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NUMERO RA PROGRAMA Ingeniera Aeronutica
AUTOR(ES) Cesar Jimenez Lozano, Jhon Alexander Sanchez
TITULO
DISEO DETALLADO DE UNA AERONAVE U.A.V DE DESPEGUE VERTICAL
PALABRAS CLAVES
U.A.V VTOL TILT ROTOR I.S.R CRUISE SPEED
DESCRIPCION
Se contiene el desarrollo detallado de una aeronave U.A.V de
despegue vertical para su vigilancia del CACOM-4 y la del puesto
militar La Maria como medida de seguridad y defensa pasiva y
electrnica
FUNTES BIBLIOGRAFICAS
Anderson John D Introduction to Flight Ed. Mac Graw-Hill
Comprenssive Guide of Reference to Light Aircraft
Dr Roskam, Jan Airplane Design Part I,II,III,IV,V,VI,VII,VIII,
Ed.Dar Corporation..
Raymer , Daniel Aircraft Design: A conceptual Approach, Ed.
Washington
ANDERSON D.John. Introduction to Flight. Fourth edition. Mc graw
hill.2000
Teora del Vuelo y la Aerodinmica de Charles E. Dole. Editorial.
Paraninfo
Norma Tcnica Colombiana: NTC 1486. Incontec 2005
Manual de Normas De Dibujo Tcnico .Incontec 2005
Engineering Handbook Series For Aircraft Repair
WWW.GRESSAEROSPACE.COM
WWW.AERODYN.COM
WWW.MICROPILOT.COM
WWW.TOWERHOBBIES.COM
FECHA 06/21/2007
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NUMERO RA PROGRAMA Ingeniera Aeronutica
CONTENIDOS
Este proyecto de investigacin contiene:
Diseo de una aeronave tipo U.A.V, con la tecnologa de despegue
vertical.
Anlisis aerodinmico para vuelo reto nivelado, al igual que para
la configuracin VTOL.
Diseo de la configuracin VTOL.
Anlisis de estabilidad y control para las diferentes
configuraciones.
Aplicabilidad de una aeronave U.A.V en operaciones de
inteligencia.
METODOLOGIA
Se realizo una investigacin acerca de las tecnologas empleadas
en aeronaves U.A.V y la configuracin Tilt Rotor de esta
aeronave.
i. Se recopilo informacin en pginas de Internet que trabajaban
con sistemas autnomos de vuelo, la recopilacin de parmetros de
vuelo se obtuvieron de la estacin metereologica del CACOM-4.
ii. Se procedi a la realizacin de clculos pertinentes para
determinar la geometra y caractersticas de la aeronave.
Se realizo un estudio de sustentacin los rotores de la aeronave
a diferentes ngulos de ataque de estos.
Se determino el sistema de propulsin adecuado para esta
aeronave.
Se determinaron los equipos apropiados para cumplir la misin de
reconocimiento de la aeronave.
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NUMERO RA PROGRAMA Ingeniera Aeronutica
CONCLUSIONES
Se dise una aeronave de despegue vertical de configuracin tilt
rotor
para la misin de reconocimiento.
Se construyo un modelo el cual nos mostr las caractersticas
de
funcionamiento del sistema tilt rotor diseado.
Se investigo analizo y aprendi el funcionamiento caracterstico
de este
tipo de aeronaves y se obtuvo como resultado la viabilidad de
utilizar este
tipo de aeronaves en el reconocimiento areo con este tipo de
configuracin.
Se disearon y dimensionaron todas las superficies aerodinmicas
de la
aeronave, su fuselaje y tren de aterrizaje. Se realizaron
anlisis aerodinmicos a distintas partes de la aeronave y
superficies.
Se seleccionaron los componentes adecuados para el
funcionamiento de la
aeronave como tal y de su tarea de reconocimiento.
Se implemento un diseo innovador de una aeronave de despegue
vertical
y vuelo horizontal por medio de un sistema tilt rotor.
En un pas como el nuestro o en otro pas en donde se
presenten
amenazas por desastres naturales o violencia la presencia de
esta
aeronave puede marcar la diferencia para evitar este tipo de
situaciones,
por medio de sus sistemas de avanzada tecnologa para de esta
manera
poder intervenir frente a este tipo de situaciones.
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NUMERO RA PROGRAMA Ingeniera Aeronutica
Es de gran importancia y necesidad el desarrollo de este
proyecto de
investigacin, puesto que con la ayuda de esta aeronave se puede
hacer
un mejor control de las condiciones que pudiesen a ser riesgosas
para un ser humano, y que estas misiones pueden ser llevadas a cabo
con mayor
precisin y sin poner en riesgo vidas al igual que de una forma
autnoma
puede brindar respuestas inmediatas a estas situaciones.
Debido a la configuracin tilt rotor de la aeronave observamos
que sus
capacidades como aeronave no tripulada de reconocimiento se
potenciadas debido a la configuracin que posee, adems no
necesita
bases fijas, de esta manera operando desde cualquier sitio en el
que se requiera.
Se observo que una de las grandes ventajas con la configuracin
tilt rotor es que en la configuracin de vuelo horizontal tiene una
velocidad mayor a
la de un helicptero y en configuracin de vuelo vertical se
asemeja a las caractersticas de velocidad de un helicptero de esta
manera
incrementndose su rendimiento el doble al de una aeronave o
helicptero
convencional.
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DISEO DE UNA AERONAVE U.A.V DE DESPEGUE VERTICAL (VTOL)
CESAR JIMENEZ LOZANO 20021113049
[email protected] JHON ALEXANDER SANCHEZ 20021113038
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERIA
PROGRAMA DE INGENIERIA AERONAUTICA
BOGOTA 2007
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DISEO DE UNA AERONAVE U.A.V DE DESPEGUE VERTICAL (VTOL)
CESAR JIMENEZ LOZANO
JHON ALEXANDER SANCHEZ
Trabajo de grado para optar al titulo de Ingeniero
Aeronutico
Asesor Ing. Aeronutico OSCAR GRANDAS
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERIA
PROGRAMA DE INGENIERIA AERONAUTICA
BOGOTA 2007
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Nota de Aceptacin
Jurado
Jurado
Bogot D. C. 30 Mayo 2007
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21
Primero que todo quiero darle gracias a Dios y a mis padres por
su apoyo incondicional que me brindaron durante estos cinco aos a
un hijo con ideales y pensamientos innovadores muy ambiciosos como
su amor por la carrera llevndola a las alturas y mas halla, tambin
a esos amigos que siempre estuvieron conmigo en mi desarrollo como
Ingeniero Aeronutico y a la Universidad de San Buenaventura. Muchas
gracias
CESAR JIMENEZ LOZANO
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22
La vida es un camino el cual tenemos que recorrer sobrellevando
todas sus pruebas y obstculos, llevados de la mano por el padre
celestial quien nos entrega su paz y gloriosa sapiencia para que
con esta prenda consigamos nuestras metas.
Adems de su armona nos brinda la compaa de nuestros seres
queridos, aquellos que han sufrido y trabajado con talante para
sacar adelante sus propias metas trazadas y aun sin ser alcanzadas
se comprometen con las mas ayudando a cumplir las metas que yo
mismo me he propuesto. Mil gracias madre hermosa.
Agradezco el apoyo de las directivas y los docentes, que
intervinieron en mi formacin profesional durante mi carrera como
ingeniero aeronutico y tambin a todos aquellos que de una u otra
forma tuvieron que ver en mi formacin como ingeniero y
especialmente como persona.
JHON ALEXANDER SANCHEZ ALFONSO
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23
AGRADECIMIENTOS
Los autores de esta investigacin de trabajo de grado expresan
sus ms sinceros agradecimientos a quienes contribuyeron a dar feliz
trmino de este:
Ingeniero Aurelio Mndez, Ingeniero Mecnico, por su incondicional
colaboracin y brindarnos su conocimiento, logro encaminarnos en un
trayecto largo pero conciso para dar feliz termino a este proyecto
de investigacin.
Ingeniero Wilson Pinzon, Ingeniero Mecnico, por su conocimiento
metodolgico, nos brindo las pautas necesarias para presentar un
buen trabajo de investigacin.
Ingeniero Oscar Grandas, Ingeniero Aeroespacial asesor de este
proyecto que por medio de su conocimiento colaboro a dar solucin a
los inconvenientes encontrados.
A todos los directivos y profesores del programa que de una u
otra forma estuvieron vinculados al desarrollo de este proyecto
brindndonos sus conocimientos.
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24
TABLA DE CONTENIDO
Introduccin pag
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 36
1.1 ANTECEDENTES 36
1.2 DESCRIPCIN Y FORMULACIN DEL PROBLEMA 36 1.3 JUSTIFICACIN 37
1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIN 38 1.4.1 Objetivo general 38 1.4.2
Objetivos especficos 38 1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
39
1.5.1 Alcances 39
1.5.2 Limitaciones 39
2. MARCO DE REFERENCIA 40
2.1 MARCO CONCEPTUAL 40
2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO 40
2.3 MARCO TEORICO 40
3. METOLOGIA 43
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACION 43
3.2 LINEA DE INVESTIGACION 43
3.3 HIPTESIS 44 3.4 VARIABLES 44
3.4.1 variables independientes 44
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25
3.4.2 Variables dependientes 44
4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO 45
4.1 DISEO PRELIMINAR 45 4.1.1 Fases de la misin 45
4.1.2 Misin del U.A.V 46
4.1.3 Especificacin de la misin y sus requerimientos 46
4.1.4 Estimacin del peso de despegue 47
4.1.5 Estimacin para las velocidades de prdida y crucero 48
4.1.6 Parmetros de desempeo 49
4.1.7 Configuracin alar del U.A.V 52
4.1.8 Configuracin total de la superficie alar 64
4.1.9 Configuracin de fuselaje 69 5. DISEO DETALLADO 84 5.1
CARACTERISTICAS DE RENDIMIENTO DE LA AERONAVE 84
5.1.1 Potencia y velocidad 84
5.1.2 Diagrama V-N 85
5.1.3 Rendimiento en descenso 87
5.1.4 Rango de planeo 88
5.1.5 Tiempo de planeo 89
5.1.6 Rango de carga paga de nuestra aeronave 90
5.1.7 Maniobras 93
5.2 RESISTENCIA EN LOS COMPONENTES PRINCIPALES DE LA
AERONAVE 93
5.2.1 Resistencia aerodinmica en ala 94
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26
5.2.2 Resistencia aerodinmica en el estabilizador horizontal
95
5.2.3 Resistencia aerodinmica en el estabilizador vertical
97
5.2.4 Resistencia aerodinmica en el fuselaje 98 5.2.5 Drag polar
de la aeronave con un motor in operativo 99
5.3 MOMENTOS 104
5.3.1 Momento en el ala 104
5.3.2 Coeficiente de momento de cabeceo del ala y fuselaje 106
5.4 CENTRO DE GRAVEDAD DE 113
5.4.1 Excursin diagrama 119
5.5 CALCULO DEL TREN DE ATERRIZAJE 120
5.5.1 Sistema de configuracin de absorcin del impacto al
aterrizaje 122 5.5.2 Calculo de absorcin de fuerzas de impacto al
aterrizaje para una configuracin de absorcin solid spring 124
5.6 DATOS Y ANALISIS DEL SISTEMA DE PROPULSION 125
5.7 ANALISIS DEL SISTEMA DE CONTROL VTOL 127
5.7.1 Teora De Troqu 128
5.8 CONSTRUCCIN DEL PROTOTIPO 131 5.9 EQUIPOS DEL HUMMINBIRDS
EYE 136
6. ANALISIS DE LA CONFIGURACION TILT ROTOR 148
6.1 LISTADO DE COMPONENTES DE: SUJECIN, RODAMIENTOS , SELLO,
BUJES, RETENEDORES, ETC. 155 7 DISEO DETALLADO DE LA ESTRUCTURA DE
LA AERONAVE 161 CONCLUSIONES 172 BIBLIOGRAFIA 174
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27
LISTADO DE FIGURAS
Pg.
Figura 1 U.A.V Predator 41
Figura 2 XV-15 Tilt rotor 41
Figura 3 U.A.V Efigenia 42
Figura 4 Inicios del diseo preliminar 45
Figura 5 Fases de la misin 46
Figura 6 Limitaciones de diseo a la velocidad de prdida 49
Figura 7 Distancia de despegue 50
Figura 8 Coeficiente de sustentacin Vs relacin de aspecto 53
Figura 9 Incremento De Sustentacin En Funcin De La Relacin De
Aspecto 54 Figura 10 Efecto Del Taperado Sobre La Distribucin De
Sustentacin Del Ala 55 Figura 11 Parmetros Para La Configuracin Del
Alern 68 Figura 12 Geometra Final Del Alern Del Ala 68 Figura 13
Dimensionamiento Del Estabilizador Vertical 71 Figura 14 I Geometra
Del Empenaje 73 Figura 15 Dimensionamiento Del La Superficie De
Control Del Estabilizador Vertical 73 Figura 16 Estabilizador
Horizontal 78
Figura 17 Inicios Del Diseo Detallado 84 Figura 18 Velocidad Vs
Potencia Disponible 85 Figura 19 Posicin del centro aerodinmico del
horizontal en el eje X 108
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28
Figura 20 Posicin del centro aerodinmico del estabilizador
horizontal en el eje X. 109 Figura 21 Vista de planta aeronave
Humminbirds Eye 111 Figura 22 Vista frontal aeronave Humminbirds
Eye 112 Figura 23 Frente de la aeronave Humminbirds Eye 112 Figura
24 Ubicacin De Los Centros De Gravedad 113 Figura 25 Excursin
Diagram 119 Figura 26 Definicin De ngulo De Lateral Tip Over 120
Figura 27 Parmetros Del Tren De Aterrizaje 120 Figura 28
Localizacin Del Angulo De Lateral Tip Over. 121 Figura 29 Cargas
Sobre El Tren De Aterrizaje 122 Figura 30 Deformacin Del Tren De
Aterrizaje De Configuracin 123 Figura 31 Efecto De La Resonancia
Sobre La Estructura Alar 126 Figura 32 Sistema De Control Por Medio
De Rotore 127 Figura 33 Sentido de giro positivo 128 Figura 34
Sentido de giro negativo 128 Figura 35 Sentido de giro positivo 129
Figura 36 Sentido de giro negativo 129 Figura 37 Bancada de motor
130 Figura 38 Efecto De La Resonancia Sobre La Estructura Alar 132
Figura 39 Efecto De Prdida De Flujo De Aire 132 Figura 40 Caja de
reduccion implementada en el prototipo inicial 133 Figura 41
Configuracin tilt rotor 148 Figura 42 Rotor a diferentes ngulos
(vista frontal) helicptero convencional 149 Figura 43 Rotor A
Diferentes Angulos (Vista Frontal) Aeronave 149 Figura 44 Motor A
Cero Grados (Vuelo Horizontal) 150 Figura 45 Motor A Un ngulo Mayor
De Cero Grados (Vuelo Vertical) 150 Figura 46 bancada de motor 154
Figura. 47 Representacin de fuerzas en la estructura de caja del
ala 162
-
29
Figura. 48 rea de accin de la carga ejercida por el ala 163
Figura. 49 Viga en ngulo de la estructura de caja del ala 164
Figura. 50 Representacin de los planos coordenados y puntos de
Referencia del perfil angular. 165 Figura. 51 Estructura alar 167
Figura. 52 Viga de seccin transversal en I utilizada en la
estructura del ala 168 Figura. 53 Distribucin de sustentacin a
travs del ala 168 Figura. 54 Esfuerzos cortantes y de momento en
una viga. 170 Figura. 55 Estructura de la cola 171
-
30
LISTADO DE FOTOS
Pg.
Foto 1 Construccin inicial del prototipo Humminbirds Eye 131
Foto 2 Modificacin del prototipo inicial 135 Foto 3 Implementacin
de la bancada tipo c en el modelo 136 Foto 4 Vista de planta de la
bancada 136 Foto 5 Computadora para control y programacin de
estacin terrestre 137 Foto 6 Control Futaba FX-40 14-Channel
PCM/R5114DPS 72MHz 137 Foto 7 Rotores Dragan Flyers De
Especificacin CW Y CCW Airdyn 139 Foto 8 Servo (TS-75 Servo 1/4
Scale U) 140 Foto 9 Sistema Micropilot Para AERONAVES VTOL 141 Foto
10 Cmara Para La Aeronave 141
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31
LISTADO DE GRAFICOS
Pg.
Grafico 1 W/p vs. W/S 51 Grafico 2 Coeficiente de sustentacin
vs. Angulo de ataque 58 Grafico 3 Angulo de ataque a diferentes
coeficientes de resistencia 60 Grafico 4 Angulo de ataque vs.
Relacin L/D 61 Grafico 5 Geometra total del ala 65 Grafico 6
Relaciones De Cuerda Del Ala Y Alern 65 Grafico 7 Coeficiente De
Sustentacin Vs ngulo De Ataque 74 Grafico 8 Coeficiente De
Resistencia Vs ngulo De Ataque 75 Grafico 9 Coeficiente de
sustentacin Vs ngulo de ataque 79 Grafico 10 Coeficiente de
resistencia Vs ngulo de ataque 80 Grafico 11 Coeficiente de
sustentacin Vs Angulo de ataque 81 Grafico 12 El ala tiene un
coeficiente mximo de sustentacin de 0.2928. 82 Grafico 13
Coeficiente de resistencia Vs porcentaje estaciones del ala 83
Grafico 14 Diagrama V-N De La Aeronave U.A.V 86 Grafico 15 Rata de
descenso Vs ngulo de ataque 88 Grafico 16 Rango De Planeo Vs ngulo
De Ataque 89 Grafico 17 Tiempo De Planeo Vs ngulo De Ataque 90
Grafico 18 Peso Vs Rango En Crucero 91 Grafico 19 Peso Vs Rango Con
Velocidad Constante 92 Grafico 20 Efecto De La Velocidad Sobre El
Factor De Carga. 93 Grafico 21 Imagen 1 Representacin De
Resistencia Aerodinmica 93 Grafico 22 Distribucin De La Resistencia
En El Ala 95 Grafico 23 Distribucin De La Resistencia En El
Estabilizador Horizontal 96 Grafico 24 Distribucin De La
Resistencia En El Estabilizador Vertical 98
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32
Grafico 25 Resistencia Polar OEI 101 Grafico 26 Resistencia
Polar del Tren de Aterrizaje Abajo 102 Grafico 27 Resistencia Polar
en la Condicin Actual de Vuelo. 102 Grafico 28 Coeficiente de
Sustentacin Vs Coeficiente de Resistencia 104 Grafico 29
Coeficiente de momento vs. Porcentaje de estaciones del ala 105
Grafico 30 Resultante De Potencia Vs De ngulos Del Rotor 153
Grafico 31 Grafico Resultante De Potencia Vs De ngulos Del Rotor
(Detalle Del Punto De Mayor ngulo) 154
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33
LISTADO DE TABLAS
Pg.
Tabla 1 Parmetros de entrada para el clculo del peso de despegue
48 Tabla 2 Pesos de combustible en diferentes segmentos de la
misin. 48 Tabla 3 Coeficiente de sustentacin vs. Angulo de ataque
59 Tabla 4 Angulo de ataque a diferentes coeficientes de
resistencia 60 Tabla 5 Angulo de ataque vs. Relacin L/D 61 Tabla 6
Factores influyentes en la posicin del ala. 64 Tabla 7 Parmetros
finales de la configuracin alar 64 Tabla 8 Coeficientes De Fuselaje
69 Tabla 9 Coeficientes De Volmenes Para Estabilizador Vertical Y
Horizontal 70 Tabla 10 Parmetros De Geometra Del Estabilizador
Vertical. 71 Tabla 11 Parmetros de referencia de relacin de aspecto
y taperado Para el estabilizador horizontal 77 Tabla 12 Parmetros
de geometra del estabilizador horizontal 78 Tabla 13 Peso Y
Ubicacin De Los Componentes Principales De La Aeronave 114 14 Group
Weight Data for Homebuilt Propeller Driven Airplanes 116 Tabla 15
Pesos Principales De La Aeronave 117 Tabla 16 Clculo Y Ajuste De
Pesos 117 Tabla 17 Propiedades Geomtricas De La Seccin Del Tren De
Aterrizaje 124 Tabla 18 Propiedades Del Acero Al Cromo Molibdeno
124 Tabla 19 Factor de carga tren de aterrizaje principal 125
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34
Tabla 20 Especificaciones De Planta Motriz GEN 125 126 Tabla 21
Caracterstica Control Futaba FX-40 14-Channel PCM/R5 128 Tabla 22
Especificaciones del servo 140 Tabla 23 Especificaciones del
sistema Micropilot para AERONAVES VTOL 141 Tabla 24
Especificaciones De Cmara Para La Aeronave 145 Tabla 25 Calculo
Inicial De Potencia Del Motor A Un Anulo De 160 152 Tabla 26
Calculo de potencia del motor a diferentes ngulos en Posicin
frontal 152 Tabla 27 Calculo de potencia del motor a diferentes
ngulos en Posicin lateral 155 Tabla 28 Segn normas de la NAVY
(NAVAIR) Y segn USAF (T.O) AN435 ROUNHEAD 157 Tabla 29 Countersunk
Head Solid Shank Rivet 158 Tabla 30 NAS1081SELF LOCKING SETSCREW
159 Tabla 31 NAS333 100 DEGREE COUNTERSUNK HEAD 160 Tabla 32 AN42
THROUGH AN49 EYE BOLTS 161
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35
INTRODUCCION
El Comando Areo de Combate N 4 requiriere una aeronave U.A.V de
despegue vertical para su vigilancia propia y la del puesto militar
La Maria como medida de seguridad y defensa pasiva y electrnica,
utilizando recursos Colombianos en conocimientos e implementacin de
diseos propios, por lo cul recurre al pionero en Ingeniera
Aeronutica en el pas. (La Universidad de San Buenaventura sede
Bogot) utilizando pare ello los conocimientos de unos estudiantes
que estn recibiendo formacin como Ingenieros Aeronuticos en esta
institucin.
El proyecto de investigacin plantea un diseo en todas sus fases
metodolgicas el cul defina una aeronave de despegue vertical para
cumplir con la inspeccin y monitoreo de la zona determinada.
Para ello se contar con la colaboracin de dicho comando
brindando apoyo en lo referente a necesidades de investigacin y
compartiendo experiencia obtenida por el tiempo de trabajo con
aeronaves de despegue vertical para ser utilizadas a favor del
proyecto de investigacin.
En la investigacin se tomara como referencia los resultados de
experimentacin para corroborar teoras de estabilidad y control. Una
vez corroboradas las teoras se procede a elaborar el documento con
los pasos, experimentos y resultados del trabajo realizado dando
como punto final el plano de detalle y un manual de mantenimiento,
operacin y ficha tcnica quedando en el punto anterior a ser
construido.
-
36
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 ANTECEDENTES
El Comando Areo de Combate N 4 considera que la implementacin de
aeronaves no tripuladas (U.A.V) es una buena inversin econmica y de
tecnologa para ser desarrollada en Colombia debido a la efectividad
mostrada en otros pases donde en este momento son utilizadas este
tipo de Aeronaves. Al mismo tiempo manifiesta el deseo de construir
la aeronave con conocimientos Colombianos. Teniendo en cuenta que
ellos no poseen el conocimiento suficiente recurren a la institucin
reconocida como pionera en Ingeniera Aeronutica en Colombia la
Universidad de San Buenaventura sede Bogot, solicitando colaboracin
en el desarrollo de un proyecto de aeronave no tripulada de
despegue vertical para la seguridad del comando y el puesto militar
La Mara para esto requieren estudiantes que elaboren el diseo
detallado para poder proceder con su construccin. En una fase
posterior a este proyecto.
1.2 DESCRIPCION Y FORMULACIN DEL PROBLEMA
El Comando Areo de Combate N 4 la Fuerza Area Colombiana
requiere de una aeronave no tripulada de despegue vertical que
cumpla la funcin de defensa y seguridad de dicho comando, el cual
esta ubicado en la poblacin de Melgar (Tolima) y que adems colabore
con la vigilancia del puesto militar La Mara, con la conviccin de
ser diseada y construida en el pas. El problema radica en la poca
informacin existente en lo que refiere a diseo de Aeronaves de des
pegue
-
37
vertical en el pas. La forma de sobrellevar este problema es
enfocar la investigacin en forma experimental. Cmo realizar un
diseo detallado de una aeronave de despegue vertical (tilt rotor)
para satisfacer las necesidades de la Fuerza Area Colombiana?
1.3 JUSTIFICACIN
El Comando Areo de Combate N 4 requiere garantizar la seguridad
e inspeccin de su base y el puesto militar la Maria por lo cual
solicita a la Universidad de San Buenaventura sede Bogot, programa
de Ingeniera Aeronutica la colaboracin en el diseo de una aeronave
no tripulada de despegue vertical que pueda cumplir con esta misin.
Para este propsito se diseara el hummingbirds eye.
Teniendo en cuenta las funcione de las aeronaves no tripuladas
(Unmanned Aerial Vehcle, UAV) y de despegue vertical (Vertical take
off and landing VTOL) que representan una herramienta til en
diferentes actividades como son, fotografa area, inteligencia,
rastreo, bsqueda y localizacin de un objetivo, junto con otras
actividades referentes. Estas Aeronaves han demostrado su
efectividad en otros pases pioneros en esta lnea de
investigacin.
En Colombia las investigaciones sobre UAV no han avanzado
considerablemente dejando abierta la puerta para realizar
investigaciones y desarrollos que promuevan el avance de la
Ingeniera Aeronutica en el pas por esto es propicio adoptar,
investigar y concluir un proyecto de investigacin y desarrollo
sobre este tema.
Este proyecto es la oportunidad de demostrar la calidad de
educacin otorgada por la universidad de San buenaventura sede Bogot
a los estudiantes de Ingeniera Aeronutica. Ya que es colocada a
prueba la capacidad ingenierl y de investigacin de estos. El xito
de este proyecto dara mayor reconocimiento a la
-
38
universidad quien en este momento es reconocida cono pionera en
la educacin superior profesional en el rea de Ingeniera Aeronutica
en el pas. La Universidad de San Buenaventura sostiene un convenio
con las Fuerzas Areas Colombianas en el cual se plantea la
colaboracin mutua. Por este canal se solicito el desarrollo de este
proyecto.
1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIN
1.4.1 Objetivo general Disear en forma detallada una aeronave no
tripulada de despegue vertical para la vigilancia del Comando Areo
de Combate N 4 el cual se encuentra ubicado en Melgar Tolima y
adems prestar vigilancia al puesto militar La Mara.
1.4.2 Objetivos Especficos
Generar un diseo conceptual de la aeronave hummingbirds eye.
Disear los sistemas de control y de funcionamiento en
general.
Construir un modelo para validar el comportamiento de la
Aeronave hummingbirds eye
Crear un diseo preliminar de la aeronave hummingbirds eye.
Elaborar clculos que validen la experimentacin efectuada.
Crear un diseo detallado de la aeronave hummingbirds eye. Para
dar finalidad a la investigacin por parte de los estudiantes
quedando en etapa previa a su construccin
-
39
Implementar nueva tecnologa en Colombia.
Elaborar el documento que crea un compendio de todos los pasos,
experimentos anlisis y conclusiones efectuadas durante la
realizacin del proyecto.
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
1.5.1 Alcances Este proyecto esta propuesto para diseo detallado
pasando por las dems fases de diseo que son: diseo conceptual y
preliminar. Con el fin de ser entregado al comando areo de combate
N 4 quienes definirn su construccin.
1.5.2 Limitaciones La principal limitacin es la falta de textos
sobre aeronaves de despegue vertical lo cual nos enfoca a la parte
de experimentacin lo que hace necesario la utilizacin de recursos
econmicos para este fin.
-
40
2. MARCO REFERENCIA
2.1 MARCO CONCEPTUAL
Los trminos tcnico bsicos que se utilizaran en este proyecto
son: (UAV) (Unmanned Aerial Vehicle) vehculo areo no tripulado
(VTOL) (Vertical take off a landing) despegue y aterrizaje vertical
(TILT ROTOR) Inclinacion del rotor (ISR) Intelligence/Survellance/
Reconnaissance, Inteligencia Vigilancia / Reconocimiento (CRUISE
SPEED) velocidad de crucero utilizada para dirigirse de un punto a
otro en forma constante
2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO
En Colombia no existe normatividad sobre aeronaves no
tripuladas.
2.3 MARCO TEORICO
Los uavs son en general mucho ms pequeos y ms difcilmente notado
que sus equivalentes tripulados, los aviones teledirigidos permiten
que censores sean llevados ms cerca al blanco y mantenerse en el
sitio por periodos importantes. Tambin permite la economa a travs
del uso de bajo costo de municiones de ataque directo, en vez de
armas de largo alcance costosas. Los aviones teledirigidos brindar
ventajas sobre aeronaves tripuladas en el uso de armas de energa
dirigidas, rayos lser a motor altos y dispositivos de
microondas.
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41
Figura 1 U.A.V Predator
Fuente U.A.V Systems
Figura 2 Bell XV-15 Tilt Rotor
Fuente the Bell helicopter Textron store
Los vehculos areos no tripulados (Unmanned Aerial Vehcle, UAV)
son aeronaves que pueden realizar una o varias tareas y misiones
sin intervencin directa de un ser humano, el cual limita su
intervencin a la supervisin del vuelo
-
42
en caso de una operacin crtica. Los UAVs tienen cada vez ms usos
gracias al desarrollo tecnolgico en reas como los sistemas de
control, las telecomunicaciones, los sistemas de tiempo real, los
censores, la inteligencia artificial y los nuevos materiales. El
vehculo puede participar en misiones como: fotografa area,
reconocimiento de objetivos, medicin de polucin, inspeccin de
oleoductos, inspecciones de trfico, bsqueda y rescate, inteligencia
y reconocimiento areo, etc.
En Colombia las investigaciones y desarrollos no ha avanzado
considerablemente el avance mas conocido es el de EFIGENIA.
Figura 3 U.A.V Ifigenia
Fuente www.efigenia-aerospace.com
El ingeniero Mario Andrs Crdoba es un pionero colombiano en el
diseo y el desarrollo de Vehculos Areos Autnomos No tripulados y
los integrados electrnicos para UAV junto con navegacin digital
inteligente, y pilotos automticos y sistema de control de vuelo. El
ingeniero Crdoba recibi su grado de ingeniera con altos honores en
Ingeniera Electrnica y Telecomunicaciones en la Universidad del
Cauca, con tesis laureada: DSP-FPGA el Control de Vuelo Integrado
Borroso Lgico y la
-
43
Estabilidad Aument el Sistema Para vehculos Inestables Areos
Autnomos No tripulados UAV.
3. METODOLOGIA
La metodologa se basar en el estudio terico del problema y en la
experimentacin para detectar y resolver problemas tcnicos y
tecnolgicos asociados al diseo de la aeronave, y sistema de
control. Para el logro de los objetivos se describen los elementos
de carcter tecnolgico y acadmico necesarios en el transcurso de
varios aos para el desarrollo de la investigacin. Aqu no se
pretende construir una nave ni instrumentos, sino utilizar aquellos
del mercado que ms se ajusten a las necesidades actuales y que
permitan la concentracin de esfuerzos en aspectos algortmicos y
matemticos. Las teoras y tecnologas en la que se fundamenta el
trabajo, pero que aqu se ensamblan en el vehculo autnomo no
tripulado. De acuerdo al objetivo de conformacin acadmico.
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIN
La investigacin esta enfocada al mtodo emprico analtico debido a
que el tema de despegue vertical no se maneja en la universidad y
la informacin sobre este tema es limitada.
3.2 LNEAS DE INVESTIGACIN DE LA USB
lnea de facultad
Tecnologas
-
44
sub. lnea de la facultad Instrumentacin y control de
procesos.
Campos de Investigacin del programa
Diseo y construccin de aeronaves
3.3 HIPTESIS
La implementacin de la aeronave (hummingbirds eye) logra reducir
la incertidumbre antes existente frente a la seguridad y da un
control absoluto sobre el comando areo de combate N 4y el puesto de
operacin La Mara, as mostrando su efectividad, esta listo para ser
utilizado en otras ubicaciones
3.4 VARIABLES
3.4.1 Variables independientes La necesidad de disear e
implementar una aeronave de despegue vertical en forma estable
3.4.2 Variables dependientes
Estabilidad Sistemas de rotor Tren de potencia o motores
independientes Sistema de rotacin Implementacin o no de
direccinadores de flujo
-
45
4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO
4.1 DISEO PRELIMINAR
La etapa de diseo detallado comprende todo lo referente a la
misin de la aeronave, pesos, dimensionamiento de toda su geometra
(ala, superficies de control y fuselaje) lo cual se lleva acabo por
medio de las metodologas usadas por diferentes autores como Raymer
Hollman y el Dr. Jam Roskam.
Figura 4 Inicios Del Diseo Preliminar
4.1.1. Fases de la misin
Las fases de la misin incluyen las etapas bajo las cuales es
concebido este diseo y se esperan cumplir, estas son incluidas en
la Figura 5 y son las siguientes: 1. Encendido del motor
-
46
2. Despegue 3. Ascenso 4. Crucero 5. Misin de reconocimiento del
objetivo 6. Crucero 7. Aterrizaje y Taxeo
4.1.2 Misin de la aeronave U.A.V Hummingbirds Eye
Figura 5 Fases de la Misin
4.1.3 Especificaciones de la misin y sus requerimientos
Carga Paga: El valor calculado de la carga es de 35Lbs, lo cual
Incluye sistema de vuelo autnomo, cmara y sus Bateras (Ver seccin
5.2.9).
Altitud: La aeronave U.A.V Humminbirds Eye esta diseado a La
altura del cerro la Maria ubicado en el municipio de Melgar Tolima,
la cual es de 6000 ft [1828mt]. Con un techo mximo de operaron de
8850 ft [2697mt]
-
47
Velocidad Crucero: La velocidad crucero es de 116 knots
deacuerdo a la Velocidad del viento en el cerro la Maria
previamente Investigada por la estacin metereologica de la base .
Area.
Velocidad De Perdida: 59 knots (ver 4.1.5)
Envergadura Mxima: 9.9ft o 2.93 mt.
Tipo de despegue: La aeronave despega desde tierra sin ningn
tipo de ayuda de un sistema como: cohete, catapulta etc.
Planta Motriz: Propulsin con motor de pistn,
Forma de Control: Sistema autnomo y control nueve canales.
Nota: Debido a que esta aeronave es un U.A.V de despegue
vertical, se debe establecer que Colombia no hay bases de
certificacin o normas establecidas para el diseo de este tipo de
aeronaves.
4.1.4 Estimacin del peso de despegue Para la estimacin del peso
de despegue partimos de los parmetros descritos en la seccin
anterior, que ya especificado la misin de la aeronave U.A.V,
podemos determinar las fracciones de peso al igual que los valores
de peso vaci, peso de combustible, la estimacin de peso de despegue
y dems pesos esenciales para la misin de la aeronave U.A.V. Con la
ayuda de los siguientes parmetros es posible determinar los
diferentes pesos de la misin de la aeronave.
-
48
Tabla1 Parmetros De Entrada Para El Clculo Del Peso De
Despegue
Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (A.A.A)
En la tabla que aparece a continuacin podemos encontrar los
pesos de las fases de la misin de la aeronave en las para el cual
se diseo.
Tabla 2 Pesos de combustible en diferentes segmentos de la
misin
Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (A.A.A)
4.1.5 Estimacin de velocidades y prdidas
debido a que los U.A.V no se encuentran bajo una norma de
certificacin FAR o JAR es autnomo por parte del diseador la
estimacin de la velocidad de perdida de tal manera que se puedan
obtener parmetros posteriores que requieren el
-
49
previo conocimiento de esta velocidad, por tal motivo se estima
que una velocidad apropiada es de:
sftVS /58.99knots 59 == sftknotsVCRUISE /78.195116 ==
33 /10*8397.1 ftslugs= @ 8500ft de altura. 2.1=LC este es un
valor tpico para aeronaves hechas en casa.
Con los parmetros antes mencionados ahora es posible encontrar
el valor de Wing Loading que nos va a limitar los parmetros de
diseo como se muestra en la Figura 7, y por medio de la siguiente
ecuacin se obtiene:
2
2MAXSTALL
TO
CLVSW
=
1
Figura 6 Limitacin de diseo a la velocidad de prdida
4.1.6 Parmetros de desempeo
Ahora que se ha establecido una limitacin para el diseo de
acuerdo con la velocidad de perdida establecida, es posible
encontrar el punto de diseo, donde ya localizado nos va dar la
potencia que requiere nuestra aeronave. Debido que el diseo de este
tipo de aeronaves no esta regulado por ninguna norma, para la
configuraron VTOL se escogi una pista de distancia reducida,
-
50
para no exigirle tanto a la aeronave y que sobrepase los
parmetros de diseo de la misma, por tanto se estima que una
distancia apropiada es de:
Figura 7 Distancia de despegue de la aeronave U.A.V VTOL
ftSTO 300=
Habiendo seleccionado una distancia de decolaje para la aeronave
y conociendo
otros valores como: SL
H
= el cual es una relacin de densidades igual a:
77.0/103769,2/108397.1
33
33
=
== ftslug
ftslugsSL
H
2
Y la temperatura FT 031= . Ahora es posible encontrar valores de
Wing Loading. Ahora iterando para distintos valores de CL y W/S por
debajo del valor limite (W/S=11.6) se encuentra la Figura 7.
Obtenida por el software AAA.
-
51
Grafico 1 W/P Vs W/S
Punto de Diseo Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
Estableciendo el punto de diseo, el cual fue seleccionado
teniendo en cuenta cual era la mejor relacin entre tamao de
superficie alar y motor, en funcin de
-
52
implementar una envergadura corta debido a la configuracin VTOL
de la aeronave para la cual los motores se hallan ubicados en las
puntas de las alas. Luego de haber seleccionado el punto de diseo,
podemos encontrar la potencia requerida de la aeronave de la
siguiente forma:
hpLbs
PW 65.7= Con un peso de despegue LbsWTO 6.84= se obtiene: 3
hphpLbs
LbsP 11/65.7
6.84== Potencia Requerida
Para tener un anlisis ms detallado de la velocidad de crucero
que podemos alcanzar con la potencia requerida que calculamos lo
hicimos mediante un grafico de velocidad y potencia requerida, que
se encuentra en la Figura 15.
4.1.7 Configuracin alar del U.A.V VTOL La configuracin alar de
esta aeronave se encuentra influenciada por los siguientes
parmetros, los cuales sern analizados para obtener la configuracin
alar mas adecuada para nuestra aeronave:
Relacin de aspecto (A) rea alar (S) Envergadura del ala (b)
Taperado () Cuerda de la raz (Cr) Cuerda de la punta ( TC )
Seleccin del perfil Angulo de incidencia Posicin del ala en el
fuselaje Relacin de aspecto del ala A
-
53
Para encontrar un valor adecuado de Relacin de Aspecto se deben
tener en cuenta algunos parmetros que van a ser decisivos para la
operacin de la aeronave.
Un factor muy importante es que los valores altos de Relacin de
Aspecto, implican un aumento de la envergadura del ala y en
consecuencia el peso. Otro factor importante es que si la Relacin
de Aspecto es alta vamos a tener un alto coeficiente de sustentacin
lo cual es bueno como se muestra en la Figura 8.
Al tener una Relacin de Aspecto baja nuestro peso vaco es bajo
tambin. Por razones antes mencionadas se opto por una Relacin de
Aspecto de 6.
Figura 8 Coeficiente De Sustentacin Vs Relacin De Aspecto
Fuente Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P.
Raymer
A = 6
-
54
Figura 9 Incremento De Sustentacin En Funcin De La Relacin De
Aspecto
Fuente Aircraft Design: A conceptual Approach. Daniel P.
Raymer
Area alar S
Al iniciar el diseo de nuestra aeronave hallamos el Wing Loading
(W/S= 11.6 Lbs/ft), como el peso de la aeronave ya lo habamos
estimado (Wto= 84.6 Lbs), entonces podemos calcular el rea alar de
la siguiente manera:
2/6.11 ftLbsS
W= 4
Donde
222 9.7/6.11
6.84/6.11
ftftLbsLbs
ftLbsWS TO ===
Envergadura del ala b S = 7.9 ft
-
55
Habiendo encontrado previamente la Relacin de Aspecto A y el rea
alar S podemos encontrar la envergadura mediante la siguiente
formula:
SbA
2
= 5
ftftSAb 8.69.7*6* 2 ===
Taperado del ala
Para obtener un taperado del ala apropiado, se debe tener en
cuenta la distribucin de sustentacin en el ala, puesto que la mejor
distribucin del ala desde la raz hasta la punta es una distribucin
elptica en la cual el factor de Oswald es cercano a uno (e = 1) ver
Figura 10.
Figura 10 Efecto Del Taperado Sobre La Distribucin De
Sustentacin Del Ala
Fuente .Aircraft Design: A conceptual Approach. Daniel P.
Raymer
b = 6.8ft
-
56
Como tenemos una geometra de ala rectangular, vamos a tener el
valor de a cuerda en la raz y en la punta iguales, por esta razn el
taperado es igual a uno.
R
T
CC
= 6
Cuerda de la raiz del ala rC
Una vez conocidos los valores de S, b, y podemos proceder a
calcular el valor de la cuerda de la raz mediante la siguiente
formula:
ftftft
bSCr 16.1)11(*8.6
9.7*2)1(*
*2 2=
+=
+= 7
Cuerda de la punta del ala TC
Una vez calculado el n valor de rC podemos calcular el valor de
la cuerda de
la punta del ala mediante la siguiente formula:
R
T
CC
= Despejando se obtiene.
ftftCC rt 16.116.1*1* ===
Cuerda media geomtrica del ala
Cr = 1.16 ft
= 1
rC = 1.16
-
57
Este es un factor muy importante para el anlisis y se puede
obtener con los parmetros ya encontrados de y rC y lo podemos
calcular mediante la
siguiente ecuacin:
ftftCC r 16.11111116.1*
32
11
32 22
=
+
++=
+
++=
8
Seleccin del perfil aerodinmico para el ala
Para la seleccin del perfil aerodinmico del ala de la aeronave
U.A.V VTOL se tuvieron como referencia los parmetros siguientes se
seleccion:
Espesor para alojar combustible.
Alojamiento del eje de los motores.
Una relacin buena de L/D
Una sustentacin excelente a menor velocidad.
A continuacin se muestra un anlisis mas detallado de las
caractersticas de distintos perfiles, con graficas de CL Vs , CD Vs
y L/D Vs . Para la realizacin de esta graficas es necesario hallar
el numero de Reynolds para lo cual se deben tener en cuenta los
factores de viscosidad del aire , densidad a la altitud de
vuelo, , velocidad de crucero V y cuerda media geomtrica del
ala.
= 710534.3 slug/ft s
=1.8397 310 slug/ft
ftC 16.1=
-
58
V= 195.78ft/s
Por medio de la siguiente ecuacin podemos calcular el nmero de
Reynolds necesario:
068.1174027./1071.1
)353.0(*)/43.59(*)/95696.0(**Re 53
=
==
smkgmsmmkgCV
9
Nota: Para facilitar los clculos en los grficos el nmero de
Reynolds en los grficos se aproximo a 2000000 Reynolds.
Comparacin 1
Se estudiaron los perfiles NACA 4412, NACA 4415 y NACA 4515.
Grafico 2. Coeficiente de sustentacin Vs ngulo de ataque
Re = 1174027.068
-
59
Tabla 3 Coeficiente de sustentacin Vs ngulo de ataque
NACA 4412 NACA 4415
Angulo de ataque
Coeficiente de
sustentacin Angulo de ataque
Coeficiente de sustentacin
-8 -0.3 -8 -0.3 -4 0 -4 0 0 0.3 0 0.3 4 0.6 4 0.6 8 0.9 8
0.9
12 1.15 12 1.15 16 1.4 16 1.4 20 1.6 20 1.58 22 1.66 22 1.57 24
1.6 26 1.5 26 1.4 30 1.3
30 1.1
Fuente. Compressive Reference Guide to Airfoil Section for Light
Aircraft
Comparacin 2
-
60
Grafico3 Angulo De Ataque A Diferente Coeficiente De
Resistencia
Tabla 4 Angulo De Ataque A Diferente Coeficiente De
Resistencia
NACA 4412 NACA 4415
Angulo de ataque CD
Angulo de ataque CD
-8 0.02 -8 0.02 -4 0.01 -4 0.01 0 0.022 0 0.022 4 0.032 4 0.032
8 0.058 8 0.058
12 0.089 12 0.089 16.2 0.14 16.2 0.14
20 0.185 20 0.185 24 0.3 24 0.28
26.4 0.36 26 0.34
27.8 0.4 28.2 0.4 Fuente. Compressive Reference Guide to Airfoil
Section for Light Aircraft
-
61
Comparacin 3
Grafico 4 Angulo De Ataque Vs Relacin L/D
Tabla 5 Angulo de ataque Vs relacin L/D
NACA 4412 NACA 4415
ANGLE OFF ATTACK L/D
ANGLE OFF ATTACK L/D
-3.99 -3.99 -3.99 -3.99 -3.75 0 -3.75 0
-2 10 -2 10 0 16 0 16 2 18 2 16.8 4 16.8 4 16.5 6 16 6 16 8 14.2
8 14.2
12 12 12 12
-
62
16 10 16 10 20 8 20 8
24 6 24 5.8 28 3.85 28 4
30.5 2.5 30.2 3.8
ANALISIS DE LOS GRAFICOS 8, 9 Y 10
En base a la comparacin de coeficiente de sustentacin versus
ngulo de ataque podemos observar que el mayor coeficiente de
sustentacin lo tiene el perfil NACA 4412. En base a la comparacin
de coeficiente de resistencia versus ngulo de ataque podemos
observar que el coeficiente de resistencia afecta muy poco al
perfil NACA 4412 cuando este se encuentra en un rango de ngulo de
ataque de veinte a veinticinco grados, en cuanto a los otros
perfiles tienen un comportamiento similar.
En base a la comparacin de la relacin de sustentacin y
resistencia a diferentes ngulos de ataque podemos observar que el
perfil NACA 4415 es el que presenta una mejor relacin de L/D de
veinte a un ngulo de ataque de dos punto cinco grados, siguindole
el perfil NACA 4412 con una relacin de L/D de dieciocho a un ngulo
de dos punto cinco grados y por ultimo el perfil NACA 4515 con una
relacin de L/D de diecisis a un ngulo de ataque de dos punto cinco
grados.
CONCLUSION DE LA SELECION DEL PERFIL
En base al anlisis de las graficas de coeficiente de
resistencia, sustentacin y relacin de sustentacin y resistencia, se
selecciono el perfil NACA 4412 ya que para poder obtener la
sustentacin que se es requerida este perfil nos brinda el
-
63
coeficiente de sustentacin requerido, y los dems parmetros antes
nombrados al inicio de este capitulo.
PARAMETROS GENERALES DEL PERFIL NACA 4412
Es un perfil que tiene un 4% de altura mxima de la lnea media,
situado si 40% del borde de ataque y con un espesor relativo del
12%.
Mximo coeficiente de sustentacin a mximo ngulo de ataque.
65.1=LC a 22
Mximo coeficiente de resistencia a mximo ngulo de ataque.
40.0=DC a 27.8
Mnimo coeficiente de sustentacin a mnimo ngulo de ataque. 8- a
3=LC
Mnimo coeficiente de resistencia a mnimo ngulo de ataque. 8- a
02.0=DC
Mxima relacin de sustentacin y resistencia L/D = 22
Mnima relacin de sustentacin y resistencia L/D = -5.8
Relacin de espesor con la cuerda
%12=c
t
Posicin del ala en el fuselaje Para la instalacin del ala en el
fuselaje se tienen bsicamente las posiciones principales:
Ala alta Ala media Ala baja
-
64
En la tabla 6 se describen las ventajas y desventajas acerca del
tipo de posicin del ala.
Tabla 6 Factores influyentes en la posicin del ala.
Fuente. Airplane Design Part II. Dr Jam Roskam
La configuracin de ala alta nos presenta de una interferencia de
resistencia baja y una estabilidad lateral alta, hablamos de esta
configuracin de ala ya que es la configuracin mas apropiada al
diseo de nuestra aeronave, por la posicin en la cual los motores
estn instalados en el ala.
4.1.8 Configuracin total de la superficie alar
Tabla 7 Parmetros finales de la configuracin alar
B 6.8ft Cr 1.16ft Ct 1.16ft S 7.888ft A 5.8621 1 Cuerda media
geomtrica 1.16ft
Distancia de cuerda media geomtrica 1.7ft +
-
65
Grafico 5 Geometra total del ala
Configuracin del alern del ala Para la elaboracin del alern se
tiene en cuenta que tpicamente estos se extienden desde el 50%
hasta alrededor del 90% de la envergadura. El 10% restante provee
un pequeo control de efectividad debido al flujo de vortex en las
puntas de las alas .En el grafico 9 encontraremos los parmetros mas
importantes para la definicin de los parmetros del alern.
Grafico 6 Relaciones De Cuerda Del Ala Y Alern
Punto de diseo para el clculo de la geometra del alern Fuente
.Aircraft Design: A conceptual Approach. Daniel P. Raymer
-
66
Para llegar a calcular la geometra del alern, bsicamente tomamos
de referencia la figura 9. Para obtener una buena maniobralidad de
la aeronave se dice que la envergadura de los alerones debe ser de
alrededor 91%, con una cuerda de 1.64ft.
La realizacin de los clculos se hizo de la siguiente forma:
Teniendo en cuenta que 2.0ala del
aleron del =
aEnvergaduraEnvergadur
Como la envergadura del ala ya la encontramos, procedemos al
siguiente despeje:
0.41m1.36ftaleron del 6.8ft*0.2aleron del
ala del aEnvergadur*0.2aleron del
==
=
=
aEnvergaduraEnvergaduraEnvergadur
Luego de haber calculado la envergadura del alern, usando la
ecuacin a continuacin despejamos la cuerda de alern asumiendo
que:
42.0ala del Cuerda
aleron del =
Cuerda
Como tenemos un dato conocido que es la cuerda del ala entonces
despejamos:
mCuerdaftCuerda
CuerdaCuerda
14.00.48ftaleron del 16.1*42.0aleron del
ala del *42.0aleron del
==
=
=
Envergadura del alern = 1.36ft
-
67
Luego de haber calculado la cuerda del alern y su envergadura
procedemos a calcular la ubicacin del mismo sobre el ala de la
aeronave, partiendo de que la ubicacin de la estacin de adentro del
alern nia va desde 0 hasta el 99%, tomamos el 50%, para la ubicacin
de la estacin de afuera del alern noa tiene valores desde 0 hasta
el 100% ,para este parmetro escogimos el 100% estos dos parmetros
fueron escogidos a criterio propio pero sin exceder los limites
antes explicados para obtener una configuracin de la geometra del
alern adecuada para este tipo de ala (rectangular). Donde:
%100
28.64.3
2
=== ftft
bY
nwing
o
oa
a 9
Y tenemos que:
%50
28.67.1
2
=== ftftY
nwing
a
a bi
i 10
Para tener en cuenta que el parmetro de nia es la estacin en la
parte interior del ala en trminos de la mitad de la envergadura y
el parmetro de noa es la estacin en la parte exterior del alern en
trminos de la mitad de la envergadura. Para tener una idea de las
variables que utilizamos en las ecuaciones anteriores, podemos
verlas en la figura 11.
Cuerda del alern = 0.49ft
noa = 100%
nia = 50%
-
68
Figura 11 Parmetros Para La Configuracin Del Alern
Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
Luego de ya tener la cuerda, envergadura y posicin de nuestro
alern, obtenemos la geometra de la figura 12.
Figura 12 Geometra Final Del Alern Del Ala
-
69
4.1.9 Configuracin de fuselaje Para calcular la longitud de
nuestro fuselaje, necesitamos de unos coeficientes que encontramos
en la tabla 5, los cuales tomamos del libro de Aircraft Design: A
Conceptual Approach Daniel P. Raymer.
Tabla 8 Coeficientes De Fuselaje
Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach Daniel P.
Raymer
Seleccionamos los valores para aeronaves Home Built in
Compositesy luego reemplazamos en la siguiente ecuacin estos
valores:
a = 3.50 y b = 0.23 para homebuilts c
TOF WaL *=
mftLbsLF 95.271.9)6.84(*)50.3( 23.0 ===
Configuracin del empenaje Para el dimensionamiento del empenaje
vamos a tener unos parmetros similares como los utilizamos al hacer
el dimensionamiento del ala y su respectiva superficie de
control.
Relacin de aspecto (A) rea (S)
-
70
Envergadura (b) Taperado () Cuerda de la raz (Cr) Cuerda de la
punta (Ct) Cuerda media geomtrica (C ) Seleccin del perfil
Configuracin del estabilizador vertical La configuracin del
estabilizador vertical es un geometra tpica, la cual esta calculada
para lograr la estabilidad lateral de la aeronave, para comenzar
con el calculo del estabilizador vertical necesitamos un
coeficiente de volumen del mismo que lo obtenemos de la tabla
9.
Tabla 9 Coeficientes De Volmenes Para Estabilizador Vertical Y
Horizontal.
Fuente. Design: A Conceptual Approach Daniel P. Raymer
Teniendo los siguientes parmetros: coeficiente de volumen para
el estabilizador vertical( 04.0=
TVC )
Envergadura del ala(6.8ft) rea del ala ( 7.8ft)
-
71
Brazo del momento que es al 50% de motores ubicados en las alas
( ftLVT 8.5= )
Con los parmetros anteriores podemos reemplazar en la siguiente
ecuacin:
2442.08.4
8.7*8.6*04.0** ftftftft
LSbC
SVT
wwVV
T
T===
Luego de haber obtenido el valor del rea del estabilizador
vertical escogemos un valor de taperado, aspecto y flechamiento
para obtener la geometra deseada a criterio del diseador. Para lo
cual obtuvimos lo siguiente:
Figura 13 Dimensionamiento Del Estabilizador Vertical
Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
Tabla 10 Parmetros De Geometra Del Estabilizador Vertical.
Relacin de aspecto del estabilizador 2.14
-
72
vertical Area del estabilizador vertical 0.44 ft Taperado del
estabilizador vertical 0.4 Flechamiento a un cuarto de la cuerda
del estabilizador vertical
25 Grados
Cuerda de la raz del estabilizador vertical
0.6478Ft
Cuerda de la punta del estabilizador vertical
0.2591Ft
Envergadura del estabilizador vertical 0.9704Ft Cuerda media
geomtrica del estabiizador vertical
0.4812Ft
Flechamiento del borde de ataque del estabilizador vertical
29.529 Grados
Flechamiento del borde de fuga del estabilizador vertical
9.42 Grados
Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
Calculo de la superficie de control del estabilizador vertical
En el clculo de la superficie del estabilizador vertical la
generacin de fuerzas de trim normalmente no son requeridas ya que
la aeronave es simtrica a su izquierda y derecha y no nos va a
crear un momento de inbalance de yaw. Por tal motivo se selecciona
una configuracin de geometra de ruder la cual va a estar balanceada
con los grados de deflexin del estabilizador horizontal, dndonos
una relacin de perfecto balance, como se muestra en la figura
14
-
73
Figura 14 Geometra Del Empenaje
Fuente. Design: A Conceptual Approach Daniel P. Raymer
Figura 15 Dimensionamiento Del La Superficie De Control Del
Estabilizador Vertical
Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
-
74
Seleccin de perfil para el estabilizador vertical Para la
seleccin del perfil del estabilizador vertical comparamos las
caractersticas de sustentacin y resistencia de tres perfiles de la
clasificacin NACA: el 0006,0008 y el0012.
Comparacin 1
Grafico 7 Coeficiente De Sustentacin Vs ngulo De Ataque
-
75
Comparacin 2 Grafico 8 Coeficiente De Resistencia Vs ngulo De
Ataque
Del grafico podemos concluir que el perfil NACA 006 tiene un
comportamiento de sustentacin simtrico en ngulos de ataque
positivos y negativos, en el grafico tambin podemos observar que
tiene tambin un comportamiento de resistencia simtrico tanto para
ngulo de ataque positivos y negativos, el solo hecho de hablar de
este perfil que tiene el espesor requerido para esta aeronave, el
comportamiento de sus coeficientes de sustentacin y arrastre es el
mas estable que observamos frente a los perfiles NACA 0008 Y 00012
por esta razn seleccionamos este perfil.
-
76
Parmetros Generales Del Perfil Naca 0006 Es un perfil simtrico
de curvatura cero y con un espesor del 6% de su cuerda.
Mximo coeficiente de sustentacin a mximo ngulo de ataque.
85.0=LC a 16
Mximo coeficiente de resistencia a mximo ngulo de ataque. 3.0=DC
a 24
Mnimo coeficiente de sustentacin a mnimo ngulo de ataque. 4- a
3=LC
Mnimo coeficiente de resistencia a mnimo ngulo de ataque. 0 a
02.0=DC
Mxima relacin de sustentacin y resistencia L/D = 18.5
Mnima relacin de sustentacin y resistencia L/D = -6.5
Relacin de espesor con la cuerda
%6=c
t
Configuracin del estabilizador horizontal Para el clculo del
estabilizador horizontal vamos a utilizar un procedimiento similar
al del estabilizador vertical por cual tambin debemos buscar un
coeficiente de volumen, lo vamos a encontrar en la tabla 6.
Teniendo los siguientes parmetros:
coeficiente de volumen para el estabilizador horizontal(
50.0=VHC ) Cuerda media del ala(6.8ft) rea del ala ( 7.8ft) Brazo
del momento que es al 50% de motores ubicados en las alas
( ftLVH 8.5= )
-
77
Podemos venir a reemplazar en la siguiente ecuacin:
294.08.4
8.7*16.1*50.0** ftftftft
LSCC
SVT
wVVH
T=== 11
Luego de haber obtenido el valor del rea del estabilizador
vertical escogemos un valor de taperado, aspecto y flechamiento
para obtener la geometra deseada de acuerdo a la siguiente
tabla:
Tabla 11 Parmetros de referencia de relacin de aspecto y
taperado para el estabilizador horizontal
Fuente. Design: A Conceptual Approach Daniel P. Raymer
Seleccionamos la configuracion Sail Plane deacuerdo a la
geometria que tuviese fuerzas balanceadas con el estabilizador
vertical.
-
78
Figura 16 Estabilizador Horizontal
Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
Tabla 12 Parmetros de geometra del estabilizador horizontal.
Relacin de aspecto del estabilizador horizontal 4 Area del
estabilizador horizontal 0.94 ft Taperado del estabilizador
horizontal 0.5 Flechamiento a un cuarto de la cuerda del
estabilizador horizontal
14 Grados
Cuerda de la raiz del estabilizador horizontal 0.6464 ft Cuerda
de la punta del estabilizador horizontal 0.3232 ft Envergadura del
estabilizador horizontal 1.9391 ft Cuerda media geomtrica del
estabilizador horizontal 0.5027 ft Flechamiento del borde de ataque
del estabilizador horizontal 18.4 Grados Flechamiento del borde de
fuga del estabilizador horizontal -0.039 Grados
Seleccin del perfil aerodinmico para el estabilizador
horizontal
-
79
Comparacin 1 Grafico 9 Coeficiente de sustentacin Vs ngulo de
ataque
Fuente. Profili 2.15
-
80
Comparacin 2.
Grafico 10 Coeficiente de resistencia Vs ngulo de ataque
Fuente. Profili 2.15
Del grafico 13 podemos concluir que los perfiles NACA 2412 y
NACA 2413 generan sustentacin a ngulos de ataque menores a cero,
mientras que el perfil NACA 2410 no tiene este comportamiento .En
el grafico 15 podemos observar que el perfil NACA 2410 presenta un
alto nivel de coeficiente de
-
81
resistencia para un ngulo de ataque de dice grados. El perfil
NACA 2412 por el contrario tiene un coeficiente de resistencia
menor al perfil NACA 2410 .Por otra parte el perfil NACA 2413 a un
ngulo de ataque de trece grados presenta una considerable
disminucin del coeficiente de resistencia en comparacin a los dos
perfiles antes mencionados. Ya habiendo analizado detalladamente
las caractersticas de los perfiles se opta por utilizar el perfil
NACA 2410 ya que tiene una curvatura muy baja y un comportamiento
aerodinmico muy bueno a ngulos de ataque negativos por lo cual nos
genera sustentacin.
Anlisis de aerodinmico del ala En el grafico 14 nos muestra el
cambio del coeficiente de sustentacin del ala en funcin del ngulo
de ataque de la misma. Tenemos que con un ngulo de 22 alcanzam os
un coeficiente de sustentacin alar de 1.65, para la configuracin
estndar del ala, esta nos va a generar un coeficiente de
sustentacin alar de 0.3104.
Grafico 11 Coeficiente de sustentacin Vs Angulo de ataque
Cruise point Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
-
82
LbsLL
CSqL Lw
89.853104.0*9.7*04.35
**
=
=
=
12
De esta manera se demuestra que el ala genera la sustentacin
suficiente para levantar un peso de despegue de 84.6Lbs.
Distribucin de sustentacin sobre el ala Por medio del software
AAA es posible que encontremos la distribucin de sustentacin a lo
largo de nuestra ala. De la grafica anterior podemos concluir lo
siguiente:
Grafico 12 El ala tiene un coeficiente mximo de sustentacin de
0.2928.
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
-
83
Distribucin de resistencia aerodinmica sobre el ala
Grafico 13 Coeficiente de resistencia Vs porcentaje estaciones
del ala
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
La etapa de diseo detallado comprende todo lo referente a la
misin de la aeronave, pesos, dimensionamiento de toda su geometra
(ala, superficies de control y fuselaje) de una manera mas
especifica en cuanto a los materiales empleados, sistemas,
mecanismos etc, lo cual se lleva acabo por medio de las metodologas
usadas por diferentes autores como Daniel Raymer Hollman y el Dr.
Jam Roskam.
-
84
5 DISEO DETALLADO
Figura 17 Inicios Del Diseo Detallado
5.1 CARACTERSTICAS DE RENDIMIENTO DE LA AERONAVE
5.1.1 Potencia y velocidad
Anteriormente calculamos la potencia requerida por nuestro
U.A.V. con esto analizaremos el comportamiento de la velocidad a
diferentes HPs del motor, entre estos el punto de diseo que
calculamos de nuestra potencia y velocidad de
-
85
diseo. Que resulta de de los parmetros de la velocidad inicial,
promedio y la mxima as mismo con potencia del motor.
Figura 18 Velocidad Vs Potencia Disponible
Punto de la de diseo de potencia requerida a la velocidad de
crucero.
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
5.1.2 Diagrama V-N
El diagrama V-n, velocidad versus cargas, la figura nos describe
la relacin entre la velocidad de nuestra aeronave, en su eje
longitudinal (pitch axes) y la capacidad de resistir esfuerzos
estructurales. La gravedad positiva, es a la lnea de mxima
sustentacin que es agresiva a cualquier velocidad. La mxima
sustentacin se
-
86
muestra como un exceso de margen nariz en posicin hacia arriba
(nose-up), el control de cabeceo (en otras palabras, el factor de
carga) depender de que tan lento descendamos hasta finalmente estar
con una gravedad de perdida, en una aeronave normal a este punto
sollo podemos cabecear hacia abajo (pitch down). Para la realizacin
del diagrama V-n de la aeronave U.A.V se tuvieron en cuenta los
siguientes parmetros:
Factor de carga negativo de cuatro (n = -2,45). Factor de carga
positivo de cuatro (n =4). Peso de maniobra de 84.6Lbs.
Grafico 14 Diagrama V-N De La Aeronave U.A.V
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
Del grafico anterior podemos concluir que:
-
87
Velocidad de perdida de 40.58 Keas.
13
Velocidad de perdida negativa de -27.85 Keas.
14
Velocidad de crucero (diving) equivalente de diseo de 145
Keas.
15
Velocidad de maniobra (gust) de 87.89 Keas.
5.1.3 Rendimiento En Descenso
-
88
Teniendo en cuenta los parmetros antes mencionados en este
documento, en la grafica se muestra una rata de descenso de 6260.16
ft/min con un ngulo negativo de un grado. Grafico 15 Rata de
descenso Vs ngulo de ataque
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
5.1.4 Rango de planeo
Por medio del grafico 26 podemos observar de acuerdo a las
caractersticas de diseo de nuestra aeronave y con parmetros
hallados anteriormente en comportamiento de nuestra aeronave en la
distancia que puede recorrer en una fase de planeo de acuerdo a los
ngulos de ataque que estemos empleando para
-
89
el planeo, de lo cual podemos decir que la aeronave con un ngulo
de ataque de menos un grado puede recorrer dos millas nuticas desde
una altura de ocho mil seiscientos pies. Grafico 16 Rango De Planeo
Vs ngulo De Ataque
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
5.1.5 Tiempo de planeo
Con parmetros establecidos anteriormente en este documento
podemos establecer el tiempo de planeo de nuestra aeronave del
grafico 27, del cual
-
90
concluimos que para recorrer las dos millas nuticas a un ngulo
de menos un grado vamos a gastas un tiempo de un minuto.
Grafico 17 Tiempo De Planeo Vs ngulo De Ataque
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
5.1.6 Rango de carga paga de nuestra aeronave
Con la consideracin de un peso mximo de combustible de 17Lbs y
un peso operacional de 80 libras, mediante el grafico 28 se llega a
la conclusin de que
-
91
nuestra aeronave alcanzara con una altitud constante un rango de
151.9mn con un peso de 79.9 lbs.
Grafico 18 Peso Vs Rango En Crucero
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
-
92
El siguiente grafico nos muestra que rango que puede alcanzar la
aeronave manteniendo una velocidad constante, el cual es 34.4nm con
un peso de 80lbs.
Grafico 19 Peso Vs Rango Con Velocidad Constante
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
-
93
5.1.7 Maniobras
Para movimientos de maniobras como pull-up o un push-over de
manera instantnea, se obtiene que la aeronave llega a un factor de
carga de 2.50 g,
Grafico 20 Efecto De La Velocidad Sobre El Factor De Carga.
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
5.2 RESISTENCIA EN LOS COMPONENTES PRINCIPALES DE LA AERONAVE
U.A.V
Grafico 21 Imagen 1 Representacin De Resistencia Aerodinmica En
El V-22 Osprey
Fuente. NASA
-
94
Es de gran importancia la determinacin de la resistencia de los
componentes principales de la aeronave como lo son; el ala, el
estabilizador vertical, el estabilizador horizontal y fuselaje ya
que la resistencia que presentes estos componentes van a influir en
el comportamiento de vuelo de la aeronave.
5.2.1 Resistencia aerodinmica en el ala
Para poder determinar la resistencia aerodinmica a travs de
nuestra envergadura alar es de importante tener en cuenta los
siguientes parmetros:
Altitud de la aeronave en vuelo de crucero 8600mts Velocidad de
la aeronave en vuelo crucero 116 Knots Coeficiente de sustentacin
del ala sin efecto de flaps y planta motriz
0.3038 rea del ala 7.9ft Relacin de aspecto del ala 6 Pendiente
del coeficiente de sustentacin de la raz ala 6,0161 1rad
Coeficiente de resistencia en la raz del ala a un ngulo de cero en
el ala
0,002
Mediante las siguientes ecuaciones es posible graficar la curva
de resistencia de la envergadura de nuestra aeronave U.A.V:
16
17
-
95
Grafico 22 Distribucin De La Resistencia En El Ala
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
Con esta grafica podemos observar que el comportamiento de
resistencia se aplica de una manera casi uniforme a lo largo de la
envergadura. 5.2.2 Resistencia aerodinmica en el estabilizador
horizontal
Al igual que calculamos la resistencia en la envergadura alar,
tambin requerimos de unos valores:
Altitud de la aeronave en vuelo de crucero 8600mts Velocidad de
la aeronave en vuelo crucero 116 Knots
-
96
Coeficiente de sustentacin del estabilizador horizontal sin
efecto de planta motriz 0.3038
rea del estabilizador horizontal 0.94ft Relacin de aspecto del
estabilizador horizontal 4 Pendiente del coeficiente de sustentacin
de la raz del estabilizador
horizontal 6,0161 1rad
Coeficiente de resistencia en la raz del estabilizador
horizontal a un ngulo de cero en el ala 0,04
Coeficiente de resistencia en la punta del estabilizador
horizontal a un ngulo de cero grados 0.01
Con las ecuaciones 16 y 17 reemplazamos los valores
anteriores:
Grafico 23 Distribucin De La Resistencia En El Estabilizador
Horizontal
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
-
97
En comparacin con el coeficiente de resistencia del ala, podemos
observar que este tiene un comportamiento parablico llegando a un
valor mximo de 0,005 que es cuatro veces menor al del ala.
5.2.3 Resistencia aerodinmica en el estabilizador vertical
Con los siguientes valores es posible encontrar la distribucin
de resistencia al avance del estabilizador vertical:
Altitud de la aeronave en vuelo de crucero 8600mts Velocidad de
la aeronave en vuelo crucero 116 Knots Coeficiente de sustentacin
del estabilizador vertical sin efecto de planta
motriz 0.3038 rea del estabilizador vertical 0.44ft Relacin de
aspecto del estabilizador vertical 2,14 Pendiente del coeficiente
de sustentacin de la raz del estabilizador
vertical 6,18 1rad
Coeficiente de resistencia en la raz del estabilizador vertical
a un ngulo de cero en el ala 0,063
Coeficiente de resistencia en la punta del estabilizador
vertical a un ngulo de cero grados 0.069
Reemplazamos los valores anteriores en las ecuaciones 16 y 17
para poder obtener la grafica de resistencia al avance del
estabilizador vertical.
-
98
Grafico 24 Distribucin De La Resistencia En El Estabilizador
Vertical
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
Se puede apreciar en la grafica que la resistencia al avance del
estabilizador vertical tiene un comportamiento casi lineal.
5.2.4 Resistencia aerodinmica en el fuselaje
Con datos de la misin y la geometra del fuselaje es posible
calcular la resistencia al avance del fuselaje.
-
99
rea del ala 7.9 ft rea base del fuselaje 2ft rea mojada del
fuselaje 99.15 ft Longitud del fuselaje 9,71 ft rea frontal mxima
del fuselaje 11,31ft Dimetro mximo del fuselaje 4 ft
Con los datos suministrados anteriormente, mas los datos de la
misin y mediante la siguiente ecuacin podemos encontrar el
coeficiente de resistencia del fuselaje de la aeronave.
18
El coeficiente de resistencia al avance de este fuselaje a un
ngulo de cero grados es de 0,13. El coeficiente de resistencia
debido a la sustentacin es de 0,0005.
5.2.5 Drag polar de la aeronave con un motor in operativo Para
la realizacin del clculo de la resistencia, se encontraron los
siguientes parmetros que posteriormente fueron graficados.
Peso de despegue 314,2 Lbs Rata de aspecto del ala 6,13
Coeficiente de regresin c para estimar el rea mojada del peso
de
despegue que estadsticamente para aeronaves de configuracin de
doble motor con hlice es 0,8635.
-
100
Coeficiente de regresin d para estimar el rea mojada del peso de
despegue que estadsticamente para aeronaves de configuracin de
doble motor con hlice es 0,5630.
Coeficiente de regresin a para estimar el rea parsita del rea
mojada que equivale a la resistencia de la piel de la aeronave que
es el mas bajo debido a que esta aeronave no posee si no la cabina
y tal valor es -1,7993.
Coeficiente de regresin b para estimar el rea parsita del rea
mojada que equivale a la resistencia de la piel de la aeronave que
es el ms bajo debido a que esta aeronave no posee si no la cabina y
tal valor es 1,6.
rea alar 7,9bFt Factor de eficiencia e = 0,8 Incremento en el
coeficiente de resistencia al avance debido a un motor
in operativo 0020,0..
=IEOOD
C
Teniendo definido los anteriores parmetros podemos comenzar a
calcular los siguientes parmetros:
19
Donde el rea mojada representada por wetS es igual a 186,18 Ft.
Con el valor del rea mojada es posible encontrar el rea
parsita:
wetSLogbafLog 1010 *+= 20 Donde el rea parsita (f) es igual a
96Ft
Towet WLogdcSLog 1010 *+=
-
101
WetD S
fCCleanO
= 21
Con esta ecuacin y con el valor encontrado anteriormente
calculamos un coeficiente de resistencia de 0,3741.
2*
**
1L
WDDD C
eARCCC
OCleanO pi++=
22
De esta manera calculamos el coeficiente de resistencia al
avance con un motor inoperativo, 0,3761.
Grafico 25 Resistencia Polar OEI
Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
-
102
Resistencia polar de la aeronave U.A.V VTOL en el tren de
aterrizaje al momento del aterrizaje Analizaremos el efecto de la
resistencia aerodinmica en el tren de aterrizaje que es fijo en
esta aeronave, para lo cual necesitamos la ayuda de unos parmetros
iniciales, los cuales ya han sido introducidos en el capitulo
anterior, para calcular la resistencia del tren de aterrizaje al
momento del aterrizaje lo hacemos con la formula 22
Teniendo en cuenta que la variacin del coeficiente de
resistencia para la configuracin de aterrizaje es de 015,0=
DownLODC .
Entonces obtenemos un coeficiente de resistencia de 0,3891 para
la configuracin de aterrizaje con el tren extendido
Grafico 26 Resistencia Polar del Tren de Aterrizaje Abajo
Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
-
103
Resistencia Polar de la aeronave U.A.V VTOL en condicin de vuelo
actual Analizaremos el efecto de la resistencia aerodinmica en la
condicin de vuelo actual con la ayuda de unos parmetros iniciales,
los cuales ya han sido introducidos en el capitulo anterior, para
calcular esta condicin de vuelo lo obtenemos con la formula 22.
Al igual que en el capitulo anterior hay que tener en cuanta que
para la condicin de vuelo actual vamos a tener en cuenta que el
coeficiente de resistencia a cero lift va ser igual a 0,015=
ODC .
Entonces obtenemos un coeficiente de resistencia de 0,3891 para
la condicin actual de vuelo.
Grafico 27 Resistencia Polar en la Condicin Actual de Vuelo.
Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
-
104
Habiendo calculado los diferentes resistencias como la de un
motor inoperativo, tren de aterrizaje extendido al aterrizaje y la
condicin actual de vuelo tenemos una figura que nos recopila todas
las resistencias aerodinmicas nombradas anteriormente en funcin del
coeficiente de sustentacin.
Grafico 28 Coeficiente de Sustentacin Vs Coeficiente de
Resistencia
Fuente Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)
5.3 MOMENTOS
5.3.1 Momento en el ala
-
105
Para poder hacer el clculo el momento del ala es necesario saber
unos parmetros de entrada que son:
Altitud 8600ft Velocidad de la aeronave en crucero 116Knots
Punto de referencia en la coordenada X 1ft Coeficiente de
sustentacin del ala en limpio 0,3104 rea alar 7,9ft Relacin de
aspecto del ala 6,13 Taperado del ala 1 Pendiente de la curva de
sustentacin en la raz y la punta del ala 6,01
rad -. Coeficiente de momento de cabeceo con sustentacin de cero
en la raz
y punta del ala -0,0939
Luego de conocer los parmetros anteriores los reemplazamos en la
siguiente ecuacin:
23
Con esta formula podemos encontrar la grafica de momentos a
travs del ala para lo cual obtenemos:
-
106
Grafico 29 Coeficiente de momento vs. Porcentaje de estaciones
del ala
Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)
A travs de la grafica podemos observar que hay un momento
negativo lo cual va a provocar que la aeronave tienda a bajar la
nariz
5.3.2 Coeficiente de momento de cabeceo del ala y fuselaje para
un coeficiente de sustentacin cero uno de los parmetros importantes
para obtencin de estos coeficientes es establecer los datos que
sirven a la hora de resolver las ecuaciones como sigue:
rea alar 7,9 Ft Aspecto del ala 6,1 Taperado del ala 1
-
107
Distancia en la coordenada X del Apex del ala 4,998 Ft Pendiente
de la curva de sustentacin Pendiente de la curva de sustentacin del
ala Distancia en la coordenada X del fuselaje Espesor del fuselaje
en la seccin del ala 1,70Ft
Centro aerodinmico del fuselaje Para poder hacer el clculo del
centro lo hacemos de tal manera que ya tenemos unos parmetros
iniciales , sabemos que la cuerda del ala de la aeronave es de
1,16Ft podemos decir que la cuerda del fuselaje en la interseccin
con el ala es de 1,16 Ft para que halla un acoplamiento perfecto,
puesto que conocemos la lnea de cuarto de cuerda de el ala , la
posicin del centro aerodinmico del fuselaje lo hacemos en trminos
de esta cuerda que tiene un valor de 1,14ft al dejar la posicin del
fuselaje en trminos de la cuerda del ala nos da un valor de 2,36
Ft.
Centro aerodinmico del ala Para el clculo del centro aerodinmico
de la aeronave es necesario tener los siguientes parmetros de
entrada:
Altitud 8600Ft Delta de temperatura a la altitud 31 F Velocidad
de crucero 116Knots rea del ala 7,9Ft Aspecto del ala 6,1
Coordenada Z del cuarto de la cuerda del ala 4Ft Taperado del ala 1
Posicin del ala en X desde el apex 5Ft Cuerda media geomtrica del
ala 1,14
-
108
Habiendo listado los parmetros anteriores podemos comenzar el
clculo del centro aerodinmico del ala con las siguientes
ecuaciones:
( )w
mgcapexacac
c
XXXX ww
w
+=
24
De donde obtenemos que el centro aerodinmico del ala en la
posicin X de la aeronave es igual a 5,30. El centro aerodinmico del
ala en trminos del ala es igual a 0,26.
Centro aerodinmico del estabilizador horizontal Para realizar el
calculo del centro aerodinmico del estabilizador horizontal lo
calculamos con los parmetros de geometra del mismo calculados
anteriormente en el capitulo de geometra del empenaje, para
calcular la posicin del centro aerodinmico necesitamos la cuerda a
un cuarto que es de 2,23Ft y le sumamos la distancia medida en el
eje X que es de 9,53Ft, como resultado la posicin del centro
aerodinmico es 11,2 Ft.
Figura19 Posicin del centro aerodinmico del horizontal en el eje
X.
-
109
Centro aerodinmico del estabilizador Vertical Para realizar el
calculo del centro aerodinmico del estabilizador vertical lo
calculamos con los parmetros de geometra del mismo calculados
anteriormente en el capitulo de geometra del empenaje, para
calcular la posicin del centro aerodinmico necesitamos la cuerda a
un cuarto que es de 1,06Ft y le sumamos la distancia medida en el
eje X que es de 9,53Ft, como resultado la posicin del centro
aerodinmico es de 10,40 Ft.
Figura 20 Posicin del centro aerodinmico del estabilizador
horizontal en el eje X.
Centro aerodinmico del tail boom de la aeronave Para poder hacer
el clculo del centro aerodinmico lo hacemos de tal manera que ya
tenemos unos parmetros iniciales, sabemos que la posicin de la
cuerda geomtrica del ala la cual es de 1,14 Ft, lo que hacemos
es
-
110
sumar la posicin del tail boom que es de9,53 Ft para obtener
como resultado el centro aerodinmico en trminos de la cuerda
geomtrica del ala el cual es un delta 9,59.
Localizacin del centro aerodinmico de la aeronave Para calcular
el centro aerodinmico de la aeronave lo hacemos mediante la
siguiente ecuacin:
25
El centro aerodinmico de la aeronave es 3,30 Ft
power
cC
hhwfwf
LL
ac
w
ccLcac
w
h
offp
hLoffhpLac
offpac CC
XSS
ddCX
SS
ddCCX
X
+
+
=
11.
.
. 26
El centro aerodinmico en trminos de la cuerda media geomtrica
es, 7.31 Ft.
tbacsacacacacac XXXXXX nfwwf ++++= 27
La localizacin del centro aerodinmico del ala fuselaje en
trminos de la cuerda media geomtrica es, 11.6Ft
wwfacmgcapexac cXXXX wwwf ++= 28
La coordenada en X del centro aerodinmico del ala-fuselaje de la
lnea de referencia es 5,53 Ft.
poweroffpww
acwacmgcapexac XcXXXX +++= .
-
111
Calculo de estabilidad y control en vuelo recto y nivelado El
anlisis del comportamiento de la aeronave durante operaciones en
vuelo recto y nivelado se presenta a continuacin: Margen esttico:
Este es una distancia no dimensional en el porcentaje de la cuerda
media geomtrica entre el centro de gravedad por delante del centro
aerodinmico.
cgac XXMS =. 29
( )w
mgcapexacac
c
XXXX ww
+=
30
51,0=acX
( )42,0=
+=
cg
w
mgcapexcgcg
Xc
XXXX ww
31
Siendo el SM alrededor del 10% de la cuerda para aeronaves, y
adems es un valor positivo concluimos que esta dentro de parmetros
y adems es una aeronave estable.
Configuracin final de la aeronave Humminbirds Eye
-
112
Figura 21 Vista de planta aeronave Humminbirds Eye
Figura 22 Vista frontal aeronave Humminbirds Eye
-
113
Figura 23 Frente de la aeronave Humminbirds Eye
5.4 CENTRO DE GRAVEDAD Se asume simetra en la aeronave por lo
tanto los valores en la coordenada Y no sern tomados en cuenta en
la siguiente tabla. (Tabla 8) En esta tabla encontramos el peso en
libras y la ubicacin en pulgadas de los componentes de la aeronave.
Con estos datos se encuentra el centro de gravedad utilizando las
formulas a continuacin.
Figura 24 Ubicacin De Los Centros De Gravedad De Los Componentes
Principales De La Aeronave. U.A.V.
-
114
Tabla 13 Peso Y Ubicacin De Los Componentes Principales De La
Aeronave
ITEM GRUPO Wi(lb) Xi(in) Wi*Xi(lb*on) Zi(in) Wi*Zi(lb*in) 1
CMARA 4,2 23,417 98,352809 10,236226 42,9921492 2 EQUIPOS 2,7
37,591 101,494543 16,4173317 44,3267956
3 TREN PRINCIPAL 7,45 41,134 306,44741 5,0393728 37,5433274
4 FUSELAJE 13,6 39,559 538,00344 21,2992241 289,669448 5 GRUPO
MOTOR 19 59,412 1128,82502 31,89 605,91 6 ALA 8 59,412 475,294745
31,0630089 248,504071 7 TAIL BOOM 5,6 86,803 486,0979 28,740173
160,944969
8 ESTABILIZADOR HORIZONTAL 3,5 114,36 400,267933 26,9763925
94,4173738
9 ESTABILIZADOR VERTICAL 3,85 120,87 465,3495 44,3071105
170,582376
10 PATN DE COLA 1,2 126,96 152,352838 19,9789689 23,9747627
TOTALES 69,1 4152,48614 1718,86527 Xcg = 60,094in Zcg = 24,8750
in
Luego de haber tabulado los componentes principales de la
aeronave procedemos ahora reemplazarlos en las siguientes
ecuaciones:
=
=
=
10
1
i
i WiWiXiXcg
32
-
115
=
=
=
10
1
i
i WiWiZiZcg
33
Para lo cual tenemos
inWi
WiXiXcgi
i 094.60
1.6948614.415210
1===
=
=
inWi
WiZiZcgi
i8750401.24
1.6986527.171810
1===
=
=
Obteniendo como resultado la componente X y Z del centro de
Gravedad de la aeronave donde
Xcg = 60.094 pulgadas
Zcg = 24.875040 pulgadas
Los anteriores datos fueron aproximaciones preliminares del
centro de gravedad, para hacer esto en manera mas detallado, con la
ayuda de Excel programamos para poder hacer calculo mas exacto del
centro de gravedad, comenzando con
Se asume simetra en la aeronave por lo tanto los valores en la
coordenada Y no sern tomados en cuenta en la siguiente tabla.
(Tabla 8) Por lo tanto se asumi simetra en la aeronave por lo cual
no se incluyeron datos de las componentes el Y de los componentes
esta componente del CG se asume como el punto medio de la longitud
del ale que para este caso es:
-
116
34
La aproximacin de pesos clase uno, para esto tomamos de
referencia la tabla de fracciones de peso para aeronaves homebuilt
de hlice simple realizamos los clculos con esta referencia y
tenemos a continuacin:
Tabla 14 Group Weight Data for Homebuilt Propeller Driven
Airplanes
Weight Item, Fraction Ibs
flight design Gross Weight, GW,lbs 1,051 Structure/GW 0,327
Power Plant/GW 0,262 Fixed Equipm t /GW 0,119 Empty Weight/GW 0,727
Wing Group/GW 0,113 Empenn. Group/GW 0,03 Fuselage Group/GW 0,103
Nacelle Group /GW 0,016 Land. Gear Group/GW 0,064 Take -Off Gross
Wht, WTO, lbs 1,051 Empty Weigth, WE,lbs 539
inYcg 055.592
in 118,11==
-
117
Tabla 15 Pesos Principales De La Aeronave
Wto(Lbs) We(Lbs) Wf Wpl 314,2 1,6 81,1 170
Tabla 16 Clculo Y Ajuste De Pesos
Wing Group/S,emp,psf 1,8 Emp. Grp/S emp, psf 1,1 Ultimate Load
Factor , g,s 4 Surface Areas,ft 7,9 Wing,S 7,9 Horiz,Tail,sh 10,5
Vert,Tail,Sv 5 Empenn,Area,Semp 15,5
COMPONENTE PRIMER PESO AJUSTE CLASSEI
ESTIMACION PESOS (ALUM.)
Lbs Lbs Lbs
Wing Group 35,5046 -35,24887157 0,25572843 Empennage Group 9,426
-9,358107496 0,067892504 Fuselage Group 32,3626 -32,1295024
0,233097595
-
118
5.4.1 Excursin Diagram
Para la realizacin del diagrama de centro de gravedad utilizamos
los pesos de: Peso vaco (We) Peso de operacin (Woe) Peso de
despegue (Wto) Con sus respectivas ubicaciones medidas en pulgadas
y los hallamos con el siguiente procedimiento.
El peso vaco va de la sumatoria de los tems del 1 al 10 para lo
cual tenemos un peso vaco de 69Lbs y una ubicacin de 60 in.
El peso de operacin se calcula sumando el combustible y aceite
atrapado, claro esta tomando en cuenta que crew es cero por lo que
es una aeronave no tripulada. El combustible y aceite atrapado que
le sumamos tiene una
Nacelle Group 5,0272 -4,990990665 0,036209335 Landing Gear Group
20,1088 -19,96396266 0,144837341 Power plant 82,3204 -81,72747214
0,592927864 FIXED Eqp. 37,3898 -37,12049307 0,269306931
Empty Wht 222,1394 -220,5394 1,6 PAYLOAD 231 FUEL 81,1 TRAPED
FUEL AND OIL 0,5
Take off Gross Weight 314,2
-
119
ubicacin de 59,41 in y un peso de 0,5Lbs para un peso de
operacin total de 69,6Lbs a una ubicacin de 60,08in.
El peso de despegue lo hallamos adicionando el peso del
combustible que son 81,1Lbs a