Diseño conceptual de un UAV Bernal Ortega Carlos De Augusto Gil, José Luis López Teruel, Pedro Martín Cañal, Adrián Pérez Alcaraz, Daniel Samblás Carrasco, Francisco Ventura
Diseño conceptual de un UAVBernal Ortega CarlosDe Augusto Gil, José LuisLópez Teruel, Pedro
Martín Cañal, AdriánPérez Alcaraz, DanielSamblás Carrasco, Francisco Ventura
AerodinámicaConfiguración geométrica
Superficie alar: 1.088 m2
Alargamiento: 8.272
Cuerda raíz: 0.4m
Cuerda punta:0 .24m
Cuerda media: 0.3698m
Perfil: NACA 4415
Estrechamiento:De 0m a 0.8m: 1
De 0.8m a 1.5m: 0.6
1500
800
400
185,
7194,2
9
180
240
13°
300
75
150 150
400
130
AerodinámicaConfiguración geométrica cola
Superficie estabiliz horiz:. 0.1603 m2
Superficie estabiliz vert.: 0.07637 m2
Alargamiento horiz.:2.094
Alargamiento vert.: 2.2457
Cuerda raíz: 0.2673m (ambas)
Cuerda punta vertical: 0 .114m
Cuerda media vertical: 0.2011m
Perfil: NACA 0012 (ambas)
Estrechamiento vertical: 0.4286
114,59
400
267,3
267,3
89,1
600
500
37,6
5
344,
7 4
89,1
AerodinámicaPerfiles
NACA 0012
Perfil simétrico, ideal para superficies de control
Facilidad de construcción y abundante documentación
Perdida controlada
αmax≈12º
CLmax≈1.224
NACA 4415• Poca curvatura, poco momento,
bajo Clmax• Facilidad de construcción y
abundante documentación• Pérdida localizada y controlada• αmax≈14º• CLmax≈1.847
AerodinámicaResultados ala
Uso de “Vortex Lattice” para aproximación inicial
Obtención numérica de curva de sustentación y resistencia parásita
Configuración sucia: sumada la parásita debida a flap -> “Build up method”
Pendiente curva sustentación: 4.755 rad-1
αmax,ala≈15º
Clmax,ala limpia≈1.6623
Clmax,ala sucia≈ 1.8023
αcruise ≈ 4.5º
00.2
0.4 -1.5
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
-0.06-0.04-0.0200.02
Wing y-coordinate
3-D Wing configuration
Wing x-coordinate
Win
g z-
coor
dina
te
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.60
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
0.12
0.14
CL
CD
Polar del ala
Configuración limpiaConfiguración sucia
AerodinámicaAvión completo (I)
Uso de CFD para obtener polar completaSólo configuración limpiaAoA definido como ángulo entre corriente y eje X avión
Modelo especificamente preparado para CFD (sin motor, sin hélice, sólo una mitad, inclusión volumen control)Mallado diferencial – más detalle donde hace falta
Polar del avión completa – Alta resistencia parásitaDebido a desprendimientos prematuros – necesario carenados ruedasPosible efecto beneficioso de la hélice no tenido en cuentaParecido en cuanto a comportamiento con estimación usando Vortex Lattice
0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 20
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
Comparación polar avión vs. polar ala, CFD, y polar completa estimación
Cl
Cd
Polar aviónPolar alaPolar estimación limpioPolar estimación sucio
AerodinámicaAvión completo (II)
AerodinámicaAvión completo (IV)
0 5 10 15 200
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
2Comparación curva sustentación de avión (CFD y estimado) vs. ala
Ángulo de ataque (eje X avión frente a corriente), grados
Cl
Curva sustentación aviónCurva sustentación alaCurva sustentación avión estimada,limpioCurva sustentación avión estimada, sucio
0 5 10 150
1
2
3
4
5
6
7
8Eficiencia aerodinámica, CFD
Ángulo de ataque (eje X avión frente a corriente), grados
Efic
ienc
ia
AerodinámicaAvión completo (V)
Característica de la pérdida
Curva de sustentación del avión plana cerca de la pérdida
Desprendimiento prematuro de la corriente cerca de los tail-booms -> pérdida de eficiencia de Flaps
Alerones operativos a AoA altos.
¿Qué ocurre con el estabilizador horizontal?
EstabilidadEstabilidad y control longitudinal> Configuración del avión
Configuración Pusher afecta a la estabilidad
EstabilidadEstabilidad y control longitudinal> Configuración del avión
Eficiencia perturbada Eficiencia no perturbada1,133 0,9
Modelo de efectividad de la héliceHelicóptero en vuelo axial de avance
EstabilidadEstabilidad estática lateral-direccional > Trimado en condición límite
Trimado para condición límite β=15
Efecto configuración pusher sobre el timón es desestabilizador pero muy pequeño
Viento cruzado Alabeo Deflexión alerón Deflexión timón
Trimado para viento cruzado
60 80 100 120 140-2
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
velocidad
δ a
-15-12
-9-6
-30
36
912
15
tr imado del alerón vs. viento cruzado
60 80 100 120 140-25
-20
-15
-10
-5
0
5
10
15
20
25
30
velocidad
δ r
-15-12
-9-6
-30
36
912
15
tr imado del timón vs. viento cruzado
Trimado para viento cruzado
60 80 100 120 140-15
-10
-5
0
5
10
15
velocidad
alab
eo
-15
-12-9
-6-3
03
69
1215
alabeo vs. viento cruzado
Mejora de la estabilidad
Viento cruzado
Sa=100% Sa=60% Sa=40%
• Rudder
• Elevador
EstabilidadEstabilidad estática lateral-direccional > Trimado para viento cruzado
EstabilidadEstabilidad dinámica longitudinal> Corto periodo
Modo oscilatorio
Corto periodo
Muy amortiguado
3-5 segundos
Estable
0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 50
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
0.12
0.14
0.16
0.18
Tiempo (s)
Alfa
(rad
)
Respuesta del ángulo de ataque frente a una deflexión del elevador de -5º
0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 50
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4
4.5x 10-3 Respuesta de la velocidad angular adimensional q frente a una deflexión del elevador de -5º
q ad
imen
sion
al
Tiempo (s)
EstabilidadEstabilidad dinámica longitudinal> Fugoide
Modo oscilatorio
Largo periodo
Poco amortiguado
100 segundos
Estable
Visible en θ y u (velocidad adimensional)
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100-1.6
-1.4
-1.2
-1
-0.8
-0.6
-0.4
-0.2
0
0.2Respuesta de la velocidad u adimensional frente a una deflexión del elevador de -5º
u ad
imen
sion
al
Tiempo (s)
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100-1
-0.5
0
0.5
1
1.5Respuesta del ángulo teta frente a una deflexión del elevador de -5º
teta
(rad
)
Tiempo (s)
Los ángulos de ataque al deflectar el timón en el trimado estático deben ser iguales a la convergencia de las gráficas en la dinámica
Efectivamente se cumple con un error pequeño
0 50 100 150 200 250 300 350 4000
2
4
6
8
10
12Respuesta del ángulo alfa frente a una deflexión del elevador de -5º
Alfa
(gra
dos)
Tiempo (s)
EstabilidadEstabilidad dinámica longitudinal> Comprobación estática-dinámica
beta
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.01
-0.005
0
0.005
0.01
0.015
0.02
0.025Valor de beta en función del tiempo
Tiempo (s)
beta
(gra
dos)
Perturbación timón colaPerturbación alerón
p
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.01
-0.005
0
0.005
0.01
0.015
0.02
0.025Valor de p adimendional en función del tiempo
Tiempo (s)
p (g
rado
s/s)
Perturbación timón colaPerturbación alerón
r
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.04
-0.03
-0.02
-0.01
0
0.01
0.02
0.03Valor de r en función del tiempo
Tiempo (s)
r (gr
ados
/s)
Perturbación timón colaPerturbación alerón
phi
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-2
0
2
4
6
8
10x 10-3 Valor de fi en función del tiempo
Tiempo (s)
fi (g
rado
s)
Perturbación timón colaPerturbación alerón
DIMENSIONADO INICIAL
100 150 200 250 300 3500.1
0.15
0.2
0.25
0.3
0.35
0.4
0.45
0.5
0.55Limitaciones
W0/S
Tsl/W
0Crucero 90km/hCrucero Máx autonomíaCrucero 130km/hPérdida sin flapsPérdida con flapsdespegue sin flapsdespegue con flapsascenso máx ánguloascenso máx R/CViraje máx autnomíaViraje 90km/h
3.7 BHP at 9,000 RPM
26.23cc (1.60 cu in)
Prop 17x10-13 “
0 10 20 30 40 50 600
50
100
150
200
250T vs Ve para diferentes pesos
Ve [m/s]
T [N
]
0 10 20 30 40 50 600
1
2
3
4
5
6Pn vs Ve para diferentes W
Ve[m/s]
Pn[h
p]
0 10 20 30 40 50 600
5
10
15
20
25Pn vs Ve para diferentes alturas
Ve[m/s]
Pn[h
p]
TECHO AERONAVE 2300m
Velocidad máx. Crucero 39 m/s
Distancia de depegue flaps 0º : 183 mVelocidad final: 19.03 m/sTiempo despegue: 14 sConsumo combustible: 15 gramos
0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 2000
5
10
15
20
25
30
Distancia [m]
h [m
]
Distancia despegue
0 50 100 150 200 2500
2
4
6
8
10
12
14
16
distancia [m]
h [m
]
Distancia de despegue con flaps
ACTUACIONES
15 20 25 30 35 40 45 50-2000-1800-1600-1400-1200-1000-800-600-400-200
0Régimen de descenso
Ve[m/s]
R/C
[fpm
]
15 20 25 30 35 40 45 50-22
-20
-18
-16
-14
-12
-10
-8Gradiente de descenso
Ve[m/s]
grad
ient
e [%
]
0 10 20 30 40 50 60-1500
-1000
-500
0
500
1000
1500Rate of climb para diferentes pesos y h=0
Ve[m/s]
R/C
[fpm
]
0 10 20 30 40 50 60-120
-100
-80
-60
-40
-20
0
20Gradiente de subida para diferentes pesos y h=0
Ve[m/s]
grad
ient
e[%
]
R/C máx 1125 fpmVel. Máx R/C 31 m/s
R/D min -354 fpmVel. Mín R/D 18 m/s
Gradiente máx 20% Vel. Máx Grad 28 m/s
Gradiente mín -8.5 %Vel. Mín Grad. 24 m/s
Distancia aterrizaje (40º flaps): 306 mTiempo aterrizaje: 22.3 sCombustible consumido 2.5 gramosRodadura en pista: 64.5 m
0 50 100 150 200 2500
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
Distancia [m]
h [m
]
Aterrizaje
S [m2] -10% 0.988 +10%
R/C máx.[m/min] 351 (-2%) 358.6 334 (-7%)
Gradiente máx [%]. 19.5 (-7%) 20.9 19.62 (-7%)
V. Máx. [m/s] 40.6 (+4%) 39.28 37.9 (-3.5%)
TOR [m] 88.48 (-10%) 79.63 72.39 (10%)
VARIACIÓN % (-3.75%) - (-1.85%)
Estudio actuaciones en función de la superficie alar
Estudio parámetros decontrol óptimos
15 20 25 30 35 400.55
0.60.65
0.7
0.75
0.8
0.850.9
0.95
1
m/s
Pos.
pal
anca
VTAS vs Palanca
15 20 25 30 35 400.25
0.3
0.35
0.4
0.45
0.5
0.55
0.6
0.65
m/s
h
VTAS vs Autonomía
km
Vel. Máx. Autonomía 23 m/s 15 20 25 30 35 4010
15
20
25
30
35
40
45
50
55
m/s
VTAS vs Alcance
Vel. Máx. Alcance 26 m/s
Análisis de la misión
Operación Masa fuel consumido (gramos)
Fracciones de peso
Tiempo (s)
TOTAL 790 0.966 43.7 min
0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5x 104
0
100
200
300
400
500
600
SVLdistancia[m]
altu
ra[m
]
0 500 1000 1500 2000
22.3
22.4
22.5
22.6
22.7
22.8
22.9
tiempo[s]
mas
a[kg
]
Evolución de la masa a lo largo de la misión
Alcance en configuración estándar (1.5kg) 147kmAlcance con depósitos extras (9.5kg fuel) 1131km
0 2 4 6 8 10 12
x 105
10
15
20
25
Alcance [m]
mas
a [k
g]
Alcance
MTOWMZFWAlcance
OEW
Modelado en CAD CATIA V5 R17Pesos en Vacío
Centro de Gravedad
Definición de las necesidades estructurales debido a las cargas
Actividades realizadas
Estudio detallado de la Estructura
Morro 0.585 kgCuerpo 2.103 kgSemiala 1.649 kgAlerón 0.086 kgFlap 0.081 kgCola 0.549 kgElevador horizontal 0.031 kgTail-Boom 1.346 kgMotor 1.719 kgHélice 0.062 kgCarga de pago 10 kgTanque de combustible 2 kgTren de aterrizaje 1.212 kgServos 0.551 kgPegamento y otras uniones 2 kg
EstructurasMasa total de la aeronave
Masa total 25.79 kg
Morro/ 0.585 KgCuadernas, costillas y suelo (Material/balsa)
Revestimiento (Material/balsa)
Estructuras > Morro
Estructuras
•Máximas tensiones: 2,1 Mpa•Máximos desplazamientos: 0,3 mm
Morro sobredimensionadoPosibilidad de optimizarlo
Cuerpo/ 2.103 KgCostillas, cuadernas, paredes laterales y suelo (Material/balsa)
Firewall (Material/contrachapado)
Revestimiento (Material/balsa)
Estructuras > Cuerpo
Estructuras
Semiala/ 1.649 KgCostillas, largueros, sujeción tail-boom (Material/balsa,contrachapado)
Revestimiento (Material/balsa)
Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Semiala
Alerón/ 0.086 KgCostillas(Material/balsa)
Revestimiento (Material/balsa)
Flap/ 0.081 KgCostillas (Material/balsa)
Revestimiento (Material/balsa)
•Máximos desplazamientos: 2,19 cm•Máximas tensiones: 76,7 Mpa•Posibilidad de optimización
Hipósis de carga y condiciones de contorno empleadas muy
desfavorables
Tail-boom/ 1.346 Kg (Material/Fibra de Carbono)Cola
Estabilizador horizontal/ 0.311 KgCostillas, largueros (Material/balsa, contrachapado)Revestimiento (Material/balsa)
Elevador/ 0.031 KgCostillas (Material/balsa)
Revestimiento (Material/balsa)
Estabilizador vertical/ 0.119 KgCostillas, largueros (Material/balsa, contrachapado)Revestimiento (Material/balsa)
Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Cola
Tren de aterrizaje Tren de morro/ 0.406 Kg
Neumático (Material/caucho)Llanta y Cogida (Material/aluminio)
Tren trasero/ 0.806 KgNeumático (Material/caucho)Llanta y Cogida (Material/aluminio)
Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Tren de aterrizaje
Esfuerzos:
W= 25.79 Kg. n = 2
1) Contacto del tren principal. R = 506 N
2) Todas las ruedas en tierra. R1 = 144.93 N ; R2 = 259.87 N
Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Tren de aterrizaje
Motor/ 1.206 Kg (Material/aluminio)Bancada de motor/ 0.513 Kg (Material/aluminio)
Hélice/ 0.062 Kg (Material/fibra de carbono)
Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Motor y hélice
Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Otros componentes y consideraciones finales
• Carga de pago/ 10 kg• Depósito de combustible/ 2 kg• 7 Servos de alto torque/ 551,2 g• Pegamento y otras uniones/ ~2 kg
Centro de Gravedad =[1084.511 , 1.112 , 20.052 ] (milímetros)Centro de Gravedad =[1084.511 , 1.112 , 20.052 ] (milímetros)