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UPMH Jaeguer 124
SAE AERODESIGN MEXICO 2017
Jaeger124
NUMERO DE EQUIPO 5
EQUIPO:
Díaz Espinoza Gerardo, Avelino Aranda Marycarmen, José Sánchez Dilan
Alexis, Guerrero Ángeles José Alberto, Aguilar Ramos Edgar, Moran Flores
Diego Andrés, Ángeles Aguilar Alexis, Alonso Pineda Daniela, Juárez Mera
Xenia Jaqueline, Oropeza Zamora Irvin, Monroy Sánchez Ixchel, Moran
Hernández Janice, Gómez Jiménez Peter William, Vega Hernández Hugo
Erasto.
UNIVERSIDAD POLITECNICA METROPOLITANA DE
HIDALGO
INGENIERIA EN AERONAUTICA
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INDICE
RESUMEN……………………………………………………………….…04
NOMENCLATURA………………………………………………………...05
INTRODUCCIÓN………………………………………………………….07
METODOLOGÍA…………………………………………………………..09
CONCEPTO……………………………………………………………….10
AERODINAMICA………………………………………………………….11
SUPERFICIES DE CONTROL…………………………………………..16
FUSELAJE…………………………………………………………………17
TREN DE ATERRIZAJE…………………………………………………19
HELICE…………………………………………………………………….20
ESTRUCTURAS………………………………………………………….29
.
4
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RESUMEN El presente trabajo detalla el desarrollo del proyecto de diseño conceptual, diseño
aerodinámico y construcción de la aeronave cuyo proceso fue realizado en las
instalaciones de la Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH) por
los alumnos de noveno cuatrimestre de la carrera de ingeniería en Aeronáutica, con
la finalidad de participar en la competencia de SAE Aero Design México 2017
además de ser una prueba y un reto para los estudiantes de la carrera.
Para la realización de dicho proyecto nos valemos de herramientas de software para
establecer los requerimientos y metas del diseño del aeromodelo.
Se incluyen los resultados obtenidos por los procedimientos referenciados a lo largo
del documento para la estimación de todos los valores numéricos fundamentales
aplicados, la descripción y el análisis del diseño sabiendo que los aeromodelos
diseñados deben tener gran capacidad de carga, puesto que es la meta principal
del diseño.
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NOMENCLATURA 𝐴𝑅 Alargamiento
𝑏 Envergadura
𝐶 Cuerda
𝐶𝐴𝑀 Cuerda aerodinámica media
𝐶𝐷 Coeficiente de resistencia al avance
𝐶𝐿 Coeficiente de levantamiento
𝐶𝑟 Cuerda de raíz
𝐶𝑇 Coeficiente de tracción
𝐷 Resistencia al avance
𝑑 Diámetro
𝐹 Fuerza
𝐹𝑎 Fuerza de aceleración
𝐹𝑐 Fuerza al contacto con la pista
𝐹𝑓 Fuerza al final de carrera de aterrizaje
𝐹𝑚 Fuerza media aceleración constante
𝑔 Aceleración de gravedad
𝑘 Factor de cálculo para carrera
𝑙 Brazo de momento
𝑙𝑡 Distancia de aterrizaje
𝐿 Levantamiento
𝑙1 Longitud de superficie de control
𝑛 Revoluciones por segundo
𝑃 Perímetro
𝑅𝑒 Número de Reynolds
𝑆 Superficie
𝑆1 Deflexión máxima de superficie de control
𝑆2 Deflexión máxima de servomotores
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𝑇 Empuje
𝑇0 Torque
𝑣 Volumen
𝑉 Velocidad
𝑉𝑝 Velocidad de desplome
𝑊 Peso
𝑋ℎ𝑎 Distancia de pista para aterrizaje
𝑧 Altitud
SUBINDICE
𝑒ℎ Estabilizador Horizontal
𝑚𝑎𝑥 Máximo
𝑚𝑖𝑛 Mínimo
𝑠 Estático
𝑒𝑣 Estabilizador Vertical
𝑤 Ala
LETRAS GRIEGAS
α Angulo de ataque λ
λ Conicidad
𝜙𝑓 Coeficiente de fricción para pista de aterrizaje de asfalto
µ Viscosidad Dinámica
Ν Viscosidad Cinemática
𝜌 Densidad
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INTRODUCCION
En el presente trabajo, se presenta el proceso de diseño y fabricación
del aeromodelo de carga Jaeguer124 el cual es diseño propio de los
estudiantes del programa educativo de ingeniería en aeronáutica del grupo de
noveno pertenecientes al equipo iikim de la Universidad Politécnica
Metropolitana de Hidalgo (UPMH). El aeromodelo se ha diseñado en función de
los requerimientos y las metas de diseño planteadas por la competencia
nacional SAE Aero Design México 2017 organizada por la Sociedad de
Ingenieros Automotrices (SAE, por sus siglas en ingles). Dicha sociedad es la
encargada de la organización de competencias a nivel global relacionado al
diseño aeronáutico. En México esta competencia se organiza desde el año
2010, siendo esta, una competencia intercolegial en donde se reúnen
reconocidas universidades del país, tales como: Universidad Aeronáutica en
Querétaro (UNAQ), Instituto Politécnico Nacional (IPN), Tecnológico de
Monterrey entre otras universidades. En la cual se tiene como objetivo el apoyo
a la mejor preparación a carreras de ingeniería aeronáutica y afines.
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OBJETIVO GENERAL
Elaborar el diseño de un aeromodelo de carga que cumpla con los
requerimientos y características que solicita la organización SAE México, dicho
objetivo se puede desglosar en los siguientes objetivos particulares, que son:
Dar seguimiento a los requerimientos y metas de diseño expuestos por
SAE México en el reglamento de la competencia.
Proponer un concepto de aeromodelo de carga ponderando que esté
cuente con características de un diseño particular y con características
innovadoras.
Emplear una filosofía de diseño que se descomponga por áreas de
trabajo: diseño conceptual, diseño aerodinámico, estructuras,
electrónica, manufactura, y calidad.
Fabricación y ensamblaje del aeromodelo utilizando la disponibilidad
tecnológica de la universidad.
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METODOLOGIA
La metodología se enfocó en el desarrollo de los conceptos fundamentales para
los requerimientos necesarios de la competencia. A continuación en la tabla 1
se enlistaran las metas de diseño establecidas por el equipo a partir de los
objetivos generales ya propuestos en los que se incluyeron el área de calidad
con la finalidad de retroalimentar para la presentación de un aeromodelo
funcional, presentable y competente.
Tabla 1Metas de diseño (Objetivos establecidos por el equipo)
1 Generar suficiente levantamiento
2 Minimizar los efectos de arrastre
3 Tener estabilidad longitudinal y vertical
4 Tener buena maniobrabilidad
5 Que la estructura sea la adecuada para soportar las fuerzas ejercidas sobre el modelo
6 Minimizar el peso del aeromodelo para aumentar su carga útil
7 Obtener las distancias requeridas para despegue y aterrizaje
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CONCEPTO
El proceso del diseño del aeromodelo fue analizando en cada una de las áreas
con sus componentes respectivos de forma individual para poder obtener un
alto nivel de desempeño de cada uno de ellos.
Como se ha mencionado anteriormente se consideró el concepto de un diseño
original que produjera una cantidad mínima de arrastre en conjunto con las
restricciones establecidas por la competencia. A partir de cada una de las
especificaciones ya mencionadas se concibió un boceto para visualizar de
forma general el concepto del aeromodelo a diseñar, de igual forma se realizó
un dibujo asistido por computadora en el programa de Solid Works obteniendo
un primer bosquejo como se puede mostrar en la figura 1
Figura 1 Concepto del aeromodelo (boceto y concepto detallado)
Vista isométrica
Vista superior
Vista lateral
Vista superior
Vista lateral
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AERODINAMICA
SELECCIÓN DEL PERFIL AERODINAMICO
FX 73-CL2-152.
Figura 2 Perfil FX73-CL2-152
El primer paso a seguir para la conceptualización del proyecto consiste en la
selección del perfil aerodinámico, para ello se tomaron en cuenta principalmente
las siguientes características que son:
Que el perfil aerodinámico permita cuantitativamente tener un coeficiente
de levantamiento lo suficientemente capaz para producir la fuerza de
levantamiento necesaria que permitir el despegue y el sostenerse de
forma correcta.
El perfil aerodinámico de acuerdo a su forma contenga el mínimo
coeficiente de arrastre para producir la menor fuerza de rozamiento que
opone al movimiento.
Obtener una mayor eficiencia aerodinámica para crear una mayor
sustentación y de igual forma resistencia, para cada uno de los ángulos
de ataque que se presenten en el aeromodelo.
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Para la selección del perfil se basó en simulaciones por computadora
utilizando CFD (Computational Fluid Dynamics) ANSYS, esta
herramienta nos permitió simular tanto los perfiles aerodinámicos
utilizados para nuestra aeronave( Ala y Empenaje Vertical y Horizontal)
de manera 2D, así como simulaciones 3D del ala principalmente, debido
a que previamente se establecieron cálculos analíticos donde se tenía
que comprobar los mismos resultados, de acuerdo a todos los análisis y
a las características necesarias se eligió el perfil FX 73-CL2-152.
Grafica 1. Grafica de la polar del perfil aerodinámico FX 73-CL2-A52
-0.50
0.00
0.50
1.00
1.50
2.00
2.50
0.00 0.20 0.40 0.60 0.80
Cl
Cd
Cl vs Cd
Simulation Airfoil Tools
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DISEÑO PLANTA DEL ALA.
El diseño en planta consta de la elección de la mejor geometría alar, donde esta nos
permita satisfacer nuestros objetivos necesarios tomando en cuenta que entre
mayor superficie alar se obtendrá un mejor levantamiento y una velocidad menor.
Para la elección de la geometría alar se decidieron ocupar dos tipos de planta tanto
la geometría trapezoidal como la elíptica como se muestra en la figura 3.
Figura 3. Geometría alar de la aeronave.
El diseño de la geometría del ala en término de desempeño aerodinámico fue
propuesto la forma trapezoidal ya que posee mejores características aerodinámicas
como mayor rigidez, inferior resistencia al avance, mayor velocidad, mejor
maniobrabilidad de la aeronave, distribución adecuada de sustentación sobre la
superficie alar entre otros de igual forma se ocupó para tener una mejor sujeción
con el fuselaje.
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La otra forma que se ocupó fue la geometría elíptica que esta nos proporciona
características diferentes como lo que es mayor eficiencia aerodinámica, tiene
inferior resistencia inducida que la de las alas rectas y minimiza el arrastre inducido
pero una de las desventajas que podemos encontrar es la complejidad que tiene en
manufactura. Considerando cada una de las ventajas que tiene las geometrías ya
analizadas se realizó un diseño de forma trapezoidal combinado en las puntas con
una forma elíptica solo que en el borde de salida tendrá la forma recta para facilitar
la manufactura.
Tabla 2 Características de la geometría del ala
Figura 4 Presentación del diseño del ala completa.
Envergadura 2.15m
Cuerda de raíz 48cm
Cuerda de punta 17.55cm
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CONFIGURACION DEL ALA
La configuración de diseño, fue enfocada en la colocación del ala relativa al fuselaje,
el cual se enfoca en el máximo aligeramiento del aeromodelo para tener una
máxima carga útil. Al generar un análisis de configuración apropiada se concluyó
que el ala alta tiene ventajas de limpieza aerodinámica, ayuda a disminuir el efecto
suelo que pudiera producirse durante el aterrizaje, y la posible colisión con objetos
extraños en el suelo que pudieran dañar la estructura. Teniendo como único
inconveniente la sujeción del ala al fuselaje. Se tuvo presente el centro de gravedad
del aeromodelo ya que al tener la carga puede variar el centro de gravedad, por lo
que el ala está configurada para que el centro de gravedad varíe mínimamente con
respecto a la carga.
CONFIGURACION EMPENAJE
Parte trasera del avión donde se encuentran las superficies de control con mayor
importancia como el estabilizador horizontal el cual provee estabilidad longitudinal,
el cabeceo tiene un movimiento de nariz hacia arriba y hacia abajo. El estabilizador
vertical provee estabilidad en el movimiento de guiñada, en el cual los movimientos
de la nariz son hacia la derecha e izquierda.
Se consideró que el empenaje debe tener un perfil simétrico debido a que provee
una reducción excepcional de arrastre y una cantidad moderada de levantamiento,
para la selección del diseño se contempló que lo mejor sería de forma T invertida
como se muestra en la figura 5 ya que es uno de las más eficientes permitiendo un
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alto rendimiento aerodinámico y para es uno de los más sencillos para
manufacturar.
Se utilizaron perfiles simétricos ya que lo que se requiere es que sea lo más estable
posible para el empenaje horizontal se utilizó un perfil NACA 0010 y para el
empenaje vertical se utilizó un NACA 0008.
Figura 5 Forma T invertida propuesta para el aeromodelo
SUPERFICIES DE CONTROL
Uno de los requerimientos principales del concurso SAE es el mantener la
maniobrabilidad y el control del aeromodelo durante el vuelo, realizando los tres
ejes de referencian de la estructura donde se producirá movimiento (alabeo,
guiñada y cabeceo). Para la realización de dichos movimientos se ocuparan servos
(Futaba S3004) ya que son los que otorgan mayor torque del necesario a los
alerones ya que es una superficie de mando el cual se ocupan para el control del
alabeo, el timón vertical, el control de guiñada, y el elevador para el control del
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cabeceo. El dimensionamiento de los servos fue de acuerdo al torque necesario
según las superficies de control, generando movimientos realizados por las mismas,
estas superficies se encontraran adaptadas a las formas del ala y del empenaje.
Para la realización del dimensionamiento de los servos se calculó de acuerdo a la
siguiente ecuación y a los datos ya obtenidos.
Máxima velocidad 10.23m/s =36.864km/h=22.906246M/h
Cuerda de la superficie de control 150mm
Longitud de la superficie de control 534mm
Máxima deflexión de superficie control 30°
Máxima deflexión del servo 45°
Tabla 3. Datos para la obtención de las dimensiones de los servos.
Torque (oz-in) = 8.5E-6 * (C2 V2Lsin (S1) tan (S1) / tan (S2))
FUSELAJE
El fuselaje es uno de los principales elementos estructurales de un aeromodelo ya
que su propósito es unir los componentes principales como son: el ala el
emepenaje, el tren de aterrizaje, la planta motriz y el motor.
El diseño del fuselaje del avión fue de acuerdo a las características requeridas por
la competencia de SAE, y a los requerimientos que necesitábamos como son:
rigidez, resistencia, forma, entre otras características necesarias.
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Otra de las opciones del diseño fue la facilidad en el área de mantenimiento y las
ventajas que tendríamos de acuerdo a forma que le daríamos.
Como se muestra en la figura 6 se puede observar que la nariz tiene una forma en
cono el cual nos ayuda a que el flujo se pueda distribuir alrededor del fuselaje y a
poder contrarrestar el arrastre y la sección del fuselaje ayuda a la construcción y
capacidad de uso del volumen interno.
Figura 6. Diseño del fuselaje a) vista isométrica, b) Vista superior, c) Vista frontal
.TREN DE ATERRIZAJE
El tren de aterrizaje es un componente principal debido a que cumple diferentes
funciones como son: aceptar cargas estáticas y dinámicas durante el despegue,
aterrizaje y rodaje para proteger la estructura de la aeronave, disipar la energía de
los impactos del avión durante el aterrizaje y el rodaje, y así como el frenado en la
pista. El tren de aterrizaje que se ocupara será de forma triciclo con rueda de nariz
el cual es uno de los más utilizados debido a que tiene mejor desempeño operativo
a)
b)
c)
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que otras configuraciones y nos ayuda a los requerimientos necesarios para la
aeronave.
Tener suficiente resistencia y rigidez
Tener movimiento estable durante la carrera de despegue y aterrizaje en el
avión a lo largo de la pista
A la hora de aterriza debe de absorber el impacto del avión y disipar la
energía
La altura del tren de aterrizaje debe proporcionar el ángulo de ataque de
aterrizaje requerido.
Figura 7.Diseño del tren de aterrizaje para el aeromodelo.
HELICE
El empuje generado mediante la hélice es una componente de levantamiento
producida por las palas en una dirección de vuelo, esto se basa en la teoría de
momentum de disco actuador (plano discal) en el cual la propela es representada
por una área de disco “A”, se asume que el empuje se distribuye de forma uniforme
sobre el área del disco y los efectos de la punta son ignorados, si el disco se
encuentra girando o no, es irrelevante debido a que el flujo a través de él es
analizado sin rotación, las aeronaves pequeñas tienen de 2 a 3 palas, siendo en
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este caso una propela de tipo tractor, porque se encuentra en la parte delantera de
la aeronave. La hélice debe mantener las RPM constantes, tratándose de un motor
eléctrico, el encargado de controlar esto es el controlador de velocidad asignado por
SAE México.
Tabla 4. Características hélice.
Análisis de arrastre en 3D
Al tener seleccionado el perfil del ala, empenaje horizontal y empenaje vertical, se
comenzó el análisis respectivo del ala de manera aerodinámica.
Se obtuvieron ciertos detalles relacionados con el análisis aerodinámico en
FLUENT, ANSYS, debido a que se tienen que colocar distintas condiciones para un
correcto análisis.
Primeramente, existe un factor importante, la velocidad con la que se hicieron las
simulaciones, este se obtuvo con la ayuda de la polar analítica como ya se pudo
conocer anteriormente.
Otro factor es qué condiciones se presentó el fluido ante el ala, es decir, se utilizó
un sistema de tres ecuaciones respectivamente de viscosidad.
Se hizo el análisis con el ala solida debido a cómo trabaja el fluido sobre la misma,
es decir, conociendo un fluido libre, a distintos ángulos, con condiciones de
Composite Propeller
15x 6 E
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viscosidad, con las paredes donde se hará el análisis de manera establecida con
distintos nombres.
Estructural
Conforme al primer diseño establecido del ala, se realizó un análisis estructural del
comportamiento del ala, siendo los resultados desfavorables para la estructura
propuesta, debido a que la magnitud de la deflexión era superior al límite de los
rangos establecidos, por lo que se decidió aumentar el número de costillas para
reforzar así mismo una modificación del material en las costillas ubicadas en los
cambios de sección y en los extremos.
.
Grafica2 polar del aeromodelo
POTENCIA REQUERIDA Y POTENCIA
DISPONIBLE
En el proceso de selección de una planta motriz fue necesario determinar el valor
de la potencia requerida por el aeromodelo así como la potencia disponible. Estos
parámetros de diseño conllevan el tener presente la altitud de operación, y
densidad de la ubicación.
0
0.5
1
1.5
2
0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35
Co
efi
cie
nte
de
leva
nta
mie
nto
(C
L)
Coeficiente de arrastre (Cd)
Polar de Avión CL vs Cd
Polar de Avion
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VELOCIDAD ASCENSO
El ascenso es considerado como una maniobra en la cual se unen tanto potencia
y altitud con la finalidad de lograr un incremento en la altura del aeromodelo. Para
calcular la velocidad de Ascenso (Vc) se muestra en la ecuación1.
𝑉𝑐 = 𝑉 sin(𝜃) … …. (1)
V donde viene siendo la velocidad real se obtiene de la siguiente expresión.
1
2𝜌𝑉2𝑆𝐶𝐿𝑦𝐿-mg sin(θ) Para obtener la ecuación 2
𝑉 = √2𝑚𝑔 cos (𝜃)
𝜌𝑆𝐶𝐼 ……(2)
Después de obtener V se calcula la velocidad de Ascenso (Vc) con la ecuación (1)
utilizando ángulos de ataque positivos. La tabla 4, se muestra los resultados de las
velocidades de ascenso a diferentes ángulos de ataque positivos.
Tabla 4. Velocidad de ascenso.
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VELOCIDAD DESCENSO
El descenso se define como una maniobra en la cual el aeromodelo disminuye su
altitud de manera controlada volando en una trayectoria descendente ya sea con
potencia aplicada o sin aplicación de la misma. Para abandonar el vuelo de crucero
es necesario reducir la potencia del motor y de esta manera iniciar un descenso a
velocidad constante. Para calcular la velocidad de descenso (Vs) se muestra en la
siguiente ecuación (3).
𝑉𝑠 = 𝑉𝑠𝑖𝑛 𝛾 … … (3)
Para conocer el ángulo requerimos del triángulo de fuerzas lo cual encontramos la
ecuación número 4.
𝑆𝑖𝑛𝛾 =𝐶𝐷
√𝐶𝐿2 + 𝐶𝐷
2… … . (4)
De igual forma es necesario conocer la velocidad real V, el cual se obtiene de las
expresiones de levantamiento L=1
2𝜌𝑉2𝑆𝐶𝐿𝑦𝐿-mg cos(γ)=0 para obtener la ecuación
número (5).
𝑉 = √2𝑊𝐶𝑜𝑠𝛾
𝜌1𝑠𝑐𝐿… … (5)
Despejando obtenemos la ecuación 6.
𝑐𝑜𝑠𝛾 =𝐶𝐿
√𝐶𝐿2 + 𝐶𝐷
2… … (6)
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La tabla 5 muestra los resultados de las velocidades de descenso (Vs) a diferentes
ángulos de ataque negativos.
Tabla 5 Velocidad de descenso.
DISTANCIA DE DESPEGUE
El cálculo de la longitud de despegue tiene como consideración la característica
del terreno que provoca una fuerza de fricción en dirección opuesta a la tracción,
esta fuerza es calculada mediante la ecuación 7
𝑅 = 𝜙𝑓 (𝑊 − L) … … (7)
Siendo R el valor de la fuerza de fricción. Asumiendo que el valor de levantamiento
y el arrastre durante la carrera del despegue varían en función de la velocidad, se
puede obtener un valor promedio de las fuerzas de resistencia al avance
𝑅 = 𝜙𝑓 (𝑊 − L) El cálculo para la estimación de la distancia está definido por la
ecuación 8.
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𝑇𝑑 =𝑉2𝑚
2𝐹… … (8)
Donde
𝐹 = 𝑇 − 𝐷 − ϕ𝑓(𝑊 −L)……(9)
Para la obtención de la velocidad de despegue que se alcanza durante la carrera
de despegue se obtiene mediante la ecuación 10.
𝑉𝑑 = 1.2𝑉𝑝 = 1.2√2𝑊
𝜌𝑆𝑤𝐶𝑙𝑚𝑎𝑥… … . (10).
Considerando un factor de seguridad de 1.2. Despejando la ecuación para el
despegue es la presentada en la ecuación 11.
𝑇𝑑 =𝑉𝑑
2 𝑊𝑔
2{𝑇 − [𝐷 + 𝜙𝑓(𝑊 − 𝐿)]}… … (11)
CARRERA DE ATERRIZAJE
Para obtener la distancia recorrida durante la carrera de aterrizaje es necesario
conocer la velocidad de desplome, y utilizar el siguiente sistema de ecuaciones:
𝐷𝑇𝑎=
12
𝜌𝐶𝐷𝑆𝑉𝑃2……(12)
𝐹𝑓 = 𝜙𝑓𝑊 … … (13)
Conociendo dichos valores se obtiene la siguiente relación, en donde k es una
constante dependiente de la zona de aterrizaje.
𝐷𝑇𝑎
𝐹𝑎=
𝐹𝑑
𝐹𝑓… … (14)
𝐹𝑚 = 𝑘 ∗ 𝐹𝑓 … … (15)
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Por último se sustituyen los valores en la siguiente ecuación 16
𝑙𝑡 =𝑊
2 ∗ 𝑔(
𝑉𝑝2
𝐹𝑚) … … (17)
PLANTA MOTRIZ
Figura 8 Diseño del motor
La planta motriz se seleccionó de acuerdo a los cálculos realizados en la parte de
potencias disponibles y requeridas. A partir de dichos datos se determinó que el
motor debe cumplir con las siguientes características mostradas en la tabla 6.
Tabla 6 Características de la planta motriz.
Tomando en cuenta estos parámetros fue seleccionado un motor Scorpion SII-
4020-540KV por ser opción más viable para cumplir con la misión del aeromodelo.
El motor elegido es Scorpion SII-4020-540KV el cual tiene un peso de 672 gr.
14 Polos magnéticos de neodimio.
Kv de 540 RPM/Volt
Corriente continua de 85 amperes
Resistencia de 0.020 omhs.
Potencia mayor a los 1000 watts
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AUTONOMIA DE LA BATERIA
Para determinar la autonomía de la batería fue necesario conocer las respectivas
corrientes de carga de cada dispositivo del aeromodelo, además de la capacidad de
la batería. Cabe mencionar que para conocer la corriente de carga en el limitador
de potencia se hizo un análisis estadístico con limitadores similares y se obtuvo un
promedio esta corriente. Componente Cantidad Corriente de carga /Unidad
(Amp)
Corriente de carga total
(Amp
Motor Scorpion SII- 4020 1 43.33 43.33
S3003 Futaba Servo 8 0.008 0.04
SAE Limiter V2 1 0.02 0.02
Receiver 9X8C-V2 1 0.2 0.2
Σ(𝐂𝐨𝐫𝐫𝐢𝐞𝐧𝐭𝐞 𝐝𝐞 𝐜𝐚𝐫𝐠𝐚) 43.59
Tabla 7 Corriente de carga de cada componente eléctrico.
Componente Cantidad Capacidad (mAh)
Turnigy nano-tech 1 60000
Tabla 8 Capacidad de la batería.
Una vez obtenida la corriente de carga de todos los componentes se procede a
utilizar la ecuación para calcular la autonomía de la batería.
𝐴𝑢𝑡𝑜𝑛𝑜𝑚𝑖𝑎 =𝐶𝑎𝑝𝑎𝑐𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒 𝑙𝑎 𝑏𝑎𝑡𝑒𝑟𝑖𝑎 (𝑚𝐴ℎ)
𝐶𝑜𝑟𝑟𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑐𝑎𝑟𝑔𝑎 𝑐𝑜𝑚𝑠𝑢𝑚𝑖𝑑𝑎 𝑝𝑜𝑟 𝑙𝑜𝑠 𝑑𝑖𝑠𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜𝑠 (𝑚𝐴)∗ 0.7
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Donde 0.7 se considera a los factores que puedes llegar a afectar la eficiencia de la
batería. La autonomía obtenida por la batería estimada es de 𝐴𝑢𝑡𝑜𝑛𝑜𝑚𝑖𝑎 = 0.096ℎ
lo que equivale a 𝐴𝑢𝑡𝑜𝑛𝑜𝑚𝑖𝑎 = 5.77𝑚𝑖𝑛
ESTRUCTURAS
CENTRO DE GRAVEDAD
El centro de gravedad es un punto en todo el aeromodelo en donde se encuentran
ejercidas las fuerzas de gravedad que afectan dicho cuerpo, para la obtención de
los centros de gravedad se utilizó el programa de SOLIDWORKS Ya que nos ayuda
a facilitar la ubicación de dicho centro de forma aproximada. Inicialmente se realizó
cada uno de los componentes de la aeronave de forma individual, teniendo las
densidades propias de cada uno de los materiales que se ocuparan como se
muestra en la tabla 9 .Ensamblando cada una de las partes para formar la estructura
de la aeronave como se presenta en el plano anexo.
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Figura 9 Ubicación del centro de gravedad con carga útil.
Tabla 9 Densidad de los materiales que se ocuparan .
Grafica 3. Predicción de carga
13
14
15
16
17
18
19
20
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000
Car
ga (
kg)
Altitud (m)
Prediccion de Carga
Componente Densidad (𝒌𝒈/𝒎𝟑) Material
Ala 140, 422.034, 457.875 Madera balsa,Triplay,banak
Empenaje 140, 422.034, 457.875 Madera balsa,Triplay,banak
Fuselaje 140, 422.034, 457.875 Madera balsa,Triplay y banak
Baterías - Plastico
Servos - Plastico
Tren de aterrizaje total - Varilla ks 5-32 y caucho
Motor - Acero
Larguero 457.875 Banak
1795.30
3 4
5
8A
202
.96
391.96
480 418.99
1
2 6
7
2258.60
581
.51
516.41 849
151
.50
541 12.50
Linea Datum A Datos GeneralesUniversidad Politénica Metropolitana de
HidalgoLímite Delantero CG 654.22 Envergadura 2263.93
Límite Trasero CG 754.22 Peso en Vacío 6500CG Vacio 630 Capacidad de Baterias 6000mA/1200mA
CG Con Carga 704.22 Marca/Modelo del Motor Scorpion Equipo: iikimMaterial Variado KV del Motor 540Hélice APC 16" Paso 6" No. Equipo 05No. Pasajeros 14
Si Se Indica Lo Contrario EscalaCotas en MMGS
Aeromodelo 1:25Tolerancias:Fraccional Angular: Maquina Pliegue
Cabina de Pasajeros 1:102 Lugares Decimales
3 Lugares Decimales
Peso y BalanceElemento Descripción Peso Brazo Momento
1 Motor 305 74.23 22640.152 Bateria 896 331.29 296835.843 Ala 1500 644.22 966344.14 Empenaje 1000 1684.18 16841805 Equipaje 3100 718.50 22273506 Pasajeros 1070 792.5 8479757 Speed Control 180 401.29 72232.28 Peso Vacio 4000 592.26 2369040
Total 11909.47 5238.47 8486597.29
A A
B B
4
4
3
3
2
2
1
1
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