,2

SERVOS 2 PLÁSTICO 21

BATERIA 1 Li-METAL 121

ESC 2 METAL-PLÁSTICO 36

RECEPTOR 1 PLÁSTICO 9,7

FUSELAJE 1 FIBRA DE VIDRIO-CARBONO 120

BLUEBOARD 1 PLÁSTICO-METAL 10

145

HÉLICE 2 PLÁSTICO 10

TOTAL 11 N/A 451,9

Tabla 34. Segunda estimación de pesos

Fuente: Autores

5.1. SEGUNDO ANÁLISIS DE RENDIMIENTO

5.1.1. DESPEGUE Y ATERRIZAJE

m= 0.4519Kg

= Velocidad horizontal del flujo para etapa transición.

Cl diseño= 1.3

= 0.93754 kg/

87.23°

12.23 m/s

3.8 rad/s

Tabla 35. Parámetros Críticos Capacidades VTOL

Fuente: Autores

5.1.2. VELOCIDAD MÁXIMA

= 23.41 kg/

T/W = 1.1

K = 0,233

146

= 0.02717

√

√(

)

Ecuación (110)

5.1.3. TASA DE ASCENSO

(

√

)

(

)

Ecuación (111)

Donde,

= 0.81942

k = 0,233

= 23.41 kg/

(

)

5.1.4. VELOCIDAD STALL

√

Ecuación (112)

Donde,

= 1.02

S = 0.019305

= 10.05 m/sg

= 2.50 m/sg

147

= 105.47 Pa

5.2. ELECCION FINAL DEL MOTOR

Después de realizar la segunda estimación de pesos se debe analizar si el

motor que se dispuso en primera instancia sirve para cumplir el requerimiento

de empuje requerido o si hay que cambiar de sistema de propulsión para que

el MAV pueda ser operativo.

Para determinar el empuje del motor que se ha seleccionado para la

operación y misión del MAV tilt rotor, se ha programado los diferentes

parámetros dados por el fabricante de cada uno de los componentes

electrónicos en el programa MotoCalc 8.08 Workbench.

Con estos datos la plataforma de MotorCalc nos determina muchos

parámetros importantes para nuestro diseño del MAV entre los cuales se

encuentra el empuje a diferentes velocidades del aire.

El empuje máximo que nos puede dar cada motor TURNIGY 2204-14T es en

la etapa de despegue, este empuje es de 6,1 Oz que aproximadamente son

175 (gr), y como ya sabemos que el factor que se ha dispuesto con respecto

a la relación Empuje/Peso es de 1,1.

Recordemos

El empuje requerido para la operación del MAV está dado por:

Sabiendo esto, tendremos que:

=2 m/sg

148

El empuje que produce los dos motores al momento del despegue, según los

cálculos realizados previamente en MotorCalc, es de:

Al ver que el empuje de los dos motores TURNIGY 2204-14T no es

suficiente, se analizaron diferentes opciones alternas para poder cumplir con

los requerimientos de empuje según el factor de relación Empuje/Peso que

se escogió. Después del análisis realizado en la misma plataforma de

MotorCalc y teniendo en cuenta el no exceder las dimensiones y el peso sin

afectar las limitaciones del proyecto, se decidió escoger el motor FlyCam

1400, el cual tiene un empuje máximo de 9 Oz que aproximadamente son

255 (gr). Entonces el empuje que produce los dos motores al momento del

despegue, será de:

Estos motores cumplen con los requerimientos de empuje del MAV sin

emplear su empuje máximo, lo cual es muy bueno para el consumo de

energía.

5.3. SISTEMA DE CONTROL DE VUELO:

En los MAV se han establecido tres niveles de autonomía según las

diferentes competencias de diseño.

149

Nivel 1= en el que se controla manualmente el vehículo mediante un

contacto visual directo.

Nivel 2= Se controla manualmente el vehículo sin contacto visual

directo.

Nivel 3= Se realiza el vuelo sin control manual directo.

De acuerdo a estas definiciones y a las especificaciones expuestas en el

diseño del MAV, podría estar capacitado para realizar su autonomía con el

nivel 1 y el nivel 2, ya que se tiene incorporado un sistema de video.

De manera explícita; el MAV se controla por medio de un radio control

(Transmisor), que opera a una frecuencia de 2.4 GHz; a bordo del MAV se

instala el receptor de 6 canales que opera a las misma frecuencia del

transmisor. El movimiento del MAV alrededor de los tres ejes en primera

instancia (roll, pitch y yaw) se logra gracias a la tarjeta que se integró en el

MAV (Blueboard) que como se menciona en sus características en la

sección 4.3.1 de este trabajo, Su propósito es el de estabilizar la aeronave

durante el vuelo mediante señales que toma de los tres Gyros que trae

integrados (roll, pitch y yaw) y suministra la información dentro del circuito

integrado (Atmega IC), una batería de Lithium-Polymer de 2 celdas se

conecta a los dos controladores de velocidad a través de un conector en

paralelo para mantener el mismo voltaje en los dos motores y por ende

mantener las mismas revoluciones; estos controladores de velocidad tiene la

capacidad de alimentar con una sola batería al receptor y los servos que

rotan los motores de forma independiente.

150

Figura. 54 Sistema de contro de Vuelo

Fuente: Autores

151

6. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS

DISEÑO

El diseño del MAV comprende análisis de pesos, aerodinámicos, rendimiento

entre otros. Fueron propuestos diferentes diseños del cual se escogió el de

configuración tilit rotor, el cual es apto para obtener la característica de

despegue y aterrizaje vertical (VTOL) y de esta forma lograr características

de vuelo en escenarios de operación en interiores y al aire libre. En la tabla

36, se puede observar la estimación de pesos que se hizo a través de los

tres diferentes cálculos realizados en este proyecto.

Tabla 36. Estimación de pesos Fuente: Autores

Analizando estos resultados se puede afirmar que la aproximación lineal

aplica para una configuración de un motor, el cálculo de pesos de los

componentes y la estructura da una predicción aceptable del peso final del

MAV y puede ser de utilidad para iniciar el proceso de diseño.

Sabiendo los valores finales de peso se podrá dar lugar al paso final del

diseño realizado, mostrando la ficha técnica del MAV, en donde se

presentaran las características de operación de la misma, que se ven

representadas en las Tabla (37),(38).

Esta parte se divide en dos, una de ellas es la parte de datos donde se

presentan todos los datos finales y la otra es la parte grafica donde se

presentan las vistas y los diferentes planos del MAV con sus respectivas

dimensiones.

Método Peso (gr)

Aproximación lineal 193,92

Calculo de Pesos 305

Peso final de diseño MAV 451,9

152

Dimensiones

Envergadura 20 cm

Largo 31,4 cm

Alto 12,42 cm

Cuerda 10,45 cm

Tabla.37 Dimensiones del MAV

Fuente: Autores

Rendimiento del MAV

Techo máximo de operación 304 m

Rango de operación 10 Km

Velocidad máxima 10,05 m/sg

Velocidad de perdida 2 m/sg

Motor FlyCam 1400

Perfil alar Curtis C-72

Rata de ascenso 2,50 m/s g

Angulo de posición de los motores 10.12 Grados

Tiempo de vuelo 12 min

Peso máximo al despegue 451,9 g

Tabla.38 Condiciones de Operación Fuente: Autores

153

7. ANALISIS DE COSTOS

En esta parte donde se busca analizar y determinar cuál es el monto

económico necesario para la futura realización del proyecto, el costo total de

la operación de la planta (abarca las funciones de producción, administración

y ventas), así como otra serie de indicadores que servirán como base para la

parte final y definitiva de nuestro proyecto, que es la evaluación económica.

MERCADEO

Tomando en cuenta que la aeronave puede cumplir cualquier misión de

reconocimiento y observación tanto en recintos cerrados como en abiertos.

PRESUPUESTO COSTOS DE PRODUCCIÓN: El costo de producción está

conformado por todas aquellas partidas que intervienen directamente en

producción. A continuación se muestra cada una de ellas:

COSTOS DE MATERIALES: La cotización de los materiales se hace

tomando en cuenta los precios vigentes del mercado. Los precios en pesos

colombianos están calculados en la Tabla (39), tomando en cuenta el

promedio de la tasa de cambio dólar (TRM) en el mes de octubre del 2011.

LA CUAL ES DE: 1 USD=$1917

MATERIA PRIMA

CANTIDAD COSTO POR

UNIDAD (US$)

COSTO TOTAL (US$)

COSTO (COL$)

Motor 2 22,5 45 86265

Helice 2 3,5 7 13419

Camara 1 60 60 115020

Transmisor 1 224,3 224,3 429983,1

Bateria 1 25 25 47925

Receptor 1 34 34 65178

Servos 2 8 16 30672

Blueboard 1 100 100 191700

Control R/C 1 299,99 299,99 575080,83

154

ESC 2 7,8 15,6 29905,2

F. VIDRIO 1 k 19.85 19.85 38.717

F.CARBONO 1 k 20 20 39.010

Total N/A 866,74 1662875.13

Tabla. 39 Analisis de costos de los componentes del MAV

Fuente: Autores

Cuando se vende cualquier tipo de idea, proyecto o conocimiento se tiene

que tener en cuenta cada uno de los pros y los contras para el mejor

entendimiento de lo que se quiere y sobretodo haciendo un análisis de la

ganancia económica.

Dentro de la construcción del MAV se toman en cuenta estos análisis para

saber qué tan viable puede llegar a ser la construcción de esta aeronave.

COSTOS DE PERSONAL: la producción del MAV contara con todo el

personal necesario y capacitado para conformar un equipo de trabajo de las

más altas condiciones, esto permitirá un buen desarrollo de la producción de

esta aeronave.

MATERIAL DE DOTACIÓN: son implementos básicos de dotación para el

trabajo dentro de un hangar de aviación para la construcción del MAV. Los

materiales que se usaran para realizar este proyecto con sus respectivos

costos de operación se muestran en la Tabla.40

CONCEPTO CONSUMO

ANUAL

COSTO UNITARIO

(COL$)

COSTO ANUAL (COL$)

Overoles (Ing) 6 70000 420000

Gafas protectoras 6 23000 138000

Guantes de Carnaza (par) 6 10500 63000

Protectores auditivos 18 2000 36000

Botas punta de acero 6 88000 528000

TOTAL 1185000

Tabla .40 Analisis de Costos de los materiales de dotación

Fuente: Autores

155

Presupuesto costos de producción:

CARGO DISEÑADORES

PERSONAS POR TURNO 3

TURNOS/DIA 1

SALARIO BASICO $ 1.800.000

CESANTIAS (8,33%)* $ 899.640

PRIMA (8,33%)* $ 899.640

VACASIONES (4,17%)* $ 450.360

INT. SOBRE CESANTIAS (1%)* $ 108.000

RIESG. PROF. (1,5%)* $ 162.000

SALUD (8,5%)* $ 918.000

PENSION (12%)* $ 1.296.000

PARAFISCALES (9%)* $ 972.000

Tabla. 41 Análisis de Costos de Producción

Fuente: Autores

156

8. PLANOS

En este capítulo se muestran los planos del MAV, los materiales que se

utilizan son Fibra de Vidrio y Fibra de Carbono, los cuales se usan en la

mayoría de proyectos que se asemejan al de este MAV.

FIBRA DE VIDRIO

Es una Fibra mineral elaborada a partir de sílice, cal, alúmina y magnesita. A estas materias se les añaden óxidos diversos y se trituran finamente consiguiendo una masa homogénea, que más tarde se introducen en un horno a 1.550 ºC.

El vidrio fundido se extruye y estira, aplicándole un ensimaje y consiguiendo así el filamento. Existen cinco grupos:

Tipo E: es el tipo de fibra más empleado, se caracteriza por sus propiedades dieléctricas.

Tipo R: se caracteriza porque tiene muy buenas propiedades mecánicas, y es resistente a la fatiga, temperatura y humedad, demandándose en los sectores de aviación, espacial y armamento.

Tipo D: su principal característica es su excelente poder dieléctrico, de ello su aplicación en radares, ventanas electromagnéticas.

Tipo AR: posee un alto contenido en óxido de circonio, el cuál le confiere una buena resistencia a los álcalis (óxidos, hidróxidos y carbonatos).

Tipo C: se caracteriza por su alta resistencia a agentes químicos. Con respecto al tipo de fibra de vidrio mas utilizada en aviación (Tipo R), tiene las siguientes características: Mecanicas

Tenacidad (N/tex): 1.74

Fuerza a la tracción (MPa): 4400

Elongación hasta rotura (%): 5.2

157

Térmicas

Conductividad Térmica (W/m ºK): 1

Resistencia termo mecánica: 50% después de 150 h a 750 ºC Eléctricas

Resistividad (ohm x cm): 1014 - 1015

Factor de disipación dieléctrica: 0.0019 a 105 Hz Químicas

Absorción de humedad a 20 ºC y 60% de humedad relativa (%): 0.1

Resistencia a los disolventes: alta

Resistencia a la intemperie y los rayos UV: alta

Resistencia a microorganismos: alta

Ventajas

Bajo precio

Proceso simple

Alta resistencia

Menor densidad que en los metales

Buen pegado para las resinas

Desventajas

Baja rigidez con respecto a los metales

Nota: para la rigidez donde el peso no es crítico, el material mas usado es la

fibra de carbono debido a su bajo costo.

158

FIBRA DE CARBONO

Es un compuesto más ligero que el acero, con igual resistencia, inmune a la corrosión, que puede adoptar diversas formas y adaptarse a las necesidades de múltiples sectores. Ventajas

Alta resistencia a la fatiga

Baja densidad

Estabilidad dimensional (logra conservar su forma)

Buen pegado a la resina Desventajas

Mayor costo que la fibra de vidrio o el kevlar

Baja resistencia al impacto

En la Tabla 42 se muestra las propiedades mecanicas y físicas de la fibra de carbono, para una mayor información de este material

159

Tabla.42 Propiedades mecánicas y Físicas de Carbono

Fuente: MatWeb (página web materiales compuestos)

Como se había mencionado anteriormente el modelo de la estructura se

realizó en Solid Edge versión ST2, de ahí se obtuvieron las diferentes vistas

para los planos con dimensiones reales para el MAV. En cuanto al

renderizado se realizó en el programa Solid Works 2010, Photo Works 2010

y Photo View 360 2010.

174

9. CONCLUSIONES

Se realizó el diseñó conceptual un micro UAV con capacidades de

despegue y aterrizaje vertical de configuración tilt rotor, con capacidad

para cumplir misiones de reconocimiento.

Se investigó y analizó el funcionamiento característico de este tipo de

MAV y se obtuvo como resultado la viabilidad de usarlos para

misiones de reconocimiento aéreo con este tipo de configuración.

Se evidencio que las dimensiones planteadas inicialmente para la

aeronave de 15 cm, no eran las adecuadas para este proyecto debido

a la falta de varios micro componentes y su diseño era más complejo,

por lo cual se decidió cambiar las dimensiones limitantes hasta 50 cm,

para el mejor análisis de este tipo de aeronaves.

Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas de

la aeronave así como su sistema de propulsión tilt rotor.

Se seleccionaron los componentes adecuados para el funcionamiento

del MAV y para el cumplimiento de las misiones de reconocimiento.

Es de gran importancia y necesidad el desarrollo de este proyecto de

investigación, puesto que con la ayuda de este tipo de MAV se puede

hacer un mejor control de las condiciones que pudiesen ser riesgosas

para un ser humano, y que estas misiones pueden ser llevadas a cabo

con mayor precisión y sin poner en peligro vidas, al igual que de una

forma autónoma puede brindar respuestas inmediatas a estas

situaciones.

Debido a la configuración tilt rotor de la aeronave, se observa que sus

capacidades como aeronave no tripulada de reconocimiento son muy

buenas, además no necesita bases fijas, de esta forma puede operar

desde cualquier sitio en el que se requiera.

Se observó que una de las grandes ventajas con la configuración tilt

rotor es que en la configuración de vuelo horizontal tiene una

velocidad mayor que la de un helicóptero y en configuración de vuelo

vertical se asemeja a las características de velocidad de un

helicóptero, debido a esto el rendimiento será mayor al de una

aeronave o helicóptero convencional.

La configuración tilt rotor sólo funciona cuando las hélices rotan en

sentido contrario (pusher y tractor).

175

Se evidencio que el sistema de propulsión no cumplía con los

requerimientos del MAV, se analizaron diferentes configuraciones para

este sistema y se logró encontrar el motor con las características de

empuje y potencia necesarias. Sin afectar el sentido de giro de ambas

hélices, lo cual es posible mantener un vuelo controlado.

El diseño y dibujo en programas CAD son útiles para análisis y

estudios posteriores sobre este diseño conceptual, como por ejemplo

se podría llevar a cabo un análisis aerodinámico y estructural.

También puede llegar a ser de utilidad si el proceso de construcción

fuese con máquinas de control numérico.

La estimación de pesos se realizó por tres métodos: el primero con

una aproximación lineal entre peso de despegue y envergadura, a

partir de un estudio comparativo de MAV’s desarrollados en otros

proyectos, el segundo es un cálculo con los diferentes pesos

involucrados en la operación del MAV, como el de los componentes y

una estimación del peso de su estructura y por último el peso real del

MAV teniendo en cuenta el peso de los componentes que se

escogieron como los óptimos para el cumplimiento de la misión

dispuesta para el MAV y mediante los pesos que se determinaron en

Solid Edge, con la propiedades de cada uno de los materiales

escogidos para el MAV. Se encontró que el primer método no aplica

para la configuración de dos motores, si por el contrario se utilizara

una configuración de un solo motor es válido utilizar la aproximación

lineal que se obtuvo, por otro lado se encontró que el segundo método

es de utilidad para obtener una buena aproximación del peso sin

importar la configuración.

Se determinaron las condiciones de operación aerodinámicas del MAV

teniendo en cuenta los efectos influyentes en su desempeño en bajo

número de Reynolds, considerando la vorticidad y las burbujas de

separación.

El desarrollo de nuevas tecnologías esta directamente relacionada con

los diferentes temas de investigación, para el caso de micro

tecnología.

La utilización de controladores de velocidad para los motores mejora

las cualidades del vehículo, al poder controlar el nivel de potencia

deseado.

176

La relación aerodinámica, CL/Cd, es de gran importancia en el diseño

de cualquier aeronave, y para el caso del MAV, reflejará el

desempeño de este, viéndose reflejado en la potencia necesaria y el

empuje.

177

10. BIBLIOGRAFIA

ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States:

Tercera Edicion. Editorial Mac. Graw Hill.

Raymer, Aircraft design, a conceptual approach.

Natalia Acero, Carlos Hernández,Andres Leiton, Tesis, diseño y

construcción de un micro avión con un sistema de control no

convencional y selección de materiales, Universidad de San

Buenaventura Bogota , 2005

Camargo, Camilo; Jimenez Nicolai; Perez, Ronald -Tesis, diseño

preliminar de un UAV VTOL,para reconocimiento y construcción de un

modelo a escalapara verificar las condiciones de vuelo, Universidad de

San Buenaventura Bogotá, 2008

Martinez Acevedo, Angel; Moreno Pedraza, Juan Tesis, Diseño,

Construcción y prueba de vuelo de un micro vehículo aéreo de

reconocimiento, Universidad de San buenaventura, 2008.

Metodología para el diseño conceptual de una aeronave plano bajo

categoría LSA, Universidad de San Buenaventura, 2011.

López L, Juan; Jiménez M, Milton; Gómez A, David -Tesis, Diseño

preliminar de un UAV VSTOL con aplicaciones en operaciones de

rescate, Universidad de San Buenaventura, 2006.

Erazo Madrigal, Luis; Trujillo Beltran, Leidy; Vasquez Tavera, Wilmar-

Tesis, Diseño detallado de una aeronave UAV de despegue vertical,

Universidad de San Buenaventura, 2007.

Development of a miniature VTOL Tail-Slitter unmanned aerial vehicle,

Brigham Young University, 2008.

UAS "Unmanned Aircraft System" Sobre su integración en el espacio

aéreo no segregado, Ministerio de defensa-España, 2009.

Aerodynamic Design of VTOL Micro Air Vehicles, University of Arizona,

2007.

178

11. ANEXOS

179

BLUEBOARD (ESQUEMA)

Flycam BlueBoard

Fuente: www.kkmulticopter.kr

180

RENDERIZADO DEL MAV

MAV con sus Componentes

Fuente: Autores

MAV con Simulacion del Material Estructural

Fuente: Autores

181

MAV Renderizado en un Campo Selvático

Fuente: Autores

Micro Uav Vuelo Arrieta 2011

Documents

Transcript of Micro Uav Vuelo Arrieta 2011