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Instituto Politécnico Nacional
Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica
México D.F. 2012
“Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo
no Tripulado”
T E S I S
Que para obtener el título de:
Ingeniero Aeronáutico
Presentan:
Liliana Sarahí Galicia Hernández
Oscar Habib Ponce de León Uribe
Me gustaría aludir a todas las personas que a lo largo de mi vida he conocido ya que cada una
de ellas me ha dejado algo importante para la concepción de esta tesis sin embargo
mencionare sobre todo ante aquellos que han hecho posible la realización del trabajo por lo
cual empezare por mi familia, a mi institución, a mis profesores, a mis grandes amigos en
especial a Oscar Ponce de León Uribe por los buenos tiempos que pasamos en la escuela y
fuera de, apoyándonos uno al otro, así como por su gran paciencia y nobleza. Por último pero
no menos importante a la vida a la que aun le tengo mucho que dar.
"La gratitud es la memoria del corazón" (Jean Baptiste Massieu)
Y ustedes permanecerán en el mío, por siempre...
Gracias:
A Dios por darnos la fuerza y entereza para realizar el presente trabajo.
A mi familia porque sin su apoyo, formación y entrega, no hubiera logrado cada uno de
mis objetivos. Son la parte fundamental de mi existencia.
A todos y cada uno de mis amigos, porque cada momento vivido al lado de ellos me
permitió conocerlos y conocerme a mí mismo.
A nuestros asesores por brindarnos su tiempo, esfuerzo y paciencia para finalizar el
trabajo.
A ti que te estás tomando el tiempo de leer estas palabras.
Gracias por ayudarme a ser quien soy ahora, por sus palabras de aliento, por todos los
momentos que han compartido conmigo, porque con todas sus virtudes y defectos los aprecio
y han dejado una huella que ni el tiempo ni la distancia borrarán jamás. Por permitirme
conocer a personas tan maravillosas y tan grandes como ustedes.
Índice
“Si un hombre se encuentra a sí mismo, posee
una mansión en donde morará con dignidad
todos los días de su vida.”
-James Michener
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Índice
2
Índice. 1
Resumen. 7
Glosario. 9
Capítulo I: Introducción. 17
I.1 Antecedentes. 18
I.2 Justificación. 23
I.3 Objetivo general. 24
I.3.1 Objetivo específico. 24
I.4 Alcance. 25
I.5 Descripción y metodología. 26
I.6 Marco teórico. 27
I.6.1 Perfil de misión. 27
I.6.2 Estudio estadístico. 28
I.6.3 Estimación del peso. 28
I.6.4 Centro de gravedad y condiciones de carga. 34
I.6.5 Aerodinámica, rendimientos y actuaciones. 35
Capítulo II: Acercamiento a los UAV´s. 43
II.1 Concepto de un UAV. 44
II.1.1 Definición. 44
II.1.2 Subsistemas de los UAV´s. 45
II.1.3 Clasificación de los UAV´s. 46
II.2 Reglamentación. 52
II.2.1 Regulación. 52
II.2.2 Panorama general de su problemática y perspectiva económica. 53
II.2.3 Otras problemáticas. 53
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Índice
3
II.3 Aplicación. 56
II.3.1 Aplicación comercial de los UAV´s. 56
II.4 Mercado. 57
II.4.1 Pronóstico económico. 57
II.4.2 Análisis de mercado. 58
II.4.3 Inversión. 59
II.4.4 Estudio de la flota existente. 60
II.4.5 Incremento de modelos por década. 61
II.4.6 Despegue. 62
II.4.7 Aterrizaje. 63
II.4.8 Motor. 64
II.4.9 Alas. 65
II.4.10 Estabilizadores. 66
Capítulo III: Aerodinámica del Avión. 67
III.1 Consideraciones iniciales. 68
III.2 Perfil de misión. 69
III.3 Estudio comparativo. 71
III.4 Estimación del peso máximo de diseño de despegue del avión. 78
III.5 Configuración del avión y geometría de componentes. 81
III.5.1 Selección de perfiles aerodinámicos. 81
III.5.2 Geometría del ala. 85
III.5.3 Geometría de los estabilizadores horizontal y vertical. 88
III.5.4 Geometría del fuselaje. 89
III.5.5 Geometría del tren de aterrizaje. 89
III.5.5.1 Ubicación del tren de aterrizaje. 90
III.5.5.2 Tren de aterrizaje fijo. 91
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Índice
4
III.5.6 Sistemas de propulsión. 91
III.5.6.1 Motor. 91
III.5.6.2 Hélice. 94
III.6 Pesos, centro de gravedad y condiciones de carga. 95
III.6.1 Peso del ala. 95
III.6.2 Peso del fuselaje. 95
III.6.3 Peso del estabilizador horizontal. 96
III.6.4 Peso del estabilizador vertical. 97
III.6.5 Peso del tren de aterrizaje. 97
III.6.6 Peso total instalado de la unidad de propulsión menos sistema de
combustible.
97
III.6.7 Peso del sistema de combustible. 98
III.6.8 Peso de los sistemas de las superficies de control. 98
III.6.9 Peso del sistema eléctrico. 99
III.6.10 Peso del equipo electrónico. 99
III.7 Ubicación del centro de gravedad. 100
III.8 Coeficientes aerodinámicos. 102
LEVANTAMIENTO. 102
III.8.1 Cálculo de coeficiente de levantamiento del ala. 102
III.8.2 Cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal. 106
III.8.3 Levantamiento debido al fuselaje. 108
III.8.4 Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje. 111
III.8.5 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje. 115
III.8.6 Levantamiento del avión completo. 119
RESISTENCIA AL AVANCE. 122
III.8.7 Resistencia al avance para cero levantamiento de ala, estabilizador horizontal
y estabilizador vertical.
122
III.8.8 Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento del fuselaje. 124
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Índice
5
III.8.9 Ala-fuselaje. 126
III.8.10 Estabilizador horizontal –estabilizador vertical. 127
III.8.11 Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador horizontal debido
al cambio del ángulo de ataque.
128
III.8.12 Variación del coeficiente de resistencia al avance de fuselaje con el ángulo de
ataque.
132
III.8.13 Coeficiente de resistencia al avance debido a misceláneas. 137
III.8.14 Estimación de la resistencia al avance debido al escape del motor. 138
III.8.15 Resistencia al avance debido a montantes. 139
III.8.16 Resistencia al avance por filtración y protuberancias. 140
III.8.17 Coeficiente de resistencia al avance del avión completo. 140
MOMENTOS DE CABECEO. 142
III.8.18 Coeficiente de momento de cabeceo y centro aerodinámico del ala y
estabilizador horizontal para cero levantamiento.
142
III.8.19 Momento de cabeceo del ala-fuselaje para cero levantamiento. 144
III.8.20 Momento de cabeceo de fuselaje debido al levantamiento. 146
III.8.21 Momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje. 150
III.8.22 Momentos de cabeceo del ala. 151
III.8.23 Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del ala. 152
III.8.24 Momentos libres de fuselaje. 153
III.8.25 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje respecto al
centro de gravedad.
158
III.8.26 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje. 159
III.8.27 Coeficientes de momentos de cabeceo del avión completo. 161
III.8.28 Tres vistas finales del diseño conceptual del UAV. 166
Capítulo IV: Rendimientos y Actuaciones. 168
IV.1 Consideraciones iniciales. 169
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Índice
6
IV.2 Rendimientos. 171
IV.2.1 Potencia requerida. 171
IV.2.2 Potencia disponible. 172
IV.2.2.1 Motor. 172
IV.2.2.2 Hélice. 173
IV.3 Actuaciones. 177
IV.3.1 Ascenso. 177
IV.3.2 Techo. 179
IV.3.3 Descenso. 180
IV.3.4 Alcance y autonomía. 182
Conclusiones y recomendaciones. 184
Referencias. 187
Anexos. 191
Resumen
“Si bien la rosa pierde al mediodía la
hermosura que tenía en el alba, la belleza que
irradiaba entonces era algo real. Nada en el
mundo es permanente, y somos necios cuando
pedimos que algo perdure. Y somos más
necios si no lo disfrutamos mientras lo
tenemos.”
-Somerset Maugham
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Resumen
8
A lo largo del presente trabajo se desarrollarán las bases para el diseño aerodinámico de un vehículo
aéreo no tripulado, presentando un desarrollo metodológico del cálculo de la aerodinámica básica de un
UAV cuya misión será de vigilancia aérea. Además de esto, se muestra un recopilado de información
acerca de éste tipo de aeronaves que permita conocer más sobre su historia, evolución, aplicaciones,
mercado, clasificación y normas.
Primero se presenta toda la información que se obtuvo acerca de los UAV´s y el impacto que están
teniendo a nivel nacional e internacional. Como punto siguiente, se obtiene el perfil de misión a partir de
las especificaciones requeridas por el usuario y posteriormente se sigue con un estudio comparativo de
varios UAV´s de características y dimensiones similares para obtener así las características cuantitativas
del UAV que se pretende diseñar.
A continuación se realiza la selección de los perfiles aerodinámicos del ala y estabilizadores. Se decide
después la geometría del ala, de los estabilizadores, del fuselaje, del tren de aterrizaje y la ubicación de
cada uno de los componentes. Se elige el sistema de propulsión y el tipo de hélice que ocupará.
Después se realiza paso a paso el cálculo para la obtención de cada uno de los coeficientes
aerodinámicos y finalmente el cálculo de los rendimientos y actuaciones del UAV.
Glosario
“El hombre libre es el que no teme ir hasta el
final de su pensamiento.”
-León Blum
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Glosario
10
Acrónimos capítulo I
C.G. Centro de gravedad
CONOPS Concept Operations (Conceptos de operación)
D.G.A.C. Dirección General de Aeronáutica Civil
EUA Estados Unidos de América
FPASS Force Protection Aerial Surveillance System (Fuerza de protección del sistema de
vigilancia aérea de EUA)
IPN Instituto Politécnico Nacional
ISR Intelligence, Surveillance and Reconnaissance (Inteligencia, vigilancia y
reconocimiento)
RPA Remotely Piloted Aircraft (Aeronaves pilotadas remotamente)
UAV Unmanned Aerial Vehicle (Vehículo aéreo no tripulado)
UCAV Unmanned Combat Aerial Vehicle (Vehículo aéreo de combate no tripulado)
USSOCOM United States Special Operations Command (Comando de operaciones
especiales de EUA)
Glosario capítulo I
Aeronave
Furtiva
Son aeronaves que han sido diseñadas para absorber y desviar las radiaciones de los
radares, lo que les ayuda a realizar su misión sin ser detectadas por los sistemas del
enemigo.
Alance Distancia máxima que puede recorrer una aeronave, desde el despegue hasta el
aterrizaje.
Autonomía Tiempo máximo que puede permanecer en vuelo una aeronave.
Carreteo Distancia que recorre una aeronave desde el hangar donde se encuentra hasta la pista
de aterrizaje-despegue.
Drone Vehículo aéreo pilotado remotamente, antecesor del UAV.
Navegación
Inercial
Sistema de ayuda a la navegación que usa un computador, sensores de movimiento
(acelerómetros) y sensores de rotación (giróscopos) para calcular continuamente la
posición, orientación y velocidad de un objeto en movimiento sin necesidad de
referencias externas.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Glosario
11
Acrónimos capítulo II
AFS-400 Política actual de UAV´s en EUA emitida por la FAA
A-NPA Interim Advanced Notice of Proposed Amendment (Aviso provisional de revisión de
enmienda)
AOPA Aircraft Owners and Pilots Association (Asociación de pilotos y propietarios de
aeronaves)
ASTM American Society for Testing and Materials (Asociación Americana de pruebas y
materiales)
CAA Civil Aviation Authority (Autoridad de aviación civil del Reino Unido)
COA Certificate of Authorization (Certificado de Autorización)
COE Center of Excellence (Centro de excelencia)
Cross Atlantic Cruz Atlántica
DoD United States Departement of Defense (Departamento de defensa de EUA)
DSA Detect, See and Avoid (Detectar, ver y evitar)
EASA European Aviation Safety Agency (Agencia Europea de Seguridad Aérea)
EU European Union (Unión europea)
FAA Federal Aviation Administration (Administración Federal de Aviación de EUA)
HALE High Altitude Long Endurance (Gran Altitud-Largo Alcance)
IFR Instrumental Flight Rules (Reglas de vuelo por instrumentos)
MALE Medium Altitude, Long Endurance (Altitud Media-Largo Alcance)
MASPS Minimum Aviation System Performance Standards (Sistema de desempeño estándar
mínimo para la aviación)
MOSPS Minimum Operation System Performance Standards (Sistema de desempeño estándar
mínimo para operaciones)
MTCR Missile Technology Control Regime (Régimen de control de tecnología de misiles)
NASA National Aeronautics and Space Administration (Administración nacional de
aeronáutica y del espacio)
RPA Remotely Piloted Aircraft (Aeronaves pilotadas remotamente)
RTCA Radio Technical Commission for Aeronautics (Comisión técnica de radio para la
aeronáutica)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Glosario
12
SFAR Special Federal Aviation Regulation (Regulaciones federales especiales de aviación)
US United States (Estados Unidos de América)
US NAS United States National Aerospace System (Sistema aeroespacial nacional de EUA)
UAS Unmanned Aereal Systems (Sistemas aéreos no tripulados)
VFR Visual Flight Rules (Reglas de vuelo visual)
Glosario capítulo II
Aeronavegabilidad Capacidad de un avión para estar listo para volar con seguridad en cualquier
ambiente y circunstancias para las que ha sido diseñado y certificado por el
fabricante.
Certificación Procedimiento mandante el cual una tercera parte diferente e independiente del
fabricante y comprador, asegura por escrito que un producto, un proceso o un
servicio cumple los requisitos especificados nacionales o internacionales.
Enmienda Propuesta de variante, adición o reemplazo de un proyecto, dictamen, informe o
documento análogo.
Escalabilidad Capacidad de mejorar recursos para ofrecer una mejora (idealmente) lineal en la
capacidad de servicio.
Espacio aéreo
controlado
Es una porción de la atmósfera terrestre con dimensiones definidas en el cual
hay un servicio de control de tráfico aéreo para vuelos IFR y para vuelos VFR
según la clasificación de éste. Es un espacio aéreo donde todos los pilotos están
sujetos a ciertos requisitos, reglas de operación y requerimientos para sus
aeronaves.
Flota Conjunto de vehículos que realizan la misma actividad y normalmente son
propiedad de una compañía.
Nicho de mercado Término de mercadotecnia utilizado para referirse a una porción de segmento de
mercado en la que los individuos poseen características y necesidades
homogéneas y estas últimas no están del todo cubiertas por la oferta general del
mercado.
Plataformas Sistema que sirve como base para hacer funcionar determinados módulos de
hardware o de software con los que es compatible.
Programática Desarrollo de softwares necesarios para que el UAV pueda realizar su misión de
forma adecuada.
Tier Nivel
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Glosario
13
Acrónimos capítulo III
CMA Cuerda media aerodinámica
NACA National Advisory Committee for Aeronautics (Comité consejero nacional para
la aeronáutica)
PFP Policía Federal Preventiva
SEDENA Secretaría de la Defensa Nacional
Glosario capítulo III
Ahusado Que gradualmente disminuye su tamaño de una punta del objeto a la otra.
Ala arriostrada Tipo de ala que se ayuda de montantes y tirantes para sostenerse.
Área húmeda Superficie que se encuentra en contacto directo con el flujo de aire.
Biunívoco Matemática que asocia cada uno de los elementos de un conjunto con uno, y
sólo uno de los elementos de otro conjunto, y cada elemento de este último
con uno y solo uno de los elementos de aquel.
Cuantitativo Que se puede contar. Cantidad.
Cuerda Segmento imaginario que une el borde de ataque con el borde de salida. El
ángulo que formará la recta que contiene a la cuerda con la dirección del flujo
de aire define convencionalmente el ángulo de ataque.
Deflexión Desviación de la dirección de una corriente.
Desplome Pérdida de sustentación de una aeronave.
Espesor relativo Relación entre el espesor y la cuerda del perfil.
Factibilidad Disponibilidad de los recursos necesarios para llevar a cabo los objetivos o
metas señalados sobre un proyecto.
Iteración Repetición.
Proa Parte frontal del fuselaje de la aeronave.
Simbología capítulo III
Δ1/4 Flechado en la línea de un cuarto de la cuerda
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Glosario
14
Conicidad
AR Alargamiento
ba Envergadura del ala
bH Envergadura del empenaje horizontal
bV Envergadura del empenaje vertical
CD Coeficiente de resistencia al avance
C.G. Centro de gravedad
CL Coeficiente de levantamiento
CM Coeficiente de momento de cabeceo
Cma Cuerda media aerodinámica
Cp Cuerda de punta (ala o estabilizadores)
Cr Cuerda de raíz (ala o estabilizadores)
FG Combustible total (galones)
H Altura máxima del fuselaje
Int % de tanques de combustible que son integrados
J Factor de avance de la hélice
LF Largo del fuselaje
LLG Largo de estructura del tren principal (in)
LH Brazo de momento del empenaje horizontal (ft)
ME Número de Mach máximo equivalente al nivel del mar.
N ó n Factor último de carga
NCR Número de tripulantes
NE Número de motores
NLand Factor último de carga a peso de aterrizaje
NPAX Número de pasajeros
Nt Número de tanques de combustible separado
SH Superficie del empenaje horizontal
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Glosario
15
SV Área del empenaje vertical (ft2)
Sw Superficie alar
tH Espesor máximo del empenaje horizontal (in)
t/c Espesor relativo máximo
tV Espesor máximo del empenaje vertical (in)
Ve Velocidad máxima equivalente al nivel del mar (kts)
W Ancho del fuselaje
WAV Peso de equipo electrónico antes de instalar
WENG Peso del motor
WFS Peso del sistema de combustible (lbs)
WLand Peso de aterrizaje (en caso de no conocerse, use WTO -60% combustible)
WTRON Peso del equipo electrónico (lbs)
WTO Peso de despegue (lbs)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Glosario
16
Glosario capítulo IV
Alargamiento Proporción entre la longitud y la anchura media del ala.
Ángulo de paso de
la hélice
Ángulo entre la cuerda de cada perfil y el plano de rotación de la hélice.
Potencia nominal Potencia máxima que demanda una máquina o aparato en condiciones de uso
normales
Eficiencia del
motor
Fracción de la energía disponible que es aprovechada para impulsar al aeroplano,
comparada con la energía total de la combustión.
Techo Máxima altitud que podrá alcanzar el avión al agotar su excedente de potencia y
donde la velocidad vertical es igual a cero.
Regresión lineal También llamado ajuste lineal, es un método matemático que modeliza la relación
entre una variable dependiente “Y”, las variables independientes “Xi” y un término
aleatorio “ԑ”.
Densidad relativa Es una comparación de la densidad de una sustancia con la densidad de otra que
se toma como referencia. La densidad relativa es adimensional, ya que queda
definida como el cociente de dos densidades.
Capítulo
Introducción
“Lo que conduce y arrastra al mundo no son las
máquinas sino las ideas.”
-Víctor Hugo
I
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
18
I.1 ANTECEDENTES
Existe alrededor del mundo una serie de investigaciones relacionadas con el desarrollo de Vehículos Aéreos
no Tripulados, UAV (Unmanned Aerial Vehicles) sin embargo de donde se obtuvo mayor información fue de
publicaciones de Estados Unidos de América, EUA, al ser el país que encabeza la lista de mayores productores
de UAV´s en las últimas décadas alrededor del mundo, según datos que más adelante se muestran. No
obstante, dicha información no está ordenada ni se encuentra en un misma investigación, lo que ha traído
como resultado no entender en gran medida los alcances, ventajas, desventajas y problemática que existe
en torno a los UAV’s aunado a esto, los datos proporcionados se enfocan en su mayoría al terreno bélico, ya
que de ahí surgió la idea de desarrollar un UAV, restando interés a la información de los UAV’s de aplicación
civil (Figura I.1-1).
Analizando parte de esta información se entiende que para diseñar un UAV no son suficientes solo los
conocimientos que se aplican para la construcción de una aeronave sino que es necesario ampliar una
investigación que reúna diferentes aspectos en los que destaca el contexto histórico.
A continuación se muestra un resumen de los antecedentes de los UAV’s que será de mucha ayuda para
entender más adelante la situación en el ámbito operacional y diseño, entre otras cuestiones.
Durante los últimos 50 años, el ejército de EUA ha probado y empleado numerosos UAV’s y Aeronaves
Remotamente Tripuladas, RPA (Remotely Piloted Aircraft), obteniendo como resultado diferentes grados de
éxito. El primer programa operacionalmente significativo de la Fuerza Aérea de EUA fue The Lightning Bug
(figura I.1-2), el cual se basó en la creación de un tipo de aeronave llamada Drone [I/1], antecesores de los
UAV’s. The Lightning Bug fue usado para el reconocimiento táctico y realizó cerca de 3,500 despegues
durante la Guerra de Vietnam (1958-1975). Entre los años 1960 y 1970, la Fuerza Aérea de EUA intentó
ordenar el uso apropiado de los UAV’s y los RPA’s sin tener mucho éxito ya que hasta la fecha esta falta de
asignación de tareas se ve reflejado en la escasa normatividad de operación y diseño de los UAV’s.
Figura I.1-1 Primer aeronave hecha a escala para el Ejército y la Marina de EUA utilizada como objetivo para
prácticas de tiro llamada OQ-2 o TDD (Target Drone Deny). Éste es uno de los primeros UAV´s en la historia
de la aviación.
http://blogs.20minutos.es/enguerra/tag/aviones-no-tripulados/
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
19
En el terreno económico algunos programas, tal como el D-12 Tagboard/Senior Bowl, se enfrentaron a
diferentes problemas como el de sobrepasar costos, fallas en diferentes pruebas y el crecimiento
descontrolado de exigencias. Otro programa fue el Compass Arrow (figura I.1-3), cuyo fracaso fue debido a
que no se pudo encontrar una misión adecuada ante el cambio de situación política.
Por otro lado, el surgimiento de satélites de vigilancia con la capacidad de transmitir datos en tiempo real,
restaron importancia a las funciones realizadas por aeronaves tripuladas y no tripuladas, cuando la
permanencia en un lugar no era un factor principal en operaciones de reconocimiento.
Después de La Guerra de Vietnam, EUA redujo el gasto en la investigación y desarrollo de RPA’s y UAV’s. A
finales de los 70’s y principios de los 80’s, no hubo prácticamente ninguna mejora en los programas para el
desarrollo de RPA’s y UAV’s de la Fuerza Aérea de EUA. Un punto decisivo vino a principios de los años 80’s
debido a que Israel desarrolló satisfactoriamente cierto número de sistemas no tripulados que habían sido
realizados en los años 70’s.
Otro momento que cambió el rumbo de la historia de los UAV’s se dio en Valle Bekaa, Líbano en 1982. En una
operación militar cuidadosamente planeada y coordinada, las fuerzas de Israel usaron sistemas no tripulados
provistos de tecnología que les permitía reconocer el terreno y vigilar, además contaban con inteligencia
artificial que activaban sistemas de defensa aérea permitiendo a aviones tripulados y a misiles tierra a tierra
Figura I.1-3 UAV AQM-91A “Compass Arrow”
http://www.gizmowatch.com/entry/defense-tech-exposes-air-forces-secret-drone-program-phae/
Figura I.1-2 Recuperación en vuelo del Drone AQM-34 “Lightning Bug” por un
helicóptero HH-3E Jolly Green Giant durante la guerra de Vietnam.
http://medlibrary.org/medwiki/15th_Photographic_Reconnaissance_Squadron
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
20
destruir las defensas aéreas enemigas. Al conjunto de estas ciencias aplicadas se le conoce como inteligencia,
vigilancia y reconocimiento, ISR (Intelligence, Surveillance and Reconnaissance).
Después de la utilización de UAV’s en Valle Bekaa, EUA comenzó a comprar sistemas Israelíes no tripulados,
como el Pioneer, y desarrolló nuevos sistemas. El RQ-1 Predator (“Predator A”) el cual fue desarrollado por la
Marina y el Ejercito, una a nivel de programación y la otra operacionalmente, respectivamente. Tiempo
después las Fuerzas Aéreas de EUA tomaron el control operacional del programa en 1996.
Entre 1996 y 2004, el sistema de RQ-1 Predator (figura I.1-4) resultó ser un exitoso apoyo en misiones de
combate y estuvo implicado en cada operación militar principal. La aeronave registró casi 100,000 horas de
vuelo, con el 68 % de aquellas horas sobrevoladas en ambientes operacionales. El MQ-1 Predator, armado
con el proyectil Hellfire AGM-114 sigue siendo uno de los sistemas más solicitados por los militares.
Los UAV’s de pequeñas dimensiones, incluidos los Raven y Pointer, al igual que los UAV’s de la Fuerza de
Protección del Sistema de Vigilancia Aérea de EUA, FPASS (Force Protection Aerial Surveillance System)
jugaron un papel importante en Afganistán e Irak. Estos UAV´s de baja altitud y corto alcance, son asistidos
por seguridad de base, protección, reconocimiento y orientación. Los UAV’s de pequeñas dimensiones están
creciendo rápidamente en distintos tipos y ofrecen un versátil grupo de capacidades.
Actualmente, el MQ-1 Predator, el RQ-4 Global Hawk, y pequeños UAV’s están recibiendo apoyo de la Fuerza
Aérea de EUA, por medio de inversiones en nuevos UAV’s como el MQ-9 y UAV’s de baja altitud, y continúan
desarrollando una serie de pequeños vehículos no tripulados. El 5 de julio de 2005, el Consejo de Supervisión
de Requerimientos, JROC, de EUA estableció una organización llamada el Centro Común de UAV de
Excelencia, JCOE, (Joint UAV Center of Excellence), en la base de la Fuerza Aérea, en Nevada EUA. Además, la
Fuerza Aérea de EUA planea un campo de vehículos aéreos de combate no tripulados, UCAV (Unmanned
Combat Aerial Vehicle), para la próxima década.
Del mismo modo, otros servicios de EUA y el Comando de Operaciones Especiales, USSOCOM (United States
Special Operations Command), están aumentando el financiamiento para sistemas no tripulados.
La Marina de EUA está evaluando algunas aeronaves, de ala fija y ala rotativa, no tripulados para
reconocimiento, defensa de la flota, y para vigilancia marítima. En un futuro no muy lejano los UAV’s y RPA’s
Figura I.1-4 “Tripulación” del UAV RQ-1 “Predator”. La persona sentada a la izquierda vuela el UAV,
mientras que la persona sentada a la derecha se encarga de los sensores y el armamento.
http://taymoss.blogspot.com/2009/12/us-air-force-acknowledges-new-aircraft.html
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
21
serán un componente importante del Ejército y del USSOCOM. Como otro dato importante la Infantería de la
Marina de EUA está aumentando su desarrollo, adquisición y empleo de diversos UAV’s pequeños.
Finalmente, la Fuerza Aérea de EUA exportó vehículos no tripulados, entre los que se incluyen el modelo MQ-
1 a Italia. A Inglaterra envió personal de apoyo para el MQ-1, e incluso la Fuerza Aérea de EUA se ha
asociado con la Fuerza Aérea Alemana para el seguimiento del desarrollo del RQ-4 "Euro Hawk" [I/2] [I/3].
UAV’s en la actualidad
Existen tres factores importantes que hacen que los UAV’s sean más atractivos y factibles.
Primero, los avances tecnológicos han impulsado estos sistemas de forma significativa. Los nuevos sensores y
las armas que cargan son más pequeños, ligeros y más capaces, generando una relación eficiente entre las
tareas que llevan a cabo y el peso propio del UAV. Los nuevos enlaces pueden proveer conexiones de ancho
de banda mayor para el control, comando de vehículos y transferencia de información.
La tecnología de microprocesadores, desarrollo de software, navegación inercial, y Sistemas de
Posicionamiento Global, GPS, permiten la independencia de los sistemas de control de vuelo y el
procesamiento de información provista por los sensores además con el desarrollo de nuevos materiales
compuestos y las mejoras en los sistemas de propulsión, ahora los UAV’s resultan más ligeros, pequeños y
cuando se requiere, furtivos, con una mayor eficiencia de combustible, llevando estas aeronaves a niveles de
autonomía que superan la resistencia humana.
Segundo, la situación global, siempre cambiante, presenta oportunidades únicas para UAV’s, como lo
mencionó la Junta de Defensa Científica de EUA, los sistemas no tripulados pueden operar en ambientes
contaminados por agentes químicos, biológicos o radiactivos, también pueden operar en otro tipo de
ambientes donde es complicado que vuelen las aeronaves tripuladas, como a grandes altitudes o a altitudes
demasiado bajas (figura I.1-5). La autonomía presentada por estos UAV’s y RPA’s son de gran ayuda para
objetivos difíciles y para misiones que requieran de más resistencia de la que pueden ofrecer las aeronaves
tripuladas. Los UAV’s pequeños poseen la capacidad de acercarse a los objetivos para obtener mejores
imágenes de éstos. Su tamaño pequeño, sistemas de propulsión silenciosos y la habilidad de llevar
información directamente al campo de batalla aérea, generan una mayor efectividad para las fuerzas
armadas.
Figura I.1-5 Vigilancia y estudio del volcán Etna utilizando un UAV.
http://www.robotic.diees.unict.it/robots/uav/uav.htm
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
22
Tercero, los atributos de los UAV’s y los RPA’s permiten nuevos Conceptos de Operación, CONOPS (Concept
of Operations) y ventajas. Las aeronaves con una autonomía que supera los límites humanos tienen mayor
resistencia y reduce el número de bajas en combate. Esto hace que los tiempos de entrenamiento se
reduzcan debido a que sólo se entrenan pocos equipos al disminuir el número de decesos.
Las ventajas suministradas por la gran resistencia de los UAV’s aún no pueden ser reflejadas en los costos de
cada unidad de este tipo. De cualquier manera, estas ventajas permiten que las aeronaves puedan viajar
grandes distancias, lejos de donde son controladas, siendo así aeronaves “seguras”.
Por otra parte, mientras la Fuerza Aérea de EUA siga desarrollando UAV’s más sofisticados, marcará otro
escalón hacia capacidades mayores. Es importante tener en mente que, a pesar de décadas de experiencia
con UAV’s y RPA’s, la Fuerza Aérea de EUA no ha explotado por completo ésta área. El desarrollo de UAV's
para el uso comercial es nuevo en EUA (figura I.1-6). Hubo un número de sistemas de prueba y proyectos
como antes ya se ha mencionado sin embargo, a excepción de unas instituciones de investigación, ha sido
publicada poca información sobre el éxito de estos proyectos en términos de gastos o del éxito técnico
obtenido [I/4] [I/5].
Finalmente para tener una idea de la importancia de los UAV’s dentro de la aviación, ensamblar el RQ-1
Predator con todos los sistemas que lleva puede ser comparado con haber armado los primeros biplanos del
siglo pasado. Los sistemas de aeronaves como el MQ-1 Predator y el RQ-4 Global Hawk que tienen entre 15 y
30 horas de autonomía, son considerados eficientes y eficaces hoy en día, pero son sólo el primer escalón
para aumentar la autonomía de las aeronaves no tripuladas [I/6].
Figura I.1-6 Vigilancia del tránsito mediante un UAV.
http://www.comets-uavs.org/applications/traffic.shtml
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
23
I.2 JUSTIFICACIÓN
En países más desarrollados muchas de las actividades que se realizaban con aviones tripulados se están
resolviendo ahora con UAV´s, con las ventajas de no requerir ni arriesgar a un piloto, son aviones más
versátiles y como ocurre con el avance de la tecnología, tienden a ser cada vez más baratos.
En México existe la necesidad de éste tipo de aeronaves y representa un mercado potencial de importantes
dimensiones, por lo tanto, se presentan como una oportunidad para contribuir en un campo prácticamente
virgen, el cual requiere de una base competitiva de desarrollo tecnológico, siendo las instituciones de
estudios superiores y generadoras de proyectos de investigación las llamadas a iniciar y promover las bases
que permitirán a los tecnólogos e industriales de éste país continuar hasta lograr productos, es decir, UAV´s,
aptos para solventar dichas carencias.
Aquí se plantea la posibilidad de iniciar un desarrollo tecnológico propio, aprovechando el recurso humano,
infraestructura y los conocimientos del Instituto Politécnico Nacional, que a través de la vinculación
tecnológica, se finquen las bases para una industria de construcción, operación y mantenimiento de éste tipo
de aeronaves, reduciendo así la dependencia con otros países más desarrollados.
También se considera la incursión en el análisis y generación de reglamentos para UAV´s, considerando la
poca información que existe en éste sentido. Es una oportunidad de implantar de manera integral el
nacimiento de una industria aérea especializada en UAV´s, que garantice desde un principio la seguridad, el
control y el orden desde el diseño, la fabricación, la operación, el mantenimiento y el reciclaje de este tipo de
aeronaves, con la eficiencia y eficacia que exigen los tiempos modernos y la calidad vanguardista de la
industria aeronáutica.
Por último, éste trabajo desarrollado con una filosofía didáctica, pretende iniciar un compendio especializado
acerca de los UAV´s, como una aportación del acervo disponible en cuanto su metodología de diseño y
cálculo, dirigido a los estudiantes de la carrera de Ingeniería en Aeronáutica y de otras afines, en congruencia
con la misión del Instituto Politécnico Nacional.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
24
I.3 OBJETIVO GENERAL
El siguiente estudio se realiza con el propósito de diseñar conceptualmente la aerodinámica básica de un
vehículo aéreo no tripulado (UAV) de ala fija, a partir de sus requerimientos de misión.
I.3.1 Objetivo específico
Estructurar un compendio documental del concepto UAV, que integre información desde su origen,
evolución, variedad de formas y aplicaciones al servicio de la sociedad y que enriquezca el acervo
bibliográfico para los alumnos e interesados en este tipo de aeronaves.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
25
I.4 ALCANCE
Este trabajo se encuadra en el campo de la Aerodinámica e integra conceptos y metodologías de diseño
adaptados al desarrollo de un avión tipo UAV.
Presenta el desarrollo metodológico del diseño conceptual, el cálculo de la aerodinámica básica para un avión
cuya misión se ha decidido sea la vigilancia aérea. Es un avión no tripulado, de dimensiones relativamente
pequeñas, apto para la mayoría de misiones de reconocimiento aéreo.
Se da especial importancia a la concentración de información que permita saber más sobre este tipo de
aeronaves, desde su historia y evolución, tocando sus aplicaciones, clasificación y normas en su contexto
global y nacional.
Guarda una filosofía de corte didáctico, pensado en el interés y utilidad para estudiantes de ingeniería
aeronáutica interesados por el diseño y la aerodinámica de aeronaves subsónicas y de ala fija, aunque se basa
en una configuración típica de UAV´s, de hélice impulsora, ala alta y doble deriva por medio de botalones que
protegen a la hélice.
No se consideran análisis estructurales ni de materiales, argumentando su factibilidad dada la disponibilidad
de los mismos y la consideración de que pueden ser resueltos en trabajos paralelos o subsecuentes a la
presente tesis. Sin embargo, el peso máximo de diseño de despegue se sobreestima en primera instancia y
considerando la eventualidad del uso de materiales y métodos de construcción no de vanguardia para
favorecer su factibilidad económica sobre su optimización operacional.
La aerodinámica básica asegura la capacidad de vuelo de esta aeronave, pudiendo ser adaptada para ser
piloteada desde tierra y en vuelo visual como un avión de radiocontrol convencional. Se revisan sus
capacidades de ascenso, vuelo estacionario, descenso, alcance y autonomía, así como un análisis de su
estabilidad estática longitudinal. Con respecto al despegue y aterrizaje, se propone que sean por medio de
una catapulta y recuperación con paracaídas respectivamente, para su solución en un análisis posterior.
Quedan pendientes el análisis, desarrollo e integración de sistemas más avanzados de estabilidad y control
para vuelo no visual, por instrumentos y automático.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
26
I.5 DESCRIPCIÓN Y METODOLOGIA
Es un proceso que va de lo general a lo particular, iniciando con una primera fase de acopio de información
para conocer la historia, el concepto y situación actual de los aviones UAV, tanto en el entorno mundial como
en el nacional. A esta fase se le da un formato tipo compendio, rico en datos, imágenes e información para
presentar un panorama de la gran variedad, formas, aplicaciones y potencial de utilidad en un sinnúmero de
tareas, de las cuales muchas solamente se pueden realizar con aviones no tripulados y otras más que aún se
realizan con aviones convencionales, tripulados y acondicionados para esos fines.
Luego se procede con una metodología de diseño conceptual, adaptada para un avión pequeño y subsónico.
Es un proceso organizado y lógico que utiliza como dato de inicio para el diseño, la propuesta de un peso
máximo de despegue, en el cual se consideran los requerimientos básicos de la misión que realizará este
avión: capacidad de carga útil y combustible previsto para completar la misión aludida.
El análisis es iterativo, basado en comportamientos estadísticos de aviones similares, asumiendo la hipótesis
de que en cada iteración, se logrará establecer un peso máximo de despegue más cercano a la realidad del
avión que se pretende diseñar. Este es el punto de partida para proponer y definir su geometría y
dimensiones generales, su configuración aerodinámica, que implica desde la selección del perfil del ala, su
forma y disposición así como el tipo de empenaje, forma del fuselaje y sistema de despegue y aterrizaje.
Congelada la geometría del avión, permite proseguir con el análisis y cálculo de la aerodinámica básica del
avión completo. Se resuelve la polar de sustentación vs resistencia al avance, se calculan los rendimientos
para verificar sus capacidades de vuelo para concluir con las actuaciones principales y definidas para este
avión como lo son su despegue, ascenso, crucero, descenso, alcance y autonomía.
Por último, se presentan los resultados, conclusiones y recomendaciones para cumplir con la idea de ser una
pieza de un gran rompecabezas que articule otras disciplinas y trabajos requeridos en el ambicioso propósito
de diseñar, construir y poner en operación un avión útil para la sociedad.
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27
1.6 MARCO TEÓRICO
I.6.1 Perfil de misión. [I/7]
El perfil de misión es el recorrido que realiza el avión de acuerdo a las especificaciones de diseño, por lo cual
un perfil de misión de un avión comercial será diferente a un perfil de misión de un avión militar. La figura I.6-
1 explica de manera más detallada las etapas del perfil de misión más sencillo:
1. Encendido y calentamiento de motores. 2. Carreteo 3. Carrera de despegue 4. Ascenso y aceleración 5. Crucero 6. Patrón de espera 7. Descenso
8. Aterrizaje, carreteo y apagado
Figura I.6-1 Perfil de Misión Simple.
En la figura I.6-2 se muestran varios tipos de perfil de misión para diferentes tipos de aeronaves. La misión de
crucero simple es utilizada por muchas aeronaves de transporte y de aviación general, incluyendo aeronaves
caseras. La aeronave se encuentra dimensionada para lograr el alcance requerido en crucero.
Figura I.6-2 Perfiles Típicos de Misión de acuerdo al tamaño. [Raymer]
300 NM Patrón de espera
Despegue Despegue
Despegue Despegue
Crucero simple
250 250
Combate
Vuelos a grandes
altitudes
Patrón de espera
500 500
Patrón de espera Patrón de espera
Descarga de armas
Aeronaves de ataque de
baja altitud
2000
1000
2000 1000 Patrón de espera
Descarga de armas
Bombarderos
Aterrizaje Aterrizaje
Aterrizaje Aterrizaje
1 2 3
4
5 6
7 8
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CAPÍTULO I Introducción
28
I.6.2 Estudio estadístico.
La fase de acopio de información puso las bases para reunir experiencias y conocimientos generales que
ayudaron en la construcción de un criterio como base en la toma de decisiones de diseño y cálculo.
Se incursionó con un análisis estadístico, implicando un estudio paramétrico basado en aspectos como la
masa, la geometría y el perfil de misión del avión.
Para el análisis estadístico sirvieron de referencia los estudios presentados en los libros de Jan Roskam y
Daniel P. Raymer, ya que estos dos presentan tablas con el resumen de las características de diferentes tipos
de aviones, las cuales se complementaron con información de los UAV’s.
Un estudio estadístico debe de tener la siguiente información:
Tablas comparativas El estudio comparativo consiste en un análisis estadístico de un grupo de aeronaves similares a la
que es materia de estudio.
Gráficas y Curvas Características Con los valores presentados en la tabla comparativa se realizan las gráficas en función del peso
máximo de las siguientes variables:
Carga útil (Wu), Peso del combustible (Wc), Peso vacío (Wv), Velocidad máxima (Vm),
Envergadura (bw), Superficie alar (Sw), Longitud de la aeronave (L), Altura de la aeronave (h),
Carga útil (Wu), Peso del combustible (Wc), Velocidad de crucero (Vc), Techo de servicio (H),
Máxima relación de ascenso, Alcance ( R ), Autonomía ( E ) y Potencia (P) vs. Peso máximo
(Wmax)
Y
Alcance (R), Autonomía (E) vs. Peso del combustible (Wc)
Adicionalmente se consideran gráficas de tipo barra o sectores circulares para comparar y/o ver tendencias
en cuanto a tipo de despegue, de aterrizaje, de motor utilizado, de formas de alas y empenajes.
I.6.3 Estimación del peso. [I/8]
El método que se ocupó para la estimación de los pesos es el método que utiliza el autor Daniel P. Raymer en
su libro de diseño aerodinámico, (Aircraft Design: A Conceptual Approach) el cual consiste en realizar un
estudio estadístico de las aeronaves existentes en el mercado que cuentan con características similares a las
que tendrá la aeronave a diseñar. Una vez obtenidas al menos veinte aeronaves, se realizaron una serie de
gráficas comparativas mediante las cuales se obtuvieron de forma iterativa las características cuantitativas de
la aeronave (ver punto I.6.2 Estudio estadístico).
Primera Estimación de Peso
La primera estimación del peso está basada en las siguientes fórmulas y cuyos valores recomendables de estos pesos son los especificados en la tabla I.6-1:
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29
(I.6.3-1)
(I.6.3-2)
Como primer paso se debe determinar el valor del peso de combustible, el cual, está en función de la distancia o del tiempo que operará la aeronave, es por eso que a partir del estudio estadístico realizado (Ver Anexo B) se elige un valor de alcance o autonomía, dentro del rango de aviones similares al que se está diseñando y se entra a la gráfica de la figura I.6-3 con el peso de combustible, como se muestra en el siguiente ejemplo:
Figura I.6-3 Ejemplo estimación del peso del combustible.
Una vez determinado el peso del combustible, se realiza el cálculo de la carga útil por medio de la ecuación I.6.3-3 y de acuerdo a las consideraciones mostradas en la tabla I.6-1.
(I.6.3-3)
Tabla I.6-1 Peso Normalizado por la Dirección General de Aeronáutica Civil de México (D.G.A.C.)
Con la carga útil se determina el peso máximo utilizado la gráfica de carga útil contra peso máximo (ver Figura I.6-4).
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
30
Figura I.6-4 Ejemplo estimación del peso del máximo.
Siguiendo el mismo procedimiento mediante gráficas, una vez obtenido el valor de peso máximo se entra a la
gráfica de peso vacío contra peso máximo y con esto se obtiene el valor que corresponde al peso vacío.
Asimismo con el peso máximo ya determinado, se obtienen de las demás gráficas los valores preliminares de
las características.
Segunda Estimación de Peso
Para esta estimación se utilizaron las siguientes ecuaciones y el perfil de misión que antes ya se había
propuesto (Figura I.6-1) del cual se obtiene el peso de cada una de las etapas de la misión de la aeronave.
(I.6.3-4)
Con la ayuda de la Figura I.6-1 Perfil de Misión Simple, de las tablas I.6-2 y I.6-3 mostradas más adelante se
calcula el peso del combustible requerido para que la aeronave se mantenga en el aire el tiempo que se ha
planteado en el perfil de misión. Dicho tiempo se obtuvo de acuerdo a la tabla y gráfica de Autonomía vs
Wmax desarrollada previamente en el estudio estadístico y que se puede consultar en el anexo B.
En la figura I.6-1 donde está representado el perfil de misión del UAV se puede observar que la misión se
divide en diferentes etapas a las cuales se les asigna un peso (W) para calcular la cantidad de combustible
ocupada en dicha etapa:
W1: Encendido y calentamiento de motores.
W2: Carreteo.
W3: Carrera de despegue.
W4: Ascenso y aceleración.
W5: Crucero.
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CAPÍTULO I Introducción
31
W6: Patrón de espera.
W7: Descenso.
W8: Aterrizaje, carreteo y apagado.
Las siguientes tablas fueron ocupadas para el cálculo de combustible en sus diferentes etapas:
Tabla I.6-2 Fracciones de combustible supuestos para varias etapas de cada misión. [Roskam]
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32
Tabla I.6-3 Valores sugeridos para L/D, Cj, p y para Cp para diferentes etapas de la misión. [Roskam]
Como se mencionó antes, se calcularon los diferentes pesos en cada etapa de la misión, ya que debido al
consumo de combustible durante cada una de ellas el peso va variando. Al final, se obtuvo el peso máximo
(Wmax) al cual se le resta W8, que se supone es el peso restante al final de la misión).
Aquí se muestran los pasos de las operaciones que se deben realizar, cabe mencionar que este proceso es
iterativo.
PASO 1
Del peso ya conocido como máximo se obtiene el peso W1, de la relación que se muestra a continuación y se
despeja el W1
PASO 2
De la misma manera se obtiene el peso 2.
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33
PASO 3
Se procede de la misma forma, del peso W2 se obtiene el peso W3 por medio de la relación.
PASO 4
PASO 5
Ver Tabla I.6-3
(I.6.3-4) (I.6.3-5)
PASO 6
(I.6.3-6) (I.6.3-7)
PASO 7
PASO 8
Peso de combustible empleado en la misión
(I.6.3-8)
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34
Para combustible de reserva considerar:
Al no haber una reglamentación para UAV´s que regule su combustible de reserva, se propone un criterio
abierto para considerar la necesidad y cantidad de combustible excedente en función de cada misión. En
primera instancia y como dato conservador, se considera reservar el combustible para un 25% más de vuelo
en condición de crucero.
Con el valor del peso máximo encontrado con la segunda estimación del peso se consultan nuevamente las
gráficas de características de aviones similares, encontrando los valores preliminares, con los cuales se vuelve
a realizar el proceso hasta que el rango de diferencia entre las estimaciones sea el mínimo.
I.6.4 Centro de gravedad y condiciones de carga [I/9].
a) Estimación de pesos.
La sustentación producida por un aeroplano está limitada por el diseño del ala, el ángulo de ataque, la velocidad y la densidad del aire. Si la sustentación tiene un límite, es lógico deducir que el peso, fuerza opuesta, también debe tenerlo, pues en caso contrario la sustentación podría ser insuficiente para contrarrestar el peso y mantener a la aeronave en vuelo.
Por otra parte, un avión se diseña en función del uso al cual está destinado: transporte de carga y/o pasajeros, deportivo, fumigación, militar, etc. Cada diseño supone tener en cuenta el mejor compromiso entre sus parámetros, es decir, ser ligero sin sacrificar seguridad ni robustez, por lo que el peso supone una limitación por su influencia sobre:
Los elementos estructurales que deben soportar dicho peso, principalmente las alas.
El rendimiento y capacidad de maniobra del avión, que está en función del peso mismo.
La estabilidad o inestabilidad del aeroplano.
La cantidad de sustentación a generar, que como se sabe es limitada.
Por estas razones, desde su diseño y luego durante su operación, se debe limitar la capacidad de carga y su distribución en el avión conforme las especificaciones conciliadas entre el usuario, el diseñador, el fabricante y la autoridad competente.
b) Centros de gravedad y condiciones de carga.
Una vez calculado el peso del avión, se analiza el efecto de su distribución ya que si es importante observar las limitaciones de peso son aún más importantes las limitaciones en cuanto a su ubicación, ya que para un mismo peso, de acuerdo en donde se coloque, ejercerá mayor o menor efecto de palanca. Aunque un aeroplano mantenga el peso dentro de los límites, una inadecuada distribución del mismo puede acarrear graves consecuencias.
Retomando, el concepto de centro de gravedad (c.g.) es el punto de un cuerpo en el cual se considera ejercida la fuerza de gravedad que afecta a la masa de dicho cuerpo, es decir, donde se considera ejercido el peso.
El c.g. es a su vez el centro de balance o centro de equilibrio. Si se colgara al avión por ese punto, idealmente este quedaría suspendido en perfecto equilibrio. Así mismo, como el avión es libre de moverse en cualquier
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
35
dirección, todos sus movimientos los realiza pivotando sobre el c.g.
Figura I.6.4-1 Centro de gravedad y equilibrio.
[http://www.manualvuelo.com/PRE/PRE43.html]
Como es natural, el c.g. no es necesariamente un punto fijo, sino que su posición, mas hacia un lado o hacia otro o más adelante o hacia atrás, están en función de la distribución del peso en el aeroplano.
A efectos de carga y balance del avión, la localización y desplazamiento de su c.g. tiene mucha más importancia su corrimiento a una posición adelantada o retrasada sobre el eje longitudinal que a su posición desplazada a la izquierda o la derecha sobre el eje transversal.
La estabilidad longitudinal del avión se hace más positiva cuando su c. g. tiende a ubicarse hacia la nariz, lo que implica que su maniobrabilidad será mayor cuando su c.g. se desplaza hacia la cola. En el caso del UAV aquí presentado, no se pretende que tenga cualidades de vuelo acrobático por lo tanto el c.g. debe de estar cargado hacia la nariz.
Figura I.6.4-2 Fuerzas ejercidas en un avión balanceado.
[http://www.manualvuelo.com/PRE/PRE43.html]
I.6.5 Aerodinámica, Rendimientos y Actuaciones.
La Aerodinámica es la rama de la Mecánica de los fluidos que estudia las leyes que regulan el movimiento del
aire y las reacciones que se desarrollan entre el aire y los cuerpos sólidos que se hallan en su interior cuando
existe un movimiento relativo entre dichos cuerpos y el aire.
Estas reacciones dependen de las condiciones propias del aire, de la velocidad relativa de los cuerpos con
respecto a él y de la superficie y forma exterior de dichos cuerpos, siendo independiente del peso de éstos.
Es importante observar que dichas reacciones serían absolutamente iguales si los cuerpos se movieran con
determinada velocidad dentro del aire en calma que si estando los cuerpos en reposo, fuese el aire el que
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
36
estuviera en movimiento, con una velocidad igual y contraria a la desarrollada por los cuerpos en el aire en
calma; o bien, si estando en movimiento tanto el aire como los cuerpos, su velocidad relativa fuera igual a la
correspondiente a los casos anteriores.[I/10]
Las reacciones aerodinámicas son fuerzas y momentos que actúan sobre el avión y para su análisis se recurre
a sus correspondientes coeficientes, los cuales son números adimensionales que se utilizan para el estudio
aerodinámico de dichas fuerzas y momentos. [I/11]
De especial importancia para caracterizar la aerodinámica de un avión son el coeficiente de levantamiento o
sustentación, CL y el coeficiente de resistencia al avance o arrastre, CD. La combinación de estos coeficientes,
CL vs CD o bien L vs D permite elaborar una gráfica polar que es muy importante para estimar correctamente
las actuaciones y comprobar que se cumplen las especificaciones iniciales de diseño del avión. [I/12]
La polar puede ser equilibrada o no equilibrada, el primer caso considera que ambos coeficientes de
levantamiento y arrastre se determinan considerando todos los componentes del avión. El segundo caso,
considera que la sustentación solo se debe al ala, desestimando los valores pequeños y a veces nulos de
sustentación que producen el fuselaje, el tren de aterrizaje, los estabilizadores, etc.
Por lo tanto, el coeficiente de sustentación es:
(I.6.5-1)
Y el resistencia al avance es [I/13]:
(I.6.5-2)
Donde
es la fuerza de sustentación del ala.
D es la fuerza de resistencia al avance del avión.
es la densidad del aire en donde vuela el avión.
es la superficie que proyecta el ala en planta.
es la velocidad relativa entre el aire y el avión.
es la resistencia al avance parásita para cero sustentación.
es el alargamiento del ala.
es el coeficiente de eficiencia de Oswald [I/14].
Ahora bien, el coeficiente de momento de cabeceo del avión se obtiene a partir de las contribuciones de los
distintos elementos, teniendo en cuenta los efectos de interferencia entre los mismos. En primer lugar se
calcula la contribución al coeficiente de momentos, en la condición de cero levantamiento y después se
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
37
calcula el coeficiente que se obtiene a partir del cambio del ángulo de ataque, separando así el cálculo en dos
partes principales como se muestra en la ecuación I.6.5-3.
(I.6.5-3)
Donde
es el coeficiente de momento de cabeceo sin empenaje.
es la contribución del empenaje horizontal al coeficiente de momento de cabeceo del
avión.
Los Rendimientos de un avión son básicamente la comparación entre la potencia que requiere para volar, PR,
y la potencia de que dispone, PD, esta última proviene del sistema de propulsión.
(I.6.5-4)
(I.6.5-5)
Donde:
es el peso del avión.
es la eficiencia de la hélice.
es la potencia del motor.
Figura I.6.5-1 gráficas típicas de las potencias disponible y requerida.
Autonomía, E, y Alcance, R. [I/15].
Tiempo y distancia que un avión puede volar, con una determinada cantidad de combustible.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
38
Su análisis se basa en el dato de consumo específico de combustible, (specific fuel consmption, sfc), denotado
por . Para motores de reacción, ó para motores de combustión interna, c.i., con hélice, .
Para aviones con motor de c.i. y hélice,
(I.6.5-6)
(I.6.5-7)
(I.6.5-8)
Donde es el peso del avión al inicio de su ciclo de vuelo y su peso al final.
Las Actuaciones del avión son las habilidades del avión para despegar, ascender, volar en condiciones de
crucero, efectuar virajes, descender y aterrizar.
Despegue. Es el primer segmento del perfil de misión de un avión, que a su vez se divide en tres fases:
Recorrido en tierra, SH; recorrido de transición, SR y recorrido en su proyección horizontal durante la subida o
inicio del ascenso, SA., figura I.6.5-2. [I/16]
Figura I.6.5.2 cálculo de las fases del despegue [I/17]
(I.6.5-9)
(I.6.5-10)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
39
(I.6.5-11)
Donde:
es la velocidad de despegue.
es la aceleración de la gravedad.
(I.6.5-12)
(I.6.5-13)
(I.6.5-14)
es la fuerza media,
es la fuerza de tracción con velocidad cero.
es la fuerza de fricción de las ruedas del tren de aterrizaje con el suelo de la pista.
es el diámetro de la hélice.
es el coeficiente de tracción de la hélice cuando la velocidad es cero.
es el radio del segmento de arco de la trayectoria circular durante la transición.
es el ángulo de la trayectoria de ascenso.
es la fuerza de tracción en el despegue.
es la resistencia al avance en el despegue.
Figura 1.6.5-3 Transición y ascenso. Diagrama de fuerzas en la transición
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
40
Ascenso. Condición en la que el avión rompe el equilibrio, incrementando su fuerza de sustentación para
adoptar una trayectoria con dos componentes de velocidad, una vertical, VV y otra de translación, VH.
(I.6.5-15)
La velocidad vertical es directamente proporcional con el excedente de potencia,
(I.6.5-16)
E inversamente proporcional con el peso del avión.
Figura I.6.5-4 variación típica de la velocidad de ascenso con
respecto a la velocidad horizontal
Viraje. Capacidad que tiene el avión para modificar la dirección de su trayectoria en el plano horizontal de
vuelo. [I/18]
Figura I.6.5-5 diagrama de fuerzas en el viraje.
Las variables representativas de un viraje son:
Ángulo de banqueo (peralte),
Radio del viraje y
Velocidad tangencial.
Además, de las figuras x y z se tiene que:
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
41
= fuerza centrífuga =
Masa del avión.
, Aceleración normal o radial.
Componente vertical del levantamiento.
Componente horizontal del levantamiento.
Es deseable un viraje coordinado o correcto, el cual se desarrolló sin problemas de derrape o resbalamiento
del avión. En este tipo de viraje se coordinan las variables , y :
(I.6.5-17)
(I.6.5-18)
(I.6.5-19)
Figura I.6.5-6 radio de viraje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO I Introducción
42
Descenso. Un caso especial del descenso es el vuelo en planeo, es decir, sin potencia. Es de suma importancia
conocer la capacidad y cualidades de planeo de un avión, por considerarse como una contingencia en el caso
de fallar el sistema de propulsión. [I/19]
Figura I.6.5-7 descenso.
La velocidad de planeo es:
(I.6.5-20)
Y el ángulo de la trayectoria de planeo:
(I.6.5-21)
Donde:
es la fineza aerodinámica del avión.
Capítulo
Acercamiento a los UAV´s
“Aunque este universo poseo, nada poseo,
pues no puedo conocer lo desconocido si me
aferro a lo conocido”
-Robert Fisher
II
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
44
II.1 CONCEPTO DE UN UAV.
II.1.1 Definición.
Como sus siglas los indican, un UAV es un vehículo aéreo no tripulado, pudiendo ser un avión de ala fija o
rotativa o bien una aeronave más ligera que el aire tal como un dirigible y de manera general, cualquier
máquina capaz de volar sin requerir de un piloto abordo.
Los UAV´s se pilotean remotamente y/o su operación puede ser de manera automática a través de un
programa informático y un software que se encargan de operar a la aeronave durante las fases de su perfil de
su misión.
El UAV implicado en esta tesis, es un avión de ala fija, el cual puede entenderse como un conjunto de
sistemas:
SISTEMAS SUBSISTEMAS
AVIÓN UAV
SUSTENTACIÓN
FUSELAJE
PROPULSIÓN
DESPEGUE Y ATERRIZAJE
ESTABILIZADOR
CONTROL
PILOTAJE
Aviónica
Piloto automático
Navegación
Telemetría
El sistema de pilotaje juega un papel especial en este tipo de aviones, considerando la ausencia de un piloto
abordo, el cual debe ser sustituido por una serie de subsistemas, de entre los cuales se mencionarán algunos.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
45
II.1.2 Subsistemas de los UAV´s [II/1]
Los Vehículos aéreos no tripulados se componen de varios subsistemas. La selección de los sub-sistemas
adecuados tiene un impacto directo en la capacidad y ejecución de la misión.
De manera general se presentan los campos en los que los subsistemas interfieren (figura II.1.2-1):
Aviónica - el desarrollo y uso de equipos eléctricos y electrónicos para aeronaves.
Piloto automático - un control en el sistema de gobierno de una aeronave que se puede configurar para
ubicarlo o mantenerlo en un curso estable.
Navegación - el trazado y la dirección del curso de un barco, avión u otro vehículo.
Telemetría - la ciencia o la actividad de recopilación de datos acerca de los objetos a distancia y transmisión
de los datos por vía electrónica.
Figura II.1.2-1 Subsistemas de un UAV.
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
46
II.1.3 Clasificación de los UAV´s [II/2]
Los UAV´s dependiendo de su misión principal suelen ser clasificados en 6 tipos:
De blanco - simulan aviones o ataques enemigos en los sistemas de defensa de tierra o aire.
Reconocimiento - enviando información militar.
Combate - peleando y llevando a cabo misiones que suelen ser muy peligrosas.
Figura II.1.3-3 UAV de combate
http://www.foro-aeromodelismo.com/viewtopic.php?f=93&t=7263
Figura II.1.3-2 UAV de reconocimiento
http://saorbats.com.ar/foro/viewtopic.php?t=2086&p=220139
Figura II.1.3-1 UAV de blanco
http://www.compositecomponents.com.au/air.shtml
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
47
Logística - diseñados para llevar carga.
Investigación y desarrollo - en ellos se prueban e investigan los sistemas en desarrollo.
Comerciales y civiles - son diseñados para propósitos civiles (Agricultura, vigilancia marítima, monitoreo, búsqueda y rescate, vigilancia fronteriza, etc.).
Figura II.1.3-6 UAV comercial o civil
http://uavlatinos.blogspot.com/2008/04/la-guardia-civil-espaola-prueba-uavs.html
Figura II.1.3-5 UAV de investigación y desarrollo
http://www.ecotesis.com/Boletin/Boletin11.htm
Figura II.1.3-4 UAV de logística
http://uavpilot.org/news/phantom-eye-will-stay-on-station-for-10-days/
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
48
También pueden ser categorizados dependiendo de su techo y alcance máximo:
Despegue manual (Handheld): 2000 ft (600 m) de altitud, 2 km de alcance.
Corto alcance (Close): 5000 ft (1 500 m) de altitud, hasta 10 km de alcance.
NATO: 10 000 ft (3 000 m) de altitud, hasta 50 km de alcance.
Figura II.1.3-9 UAV NATO
http://www.presstv.ir/detail/144708.html
Figura II.1.3-8 UAV de corto alcance
http://spanish.alibaba.com/product-free/Devlinair_Iii_Uav_Pilot_Plane-101144757.html
Figura II.1.3-7 UAV de despegue manual
http://www.defensemarket.com/?paged=2
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
49
Táctica (Tactical): 18 000 ft (5 500 m) de altitud, hasta 160 km de alcance.
Altitud media, gran autonomía MALE: 30 000 ft (9 000 m) de altitud y un alcance de 200 km.
Mayor altitud, gran autonomía HALE, sobre 30 000 ft (+9 000 m) de techo y alcance indeterminado.
Figura II.1.3-12 UAV HALE
http://www.defenseindustrydaily.com/australia-rushes-air-7000-hale-uav-project-considers-multinational-global-hawk-pacific-
pool-01995/
Figura II.1.3-11 UAV MALE
http://www.noticias-aero.info/2009_09_08_archive.html
Figura II.1.3-10 UAV de táctica
http://armedkomando.blogspot.com/2011/01/russian-made-pchela-1-uav-tactical-air.html
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
50
Hipersónicos (Hypersonic): alta velocidad, supersónico (Mach 1-5) o hipersónico (Mach 5+) 50 000 ft de altitud o altitud suborbital, alcance de 200 km.
Órbita (Orbital): en orbitas bajas terrestres (Mach 25+).
CIS Lunar: viaja entre la Luna y la Tierra.
Una categoría adicional es la que se pueden definir por el patrón de función: rutas fijas y rutas
dinámicamente variables.
Figura II.1.3-14 UAV de órbita
http://outofcentralasianow.wordpress.com/category/drones/page/2/
Figura II.1.3-13 UAV hipersónico
http://www2.ece.ohio-state.edu/~passino/projects.html
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
51
Figura II.1.3-15 Clasificación de los UAV´s. (www.uavm.com)
Clasificación de UAV´s por el ejército de EUA. [II/3]
El concepto moderno de EUA militarmente hablando es tener varios sistemas trabajando con el soporte de
una persona en tierra. El esquema de integración se describe en términos de un sistema de niveles ("Tier") y
es utilizado por los planificadores militares para designar los diversos elementos individuales de los aviones
en un plan de uso general para operaciones integradas. Los niveles no hacen referencia a modelos
específicos de aviones, sino más bien a los roles que deben de cumplir diferentes modelos y sus fabricantes.
La fuerza aérea de EUA y la Infantería de marina de EUA, cada uno tiene su propio sistema de niveles, y los
dos sistemas no están integrados.
Niveles de la Fuerza Aérea de EUA (US Air Force tiers). [II/4]
Nivel N/A (Tier N/A): Pequeño/Micro UAV. Ejemplo: BATMAV (Wasp Block III).
Nivel l (Tier I): baja altitud, largo alcance Ejemplo: Gnat 750.
Nivel ll (Tier II): Altitud media, largo alcance. Ejemplo: MQ-1 Predator y MQ-9 Reaper.
Nivel ll + (Tier II+): Mayor altitud, largo alcance convencional del UAV (o HALE UAV). Pies de altitud: 60,000 a 65,000 (19,800 m), menos de 300 nudos de velocidad (560 km/h), radio de 3,000 millas náuticas (6,000 km), capacidad de tiempo en la estación de 24 horas. Complementario a los aviones tipo Nivel lll (Tier III). Papel actualmente ocupado por el Global Hawk RQ-4.
Nivel lll- (Tier III-): Altitud superior, larga resistencia. Mismos parámetros y complementarios al tipo Nivel ll+ (Tier II+). El DarkStar RQ-3 fue pensado originalmente para cumplir con esta función antes de que se terminara.
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
52
II.2 REGLAMENTACION.
II.2.1 Regulación.
Estado actual de la regulación de los UAV´s civiles y de vuelo comercial [II/5]
La Cruz Atlántica (Cross Atlantic) que trabaja en la coordinación de la regulación y el control de UAV´s, en una
invitación entre instituciones, como la Administración Federal de Aviación, FAA (Federal Aviation
Administration), la Agencia Europea de Seguridad Aérea, EASA ( European Aviation Safety Agency) y
Eurocontrol, en el encuentro anual de UAV´s International Air Show celebrado conjuntamente con el Air Show
Paris (2003), propuso un acuerdo para coordinar el desarrollo y aplicación de las normas de operación de
UAV´s, políticas y reglamentos, con lo cual, altos representantes de la FAA y la EASA se reunieron en junio de
2005 en Cologne, Alemania, anunciando un plan para comenzar el desarrollo del Reglamento de la
aeronavegabilidad de vehículos aéreos no tripulados.
A partir de los objetivos declarados por la EASA y la agencia de protección ambiental se desarrolló una
política formal para la certificación de UAV´s a mediados de 2006. Un aviso provisional de la enmienda
propuesta, A-NPA (Interim Advanced Notice of Proposed Amendment), se publicó para comentarios el 5 de
noviembre de 2005. Esta enmienda en resumen declara que los UAV´s que tengan un peso de despegue
arriba de 330 lb /150 Kg entran a una certificación a nivel mundial. Mientras que los UAV´s más pequeños, se
regularán de forma individual por los países asociados de EUA. El enfoque de la EASA fue para adaptar las
regulaciones de la Parte 21 Básica para la certificación para el empleo de UAV´s.
Las Autoridades Aeronáuticas y Eurocontrol, se reunieron para tratar la regulación de los UAV´s y emitieron
su informe final. El informe recomienda que los UAV´s deban cumplir "un nivel equivalente de seguridad en
comparación con los aviones tripulados convencionales".
EUA y la FAA [II/6]
La política actual de UAV´s de la FAA se especifica en el AFS-400 UAS Política 05-01, publicado el 16 de
septiembre de 2005, y una nueva aplicación del Certificado de Autorización, COA (Certificate of
Authorization) del Departamento de Seguridad Nacional de EUA la cual especifica en la misma norma que
regula la política actual de la FAA para el vuelo de UAV´s, aplicaciones que son consideradas parte del
Departamento de Defensa y el Departamento de Seguridad Nacional (ambos de EUA).
Actualmente (a partir del 01 de marzo 2006), el proceso de certificación de aeronavegabilidad de UAV´s HALE
y MALE son actualmente los únicos UAV´s disponibles para realizar tareas civiles ya que el examen de COA
para misiones civiles ha quedado en suspenso para todas las aplicaciones, excepto los presentados por el
Departamento de Defensa o el Departamento de Seguridad Nacional (ambos de EUA). El argumento principal
de las operaciones de UAV´s se encuentra en la norma de certificación del proceso de la aeronavegabilidad.
La certificación de aeronavegabilidad específica de vehículos aéreos no tripulados se encuentra en el sitio
web de la FAA. Adicionalmente también se puede consultar la página www.uavm.com sobre los
procedimientos de certificación de aeronavegabilidad para información adicional.
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
53
II.2.2 Panorama general de su problemática y perspectiva económica. [II/7]
1. Autorización Aeroespacial para el vuelo de UAV´s en el Sistema Nacional Aeroespacial de EUA, US NAS o
simplemente NAS (National Aerospace System) realizado por la FAA.
a. La FAA fue sorprendida inicialmente por la gran demanda de UAV´s, por lo que fueron los pioneros en
proponer una regulación para los UAV´s seguido por Eurocontrol, la EASA, y miembros reguladores como la
CAA en el Reino Unido. Estos últimos están a la cabeza de una infraestructura y perspectiva programática. La
FAA siguió con un sistema propuesto por las Regulaciones Federales Especiales de Aviación (SFAR) cuya
norma actualmente se conoce como AFS 400 05-1 donde se argumenta que solo las aeronaves civiles con
COA son consideradas, tales como: el Altair de General Atomics y el Eagle Eye de Bell Heli y por otra parte
está evaluando otras dos aplicaciones para obtener el certificado de aeronavegabilidad experimental a fin de
que los vuelos de los UAV´s se realicen. Aún cuando se está volando dentro de los parámetros establecidos
por la NAS, actualmente los UAV´s no tienen espacios definidos para realizar sus tareas.
b. La FAA está trabajando actualmente en la orientación de nuevas normas – posiblemente en una
actualización de las normas AC 91-57 (Advisory Circular) y la reformulación de la política AFS 400 UAS 05-02
(Ver ambas en el anexo E).
c. Recae exclusivamente en la norma SC-203 de la Comisión Técnica de Radio para la Aeronáutica, RTCA
(Radio Technical Commission for Aeronautics, cuya norma habla del rumbo que está tomando la fabricación
de los UAV´s, sus normas mínimas de aviación, sus sistemas MASPS Minimun Aviation System Performance
Standards y MOSPS Minimum Operation System Performance Standards). La norma RTCA SC-203 expone que
los dispositivos ocupados por los UAV´s ayudarán a que estos sean más seguros, eficientes y
operacionalmente compatibles. A pesar de lo anterior, sigue estando limitado el progreso en el área de las
normas.
Muchas normas de la ASTM están ya en fase de desarrollo y serán candidatas para la inclusión en las normas
y regulación de la FAA.
d. En enero de 2006 – La FAA se reestructuró organizacionalmente, con lo cual puso al frente a Kenneth D.
Davis, quien encabezaba un cuartel general encargado de la organización e integración de los UAV´s al US
NAS, este fue un gran paso ya que Davis, con base en esto, creará una organización que hará uso de las
nuevas normas e integrará nuevos UAV´s como el PSL TAAC EVAS para certificación FAA marcando así el
camino para crear una nueva normatividad.
II.2.3 Otras problemáticas. [II/8]
1. Tecnología a. Detectar, Ver y Evitar, DSA (Detect See and Avoid) – Para evitar colisiones – las tecnologías candidatas están cada vez más cerca del objetivo. La norma ASTM F-2411-04e [II/9], define los criterios de rendimiento mínimo de DSA, sin embargo, no se publica un prototipo de la prueba ni de la metodología. Dichos prototipos y metodologías deben de pasar por la autoridad de certificación (FAA) que tiene un mecanismo para aprobar normas de UAV´s; es decir no hay publicaciones acerca de la metodología para desarrollar tecnología DSA, pero aún así debe de pasar por la certificación de la FAA.
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
54
2. En cuanto al área de seguridad, no existe una organización que se responsabilice de los posibles accidentes y pérdidas que los UAV´s pueden causar ya que no hay disponibilidad y si existe, es muy costoso hacerse responsable de éstos accidentes.
a. ASTM: una norma práctica se está desarrollando para evaluar lo que las compañías requieren a
fin de que los actuarios puedan calcular los riesgos y asignar rangos para la responsabilidad para las operaciones de vuelo.
b. De acuerdo a lo anterior, con base en los consensos y en los certificados de aeronavegabilidad de la FAA las normas necesarias están siendo desarrolladas.
3. Falta de apoyo federal (financiamiento y priorización).
a. Representa un camino largo el financiamiento y desarrollo de tecnología para evitar accidentes, es por esto que se considera que la falta de apoyo es uno de los obstáculos secundarios.
b. Debido a una mala decisión, el proyecto Access5 de la NASA en colaboración con la FAA y el Departamento de Defensa de EUA, DoD (United States Departement of Defense) no proliferó, con lo cual se limitó un avance en el área de normatividad.
4. Los gobiernos federales aún no reconocen el potencial de los UAV´s, debido a lo siguiente:
a. Enfoque incorrecto. Ya que los UAV´s de menores dimensiones son los que representan un gran potencial en el ramo, mientras que las aeronaves que entran en la clasificación HALE y MALE pasan a segundo lugar en importancia.
b. A pesar de ser una Industria de alto crecimiento y generadora de empleos en la producción manufacturera, como no se le ha dado la importancia adecuada, no se ha explotado su potencial.
c. Europa lleva la delantera en la infraestructura, la programación y organización, mientras que EUA
no les está dando un enfoque adecuado ya que la prioridad es establecida exclusivamente por los pioneros del mercado. La Alianza UNITE establece las prioridades para HALE, MALE y UAV´s militares.
5. Los servicios financieros no existen y las inversiones son muy escasas.
a. Las donaciones requeridas para estimular la industria, no solo en el ramo aeroespacial, sino también en la industria manufacturera son escasos.
6. La Asociación de Pilotos y Propietarios de Aeronaves, AOPA (Aircraft Owners and Pilots Association) actualmente muestra un gran interés por los UAV´s. Sin embargo existe un conflicto entre los pilotos de aviones tripulados y los no tripulados ya que estos últimos no están certificados. La AOPA debe notificar que los pilotos de los UAV´s también son miembros de la comunidad aérea.
7. En el terreno económico, en cuanto al análisis de costos y beneficios no existe un modelo base que marque los parámetros.
a. La Universidad del Oeste de Michigan, la Universidad del Norte de Dakota, el
Tecnológico de Georgia y otras Academias COE (Center of Excellence), en conjunto con
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
55
los recursos económicos de aviación podrían desarrollar rápidamente un parámetro cuantificable (Ejemplo: costo total por vuelo) al igual que plantear un vocabulario que normalice la disputa en cuanto al costo/ beneficio.
8. El Régimen de Control de Tecnología de Misiles MTCR (Missile Technology Control Regime) es quien controla la exportación, aunque este control no es internacionalmente uniforme ya que el Departamento de Estado de EUA es bastante estricto por lo que perjudica a la industria doméstica. Cada miembro del MTCR está autorizado para implementar su propio control de exportación.
9. Los vendedores de UAV´s necesitan unirse en una organización eficaz de comercio que hable
por todos los fabricantes y a su vez se necesita un horizonte más amplio para los sistemas no tripulados en EUA y en el mundo.
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
56
II.3 APLICACIÓN
II.3.1 Aplicación comercial de los UAV´s [II/10] [II/11]
El creciente éxito de los UAV´s se debe en parte a las misiones en las que han logrado participar y por otra
parte se debe a los aumentos en la capacidad de carga útil, así como su tecnología, autonomía y alcance,
entre otras características.
Muchas publicaciones que manejan información sobre tecnología han citado una amplia gama de
aplicaciones para los UAV´s asumiendo nuevas misiones, en sustitución de los métodos para las misiones
existentes y añadiéndoles una nueva dimensión. Ejemplos de estas misiones incluyen:
Misiones Comerciales en General (aplicaciones meteorológicas, monitoreo de huracanes, investigación científica, suministros médicos de emergencia).
Misiones de Agricultura y Distribución del Territorio (rastreo de manada, industria pesquera, conservación de especies, inventario de fauna, exploración mineral).
Misiones de Seguridad Nacional (respuesta anti-terrorista, patrulla fronteriza, ayuda en desastres naturales, vigilancia nuclear, búsqueda y rescate, detección de escape de gas, vigilancia del perímetro).
Misiones Policíacas y de Bomberos (trazar mapa de escenas de crimen, Rastreo). Otras (gestión territorial, cartografía digital y planificación, comunicaciones y servicios de difusión,
aplicaciones de la ley, apoyo en el control del tráfico aéreo). “UAV” es una empresa de Inglaterra que promueve el desarrollo de aplicaciones de UAV´s y ha creado un
esquema donde muestra su visión de la aplicación de UAV´s civiles. Dicho diagrama se muestra a
continuación:
Figura II.3.1-1 Aplicaciónes de los UAV´s (www.uavm.com)
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
57
II.4 MERCADO.
II.4.1 Pronóstico económico. [II/12]
El Dr. K. C. Wong del Departamento de Aeronáutica de la Universidad de Sydney, Australia, a mediados de
1990, publicó una serie de documentos acerca de la utilización de UAV´s en Australia, entre ellos “UAV´s over
Australia” donde dice que en la industria aeroespacial mundial, es aceptado que las tecnologías requeridas
para que sean capaces de mantenerse autónomamente los UAV´s, son lo suficientemente avanzadas para un
uso mucho mayor. Encuestas mercantiles predicen un aumento significativo de la utilización de UAV´s en los
próximos cinco años, a medida que estas tecnologías se apliquen con mayor frecuencia en la milicia.
Flight International informó en su 1ª edición de Julio de 1995 lo siguiente: “Cerca de 8000 UAV´s con un
costo de $3.9 mil millones [US$], serán producidos en todo el mundo entre 1994 y 2003. Con esto se cree
que el mercado crecerá el doble en un periodo de diez años.” Los rangos de crecimiento estimados nos dicen
que para el 2014 será de $13.6 mil millones [US$], teniendo un mayor incremento en el 2010. El
Departamento de Defensa de EUA cree que un tercio de las fuerzas de ataque de este país utilizarán UAV´s
para el 2010. En Europa se cree que tendrán un crecimiento del 11% entre 2005 y 2014 a $4.9 mil millones de
euros.
Desde una perspectiva militar, el costo de un UAV no es primordial cuando se puede salvar la vida de un
piloto (figura II.4.1-1). Un ejemplo de costo/beneficio sería que un UAV no requiere de costos mayores por
colocación de pantallas e indicadores especiales que pueda entender un piloto, además de colocar un asiento
eyectable. Las cabinas son más ligeras y aerodinámicamente eficientes, por lo que los costos de los
componentes incluyendo los motores son bajos. El consumo de combustible es mucho menor.
El Mayor Jim Hoffman, reportó un estudio, cuyo título fue: “At the Crossroads: Future Manning for
Unmanned Aerial Vehicles” en el que mencionó que el costo de entrenamiento de 15 pilotos de aeronaves B-
52 fue de $685,051 [US$]. Por otra parte, el costo de 15 operadores de UAV´s fue de $13,000 [US$] donde el
ahorro de dinero y vidas humanas está claro.
Solo una parte de estos ahorros se ven reflejados en la utilización de UAV´s civiles ya que sus costos son
demasiado altos. La mayoría de los UAV´s de uso civil, son comerciales y sólo son experimentales. Sus
plataformas y cargas útiles no son estándar y son configurados especialmente para una misión. Sus fuselajes
no son utilizados eficientemente y se pasan más tiempo en tierra (debido a la preparación de la carga que
Figura II.4.1-1 Destrucción de un UAV sin pérdidas humanas.
http://deepbluehorizon.blogspot.com/2009/04/no-one-dies-in-unmanned-uav-crash.html
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
58
lleve) que en el aire. De acuerdo a un reporte realizado por la NASA, se concluyó que, por el momento, las
aeronaves HALE son los únicos nichos de prácticas para la NASA para la transición a los servicios de vuelo civil
de UAV´s y que las misiones científicas de los UAV´s civiles seguirán siendo un nicho en el mercado de los
EUA. Los UAV´s han estado en desarrollo desde que comenzó la historia del vuelo. Laurence Newcome, un
piloto de B-52, quien ha sido responsable del desarrollo de varios UAV´s militares publicó “Unmanned
Aviation: a brief history of Unmanned Aerial Vehicles”, donde menciona que por un periodo de alrededor de
veinte años, los UAV´s han envuelto al mundo en plataformas estables y capaces, con un gran rango de
misión. Más de 300 plataformas se han desarrollado hasta la fecha. Veinte están en producción, cerca de
cincuenta son conceptuales y el balance dice que es factible su producción. La NAS Europea y la NAS
Australiana han progresado más en el desarrollo de UAV´s comerciales que EUA.
II.4.2 Análisis de mercado. [II/13]
Mundialmente, el mercado de los UAV´s, sigue creciendo a un ritmo importante, impulsado principalmente
por el ejército de EUA e Inglaterra. Los analistas del mercado dicen que éste seguirá creciendo cada año
hasta alcanzar alrededor de $17 mil millones [US$] en 2010.
Las guerras y los incrementos del presupuesto de defensa han alimentado la plataforma y el equipo de
desarrollo, sin embargo los actuales niveles de financiación están ejerciendo presión a través del
Departamento de Defensa de EUA. Analistas de ganancias en Londres creen que la cifra alcanzada fue de $
5,6 millones [US$] en 2007 además que superarán los $ 10 mil millones [US$] en 2012, y registrarán los
ingresos totales de aproximadamente $ 15 mil millones [US$] en 2016. Algunos analistas esperan que la
administración del mercado de UAV´s crecerá, pero ello dependerá en parte al éxito de la integración de
éstos en el espacio aéreo controlado.
Otros analistas ven las principales oportunidades de mercado en UAV´s avanzados en subsistemas y cargas
útiles, así como en los asociados de apoyo y material didáctico. El UAV es mejor visto como parte de un
"sistema de sistemas" donde los actores principales se centrarán en el desarrollo de sistemas en red y la
integración de sus distintos elementos.
En cuanto a producción de UAV´s, EUA se encuentra a la cabeza con 163 UAV´s. Sus proyectos declarados
como los cinco principales son: de la Marina y del Cuerpo de Marines el Pioneer, de la Fuerza Aérea el Global
Hawk y Predator, y del Ejército el Hunter y el Shadow. Francia cuenta con 50 programas de UAV´s, Israel con
31, Pakistán con 25, Alemania con 23, e Inglaterra con 20.
Los analistas además ven que el mercado de EUA está enfrentando otros desafíos incluyendo el de que varios
sistemas aéreos no tripulados, UAS (Unmanned Aereal Systems) son cuestionables, en particular los
concernientes a la Marina de los EUA. Otras novedades que ven los analistas incluyen la posibilidad de que
los pequeños UAV´s tácticos pueden proporcionar más apoyo a las misiones a través de sus servicios en el
sector comercial y la posibilidad de que los UAV´s puedan ser accesibles en dicho sector.
A pesar de estos desafíos, el mercado de los UAV´s de EUA ha tenido un impulso considerable gracias a los
recientes éxitos operacionales y al aumento de funciones en las misiones. La entrada de los UAV´s al mercado
en los cuatro servicios militares (Milicia, Marina, Fuerza Aérea y la Infantería de Marina, todos de EUA) y los
sectores comerciales en la vigilancia y la capacidad en armas también están en crecimiento. A causa de
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
59
operativos de control de vigilancia en el exterior, los sistemas de UAV´s también se están considerando para
la seguridad de misiones de apoyo a la seguridad marítima y fronteriza.
También se cree que en la Unión Europea, EU (European Union) el mercado de los UAV´s civiles aumentará
de manera espectacular a partir de 2010 si el problema de espacio aéreo y certificación quedan resueltos. El
mercado civil de la EU prevé que crecerá a 300 mil millones de dólares [US$] para 2015 y se espera que
crezca $1,2 mil millones [US$] en 2010.
II.4.3 Inversión. [II/14]
Desde 1954 hasta 1999, los servicios rebasaron casi 21 mil millones [US$] en RPAs y UAV´s. Como muestra la
figura II.4.3-1 se muestran los fondos que fueron destinados a programas de la Fuerza Aérea de EUA.
Figura II.4.3-1 Costos de los programas por servicio de RPA y UAV.
(Fuente: Unmanned Aerial Vehicles in the United States Armed Services: A Comparative Study of Weapon System Innovation, Colonel
Thomas P. Ehrhard, June 2000 )
El gasto total del Departamento de Defensa de EUA en programas de RPAs y UAV´s en el periodo de 1954-
1999 fue en promedio de menos de $ 500 millones [US$] por año, mientras que el gasto de la Fuerza Aérea
de EUA entre 1962 y 1999 fue en promedio de poco más de 350 millones [US$] por año.
En la década de los años 90, el Departamento de Defensa de EUA gastó más de $ 3 mil millones [US$] en
RPAs y el desarrollo de UAV´s. Se cree que el Departamento de Defensa de EUA gastará más del triple de esta
cantidad en esta década.
Fuerza Aérea Ejército Marina Infantería de
marina
Costos de programas de UAV´s y RPA´s, de 1954
a 1999 (FY99 $M)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
60
II.4.4 Estudio de la flota existente
La figura II.4.4-1 plantea el panorama general del número de modelos de UAV´s existentes alrededor del mundo, visualizando así que países están más
involucrados con el desarrollo de ésta tecnología y a su vez se puede percibir la importancia que va tomando el uso de UAV´s, lo que representa que en ésta
industria se vislumbra un gran futuro.
Figura II.4.4-1 Países más involucrados en el desarrollo de UAV´s
0
10
20
30
40
50
60
70
Ale
man
ia
Arg
en
tin
a
Au
stra
lia
Au
stri
a
Afr
ica
del
Su
r
Bel
gica
Bra
zil
Bu
lgar
ia
Cán
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Ch
ile
Ch
ina
Rep
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lica
Ch
eca
Euro
pa
Fran
cia
Gre
cia
Hez
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Ind
ia
Ind
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Isra
el
Iran
Ital
ia
Jap
ón
Jord
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Mal
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Méx
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Pak
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Pe
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Po
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ia
Rep
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lica
de
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Su
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Suiz
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Suec
ia
Taiw
an
Turq
uia
Taila
nd
ia
Rei
no
Un
ido
Esta
do
s U
nid
os
Vie
tnam
País vs Número de Modelos
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
61
II.4.5 Incremento de modelos por década.
La figura II.4.5-1 muestra el número de modelos que fueron desarrollados por década, desde 1950 hasta
2010 alrededor del mundo.
Figura II.4.5-1 Modelos de UAV´s desarrollados por décadas.
Décadas Número de modelos
1950 14
1960 13
1970 10
1980 12
1990 11
2000 60
2010 6
0
10
20
30
40
50
60
70
1950 1960 1970 1980 1990 2000 2010
Décadas vs Número de modelos
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
62
II.4.6 Despegue.
A continuación se muestran los tipos de despegue más comunes en los UAV´s buscados, mediante una gráfica de pastel (Figura II.4.6-1).
Figura II.4.6-1 Tipos de despegue de UAV´s.
Figura II.4.6-2 Despegue con riel
http://www.army-
technology.com/projects/shadow200uav/shadow2
00uav1.html
Figura II.4.6-3 Despegue con
catapulta
http://snafu-
solomon.blogspot.com/2009_10_21_ar
chive.html
Figura II.4.6-4 Despegue convencional
http://www.defenseindustrydaily.com/cat/
electronics-it/sensors-guidance/page/3/
Figura II.4.6-5 Despegue asistido por
cohete
http://www.clwp.navy.mil/CARAT2010/sing
apore.html
Tipo de Despegue Cantidad
Riel
4
Catapulta 15
Despegue convencional 12
Asistido por cohete
8
10%
38%31%
21%
Tipo de Despegue vs Cantidad
Riel
Catapulta
Despegue convencional
Asistido por Cohete
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
63
II.4.7 Aterrizaje.
La figura II.4.7-1 muestra los tipos de aterrizaje más comunes en los UAV´s investigados.
Figura II.4.7-1 Tipos de aterrizaje de UAV´s.
Figura II.4.7-2 Aterrizaje
con paracaídas
http://www.baykarmakina.com/
MiniUAV
Figura II.4.7-3 Aterrizaje convencional
http://www.army-
technology.com/projects/shadow200uav/shadow2
00uav1.html
Figura II.4.7-4 Aterrizaje con bolsa de aire
http://www.militaryphotos.net/forums/showthread.p
hp?115051-Today-s-Pix-Wednesday-June-27th-
2007/page2
Figura II.4.7-5 Aterrizaje con
red
http://www.hybridrocket.info/Drone/D
rone.htm
Tipo de Aterrizaje Cantidad
Paracaídas 23
Aterrizaje convencional 12
Bolsa de Aire 7
Red 3
51%27%
15%
7%
Tipo de Aterrizaje vs Cantidad
Paracaidas
Aterrizaje convcencional
Bolsa de Aire
Red
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
64
II.4.8 Motor
A continuación se presentan los tipos de motor más comúnes utilizados para UAV´s (figura II.4.8-1).
Figura II.4.8-1 Tipos de motores utilizados en UAV´s.
Tipo de Motor Cantidad
Un cilindro 8
Dos cilindros 18
Turbo Jet 2
Rotary 6
23%
53%
6%
18%
Tipo de Motor vs Cantidad
Un cilindro
Dos cilindros
Turbo Jet
Rotary
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
65
II.4.9 Alas.
La figura II.4.9-1 muestra los tipos de ala más comunes en los UAV´s buscados.
Figura II.4.9-1 Tipos de ala utilizados en UAV´s
Figura II.4.9-2 Ala baja
http://www.defenseindustrydaily.com/Arming-the-Bug-
Hunt-Industry-Changes-Opportunities-05280/
Figura II.4.9-3 Ala media
http://mrmubi.blogspot.com/2009_06_01_archive.html
Figura II.4.9-4 Ala alta
http://airvoila.com/category/curiosidades/
Tipo de Ala Cantidad
Baja 6
Media 3
Alta 19
21%
11%
68%
Tipo de Ala vs Cantidad
Baja
Media
Alta
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CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s
66
II.4.10 Estabilizadores.
A continuación se muestran los tipos de estabilizadores más comunes existentes en los UAV´s investigados
(figura II.4.10-1).
Figura II.4.10-1 Tipos de empenajes utilizados en UAV´s.
Tipo de estabilizadores Cantidad
Montado sobre larguero 13
Solo vertical 6
En V 2
Dos Verticales 1
Convencional 3
En Y, En V invertida, Dos verticales 3
46%
21%
7%
4%11%
11%
Tipo de Estabilizadores vs Cantidad
Montado sobre larguero Solo vertical
En V
Dos Verticales
Convencional
Capítulo
Aerodinámica del avión
“El conocimiento se adquiere por medio del
estudio; la sabiduría, por medio de la
observación.”
-Marilyn vos Savant
III
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
68
III.1 CONSIDERACIONES INICIALES
La aerodinámica de un avión se analiza a través de sus coeficientes de levantamiento, arrastre y momentos
de cabeceo, CL, CD y CM, mostrados en la figura III.1-1.
Figura III.1-1 Coeficientes aerodinámicos en el UAV
Sin embargo, para calcular los coeficientes aerodinámicos citados, en el contexto del diseño, se requiere
seguir un proceso que inicia con el planteamiento del uso que tendrá el avión, es decir, con la definición de su
perfil de misión.
En éste mismo orden de ideas y con base en el desarrollo tecnológico y experiencia acumulada en el campo
del diseño, construcción, operación, mantenimiento, etc., de la aviación, resulta conveniente hacer primero
un estudio comparativo de aviones existentes y cuya misión sea similar al avión que se pretende diseñar.
Hacerlo así, enriquece la posibilidad y capacidad de ampliar conocimientos y criterios para tomar mejores
decisiones durante el proceso de diseño.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
69
III.2 PERFIL DE MISIÓN
Primero se plantea un escenario de factibilidad, argumentando por ejemplo, la situación que actualmente se
vive en la frontera de México con EUA es muy complicada debido a la gran cantidad de personas que año con
año desean ingresar a EUA de forma ilegal lo que representa un gran peligro para estas personas ya que la
vigilancia no es precisamente la más adecuada. Con base en lo anterior se propone en esta tesis una forma
más sofisticada y menos peligrosa de vigilancia, por medio de una aeronave no tripulada.
Luego y a través de un sondeo se expone que en México solo hay una empresa enfocada en desarrollar este
tipo de tecnología llamada Hydra – Technologies y que ofrece un UAV denominado S4 Ehécatl. En una
entrevista para el espacio DiCyT en internet, menciona las tareas principales para la cual los UAV son
ocupados en México:
“El S4 Ehécatl se diseñó para realizar tareas de vigilancia y monitoreo. En nuestro país, el UAV es utilizado por
la Policía Federal Preventiva (en adelante PFP), que depende de la Secretaría de Seguridad Publica Federal, y
por el Gobierno del Estado de Jalisco. La PFP lo usa para realizar distintas tareas de seguridad y el gobierno de
Jalisco en acciones de protección civil, para monitorear obras públicas, combatir la tala inmoderada, vigilar
que no se realicen descargas ilegales de contaminantes en ríos y cuencas, y para controlar incendios
forestales” [III/1], comenta.
Mientras tanto EjeCentral, otro medio de comunicación, menciona:
“En el primer caso, el Ejército Mexicano busca reforzar la vigilancia en puntos estratégicos como la
Nucleoeléctrica Laguna Verde o en instalaciones de Petróleos Mexicanos.”
“En el segundo caso, que es el más importante y el que motivó los acercamientos con la empresa israelí Elbit
Systems, la SEDENA ampliará el rango de sus operaciones contra el narcotráfico a partir de la utilización de
esta tecnología en acciones previas a la penetración de sus fuerzas especiales contra objetivos como casas de
seguridad, lugares de acopio de armas y zonas en las que se tiene plena certeza de que habitan los máximos
jefes de los cárteles.” [III/2]
Por lo anterior se puede entender que es necesaria una aeronave de vigilancia, de lo cual se analiza que para
vigilar este tipo de zonas no es necesario volar a grandes altitudes, por otra parte es necesario realizar vuelos
de largas distancias así como de duración prolongada a bajas velocidades con una aeronave de dimensiones
medianas, que pueda aterrizar en cualquier lugar, preferentemente en lugares desérticos y que a su vez
pueda cargar los dispositivos necesarios para llevar a cabo la vigilancia, todo esto sin la necesidad de tener un
controlador a distancia, es decir, que el equipo sea programable.
Con base en ésta información, se establece el perfil de misión mostrado en la figura III.2-1 y las
especificaciones requeridas que deberá cumplir el avión que motiva ésta tesis.
Perfil de misión del tipo Crucero Simple, con las siguientes especificaciones básicas:
Propósito: Vehículo Aéreo No Tripulado de Vigilancia.
Carga útil: Sistemas de control, de navegación, el piloto automático, la electrónica interna, y dispositivos de vigilancia.
Velocidad: 100 km/hrs mínima, 200 km/hrs máxima.
Alcance: 200 Km
Autonomía: De 6 a 7 Horas
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
70
Figura III.2-1 Perfil de misión tipo Crucero Simple
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
71
III.3 ESTUDIO COMPARATIVO
De acuerdo con éste perfil de misión, se hizo un acopio de información de aviones similares para estimar las
características y valores de inicio, tales como la geometría y dimensiones posibles para el UAV. A
continuación se presentan las imágenes de algunos de los aviones investigados.
Figura III.3-1 Vulture
http://chilecompany.com/chilecomp7.htm
Figura III.3-2 Scout
http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/scout.htm
Figura III.3-3 DAR
http://1.bp.blogspot.com/_SuL-22JZ-
eU/Svnr35_KfUI/AAAAAAAAEBA/B1oDW0Df4xI/s400/AIR_UAV_Heron_Canad
a_lg.jpg
Figura III.3-4 Nearchos
http://www.robolab.tuc.gr/ENPAGES/EN_RESEARCH/EN_FIR
E.htm
Figura III.3-5 Phoenix
http://www.rememuseum.org.uk/recent/phoenix.htm
Figura III.3-6 SIVA http://www.flickr.com/photos/20651420@N00/1569855043
/
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
72
Figura III.3-7 Epervier (Sparrow hawk) http://www.vectorsite.net/twuav.html
Figura III.3-8 Mirach 26 http://www.inetres.com/gp/military/ar/uav/Mirach26.html
Figura III.3-9 Eye View http://www.danskpanser.dk/images/Eyeview_7stor.jpg
Figura III.3-10 Raven http://www.andrei313.com/tutorials.php?page=uav_raven
Figura III.3-11 Luna X-2000 http://wkp.fresheye.com/wikipedia/Luna_X_2000
Figura III.3-12 VBL-2000 http://majevica.forumakers.com/naueno-tehnieka-dostignuaa-
f16/srbija-kupila-izraelske-bespilotne-letjelice-t533.htm
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73
Figura III.3-13 Mirach 150
http://www.inetres.com/gp/military/ar/uav/Mirach1
00.html
Figura III.3-14 ADS-95 Ranger
http://www.lw.admin.ch/internet/luftwaffe/en/home/dokumentation/assets/aircraft
/ads95.html
Figura III.3-15 BQM-74C Target 2000
http://www.designation-systems.net/dusrm/m-
74.html
Figura III.3-16 Silver Fox
http://www.hsaj.org/?fullarticle=2.1.4
Figura III.3-17 Sperwer/Ugglan
http://www.robotique.wikibis.com/sperwer.php
Figura III.3-18 Scorpion Model 60-25
http://stargazer2006.online.fr/unmanned/scorpion.htm
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74
Figura III.3-19 Gnat 750
http://www.fas.org/irp/program/collect/gnat-
750.htm
Figura III.3-20 MART Mk II
http://www.defence.pk/forums/pakistans-war/104994-pakistan-downed-indian-
made-israel-drone-over-lahore.html
Figura III.3-21 Crecerelle
http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/crecerelle.htm
Figura III.3-22 RQ-7 Shadow 200
http://www.globalsecurity.org/intell/systems/shadow.htm
Figura III.3-23 Sojka
http://www.militaryphotos.net/forums/showthread.php?135670-
UAV-s-and-UV-s-pictures-thread
Figura III.3-24 Nishant
http://www.militar.org.ua/foro/uav-vehiculos-aereos-no-tripulados-t25284-
30.html
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75
Figura III.3-27 Mazlat Mastiff
http://www.flickr.com/photos/kensaviation/2191224401/
Figura III.3-28 Insitu Aerosinde
http://en.wikipedia.org/wiki/Insitu_Aerosonde
Figura III.3-25 Mk¥°
http://www.rcgroups.com/forums/attachment.php?attachmentid
=1451562
Figura III.3-26 Nibbio 1
http://www.network54.com/Forum/211833/thread/1258775931/last-
1258797335/Pictures+of+Your+Nations+UAVs+and+UCAVs
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
76
Con la información de 32 aviones se efectuó un análisis estadístico. Las tablas 1 y 2 del Anexo A contienen
esta información, considerando parámetros como:
Peso máximo, peso vacío, velocidad máxima, velocidad mínima, velocidad de crucero, envergadura, longitud,
altura, techo de servicio, alcance , autonomía, entre otras (Ver Anexo A).
Una vez obtenidos los datos principales y más importantes que caracterizarán al UAV, se graficó cada uno de
estos datos contra el peso máximo de la aeronave obteniendo a su vez una línea de tendencia por cada
gráfica. (Ver Anexo B).
De acuerdo al proceso de diseño de una aeronave [III/3] se realizaron las gráficas de autonomía contra peso del
combustible y alcance contra peso del combustible (Ver Anexo B, gráficas de primera estimación del peso)
que ayudaron a obtener la carga útil.
Con base en lo anterior, la autonomía propuesta fue de 5 h que corresponde a 25 kg de combustible de
acuerdo a la gráfica de autonomía contra peso de combustible. Con este dato se calcula el peso útil, como a
continuación se muestra:
Wútil =*Wcarga +Wcombustible +*Waceite + *Wequipo
Wcombustible 25 kg
Wcarga 4 kg
Waceite 0.625 kg
Wequipos 3 kg
Wútil 32.625 kg
*Los datos del peso de carga, aceite y equipo fueron propuestos con base en el estudio estadístico.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
77
Una vez que se obtuvo el valor del peso útil, se entró a la gráfica de peso útil contra peso máximo para
obtener el valor del peso máximo de la aeronave, y con este valor, entrar a todas las demás gráficas del
estudio estadístico (Ver Anexo B) para obtener los valores de las características preliminares del UAV:
Peso máx. Despegue (kg) 170
Peso vacío (kg) 95
Velocidad Max (km/h) 205
Envergadura alar (m) 4.8
Superficie alar (m2) 2.57
Longitud (m) 3.5
Altura (m) 0.95
Velocidad crucero (km/hr) 151
Velocidad mínima (km/hr) 136
Velocidad de desplome (km/hr) 86.4
Techo de servicio (m) 4500
Razón de ascenso (m/s) 6
Alcance (km) 125
Autonomía(h) 5.5
Potencia (HP) 11
Peso útil(kg) 32.65
Carga alar(kg) 66.14
Peso combustible(kg) 25
Factor de carga N 3.85
Tabla III.3-1 Características iniciales del UAV
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
78
III.4 ESTIMACIÓN DEL PESO MÁXIMO DE DISEÑO DE DESPEGUE DEL AVIÓN
A partir del proceso explicado en el marco teórico y las gráficas del estudio estadístico (Ver anexo B) se
calcularon los pesos en los diferentes segmentos de la misión de perfil de este UAV, tomando como
referencia los pesos del combustible usados en cada iteración, para así llegar a una segunda estimación de las
características cuantitativas del UAV.
Considerando que este proceso es iterativo se presenta los resultados a continuación:
Iteración
1 2 3 4 5 6
Wcombustible (kg) 25 27 34 20 23 21
Wcarga (kg) 4 4 3.5 4 4 4
Waceite (kg) 0.625 0.675 0.85 0.5 0.575 0.525
Wequipos (kg) 3 3 2.5 3 3 3
Wútil (kg) 32.625 34.675 40.85 27.5 30.575 28.525
Tabla III.4-1 Estimación del peso útil.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
79
Iteración
1 2 3 4 5 6
Peso máx. Despegue (kg) 170 195 320 110 145 125
Peso vacío (kg) 95 109 175 60 80 70
Velocidad Max (km/h) 205 209 230 195 203 198
Envergadura alar (m) 4.8 4.9 5.6 4.2 4.45 4.4
Superficie alar (m2) 2.57 2.6 2.95 2.25 2.4 2.34
Longitud (m) 3.5 3.6 4.1 3.2 3.4 3.3
Altura (m) 0.95 0.96 1.05 0.86 0.92 0.9
Velocidad crucero (km/hr) 151 155 168 140 148 145
Velocidad mínima (km/hr) 136 141 164 120 126 128
Velocidad de desplome (km/hr) 86.4 85.6 90 92 87.3 88.5
Techo de servicio (m) 4500 4600 5250 4200 4200 4250
Razón de ascenso (m/s) 6 6 6.5 5.8 5.7 5.8
Alcance (km) 125 132 179 105 127 120
Autonomía (hrs) 5.5 5.7 7.2 4.3 4.8 4.3
Potencia (HP) 11 32 52 19 25 22
Peso útil (kg) 32.65 34 40 27 30 28
Carga alar (kg) 66 75 108 48 60 53
Peso combustible (kg) 25 27 34 20 23 21
Tabla III.4-2 Características cuantitativas.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
80
Iteración
1 2 3 4 5
W1 (kg) 169.66 194.61 109.78 144.71 124.75
W2 (kg) 169.32068 194.22078 109.56044 144.42058 124.5005
W3 (kg) 168.982039 193.832338 109.341319 144.131739 124.251499
W4 (kg) 168.137128 192.863177 108.794613 143.41108 123.630242
W5 (kg) 164.289767 188.205898 106.699596 140.077617 120.913204
W6 (kg) 143.915214 162.179416 96.9758342 125.235589 109.196285
W7 (kg) 143.195638 161.368519 96.4909551 124.609411 108.650303
W8 (kg) 142.479659 160.561677 96.0085003 123.986364 108.107052
Wc usado=Wmax-W8
Wc usado (kg) 27.52 34.43 13.99 21.01 17
Tabla III.4-3 Estimación de combustible consumido durante las diferentes etapas del perfil de misión
Terminadas las estimaciones de las características del UAV, se decidió que los valores a utilizar son los de la
primera estimación porque es de donde se parte para los siguientes cálculos.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
81
III.5 CONFIGURACIÓN DEL AVIÓN Y GEOMETRÍA DE COMPONENTES
III.5.1 Selección de perfiles aerodinámicos De acuerdo al estudio estadístico realizado a los UAV´s, y con base en las características del perfil de misión, se encontró que la mayoría utiliza los siguientes perfiles aerodinámicos: Ala: Perfiles NACA 1408, 1412, 2410, 2418, 4412, 23012, 23015. Estabilizador Vertical: Perfil simétrico. Estabilizador Horizontal: Perfil simétrico.
Como método de selección del perfil del ala se tomó en cuenta lo siguiente:
Selección del perfil del ala
Se obtuvieron los valores de cada uno de éstos parámetros: CLMAX , CDMIN , CMCA, , ,
, y forma de la cúspide de la gráfica polar (CL vs alfa) , con los cuales se elaboró la tabla III.5.1-1 para analizar la importancia de cada una de estas características y así conseguir el perfil óptimo para el UAV de acuerdo a una calificación asignada por el diseñador de acuerdo a los requerimientos del aeronave.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
82
Tabla III.5.1-1 Características Aerodinámicas del Perfil.
CLMAX
Coeficiente de
levantamiento
Máximo
CDMIN
Coeficiente de
resistencia al
avance mínimo
CMCA
Coeficiente de
momento
Fineza
aerodinámica
Cualidad
sustentadora
Forma
De La Cúspide
Responde a bajas
velocidades si es muy
alto. Depende solo
del ángulo de ataque
y del número de
Reynolds. Dice en
que ángulo el avión
entra en pérdida de
sustentación.
Mientras menor
sea éste valor,
mayor
velocidad puede
alcanzar la
aeronave.
Momento de
cabeceo del ala.
Es importante
para algunos
problemas de
actuaciones como
son el máximo
alcance, el ángulo
mínimo de
descenso con
potencia, etc.
Mientras mayor
sea éste valor,
menos potencia
necesitará la
aeronave.
Mientras
mayor sea,
mayor alcance
tendrá la
aeronave.
Mientras
mayor sea,
tendrá bajas
velocidades
de
desplome.
Representa el
tipo de
desplome que
puede ser
suave, con
recuperación,
súbito e
impredecible.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
83
Criterios de evaluación
Con base en el análisis se dio una calificación dependiendo de la importancia de cada característica del UAV.
El criterio que se siguió fue el siguiente:
Coeficiente de Levantamiento Máximo (CLMAX)
Debido a que la aeronave tiene como una de sus principales tareas la vigilancia, es necesario que vuele a
bajas velocidades. De acuerdo a la tabla anterior, para lograr este fin, el coeficiente de levantamiento dentro
de todo el conjunto de perfiles elegidos debe ser el mayor, por lo que en una escala de 1 a 10, se le dio la
mayor calificación al CLmax .
La importancia de esta característica se pondera en un 15% ya que dice a qué ángulo de ataque el avión
entrará en pérdida.
Coeficiente de Resistencia al Avance Mínima (CDMIN)
Dada la relación biunívoca del CL y el CD, debe considerarse que el valor del cociente CL/CD sea el mayor
posible.
Este factor se pondera en un 5% de importancia ya que no tiene relevancia que el avión vuele a altas
velocidades.
Fineza
La fineza es un punto que tiene mucha relevancia porque influye en varias actuaciones de la aeronave, como
es el alcance y la autonomía, por lo que se decidió darle una importancia del 25%. Siendo este el factor más
importante.
Cualidad Sustentadora
Debido a que la aeronave vuela la mayor parte del tiempo en patrón de espera es necesario que se utilice la
mínima potencia que se pueda, por lo que se le dio un valor de importancia del 8%.
El valor porcentual de este coeficiente se define con base en el alcance que se requiere según
especificaciones, después de definir el alcance que la aeronave debe de cumplir por su aplicación, se decidió
que su valor de importancia sea de un 15%.
Lo que se busca de este factor es que presente valores altos para que la aeronave pueda viajar a velocidades
bajas por encima de las velocidades de desplome, por esta razón se le da un valor del 20%.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
84
Forma de la cúspide (de la curva CL contra alfa)
Considerando que la misión de éste avión es la vigilancia utilizando equipos de observación en tiempo real
tales como cámaras de video, televisión, de percepción en infrarrojo, y que su control en vuelo es a distancia
o de manera automática, se recomienda un perfil cuya forma del desplome sea suave, evitando así
movimientos bruscos o vibración excesiva al volar con valores altos de sustentación.
Una vez definidos los parámetros bajo los cuales tiene que desempeñarse la aeronave, se dio un porcentaje
de importancia a cada una de las características con base en su grado de influencia en el desempeño del
diseño del UAV, posteriormente a este procedimiento se realizó la suma de las calificaciones para cada perfil
y se llegó a la conclusión de que el perfil NACA 4412 (figura III.5.1-1) es la mejor opción para lograr el
desempeño de la aeronave, por haber obtenido el mayor puntaje (Ver Anexo B).
Figura III.5.1-1 Perfil Aerodinámico NACA 4412.
Selección del perfil para los estabilizadores (NACA 0009)
Para los estabilizadores se eligió un perfil simétrico y de espesor relativo delgado ya que aerodinámicamente
tienen la ventaja de no introducir momentos de cabeceo además de que su resistencia al avance es baja y su
fabricación es más sencilla de realizar (figura III.5.1-2).
Figura III.5.1-2 Perfil Aerodinámico NACA 0009.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
85
Con base en esto, los perfiles aerodinámicos que se emplearon para el UAV que se desarrollará a lo largo del
presente estudio serán:
Ala: Perfil NACA 4412.
Estabilizador Vertical: Perfil NACA 0009.
Estabilizador Horizontal: Perfil NACA 0009.
III.5.2 Geometría del Ala
Para determinar la forma en planta del ala se tuvo en cuenta la distribución típica de las cargas sobre la
envergadura como lo muestra la figura III.5.2-1.
Figura III.5.2-1 Distribución típica de cargas sobre la envergadura.
http://www.oni.escuelas.edu.ar/2003/buenos_aires/62/tecnolog/clasifi.htm
Las alas de forma elíptica poseen la mínima resistencia al avance inducida posible, sin embargo es costosa y
difícil de construir, por lo que una forma ligeramente ahusada (figura III.5.2-2) es casi tan eficiente como la
elíptica [III/4].
Figura III.5.2-2 Ala ligeramente Ahusada.
http://www.oni.escuelas.edu.ar/2003/buenos_aires/62/tecnolog/clasifi.htm
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
86
Es por esto que se decidió ocupar un ala ligeramente ahusada, además de que también se estableció que
dicha ala ahusada sería un ala alta (es decir, quedará sobre el fuselaje, figura III.5.2-3), ya que esta
configuración permite tener un tren de aterrizaje corto que se traduce en menor peso, además que un ala
alta confiere mayor estabilidad lateral al avión.
Ala alta
Ventajas:
Facilidad y rapidez de carga y descarga.
Menor interferencia para monoplanos con ala arriostradas.
Además las barras de sujeción trabajan a tracción.
Trenes de aterrizaje cortos.
Menor efecto suelo en aviones de corta carrera de despegue y aterrizaje (por sus siglas en inglés STOL Short Take-Off and Landing)
No requiere ángulo diedro (fácil construcción y colocación).
Desventajas:
Cuando los motores van instalados en el ala, se complica su mantenimiento.
Cuando el tren de aterrizaje principal se apoya en el ala, resulta más complicada su fabricación y es más pesado.
En aviones donde el piloto requiere más visibilidad, el ala alta estorba.
Figura III.5.2-3 Ala alta.
http://caribbeanairsigns.com/wp-content/uploads/2009/02/avioneta.bmp&imgrefurl
Para respaldar la configuración antes mencionada se consiguieron 5 planos de aeronaves parecidas al
prototipo de UAV pretendido, se midieron cada una de las partes requeridas y luego se establecieron rangos
con los cuales se obtuvieron los promedios de estas características lo que permitió proponer los valores de la
geometría del ala y sus componentes.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
87
Las tablas que engloban las características geométricas de las superficies sustentadoras de las 5 aeronaves
similares a la aeronave que se está desarrollando se muestran en el Anexo C para mayores referencias.
Como resultado del análisis de la información de estas 5 aeronaves se obtuvieron los siguientes datos:
Geometría del ala
Cr (m) 0.733704726
Sa 10-20% de Sw
Ba 30-39% de bw
AR 8
Conicidad 0.7
Sw (m2) 4.26
B (m) 4.989130876
Cp (m) 0.5135
n 3.85
Cma (m) 0.6301
Tabla III.5.2.1 Geometría del ala
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88
III.5.3 Geometría de los estabilizadores horizontal y vertical
Como es sabido, la cola de un avión se compone de un estabilizador horizontal y otro vertical con una
configuración señalada como “convencional” en la figura III.5.3-1. Sin embargo existen diferentes
configuraciones, la figura III.5.3-1 muestra un resumen de aquellas configuraciones que aparecen más
comúnmente en la aviación general y deportiva. Existen otras configuraciones aunque suelen ser en su
mayoría combinaciones de las aquí mostradas o con pequeñas diferencias.
Figura III.5.3-1 Estabilizadores de una aeronave. [Raymer]
La elección de la configuración del estabilizador es una decisión que el diseñador debe tomar en las primeras
fases del estudio general de la aeronave. Esto debido a que va estar fuertemente relacionada con la posición
del o los motores. La cola debe de estar situada, por ejemplo, lo más cercana posible al chorro de aire
impulsado por la hélice de ésta manera se aumenta la efectividad de estas superficies de control al aumentar
la velocidad relativa del aire que incide sobre ella.
Es por esto que se decidió que la configuración de los estabilizadores vertical y horizontal, sería de doble
boom.
De manera análoga a lo que se hizo con el ala, se realizó lo mismo para el cálculo de la geometría de los
estabilizadores horizontal y vertical (Ver tablas III.5.3.1 y III.5.3.2) Con lo que se obtuvo:
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89
Tabla III.5.3.1 Tabla III.5.3.2
Geometría del estabilizador horizontal Geometría del estabilizador vertical
III.5.4 Geometría del Fuselaje
La forma del fuselaje varía con la misión principal del avión. Con base en la misión que debe de cumplir el
UAV, se realizó una investigación previa sobre la parte que deberá de soportar todos los componentes de
ésta, el fuselaje. El UAV no lleva tripulación, solo los componentes que permiten su control serán los que ésta
soporte, por lo que se decidió elegir el fuselaje tipo semi-monocasco el cual lleva cuadernas y largueros
ligeros que harán más versátil la fijación de dichos componentes.
III.5.5 Geometría del Tren de Aterrizaje
Existen dos tipos más comunes de trenes de aterrizaje: el tren de patín de cola y el tren de tipo triciclo. El tren
de patín de cola está compuesto de un tren principal y una rueda o patín de cola. Este tipo de tren, se
montaba en aviones fabricados hace algunos años estando su uso limitado. Actualmente su uso es casi
exclusivo para aviones acrobáticos, o dedicados a la fumigación, lo cual no se adecua a las tareas asignadas de
un UAV, por lo que el tren de tipo triciclo se adapta perfectamente a las necesidades de despegue y
aterrizaje de la aeronave que se está desarrollando.
Recordando la versatilidad de los aviones UAV, éstos pueden o no tener tren de aterrizaje. A continuación se
analiza suponiendo un tren de aterrizaje tipo triciclo.
Geometría del estabilizador vertical
Cr (m) 0.53
AR 1.3
Conicidad 0.5
Sv (m2) 0.65
Altura (m) 1
Cp (m) 0.3
Cma (m) 0.4122
Lv (m) 2.989
Geometría del estabilizador horizontal
Cr (m) 0.468162165
AR 4
Conicidad 0.8751
Sh (m2) 0.6588
B (m) 1.755701751
Cp (m) 0.409688711
Cma (m) 0.4395
Lh (m) 2.1188
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90
Está constituido por dos montantes principales debajo del ala o del fuselaje y un montante en la nariz del
avión. El montante de nariz posee un dispositivo de dirección.
La mayoría de los aviones ocupan trenes de aterrizaje de tipo triciclo como el mostrado en la figura III.5.5-1.
La estabilidad que proporciona el tren tipo triciclo en el aterrizaje con viento de cola o viento cruzado, gracias a la posición del centro de gravedad, delante de las ruedas principales, y el recorrido en línea recta en el aterrizaje y despegue, son las ventajas más importantes. Esta condición es de especial importancia para los aviones que deben aterrizar o despegar en pistas pequeñas, con viento de costado.
Figura III.5.5-1 Configuración y nomenclatura del tren de triciclo.
http://www.oni.escuelas.edu.ar/2003/buenos_aires/62/tecnolog/TREN.htm
III.5.5.1 Ubicación del tren de aterrizaje
La ubicación del tren de aterrizaje con respecto al centro de gravedad es importante, ya que de ella depende que un avión obtenga malas o buenas condiciones de despegue o aterrizaje.
En un tren común con rueda de cola (convencional), el centro de gravedad (c.g.), debe de encontrarse detrás de las ruedas principales, mientras que en un tren triciclo en el cual la tercera rueda se encuentra en la proa, debe estar situado ligeramente delante de las ruedas principales.
Los triciclos con rueda delantera poco cargada llevan ruedas traseras situadas a poca distancia del centro de gravedad. Un 90% de la carga descansa sobre el tren principal y solo un 10% sobre la rueda de proa.
Las ruedas de proa más cargadas permiten un frenado más eficaz y proporcionan una mayor estabilidad direccional en el aterrizaje.
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91
III.5.5.2 Tren de aterrizaje fijo
Un tren de aterrizaje fijo puede ser que tenga ciertas desventajas en comparación con un tren de aterrizaje retráctil, sin embargo este ultimo tipo de tren de aterrizaje posee un mecanismo que exige mayores cuidados, es más costoso, delicado y aumenta el peso de la aeronave, lo cual va en contra de uno de los principales requerimientos del UAV de ser ligero. Es por esto que se utilizará un tren de aterrizaje fijo que nos permite aterrizajes duros y mejora la seguridad de operación en situaciones de fuerte viento cruzado.
III.5.6 Sistemas de Propulsión
III.5.6.1 Motor
Hay dos sistemas de tracción que permiten volar a un aeroplano: la hélice y la propulsión a chorro. La hélice puede ser movida tanto por un motor de combustión interna como por un motor turborreactor, siendo este último utilizado en aviones grandes, que cargan mucho peso o que requieren gran velocidad, como es el caso de algunas aeronaves militares, por lo que el tipo de motor que se utilizará en el UAV será un motor de combustión interna de cilindros, debido a su bajo consumo y porque son más comunes en la aviación ligera.
Considerando el peso definido como máximo en la sección III.4 de este capítulo (peso máximo de despegue de 170 kg.) y por otra parte tomando información de la gráfica de Potencia vs Wmax generada durante el estudio estadístico (Ver anexo B de Tablas y gráficas del estudio estadístico). Se obtiene el valor aproximado de la potencia requerida para que la aeronave pueda volar y con base en este valor se realizará una búsqueda de motores que cumplan con las características antes mencionadas.
Figura III.5.6-1 Peso máximo contra potencia de diferentes UAV
R² = 0.8059 confiabilidad: 99.5%
0
10
20
30
40
50
60
70
80
0 100 200 300 400
Po
ten
cia
(HP
)
Wmax. (kg)
Potencia vs. Peso
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92
Para este UAV, la potencia requerida es de 11 HP. Por lo tanto un motor susceptible para ser utilizado es el
Mini dos plus DLEG 0111.
Especificaciones:
MINI DOS PLUS DLEG0111
Desplazamiento: 111 cc (6.773 cu pulg.)
Diámetro del pistón: 1.77 pulg. (45 mm)
Carrera: 1.38 pulg. (35 mm)
Peso: 6.3 lb (2.86 kg)
Rango RPM: 1,300-8,500
Potencia: 11.2 hp @ 7,500 rpm
Requiere: Gasolina sin plomo, aceite, batería de ignición y hélice.
Incluye: Ignición electrónica, silenciadores, bujías de encendido, juntas, pernos, separadores de aluminio
torneado, extensión del brazo del acelerador y plantilla de montaje.
Información técnica:
Múltiple: doble tipo en V, inducción de fondo
Batería de ignición: 4.8-6.0V NiCd or NiMH, 6.6V LiFe o 7.4V LiPo pack (LiPo requiere reguladores de voltaje.)
Razón de compresión: 7.6:1
Mezcla gas/aceite: 30:1
Reemplazo de bujías: NGK CM6 (DLEG5510) o equivalentes.
Peso (individual): Motor: 88.2 oz (2,500 g); Escape (2): 7.1 oz (200 g); Ignición: 3.9 oz (110 g)
Figura III.5.6-2 Vista del motor DLEG 0111.
http://www.dle-engines.com/dleg0111.html
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93
Figura III.5.6-3 Tres vistas del motor DLEG 0111.
http://manuals.hobbico.com/dle/dleg0111-manual.pdf
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94
III.5.6.2 Hélice
Se propone una hélice tipo 5868-R6 de dos palas y paso fijo con un ángulo en las palas de 20o al 75% de su radio. [III/5].
Coeficiente de diseño de hélice con la siguiente ecuación
(III.5.6-1)
Posteriormente se entra a la gráfica J vs Cs y con la línea de ángulo de paso fijo encontramos J (factor de
avance de la hélice)
(III.5.6-2)
Despejando D se obtiene el diámetro de la hélice cuyo valor es D=1.15 m.
Posteriormente se realiza una tabla de datos que se obtendrán de la gráfica J vs η y con el valor de Cs
encontramos diferentes valores de η.
Ahora con la ecuación se podrá calcular
(III.5.6-3)
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95
III.6 PESOS, CENTRO DE GRAVEDAD Y CONDICIONES DE CARGA
Los siguientes cálculos se realizan con la finalidad de determinar el peso de cada uno de los componentes del UAV lo que a su vez servirá para evaluar los límites del centro de gravedad, esto determinará las condiciones de carga y las condiciones de estabilidad.
A continuación se proponen las ecuaciones cuyos términos se encuentran en el glosario al inicio de la tesis. Las ecuaciones fueron obtenidas de diferentes referencias citadas al final de la investigación, el peso en dichas ecuaciones se expresa en libras.
Considerando que el UAV entra en el rango de aeronaves de metal convencional-avión utilitario ligero las ecuaciones serán:
III.6.1 Peso del Ala
(III.6-1)
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
Δ1/4 (grados) 3.31
WTO (lb) 374
N 3.85
AR 9.26
Sw (ft2) 27.66
λ 0.7
t/c 0.116
Ve (Kts) 110.7
Donde se obtuvo que el peso de la estructura del ala es de:
Wtala (lb) 22.88
Wtala (Kg) 10.38
III.6.2 Peso del Fuselaje
(III.6-2)
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96
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
WTO (b) 374
N 3.85
LF (ft) 6.56
W (ft) 2.46
H (ft) 2
Ve (Kts) 110.7
Donde se obtuvo que el peso de la estructura del fuselaje es de:
Wtfuselaje (lb) 15.00
Wtfuselaje (Kg) 6.8
III.6.3 Peso del estabilizador horizontal
(III.6-3)
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
WTO (lb) 374
N 3.85
SH (ft2) 7.09
LH (ft) 7.34
bH (ft) 5.76
tH (in) 2.48
Donde se obtuvo que el peso de la estructura del estabilizador horizontal es de:
WtEH (lb) 6.199
WtEH(Kg) 2.81
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97
III.6 .4 Peso del Estabilizador Vertical
(III.6-4)
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
WTO (lb) 374
N 5.77
SV (ft2) 7
bV (ft) 2.45
tV (in) 2.30
Donde se obtuvo que el peso de la estructura del estabilizador vertical es de:
WtEV (lb) 0.297
WtEV (Kg) 0.136
III.6.5 Peso del Tren de aterrizaje
(III.6-5)
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
LLG (in) 12
WLand (lb) 142.47
NLand 3.85
Donde se obtuvo que el peso de la estructura del tren de aterrizaje es de:
WtTA (lb) 14.01
WtTA (Kg) 6.35
III.6.6 Peso total instalado de la unidad de propulsión menos el sistema de combustible
(III.6-6)
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98
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
WENG 28.65
NE 1
Donde se obtuvo que el peso total de la unidad de propulsión menos sistema de combustible es de:
WtUP (lb) 56.8
WtUP (kg) 25.7
III.6.7 Peso del Sistema de combustible
(III.6-7)
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
Fg (galones) 10.01
Int 100
Nt 1
NE 1
Donde se obtuvo que el peso total del sistema de combustible es de:
WtSC (Libras) 20.70
WtSC (Kg) 9.39
III.6.8 Peso de los Sistemas de las superficies de control
Para sistemas de las superficies de control con servomecanismos
(III.6-8)
El valor utilizado para este cálculo es el siguiente:
WTO (lb) 374
Donde se obtuvo que los pesos de las estructuras de las superficies de control son de
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99
WtSup. (lb) 68.30
WtSup. (Kg) 30.981
III.6.9 Peso del sistema eléctrico
(III.6-9)
Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:
WFS (lb) 13.66
WTRON (lb) 13.81
Donde se obtuvo que el peso de la estructura del sistema eléctrico es de:
WtEléctrico (lb) 7.56
WtEléctrico (kg) 3.43
III.6.10 Peso del equipo electrónico
(III.6-10)
El valor utilizado para este cálculo es el siguiente:
WAV (lb) 6.613
Donde se obtuvo que el peso del equipo electrónico es de:
WtElectrónico (lb) 13.81
WtElectrónico (Kg) 6.26
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100
III.7 Ubicación del Centro de Gravedad
La ubicación del centro de gravedad depende de la distribución de los elementos que integran al avión. De acuerdo a lo anterior y a la referencia bibliográfica, citada al final de la tesis, se realizaron las estimaciones correspondientes para obtener los pesos de cada uno de los elementos, así como los centros de gravedad para cada componente y aeronave completa
Elemento W (Kg) X (m) Z (m) WX (Kg-m) WZ (Kg-m)
Ala 10.38 1 0 10.38 0
Fuselaje 6.8 0.5 0.3 3.4 2.04
Estabilizador horizontal 2.81 3.22 0.064 9.0482 0.17984
Estabilizador vertical 0.1361 3.22 0.2768 0.438242 0.03767248
Motor 18 1.5 0.18 27 3.24
Tren de aterrizaje 6.35 0.1 0.78 0.635 4.953
Sistema eléctrico 2 0.2 0.35 0.4 0.7
Equipo electrónico 6.26 0.3 0.35 1.878 2.191
Superficies de control: 30.981 0 0
Estabilizador vertical 4.66033333 3.4 0.2768 15.8451333 1.28998027
Ala 17 1.26 0 21.42 0
Estabilizador horizontal 4.66033333 3.4 0.064 15.8451333 0.29826133
Sistema de combustible 9.39 0.9 0.53 8.451 4.9767
Peso vacio. 93.1071 1.40253366 0.22765648 130.585842 21.1964343
Tabla III.7 Tabla para el cálculo de centrado y carga.
C.G. X (m) 1.40253366
C.G. Z (m) 0.22765648
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101
Figura III.7-1 Centro de gravedad del UAV.
Centro de gravedad calculado (cm)
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102
III.8 COEFICIENTES AERODINAMICOS
III.8.1 Cálculo de coeficiente de levantamiento del ala
El proceso en general a seguir es el de ir sustituyendo los valores respectivos de las propiedades del UAV que
se muestran en la siguiente tabla y aplicar las ecuaciones que se muestran y de esta forma realizar las gráficas
de las características aerodinámicas.
Símbolo Descripción Referencia Ala Referencia Estabilizador
horizontal
- Perfil Abott NACA 4412 Abott NACA 0009
Parámetro de Esbeltez Anexo D Figura
III.8.1-1 1.3
Anexo D Figura
III.8.1-1 1.8
Ángulo de cero
levantamiento (1/°) Abott -3.8 Abott 0
Pendiente de la curva
de levantamiento Abott 0.106 Abott 0.109
Ángulo de desplome Abott 14 Abott 13.4
Corrección por número
de Reynolds
Anexo D Figura
III.8.1-4 0
Anexo D Figura
III.8.1-4 0
Coeficiente de
levantamiento máximo Abott 1.67 Abott 1.32
Flechado a la Cuerda
Media del Ala
Obtenido del
modelo 1.76
Obtenido del
modelo 0
A Alargamiento Obtenido por la
ecuación 7.63358
Obtenido por la
ecuación 3.66
Esla corrección del
ángulo de ataque al
CLmax por separación
del flujo de aire
Anexo D Figura
III.8.1-3 1.93
Anexo D Figura
III.8.1-3 0
Ángulo de flechado del
borde de ataque
Obtenido del
modelo 3.43
Obtenido de
modelo 0
M Número de Mach Obtenido por
fórmula 0.123257
Obtenido por
fórmula 0.123257
1-M2 Obtenido por
Formula 0.984807
Obtenido por
Formula 0.984807
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103
Símbolo Descripción Referencia Ala Referencia Estabilizador
horizontal
Flechado en la línea
c/4
Obtenido del
modelo 2.464
Obtenido del
modelo 0
Factor del coeficiente
de levantamiento para
M=0.2
Anexo D Figura
III.8.1-2 0.92
Anexo D Figura
III.8.1-2 0.9
Cr Cuerda en la raíz Obtenido del
modelo 0.7337
Obtenido del
modelo 0.375
t/c Espesor relativo - 0.11 - 0.168
Tabla III.8.1-1 Características del perfil del ala y del estabilizador horizontal
Con los datos obtenidos, se puede calcular los siguientes coeficientes:
Con la siguiente ecuación se puede obtener el coeficiente de levantamiento del ala, donde se despeja el LC :
(III.8.1-1)
Donde:
(III.8.1-2)
9848.012325.0122
(III.8.1-3)
01671.02
105.0
K
De esta manera sustituyendo los valores tenemos:
10529.063.7
4))76.1tan(9848.0(016711.0
63.72
2
2
2
LC
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
104
Para obtener los valores máximos y graficarlos, se utilizan las siguientes ecuaciones:
(III.8.1-4)
(III.8.1-5)
Por medio de los valores antes obtenidos y que pueden ser consultados en la tabla III.8.1, resolviendo las
ecuaciones III.8.1-4 y III.8.1-5:
7106.1293.18.310537.0
5364.1
5364.1067.192.0
max
max
CL
LC
LC 0.10537
CL max 1.5364
CLmax 12.71067
Por medio de estos valores y de la ecuación III.8.1-5 se obtiene la curva de levantamiento generada por el ala.
De la ecuación III.8.1-5 se despeja el CL max, de lo cual se puede entender que al variar los valores del ángulo
de ataque “maxCL ” se conseguirán valores de CL que aunque no serán los máximos si serán distintos y serán
de ayuda para obtener el levantamiento a diferentes ángulos de ataque. A partir de estos valores se obtiene la
grafica de levantamiento.
LCLCLL CC max0maxmax
De esta ecuación y al proponer valores para el ángulo de ataque se obtiene la tabla III.8.1-2 con su respectiva
figura III.8.1-1:
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105
ALA
Cl Alfa
-0.20336865 -3.8
-0.11907076 -3
-0.01369841 -2
0.09167395 -1
0.1970463 0
0.30241866 1
0.40779101 2
0.51316337 3
0.61853572 4
0.72390808 5
0.82928044 6
0.93465279 7
1.04002515 8
1.1453975 9
1.25076986 10
1.35614221 11
1.40566722 11.47
1.41 12
Tabla III.8.1-2 y figura III.8.1-1 Coeficiente de levantamiento del ala.
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106
III.8.2 Cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal
El perfil que utiliza el UAV es un NACA 0009. Al cual se le calcularan los mismos coeficientes de levantamiento.
Por lo que las ecuaciones son las mismas mostradas anteriormente y los datos necesarios para el cálculo se
presentaron en la tabla III.8.1 Características del Perfil del Ala y del Estabilizador horizontal al inicio de este
capítulo.
Para obtener los resultados, se utilizarán las ecuaciones III.8.1-1, III.8.1-2, III.8.1-3, III.8.1-4 y III.8.1-5 pero
ahora con los valores correspondientes al estabilizador horizontal.
Donde:
9848.012325.0122
01734.02
109.0
K
De esta manera sustituyendo los valores en la ecuación III.8.1-1 tenemos:
106676.054.3
4))0tan(9848.0(017347.0
54.32
2
2
2
LC
Por medio de los valores antes obtenidos y que pueden ser consultados en la tabla III.8.1, resolvemos la
ecuaciones III.8.1-4 y III.8.1-5:
1364.110010849.0
188.1
188.1032.19.0
max
max
CL
LC
LC 0.1066
CL max 1.188
CLmax 11.136
De la misma forma como se obtuvo el coeficiente de levantamiento para el ala, se obtiene el estabilizador
horizontal. A continuación se presenta la figura y su respectiva tabla.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
107
ESTABILIZADOR HORIZONTAL
Cl Alfa
-0.40537182 -3.8
-0.21335359 -2
-0.10667679 -1
0 0
0.10667679 1
0.21335359 2
0.32003038 3
0.42670718 4
0.53338397 5
0.64006077 6
0.74673756 7
0.85341435 8
0.96009115 9
1.06676794 10
1.0881033 10.2
1.10943866 10.4
1.13077402 10.6
1.15210938 10.8
1.16277706 10.9
Tabla III.8.2-1 y figura III.8.2-1 Coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal.
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108
III.8.3 Levantamiento debido al fuselaje
Para calcular las características aerodinámicas del fuselaje, se le considera como un cuerpo de
revolución equivalente, que tenga su misma longitud y volumen, aunque su eje de simetría puede
tener un ángulo diferente al eje longitudinal del avión.
Se puede observar que la forma aquí propuesta para el UAV ya es en sí un cuerpo de revolución por
lo que la tarea se simplifica.
Para realizar el cálculo del levantamiento debido al fuselaje se utilizaron los siguientes datos:
Símbolo Descripción Referencia Fuselaje
M Número de Mach Calculado 0.123257
dmax
Área de la sección máxima del cuerpo de
revolución equivalente Obtenido de modelo 0.671 m
Somax
Área de la sección máxima del cuerpo de
revolución equivalente. 4
m ax2d
0.527002 m2
X1
Distancia de la punta del fuselaje a la sección
del diámetro máximo del cuerpo de
revolución equivalente
Obtenido de modelo 1.391 m
lf ó lB Longitud del fuselaje Obtenido de modelo 2 m
Vf ó VB
Volumen del cuerpo de revolución
equivalente Obtenido de modelo 0.378373 m3
Vf2/3 -
lf/ dmax Esbeltez del fuselaje - 2.98062
K2-K1 Factor de masa reducida Anexo D Figura III.8.3-1 0.7
X1/lf De cuerpo de revolución equivalente - 0.6957
X0/lf 0.374+0.533(X1/lf) Anexo D Figura III.8.3-4 0.7448
X0
Localización, a partir de la nariz, donde el
flujo potencial termina - 1.15 m
Bl
X
xr0
Mitad de la proyección del área del cuerpo
de revolución equivalente entre X0 y lf - 0.05159 m
2
Relación del coeficiente de resistencia de un
cuerpo de longitud finita y uno infinito Anexo D Figura III.8.3-2 0.58
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
109
Símbolo Descripción Referencia Fuselaje
f0 ó
B0
Ángulo de cero levantamiento del cuerpo de
revolución equivalente, con respecto al eje
longitudinal del avión.
Anexo D Figura III.8.3-5
feff Ángulo de ataque del cuerpo de revolución
equivalente. Ecuación III.8.3-2 7.62°
Mc - Ecuación III.8.3-3 0.936452
Cdc Coeficiente de resistencia de un cilindro de
longitud infinita. Anexo D Figura III.8.3-3 1.8
b Ángulo de ataque del fuselaje real referido al
eje longitudinal del avión - -3.8 a 11
Sw
VB
3/2
- - 0.07573 m
Tabla III.8.3-1 Características de levantamiento del fuselaje.
Se parte de la siguiente ecuación y de las tablas de Levantamiento debido al fuselaje (ver anexo D):
(III.8.3-1)
De la ecuación III.8.3-1 solo hace falta definir dos términos que son:
(III.8.3-2)
Por lo tanto:
BBeff
Por otra parte
(III.8.3-3)
0163.0)62.7(123257.0 senMc
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
110
Finalmente por medio de la ecuación III.8.3-1 se obtiene la contribución del fuselaje al levantamiento para
diferentes ángulos de ataque como se observa en la tabla III.8.3-2 y la figura III.8.3-1
Ángulo de ataque del
fuselaje
Contribución del fuselaje al
levantamiento (grados)
-3.8 -0.014795583
-2 -0.007823218
0 0
2 0.00790337
4 0.015886892
7.5 0.030050923
8.13 0.032626517
9 0.036196364
9.8 0.039492368
10.3246 0.041660685
11 0.04446042
Tabla III.8.3-2 Levantamiento debido al fuselaje.
Figura III.8.3-1 Levantamiento debido al fuselaje.
-0.02
-0.01
0
0.01
0.02
0.03
0.04
0.05
-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12
Co
efi
cien
te d
e Le
van
tam
ien
to
Angulo de ataque [°]
Coeficente de Levantamiento debido al fuselaje
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
111
III.8.4 Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje
El cálculo de levantamiento del conjunto ala-fuselaje se realiza por medio de una suma de levantamientos
generados por las partes involucradas Se puede ver en la ecuación III.8.4-1 que el coeficiente de
levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje varía con respecto al ángulo de ataque relativo y los demás
términos son constantes.
El cálculo se realiza separando la parte lineal de la curva de levantamiento, de la parte correspondiente a
valores máximos.
En la zona lineal el coeficiente de levantamiento del conjunto ala-fuselaje se puede estimar mediante la
expresión.
(III.8.4-1)
Donde:
CLf = Coeficiente de levantamiento del fuselaje.
CLn= Coeficiente de levantamiento de las barquillas, que para este caso en particular no se hace uso de ellas.
(III.8.4-2)
Este término se irá variando para obtener el levantamiento a diferentes ángulos.
Para encontrar los valores máximos se emplean las siguientes ecuaciones, algunos términos se obtuvieron de
figuras que se pueden encontrar en el anexo D como figuras para calcular el levantamiento debido al conjunto
ala fuselaje (de la figura III.8.4-1 a la III.8.4-4):
(III.8.4-3)
4134.1)53.1)(92.0()( max LC
Y
(III.8.4-4)
37.12)27.11)(1.1()( max CL
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
112
Las dos relaciones dependen únicamente de la anchura del fuselaje en la raíz del ala y de la envergadura del
ala. El método emplea un factor de corrección empírico de la conicidad C2.
Para desarrollar el cálculo de levantamiento generado del ala en presencia del fuselaje, se requirió de los
siguientes datos:
Símbolo Descripción Referencia Valor
D Ancho del fuselaje en la raíz del ala Tres vistas del avión 0.60 m
bw Envergadura del ala Obtenido del modelo 5 m
Sw Superficie de referencia del ala Obtenido del modelo 3.275 m2
0w Ángulo de cero levantamiento del ala
De tabla para calculo de
levantamiento del ala -3.79°
Ángulo de incidencia del ala, referido al eje
longitudinal del avión Obtenido por modelo 3.9°
Ángulo de ataque del ala relativo al
levantamiento cero Ecuación III.8.4-2 Varia
Pendiente de la curva de levantamiento del
ala (superficie húmeda)
Obtenido de Tabla para
calculo de levantamiento
del ala
0.105
Relación del ancho del fuselaje y la
envergadura del ala - 0.15
Relación de levantamiento del ala en
presencia del fuselaje al levantamiento del ala
sola
Anexo D Figura III.8.4-1 1.13
Relación de levantamiento aportado por el
ala al fuselaje al levantamiento del ala sola Anexo D Figura III.8.4-1 0.20
Tabla III.8.4-1 Características de levantamiento del ala en presencia del fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
113
Símbolo Descripción Referencia Valor
Conicidad del ala
Obtenido de tabla para
calculo de levantamiento
del ala
0.8
Factor de corrección de la conicidad del ala Anexo D Figura III.8.4-2 0.87
Flecha del borde de ataque Obtenido de modelo 3.27
- - 0.8166
- - 0.15
Relación del coeficiente de levantamiento
máximo del ala-fuselaje al del ala sola Anexo D Figura III.8.4-3 0.92
Relación del ángulo de desplome del ala-
fuselaje al de ala sola Anexo D Figura III.8.4-4 1.05
Coeficiente de levantamiento del ala sola
Obtenido de tabla para
calculo de levantamiento
del ala
1.5364
Ángulo de desplome del ala sola, relativo a
la dirección de levantamiento cero.
Obtenido de tabla para
calculo de levantamiento
del ala
11.2736°
Coeficiente de levantamiento máximo del
conjunto ala-fuselaje Ecuación III.8.4-3 1.4134
Ángulo de desplome del conjunto ala-
fuselaje Ecuación III.8.4-4 9.5149°
Tabla III.8.4-2 Valores máximos de levantamiento del conjunto ala-fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
114
De lo anterior se obtuvo la siguiente tabla:
Ángulo de ataque
del fuselaje
Ángulo de ataque del ala
relativo al levantamiento cero
Coeficiente de levantamiento generado
por el conjunto ala-fuselaje
-3.8 -3.69 -0.53142744
-2 -1.89 -0.27243954
0 0.11 0.01540095
2 2.11 0.303321589
4 4.11 0.59132238
7.5 7.61 1.095516632
8.13 8.24 1.186297665
9 9.11 1.311675024
9.8 9.91 1.426977936
10.3246 10.4346 1.502594783
11 11.11 1.599956349
Tabla III.8.4-3 Coeficiente de levantamiento del conjunto ala – fuselaje.
Figura III.8.4-5 Levantamiento del conjunto ala – fuselaje.
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
-5 0 5 10 15
Co
efi
cien
te d
e Le
van
tam
ien
to
Ángulo de Ataque del Avión [°]
Coeficiente de Levantamiento del Conjunto Ala-Fuselaje
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
115
III.8.5 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje
El coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal se calcula de forma similar al del conjunto ala-
fuselaje, pero incluyendo además los efectos de interferencia estabilizador fuselaje.
La expresión del coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje, en su zona lineal es:
(III.8.5-1)
En donde:
(III.8.5-2)
(III.8.5-3)
h Deflexión de la Estela
25.0
725.0
3.0
3
1
20
h
lhl
C
ARC
Quedando el límite de linealidad del estabilizador horizontal de la siguiente manera:
CL Eh b h
0 0 -3.8 -3.8
0.2 0.827616084 -2 -2.827616084
0.4 1.655232167 0 -1.655232167
0.6 2.482848251 2 -0.482848251
0.81 3.351845139 4 0.648154861
1.15 4.758792481 7.5 2.741207519
1.18 4.882934893 8.13 3.247065107
1.24 5.131219718 9 3.868780282
1.3 5.379504544 9.8 4.420495456
1.335 5.524337358 10.3246 4.800262642
1.2 4.965696502 11 6.034303498
Tabla III.8.5-1 Límite de linealidad del estabilizador horizontal.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
116
Para los valores máximos se utilizan las expresiones:
(III.8.5-4)
125139.0)1064.0(188.1)(99.0() )(max hfhLC
(III.8.5-5)
745.995.10)(89.0() )(max hfhL
De la misma manera en la que se han manejado los datos, a continuación se presenta una tabla con la
información necesaria:
Símbolo Descripción Referencia Valor
Limite de linealidad del estabilizador
horizontal
Obtenido de características de
levantamiento del ala y del
estabilizador horizontal
-3.8° a 6.03
Ancho del fuselaje en la raíz del
estabilizador horizontal Obtenido del modelo 0.75 m
Envergadura del estabilizador horizontal Obtenido del modelo 1.5 m
Relación del ancho del fuselaje y la
envergadura del estabilizador horizontal Obtenido de formula 0.5
Superficie de referencia del ala - 3.275 m
Superficie del estabilizador horizontal Obtenido de formula 0.5042 m2
Ángulo de incidencia del estabilizador
horizontal, referido al eje longitudinal del
avión
Obtenido de modelo 0
Pendiente de la curva de levantamiento del
estabilizador horizontal
Obtenido de características de
levantamiento del ala y del
estabilizador horizontal
0.10849
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
117
Símbolo Descripción Referencia Valor
Relación del levantamiento del estabilizador
horizontal en presencia del fuselaje, al
levantamiento del estabilizador horizontal
aislado
Anexo D Figura III.8.4-1 1.48
Relación del levantamiento aportada por el
estabilizador horizontal en al fuselaje, al
levantamiento del estabilizador horizontal
aislado
Anexo D Figura III.8.4-1 0.8
Tabla III.8.5-2 Características de levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.
Símbolo Descripción Referencia Valor
Conicidad del estabilizador horizontal
Obtenido de Características de
levantamiento del Ala y del
Estabilizador Horizontal
1
Factor de corrección de la conicidad del
estabilizador Anexo D Figura III.8.4-2 0.9
Flecha del borde de ataque
Obtenido de Características de
levantamiento del Ala y del
Estabilizador Horizontal
0
Alargamiento del borde de ataque
Obtenido de Características de
levantamiento del Ala y del
Estabilizador Horizontal
3.54
- - 1
Relación del coeficiente de
levantamiento máximo del estabilizador
horizontal-fuselaje al del estabilizador
horizontal aislado
Anexo D Figura III.8.4-3 0.99
Relación del ángulo de desplome del
estabilizador horizontal-fuselaje al del
estabilizador horizontal aislado
Anexo D Figura III.8.4-4 0.89
Coeficiente de levantamiento del
estabilizador horizontal
Obtenido de Características de
levantamiento del Ala y del
Estabilizador Horizontal
1.18
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
118
Símbolo Descripción Referencia Valor
Ángulo de desplome del estabilizador
horizontal, relativo a la cuerda
Obtenido de Características de
levantamiento del Ala y del
Estabilizador Horizontal
11.13°
Coeficiente de levantamiento máximo
del estabilizador horizontal en presencia
del fuselaje, referido a SH
Ecuación III.8.5-4 0.18107
Ángulo de desplome del estabilizador
horizontal, con respecto al ángulo de
ataque del avión.
Ecuación III.8.5-5 9.9114°
Relación de presión dinámicas sobre el
estabilizador horizontal y en el infinito Ecuación III.8.5-3 1
*Considerar los valores de la deflexión de la Estela h , al igual que los datos de la relación de presiones dinámicas
sobre el estabilizador horizontal y en el infinito
q
qh .
Tabla III.8.5-3 Valores máximos del levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.
Ángulo de ataque
del fuselaje
Limite de linealidad del
estabilizador horizontal
Levantamiento del estabilizador
horizontal en presencia del fuselaje CLh(hf)
-3.8 -3.8 -0.14229295
-2 -3.421682584 -0.12812666
0 -2.843365169 -0.106471268
2 -2.265047753 -0.084815875
4 -1.757814466 -0.065822265
7.5 -0.67467486 -0.025263546
8.13 -0.257927247 -0.009658218
9 0.185567977 0.006948688
9.8 0.70123146 0.026257972
10.3246 1.083663202 0.040578325
11 2.469904494 0.092486841
Tabla III.8.5-3 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
119
Figura III.8.5-1 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.
III.8.6 Levantamiento del avión completo.
El coeficiente del avión completo se calcula sumando las diferentes contribuciones de cada uno de los
elementos calculados en los puntos anteriores y se expresa de la siguiente forma:
(III.8.6-1)
Efecto de los vórtices del fuselaje en el coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal.
(Despreciable cuando la envergadura del estabilizador horizontal no se encuentra empotrada en el fuselaje).
Por lo tanto:
(III.8.6-2)
Donde:
LWfC Es el Coeficiente de levantamiento generado por el conjunto ala fuselaje.
-0.2
-0.1
1E-15
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
-4 -2 0 2 4 6 8 10 12
Co
efic
ien
te d
e L
evan
tam
ien
to
Ángulo de Ataque del Avión [°]
Coeficiente de Levantamiento del Empenaje Horizontal en Presencia del Fuselaje
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
120
)(hfLhC Es el Coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje
De los cálculos anteriormente desarrollados se pueden obtener los dos últimos coeficientes mencionados:
Levantamiento generado por el
conjunto Ala-Fuselaje
Levantamiento del estabilizador horizontal
en presencia del fuselaje
-0.495955344 -0.14229295
-0.252145344 -0.12812666
0.018754656 -0.106471268
0.289654656 -0.084815875
0.560554656 -0.065822265
1.034629656 -0.025263546
1.119963156 -0.009658218
1.237804656 0.006948688
1.346164656 0.026257972
1.417221726 0.040578325
1.508704656 0.092486841
Tabla III.8.6-1 Valores del levantamiento del ala – fuselaje y del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
121
Finalmente de la suma de los coeficientes se obtienen los siguientes resultados:
Ángulo de ataque
del fuselaje
Levantamiento del
Avión completo
-3.8 -0.673760582
-2 -0.400577329
0 -0.091070318
2 0.218494581
4 0.525455586
7.5 1.070096538
8.13 1.176455495
9 1.318398284
9.8 1.452968622
10.3246 1.54287644
11 1.692106439
Tabla III.8.6-2 Levantamiento del avión completo.
Figura III.8.6-1 Levantamiento del avión completo.
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
2
-9 -4 1 6 11 16
Co
fici
ente
de
Leva
nta
mie
nto
Ángulo de ataque del fuselaje [°]
Levantamiento del Avión completo
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
122
III.8.7 Resistencia al avance para cero levantamiento del ala, estabilizador horizontal y estabilizador
vertical
Las fuerzas de resistencia al avance no relacionadas con el levantamiento son usualmente conocidas como
resistencia al avance parásita o resistencia al avance para cero levantamiento. En vuelo de crucero subsónico
de un avión bien diseñado, la resistencia al avance parásita consiste comúnmente de la resistencia al avance
debido a la fricción, la cual depende básicamente del área húmeda [III/6].
Esta resistencia al avance debido a la fricción de una placa plana equivalente de la misma cantidad de área
húmeda puede ser determinada para varios números de Reynolds y rugosidades de piel como se muestra en
las siguientes ecuaciones.
También es preciso señalar que adicionalmente hay que agregar la resistencia al avance producida por la
presión, aunque en vuelo subsónico esta resistencia de presión es usualmente pequeña.
Para condiciones de vuelo subsónico, el coeficiente de resistencia al avance del perfil de las superficies
sustentadores puede determinarse usando la siguiente ecuación basada en la superficie de levantamiento en
consideración [III/7]:
(III.8.7-1)
Es conveniente hacer la aclaración de que el Número de Reynolds a utilizar es el calculado con la longitud de
referencia o el Número de Reynolds de Corte dado en el anexo D figura III.8.7-5, empleado en su caso,
siempre el mayor.
Figura III.8.7-1 Parámetro de localización del espesor relativo máximo del perfil
(Roskam, 1990)
(III.8.7-2)
(III.8.7-3)
Figura III.8.7-2 Definición de la superficie húmeda expuesta
(Roskam, 1990)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
123
En la siguiente tabla se muestra la altura de la rugosidad promedio de los diferentes tipos de superficie que
conforman al avión.
Tabla III.8.7-1 Rugosidad de la superficie
(Hoak, 1978)
Símbolo Descripción Referencia Ala Estabilizador
Horizontal
Estabilizador
Vertical
K Rugosidad de la superficie Tabla III.8.7-1 0.00025 0.00025 0.00025
L
Longitud de referencia
(cuerda media aerodinámica
del ala)
- 0.6578 0.375 0.375
l/k - - 263.2 1500 1500
NR Número de Reynolds Sección III.8.1 1303493.908 743098.534 743098.53
M Número de Mach Tabla III.8.2-1 0.123257 0.123257 0.123257
Cf Coeficiente de fricción de la
placa equivalente
Anexo D Figura
III.8.7-3 0.0045 0.0047 0.0045
t/c Espesor relativo Tabla III.8.1-1 0.12313 0.16826 0.1573
C Cuerda media aerodinámica Obtenida del
modelo 0.6578 0.375 0.375
L Parámetro de localización
del espesor relativo Figura III.8.7-1 1.2 2 2
Xt
Distancia de la punta del
fuselaje a la sección del
diámetro máximo del
cuerpo
Obtenido del
modelo 0.2124 0.1065 0.1065
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
124
Símbolo Descripción Referencia Ala Estabilizador
Horizontal
Estabilizador
Vertical
RLS Factor de corrección de
superficie de levantamiento
Anexo D Figura
III.8.7-5 1.08 1.085 1.085
Flecha en línea del espesor
relativo máximo
Obtenido de
modelo 2.38 0 0
Área de la superficie
sustentadora
Obtenido de
modelo 3.275 0.266 0.2527
COS A
(t/c)max -
Anexo D Figura
III.8.7-4 0.9991 1 1
(CD0)ls Coeficiente de resistencia
para cero levantamiento Ecuación III.8.7-1 0.00568988 0.00076868 0.000679
Tabla III.8.7-2 Coeficiente de resistencia al avance para cero levantamiento de ala, estabilizador horizontal y estabilizador
vertical.
III.8.8 Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento de fuselaje
El coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento de un cuerpo puede ser estimado con la
siguiente expresión empírica indicada por Hoak, basada en cuerpos de revolución simétricos, también puede
ser aplicada en cuerpos asimétricos sustituyendo el cuerpo actual por uno de revolución equivalente,
empleado el método indicado en la sección III.8.3 de esta tesis. Para condiciones subsónicas, con base en el
área frontal se tiene:
(III.8.8-1)
(III.8.8-2)
Símbolo Descripción Referencia Valor
dB Diámetro máx. del cuerpo
de revolución equivalente De tabla de levantamiento 0.6071
CDf Coeficiente de fricción y
presión del cuerpo
0.1184
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
125
Símbolo Descripción Referencia Valor
Cf Coeficiente de fricción de la
placa plana equivalente Tabla III.8.7-2 0.0045
SB Máxima área frontal del
cuerpo de revolución 0.2894
CDb Coeficiente de resistencia
al avance Ecuación III.8.8-3 0.08425
db
Diámetro del perímetro
circular equivalente del
área base.
- 0.6071
lb Largo del fuselaje Tabla III.8.3-1 2
lb/dB - - 3.29
(Swet)e/Sw
Superficie húmeda
expuesta del ala entre la
superficie total del ala.
Anexo D Figura III.8.8-2 9.8
Sw Área del ala - 3.275
(CD0)f
Coeficiente de Resistencia
al avance para cero
levantamiento del fuselaje
Ecuación III.8.8-2 0.010561
Tabla III.8.8-1 Coeficiente de resistencia al avance para cero levantamiento del fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
126
Figura III.8.8-1 Definición de parámetro del fuselaje
(Roskam, 1990)
Coeficiente de resistencia al avance debido a las interferencias
A continuación se presenta el método para definir la resistencia al avance debido a la interferencia que se
produce en las intersecciones que forman los diferentes componentes del avión
III.8.9 Ala-Fuselaje
La resistencia al avance debido a interferencias ala-fuselaje es mínima y tiende a ser cero a velocidades
subsónicas cuando el ala está en la nariz o en la cola del fuselaje. Y alcanza sus valores máximos cuando el ala
esta aproximadamente a la mitad longitudinal del fuselaje. Cuando este dato es aplicado la resistencia al
avance debida a la interferencia ala-fuselaje es un 5% de la resistencia total para cero levantamiento [III/8].
Este valor de interferencia lo podemos encontrar de la siguiente relación:
(III.8.9-1)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
127
Donde:
RWf Es la relación del ala-fuselaje con la resistencia para cero levantamiento del fuselaje solo, con la omisión
de la resistencia al avance base, como una función del número de Mach y el número de Reynolds basado
en el largo del fuselaje. (Anexo D, Figura III.8.9-1)
Cuando se aplica la técnica del factor de corrección por interferencia al avión, se obtiene para el conjunto ala-
fuselaje:
(III.8.9-2)
Símbolo Descripción Referencia Valor
CDf Coeficiente para cero levantamiento del
fuselaje Tabla III.8.8
0.1184
Rwf Relación del ala-fuselaje con resistencia para
cero levantamiento del fuselaje solo.
Anexo D
Figura III.8.9-1 1.057
(CD0)fw
factor de corrección por interferencia al
avión, se obtiene para el conjunto ala-
fuselaje
Ecuación III.8.9-1 0.01851
NR Número de Reynolds para el fuselaje Sección III.8.7 3963192.181
Coeficiente de resistencia al avance del
conjunto ala-fuselaje para cero
levantamiento
Ecuación III.8.9-2 0.024205
Tabla III.8.9-1 Coeficiente de resistencia al avance para cero levantamiento del conjunto ala-fuselaje
III.8.10 Estabilizador horizontal-estabilizador vertical
Cuando el estabilizador horizontal intersecta con el estabilizador horizontal, la resistencia al avance debida a
la interferencia producida en cada esquina se puede aproximar por la siguiente ecuación [III/9]:
(III.8.10-1)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
128
Así basándose en lo anterior, se produce a realizar el cálculo respectivo:
Símbolo Descripción Referencia Valor
n2 Número de esquinas Obtenido del
modelo 4
(t/c)int Promedio del espesor relativo de las
superficies que se intersectan - 0.15
Cint Cuerda en la intersección - 0.26
Coeficiente de resistencia de
interferencia del estabilizador
horizontal con el estabilizador vertical
Ecuación III.8.9-1 0.079389
- 0.0005867
- 0.0005183
- 0.0011051
Tabla III.8.10-1 Coeficiente de resistencia al avance debido a la interferencia estabilizador horizontal-estabilizador vertical
III.8.11 Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador horizontal debido al cambio del
ángulo de ataque
La resistencia al avance debida al levantamiento es conocida como resistencia al avance debido al sistema de
vórtices que se forman en la punta del ala al pasar el flujo de aire del intradós hacia el extradós debido a la
diferencia de presiones y a la viscosidad del flujo, incrementándose de espesor estos vórtices con el
incremento del ángulo de ataque.
Con base en una teoría simple de resistencia inducida del ala, en condiciones subsónicas, normalmente se
presenta con:
(III.8.11-1)
Donde e es la eficiencia de Oswald, la cual tienen un valor de 1 en alas elípticas y puede ser calculada para alas
con otras formas en planta. La ecuación tiene una utilidad limitada. Provee valores razonables para alas
cónicas debajo de ángulos de ataque para el valor máximo del levantamiento entre la resistencia al avance
(L/D). Arriba de este ángulo, la separación del flujo en el borde de salida causa un incremento significativo en
la resistencia al avance, sobre el valor obtenido por la ecuación. La ecuación tampoco es válida en alas con
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
129
flechado y alas con bajo alargamiento debido a que el espesor del vórtice en el intradós reduce al
alargamiento efectivo del ala.
Se han considerado muchos métodos para su aplicación en aeronaves de aviación general. Así que se utilizará
el método presentado por Hoak[III/10] que se muestra a continuación; aplica tanto para el ala, como para el
estabilizador horizontal.
(III.8.11-2)
(III.8.11-3)
(III.8.11-4)
Símbolo Descripción Referencia Ala Estabilizador
Horizontal
Estabilizador
Vertical
CLW
Coeficiente de
levantamiento de la
superficie a considerar
Tabla III.8.1-2 Varia Varia -
Factor de corrección
por conicidad de la
superficie
Anexo D Figura
III.8.11-1 0.048 0.027 0.018
Factor de corrección
por flechado de la
superficie
Anexo D Figura
III.8.11-2 1 0 0
Factor de corrección
por flechado de la
resistencia por
viscosidad
Anexo D Figura
III.8.11-3 1 1 1
J - Ecuación III.8.11-3 6.71 1.9961 1.0828
Factor de incremento
debido a la resistencia
por viscosidad
Anexo D Figura
III.8.11-4 Varia Varia -
C1 - Anexo D Figura
III.8.11-5 0.125 0 0
C2 - Anexo D Figura
III.8.4-2 0.9 0.8 0.8
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
130
Símbolo Descripción Referencia Ala Estabilizador
Horizontal
Estabilizador
Vertical
Aw Alargamiento Obtenido de
modelo 7.6336 3.66 1.99
Flechado del borde de
ataque Tabla III.8.4-2 3.43 0 0
Sección III 0.9923709
Flecha en la línea c/4 Tabla III.8.1 2.464 0 0
S Superficie Tabla III.8.1 3.275 0.266 0.2527
Tabla III.8.11-1 Coeficiente de resistencia al avance inducida de ala y estabilizador horizontal.
Así se tiene que el coeficiente de resistencia inducida para el ala y una superficie de referencia de 2.5 m2 y
0.266 m2 respectivamente, es de:
Tabla III.8.11-2 Coeficientes de resistencia al avance inducida del ala.
ALA
b (CDi)w
-3.8 0.00352652
-2 1.6E-05
0 0.00331066
2 0.01417925
4 0.03262177
7.5 0.09812095
8.13 0.11467412
9 0.14186401
9.8 0.16393565
10.3246 0.19178825
11 0.22181529
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
131
Figura III.8.11-6 Coeficiente de resistencia al avance inducida del ala.
Tabla III.8.11-3 Coeficientes de resistencia al avance inducida del estabilizador horizontal.
0
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12
Co
efi
cien
te d
e R
esis
ten
cia
Ind
uci
da
Ángulo de Ataque del Avión [°]
Coeficiente de resistencia inducida del Ala
Estabilizador Horizontal
b (CDi)w
-3.8 0.01467365
-2 0.00914562
0 0.00406472
2 0
4 0.00406472
7.5 0.04625889
8.13 0.09216015
9 0.11216638
9.8 0.14231062
10.3246 0.17259397
11 0.18832216
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
132
Figura III.8.11-7 Coeficiente de resistencia al avance inducida del estabilizador horizontal.
III.8.12 Variación del coeficiente de resistencia al avance de fuselaje con el ángulo de ataque.
La variación de resistencia al avance de un cuerpo con el ángulo de ataque es relativa a su propio
levantamiento. Si se asume que en la parte delantera del cuerpo el flujo es potencial y en la parte trasera el
flujo es viscoso, se puede considerar como en la sección III.8.3.
La siguiente ecuación para el coeficiente de resistencia al avance en vuelo subsónico de un cuerpo debido al
cambio del ángulo de ataque es mencionada por Hopkins (Hopkins, 1951).
(III.8.12-1)
Símbolo Descripción Referencia Fuselaje
M Número de Mach Calculado 0.123257
dmax
Área de la sección máxima del cuerpo de revolución
equivalente Obtenido de modelo 0.6071 m
Somax
Área de la sección máxima del cuerpo de revolución
equivalente. 4
m ax2d
0.527 m2
-0.05
0
0.05
0.1
0.15
0.2
-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12
Co
efi
cien
te d
e R
esis
ten
cia
Ind
uci
da
Ángulo de Ataque del Avión [°]
Coeficiente de Resistencia Inducida del Empenaje Horizontal
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
133
Símbolo Descripción Referencia Fuselaje
X1
Distancia de la punta del fuselaje a la sección del
diámetro máximo del cuerpo de revolución
equivalente
Obtenido de modelo 1.391 m
lf Longitud del fuselaje Obtenido de modelo 2 m
Vf Volumen del cuerpo de revolución equivalente Obtenido de modelo 0.3783 m3
lf/ dmax Esbeltez del fuselaje - 2.9806
K2-K1 Factor de masa reducida Anexo D Figura III.8.3-1 0.7
X1/lf De cuerpo de revolución equivalente - 0.6957
X0/lf 0.374+0.533(X1/lf) Anexo D Figura III.8.3-4 0.7448
X0
Distancia del borde de ataque del fuselaje donde
cesa el flujo potencial - 1.15
Bl
X
xr0
Mitad de la proyección del área del cuerpo de
revolución equivalente entre X0 y lf - 0.05159 m2
f0
Ángulo de cero levantamiento del cuerpo de
revolución equivalente, con respecto al eje
longitudinal del avión.
Anexo D Figura III.8.3-5
feff Ángulo de ataque del cuerpo de revolución
equivalente. Ecuación III.8.3-2 7.62°
Mc - Ecuación III.8.3-3 0.4682
Cdc Coeficiente de resistencia de un cilindro de
longitud infinita. Anexo D Figura III.8.3-3 1.3
b Ángulo de ataque del fuselaje real referido al eje
longitudinal del avión - -3.8 a 11
Tabla III.8.12-1 Características de Levantamiento del fuselaje.
Una comparación de la ecuación III.8.12-1 con la ecuación del levantamiento de un cuerpo de la sección
III.8.3, se obtiene:
(III.8.12-2)
Donde el primer término es el coeficiente de levantamiento del cuerpo y el segundo es el ángulo de ataque
del cuerpo relativo al eje del cuerpo.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
134
Así de lo tratado en la sección III.8.3 se puede deducir que la resistencia al avance del fuselaje para el UAV,
queda resumido por:
(III.8.12-3)
Para obtener los valores de la integral (sumatoria) se realizó la siguiente tabla:
r x
1 0 0.02 0
2 0.2484 0.02 0.004968
3 0.3244 0.02 0.006488
4 0.36485 0.02 0.007297
5 0.3812 0.02 0.007624
6 0.3727 0.02 0.007454
7 0.27355 0.02 0.005471
8 0.2268 0.02 0.004536
9 0.20395 0.02 0.004079
10 0.18395 0.02 0.003679
11 0 0.02 0
suma 0.051596
Tabla III.8.12-2 Resultados de la sumatoria de la ecuación III.8.12-1.
Sustituyendo los valores correspondientes, se tiene lo siguiente:
275.3
3783.00515.0
3783.0
3.158.02
3783.0
5270.07.02 32
32
3
32
2 BDiC
3725 4102628.14108615.6 BDiC
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
135
Como los valores del ángulo de ataque varían, se realizó la siguiente tabla:
CLf CDiB
b b -4 1 2 1 2 CDiB
-3.8 -7.8 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00371707
-2 -6 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00220763
0 -4 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00098521
2 -2 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00024731
4 0 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0
7.5 3.5 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.0007659
8.13 4.13 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.0010678
9 5 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00156781
9.8 5.8 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00211304
10.3246 6.3246 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00251522
11 7 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00308528
Tabla III.8.12-3 Variación de la resistencia al avance respecto a los ángulos de ataque del fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
136
Finalmente se realizó la gráfica de los coeficientes de resistencia al avance del fuselaje contra el ángulo de
ataque:
b CDiB
-3.8 0.00371707
-2 0.00220763
0 0.00098521
2 0.00024731
4 0
7.5 0.0007659
8.13 0.0010678
9 0.00156781
9.8 0.00211304
10.3246 0.00251522
11 0.00308528
Tabla III.8.12-4 Valores de la resistencia al avance del fuselaje respecto a la variación de su ángulo de ataque.
Figura III.8.12-1 Coeficiente de resistencia al avance inducido del fuselaje.
-0.0005
0
0.0005
0.001
0.0015
0.002
0.0025
0.003
0.0035
-5 0 5 10 15
Co
efi
cen
te d
e R
esi
ste
nci
a
Ind
uci
da
Ángulo de Ataque del Avión [°]
Coeficiente de Resistencia inducido del fuselaje
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
137
III.8.13 Coeficiente de resistencia al avance debido a misceláneas
Por último se calculan los coeficientes de resistencia producidos por elementos misceláneos, conformados
principalmente por el tren de aterrizaje, la cabina, y escape del motor, los montantes y las protuberancias,
para así tener en consideración a todos los elementos que producen resistencia al avance.
Símbolo Descripción Referencia Valor
Coeficiente de resistencia para cero levantamiento
del tren de aterrizaje, basado en su propia
superficie de referencia.
Figura III.8.13-1 0.53
Es la superficie de referencia del tren de aterrizaje. 0.025 m2.
Es un factor que considera la variación de la
resistencia al avance con el levantamiento Figura.III.8.13-2 Despreciable
Ancho de la llanta Propuesto 0.1 m.
Diámetro de la llanta Propuesto 0.25 m.
A Distancia existente entre la nariz de la aeronave y
el tren de aterrizaje frontal Anexo D Figura III.8.13-3 0.4 m.
E Altura total del tren de aterrizaje Anexo D Figura III.8.13-3 0.6 m.
Símbolo Descripción Referencia Valor
Coeficiente de resistencia al avance debido al tren
de aterrizaje. Ecuación III.8.13-1 0.00877
Tabla III.8.13 Incremento del coeficiente de resistencia al avance debido al tren de aterrizaje.
El incremento de resistencia producido por el tren de aterrizaje se estima mediante la siguiente expresión [III/11]:
(III.8.13-1)
De la figura III.8.13-1 obtendremos el valor del coeficiente de resistencia al avance del tren de aterrizaje
trasero con las llantas sin carenado para cero levantamiento.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
138
Figura III.8.13-1 Incremento de resistencia del tren de aterrizaje: tren fijo empotrado al ala o fuselaje
En la figura III.8.13-2 el factor de resistencia inducida del tren de aterrizaje, tomando en cuenta la figura
donde se ve el tren de aterrizaje fijado al fuselaje.
Figura III.8.13-2 Factor de resistencia inducida del tren de aterrizaje
En la Anexo D Figura III.8.13-3 obtendremos el valor del coeficiente de resistencia al avance del tren de nariz
para cero levantamiento.
Una vez obtenidos los valores anteriores se sustituirán en la ecuación III.8.13-1.
275.3
025.0062.0
275.3
025.0053.0DgearC
00877.0DgearC
III.8.14 Estimación de la resistencia al avance debido al escape del motor
En ésta sección se muestra un método rápido (Roskam, 1990) para determinar la resistencia al avance extra
causada por la instalación del escape del motor.
Motor de émbolo.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
139
El Anexo D figura III.8.14-1 ilustra los incrementos de resistencia al avance asociados con la configuración del
escape de un motor de émbolo [III/12]. En el caso del UAV se tomará el incremento de 0.0010.
III.8.15 Resistencia al avance debido a montantes
Símbolo Descripción Referencia Valor
Velocidad del avión en m/s. Sección III.3 41.49 m/s.
Espesor del montante. Propuesto 0.0585 m.
Incremento de la resistencia al avance
debido a montantes. Ecuación III.8.15-1 0.0804
Superficie del montante. Propuesto 0.002687
Superficie del ala. Tabla III.8.1 3.275
Coeficiente de resistencia al avance
debido a montantes. Ecuación III.8.15 0.000131
Tabla III.8.15-1 Resistencia al avance debido a montantes.
Para el cálculo de la resistencia debida a los montantes, se empleará la siguiente ecuación para definir el
coeficiente de resistencia de los montantes [III/13].
(III.8.15-1)
(III.8.15-2)
Sustituyendo los valores correspondientes nos queda:
15.00585.0*49.41092.0
DMONTC
0804.0 DMONTC
Y la resistencia del montante en función de la superficie de referencia es:
(III.8.15-3)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
140
Sustituyendo de nuevo los valores correspondientes nos queda:
275.3
0026.00804.0DMONTC
000131.0DMONTC
III.8.16 Resistencia al avance por filtración y protuberancias
La resistencia al avance debido a protuberancias y filtraciones [III/14] es difícil de determinar por cualquier
método. La resistencia por filtración es debida a la tendencia de aspirar del avión a través de los orificios y
grapas en zonas de alta presión, y soplar en zonas de baja presión. La pérdida de cantidad de movimiento o
momentum del aire aspirado contribuye directamente a la resistencia al avance, y el aire soplado tiende a
producir separación del flujo en la superficie.
Las protuberancias incluyen antenas, luces y defectos de manufactura, como son cabezas de remaches,
rugosidades en la piel o paneles desalineados. Normalmente éste valor se determina como un porcentaje de
la resistencia total miscelánea.
Para aviones de producción normal, la resistencia al avance debido a protuberancias y filtraciones puede ser
estimada entre 2 al 5% de la resistencia miscelánea en turborreactores de transporte y bombarderos; entre 5
al 10% para aviones de hélice y entre el 10 y 15% para aviones de combate. Si se toma especial cuidado
durante el diseño y la manufactura, esta resistencia puede ser reducida a cero pero a un costo considerable.
Para el caso del UAV, se incrementará la resistencia en un 10% del valor de las resistencias misceláneas.
III.8.17 Coeficiente de resistencia al avance del avión completo
La resistencia total del UAV se resume en este apartado mediante la siguiente ecuación que engloba todo lo
obtenido previamente:
(III.8.17-1)
Para obtener el primer valor, se realizó la suma de todos los coeficientes de resistencia al avance de cero
levantamiento: CD0 = 0.1056.
El valor de la resistencia al avance debido a misceláneas se obtuvo de la suma de las resistencias al avance del
tren de aterrizaje, de los montantes, del escape y de filtraciones y protuberancias, con lo cual quedó de: ΔCDmis
= 0.0133
Con estos valores obtenidos se procede a sustituir en la ecuación III.8.17-1 mediante la siguiente tabla
realizada en Excel, teniendo así:
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
141
b (CDi)w (CDi)h (CDi)f CD
-3,8 0.003526516 0.014673646 0.003717071 0.07533098
-2 1.59999E-05 0.009145624 0.002207633 0.064783004
0 0.003310659 0.004064722 0.000985211 0.061774339
2 0.014179249 0 0.000247313 0.067840309
4 0.032621768 0.004064722 0 0.090100237
7,5 0.098120947 0.046258888 0.000765905 0.198559486
8,13 0.114674125 0.065 0.001067803 0.234155674
9 0.141864011 0.1 0.001567806 0.296845564
9.8 0.163935649 0.13 0.002113039 0.349462434
10 0.191788252 0.16 0.002515217 0.407717215
Tabla III.8.17-1 Valores obtenidos de resistencia al avance para sustituir en la ecuación III.8.17-1.
Finalmente se grafica el coeficiente de resistencia total contra el ángulo de ataque.
b CD
-3.8 0.07533098
-2 0.064783004
0 0.061774339
2 0.067840309
4 0.090100237
7.5 0.198559486
8.13 0.234155674
9 0.296845564
9.8 0.349462434
10.3246 0.407717215
Tabla III.8.17-2 Valores obtenidos de la ecuación III.8.17-1.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
142
Figura III.8.17-1 Coeficiente de resistencia al avance del avión completo.
III.8.18 Coeficiente de momento de cabeceo y centro aerodinámico del ala y estabilizador horizontal
para cero levantamiento.
Símbolo Descripción Referencia Ala Estabilizador
horizontal
Alargamiento Tabla III.8.1 7.63358 3.66
Flecha en la línea c/4 Tabla III.8.1 2.464 0
Conicidad Tabla III.8.4-2 y Tabla
III.8.5-2 0.7 0
Coeficiente de momento para
cero levantamiento del perfil. Abott -0.093 0
Coeficiente de momento para
cero levantamiento de la
superficie.
Ecuación III.8.18-1 -0.0648 0
0
0.05
0.1
0.15
0.2
0.25
0.3
0.35
0.4
0.45
-5 0 5 10 15
Co
efi
cien
te d
e R
esis
ten
cia
al A
van
ce
Ángulo de ataque del Avión [°]
Coeficiente de Resistencia al Avance inducida del Fuselaje
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
143
Símbolo Descripción Referencia Ala Estabilizador
horizontal
Número de Mach Tabla III.8.1 0.12325 0.12325
0.9848 0.9848
Cuerda en la raíz Tabla III.8.1 0.7337 0.375
Cuerda media aerodinámica Tabla III.8.7-2 0.6578 0.375
Flecha del borde de ataque Tabla III.8.1 3.43 0
Parámetro requerido 2.7472 0
Parámetro requerido 0.3012 0
Centro aerodinámico relativo al
borde de ataque de la cuerda
media aerodinámica, como
relación de
Ecuación III.8.18-2 0.1644 0.09375
Tabla III.8.18-1 Centro aerodinámico y coeficiente de momento de cabeceo del ala y estabilizador horizontal para cero
levantamiento.
El coeficiente de momento de cabeceo para cero levantamiento, para alas, puede ser determinado
aproximadamente de la siguiente ecuación [III/15]
:
(III.8.18-1)
Ingresando los valores correspondientes a la ecuación obtendremos:
)464.2(2
7.01
)464.2(226.9
)464.2(26.9093.00 Cos
Cos
CosCm
06489965.00 mC
El Coeficiente de momentos del estabilizador horizontal se calcula con la misma fórmula, pero debido a que el
coeficiente de momentos del perfil NACA 0009 es cero, el coeficiente de momentos del estabilizador
horizontal será de cero.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
144
El centro aerodinámico es el punto con respecto al cual el coeficiente de momentos de cabeceo del ala no
varía con el coeficiente de levantamiento, siendo por lo tanto una constante, y se puede determinar en
relación con un eje de referencia deseado y como una relación de la cuerda media aerodinámica del ala
usando la siguiente ecuación [III/16].
(III.8.18-2)
Obteniendo con esta ecuación que los valores de los centros aerodinámicos del ala y del estabilizador
horizontal son:
ALA E. HORIZONTAL
C 0.6578 m. 0.375 m.
Xac 0.1644 m. 0.09375 m.
Tabla III.8.18-2 Centros aerodinámicos del ala y del estabilizador horizontal.
III.8.19 Momento de cabeceo del ala-fuselaje para cero levantamiento.
Símbolo Descripción Referencia Valor
Coeficiente de momento de cabeceo del ala para
cero levantamiento Tabla III.8.18-1 -0.0625
Ancho del fuselaje en el empotre del ala Tabla III.8.4-1 0.671
Longitud del fuselaje Tabla III.8.3-1 2
Distancia de la nariz del fuselaje a un cuarto de la
cuerda de ala Obtenida del modelo 1.0543
Superficie alar de referencia Tabla III.8.4-1 3.275
Superficie en planta del fuselaje Obtenida del modelo 0.9249
Superficie en planta del fuselaje delante de la
línea de un cuarto de cuerda de la cuerda media
aerodinámica del ala
Obtenida del modelo 0.6016
Cuerda media aerodinámica del ala Tabla III.8.1 0.6578
Incidencia de la línea de cero levantamiento del
ala con respecto al eje x del cuerpo, -α0w + iw Tabla III.8.4-1 3.9
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
145
Símbolo Descripción Referencia Valor
Parámetro usado en la figura III.8.8-1 Anexo D, Figura III.8.19-1 0.4867
Parámetro usado en la figura III.8.8-1 Anexo D, Figura III.8.19-1 0.3428
- Anexo D, Figura III.8.19-1 -0.28
- Ecuación III.8.19-1 -0.0163
Coeficiente de momento del conjunto ala-
fuselaje-barquillas para cero levantamiento Ecuación III.8.19-2 -0.0789
Tabla III.8.19 Determinación del coeficiente de momentos del conjunto ala fuselaje.
La adición de un fuselaje a un ala resulta en una contribución al momento de cabeceo a cero levantamiento.
Esta contribución, (Cm0)f puede ser estimada de la figura III.8.8-1 la cual está basada en cuerpos de forma
aerodinámica de sección circular o casi circular para condiciones de ala media [III/17].
Para el cálculo de éstos coeficientes utilizaremos las ecuaciones siguientes:
(III.8.19-1)
6578.0275.3
29249.09.327.00 f
Cm
0163.00 f
Cm
(III.8.19-2)
0163.00625.00 wfn
Cm
0789.00 wfn
Cm
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
146
III.8.20 Momento de cabeceo de fuselaje debido al levantamiento.
Símbolo Descripción Referencia Valor
M Número de Mach. Tabla III.8.1 0.123
Superficie alar de referencia. Tabla III.8.4-1 3.275 m2
Volumen de referencia. Tabla III.8.20-2 0.3783 m3
Área de la sección transversal de un cuerpo circular
equivalente de la estación considerada y en función de
x a partir del borde de ataque del fuselaje.
Figura III.8.20-1 Variable
Longitud del fuselaje. Tabla III.8.3-1 2 m
Distancia desde la nariz del cuerpo, hasta donde el
flujo potencial termina y se vuelve viscoso. Tabla III.8.20-3 1.528 m
Distancia de la nariz del cuerpo al eje de referencia. Obtenida del modelo 1.054 m
Distancia de la nariz del cuerpo al centro del segmento
considerado. Obtenida del modelo Variable
Radio efectivo del cuerpo en la estación posterior del
segmento considerado. Figura III.8.20-1 Variable
Cuerda media aerodinámica. Tabla III.8.1 0.6578 m.
Factor de masa reducida. Tabla III.8.12-1 0.7
Relación de coeficientes de resistencia de cilindros de
longitud finita e infinita. Tabla III.8.3-1 0.58
Coeficiente de resistencia al avance de un cilindro de
longitud infinita. Tabla III.8.12-1 1.3
- Ecuación III.8.20-2 1.0783
- Ecuación III.8.20-3 -0.0699
Pendiente de la curva de coeficiente de momento de
cabeceo del fuselaje (α en grados) 0.01223 – 1.49101x10-5 α
Tabla III.8.20-1 Determinación de la pendiente de la curva de momento de cabeceo del fuselaje.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
147
La pendiente de la curva del momento de cabeceo del fuselaje para números de Mach subsónicos, puede ser
determinada por la siguiente ecuación.
(III.8.20-1)
Ésta fórmula contiene dos términos; el primero, debido a los efectos de levantamiento en el flujo potencial y
el segundo, debido a los efectos de levantamiento en el flujo viscoso.
Como puede apreciarse, la ecuación anterior es similar a la del coeficiente de levantamiento del fuselaje
previamente utilizado, sólo se agrega el brazo de palanca, así que siguiendo el mismo procedimiento,
realizaremos el cálculo respectivo para el UAV.
Las soluciones de las integrales de la ecuación son:
(III.8.20-2)
(III.8.20-3)
Para observar claramente lo que se realizó, a continuación se muestra el esquema con las variables y
constantes utilizadas.
Figura III.8.20-1 Referencias en el fuselaje (Bravo García, 2007)
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
148
Para obtener la solución de la ecuación III.8.20-1, se realizó la siguiente tabla:
Volumen (m3) 0.3783
η 0.58
Cdc 1.3
αff 7.62
k2-k1 0.7
Xm (m) 1.054
Sw (m2) 3.275
CMA (m) 0.6578
Tabla III.8.20-2 Valores a ingresar a la ecuación III.8.20-1.
Al sustituir los respectivos valores, se obtuvo:
fl
X
m
X
mf dxxxrdSxxxCm
0
0
6578.0275.3378.03.57
378.03.158.04
6578.0275.3378.03.57
378.07.022
0
fl
X
m
X
mf dxxxrdSxxxCm
0
0
00042.00113.00
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
149
Para la solución de las integrales, se realizó la siguiente tabla en Excel:
X ΔSx xm-x (Xm-x)*ΔSx
0 0.09547999 1.054 0.100635909
0.0827 0.08888392 0.9713 0.086332951
0.1654 0.17325247 0.8886 0.153952145
0.2481 0.15311225 0.8059 0.123393162
0.3308 0.22433455 0.7232 0.162238747
0.4135 0.1924145 0.6405 0.123241487
0.4962 0.25324492 0.5578 0.141260016
0.5789 0.2121288 0.4751 0.100782393
0.6616 0.26479706 0.3924 0.103906366
0.7443 0.21642442 0.3097 0.067026643
0.827 0.26263637 0.227 0.059618456
0.9097 0.45865004 0.1443 0.066183201
0.9924 5.462E-05 0.0616 3.36459E-06
1.0751 0.44178558 -0.0211 -0.009321676
1.1578 0.02071631 -0.1038 -0.002150353
1.2405 0.37591941 -0.1865 -0.07010897
1.3232 0.00732742 -0.2692 -0.001972541
1.4059 0.32941468 -0.3519 -0.115921026
1.4822 0.02510353 -0.4282 -0.010749332
suma 1.078350944
Tabla III.8.20-3 Solución de la integral del primer término de la ecuación III.8.20-1.
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150
x r Δx xm-x (Xm-x)r*Δx
1.528 0.15565 0.0458 -0.474 -0.00337904
1.5738 0.1501 0.0458 -0.5198 -0.00357341
1.6196 0.1934 0.0458 -0.5656 -0.00500993
1.6654 0.13515 0.0458 -0.6114 -0.00378449
1.7112 0.12755 0.0458 -0.6572 -0.00383922
1.757 0.11845 0.0458 -0.703 -0.00381378
1.8028 0.10655 0.0458 -0.7488 -0.00365414
1.8486 0.0918 0.0458 -0.7946 -0.00334085
1.8944 0.07335 0.0458 -0.8404 -0.00282326
1.9402 0.0431 0.0458 -0.8862 -0.00174934
suma -0.03496745
Tabla III.8.20-4 Solución de la integral del segundo término de la ecuación III.8.20-1.
Una vez obtenidas las sumatorias, se multiplicarán por las constantes respectivas, con lo que se obtendrá el
valor de la pendiente de la curva del coeficiente de momento de cabeceo del fuselaje.
0349.000042.00783.10113.0 fCm
51049101.10122.0 fCm
III.8.21 Momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje.
Las características del momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje se consideran en términos de la
pendiente del momento de cabeceo, del centro aerodinámico y coeficiente de momento de cabeceo.
Factores que contribuyen al momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje.
Momento de cabeceo a cero levantamiento, calculado en el punto III.8.8
0789.00 wfn
Cm (III.8.21-1)
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
151
Momentos de cabeceo de fuselaje-barquillas, valor calculado en el punto 5.3
51049101.10122.0 fCm
(III.8.21-2)
III.8.22 Momentos de cabeceo del ala.
Símbolo Definición Referencia Valor
Cuerda media aerodinámica. Tabla III.8.1 0.6578 m.
Cuerda en la raíz de la superficie húmeda
del ala. Tabla III.8.1 0.7337 m.
Superficie alar de referencia. Tabla III.8.4-1 3.275 m2.
Superficie húmeda del ala. Tabla III.8.4-1 3.275 m2.
Pendiente de la curva de levantamiento
del ala (superficie húmeda). Tabla III.8.4-1 0.105
Relación del levantamiento del ala en
presencia del fuselaje con la del ala sola. Tabla III.8.4-1 1.13
Relación del levantamiento aportado por
el ala al fuselaje a la del ala sola. Tabla III.8.4-1 0.2
Centro aerodinámico del ala en presencia
del fuselaje en % de la cuerda en la raíz y
medido a partir del borde de ataque de la
cuerda en la raíz.
Sustituyendo valores 0.224
Ancho del fuselaje en la raíz del ala. Tabla III.8.4-1 0.75 m.
Envergadura del ala. Tabla III.8.4-1 5 m.
d/b 0.15
Pendiente de la curva del momento de
cabeceo del conjunto ala-fuselaje debido
al levantamiento
Ecuación III.8.22-1 -0.0349 1/°
Tabla 3.8.22-1 Pendiente de la curva de coeficiente de momento de cabeceo del ala debido al levantamiento
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
152
Los momentos de cabeceo del ala, debidos al levantamiento efectivo del ala, incluyen los efectos de la
deflexión ascendente de la estela del fuselaje en el ala y el levantamiento del ala, para un eje de momentos en
el borde de ataque de la cuerda de la raíz de los paneles del ala expuestos. Con ayuda de la siguiente ecuación [III/18], el valor del momento de cabeceo del ala se calcula como se muestra a continuación:
(III.8.22-1)
105.0275.3
275.3
6578.0
7337.020.0224.013.1224.0
wffwCm
0349.0 wffw
Cm 1/°
III.8.23 Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del ala.
Símbolo Definición Referencia Valor
Alargamiento del ala. Tabla III.8.1 7.6335
Cuerda media aerodinámica. Tabla III.8.1 0.6578
Es la distancia vertical desde el eje X
un c/4 del ala, positivo hacia abajo. Obtenida del modelo -0.4175
Pendiente de la curva de
levantamiento del ala. Tabla III.8.4-1 0.105
Pendiente de la curva de
levantamiento del conjunto ala-
fuselaje.
Sección III.8.4 0.144
Factor de eficiencia del ala. (Oswald) Ecuación III.8.23-2 0.9661
Factor de resistencia inducida para
alas con conicidad Anexo D, Figura III.8.23-1 0.045
Contribución al coeficiente de
momento de cabeceo de la
resistencia del ala.
Ecuación III.8.23-1 0.0041
Tabla III.8.23-1 Pendiente de la curva de coeficiente de momento de cabeceo del ala debido a la resistencia al avance.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
153
El momento de cabeceo del ala debido a la resistencia al avance del ala, puede ser calculado mediante la
siguiente ecuación [III/19]:
(III.8.23-1)
Para obtener el factor de Oswald, se resolverá la siguiente ecuación:
(III.8.23-2)
Previo a esto, se obtendrá el valor de δ del Anexo D, figura III.8.23-1
Una vez obtenidos los valores necesarios, se ingresarán a la ecuación III.8.21-1 para obtener finalmente el
valor de la Contribución al coeficiente de momento de cabeceo de la resistencia del ala.
6578.0
4175.0
1706.23
105.02
1440.0
105.0LwfnDW
CCm
LwfnDWCCm 0041.0
1/°
III.8.24 Momentos libres de fuselaje.
Símbolo Definición Referencia Valor
Ancho del fuselaje en el centro del
segmento analizado. Obtenida del modelo Variable.
Distancia del borde de ataque del ala al
centroide del segmento, para los puntos
situados adelante del ala.
Figura III.8.24-1 Variable.
Distancia del borde de salida del ala al
centroide del segmento para los puntos
situados detrás del ala.
Obtenida del modelo Variable.
Variación de la deflexión de la estela con
el ángulo de ataque, detrás del ala. Ecuación III.8.24-3 0.697
Variación de la deflexión con el ángulo
de ataque
Figura III.8.24-1 y Anexo D,
Figura III.8.24-2 Variable
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
154
Símbolo Definición Referencia Valor
Distancia del borde de salida del ala al
centro del último segmento del fuselaje
considerado.
Obtenida del modelo 0.6 m
Ecuación III.8.24-2 0.3998
Superficie alar. Tabla III.8.1 3.275 m2
Cuerda media aerodinámica del ala. Tabla III.8.1 0.6578 m
Pendiente de la curva del coeficiente de
momento de cabeceo libre del fuselaje. Ecuación III.8.24-1 0.0263 1/°
Tabla III.8.24-1 Momentos libres del fuselaje.
La corriente del ala modifica la corriente que llega al fuselaje. Según estudios realizados por Multhopp [III/20] en
la parte delantera del fuselaje la corriente se desvía hacia arriba y en la parte trasera hacia abajo.
La siguiente expresión indica la contribución del coeficiente de momento de cabeceo libre (sin interferencia)
del fuselaje al coeficiente de momento de cabeceo total del UAV.
(III.8.24-1)
Las curvas de se muestran en la figura III.8.22-2 como una función del segmento Δx adelante del borde
de ataque del ala,
wc
x1 donde cw es la cuerda del ala en el empotre del fuselaje y la cuerda en la línea central
de la barquilla para el cálculo del momento libre de las barquillas (en nuestro caso, no se tienen barquillas).
Para segmentos inmediatamente adelante del borde de ataque del ala, crece tan abruptamente que
valores enteros de esta relación se dan basados en la longitud del segmento adyacente al borde de ataque y
para segmentos atrás del borde de salida del ala se asume que varía linealmente, obteniéndose de:
(III.8.24-2)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
155
Además para el cálculo de la variación de la deflexión del flujo con el ángulo de ataque se puede calcular con
la siguiente ecuación:
25.0
725.0
3.0
320
lh
Cw
AR
Cp
Cr
aw
(III.8.24-3)
En la figura III.8.22-1 se muestra de forma clara la manera de dividir el fuselaje para la obtención de los
momentos libres [III/21].
Figura III.8.24-1 Segmentos del fuselaje para determinar los momentos libres (Multhopp, 1942).
Para obtener este coeficiente de momento, se realizaron las siguientes tablas en Excel; la primera muestra los
valores antes de llegar al ala; la segunda tabla muestra los valores obtenidos después del ala.
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
156
X X1/Cw dbeta/dalfa W2 W2(dbeta/dalfa)(delta x)
0.78573 1.07091454 1.15 0.099856 0.009496805
0.70302 0.95818454 1.2 0.18992164 0.018847824
0.62031 0.84545455 1.25 0.269361 0.027845193
0.5376 0.73272455 1.3 0.33802596 0.036341171
0.45489 0.61999455 1.4 0.3969 0.045953082
0.37218 0.50726455 1.45 0.44542276 0.05341287
0.28947 0.39453455 0 0.48469444 0
0.20676 0.28180455 0 0.51523684 0
0.12405 0.16907455 0 0.53787556 0
0.04134 0.05634455 4.5 0.55294096 0.205776978
Sumatoria 0.397673923
Tabla III.8.24-2 Valores obtenidos del primer segmento del fuselaje (de la nariz a donde empieza el borde de ataque del ala).
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
157
W X' dbeta/dalfa W2 W2(dbeta/dalfa)(delta x)
W11 0.3113 0.0229 0.01082785 0.09690769 4.81E-05
W12 0.3002 0.0687 0.03248356 0.09012004 0.000134076
W13 0.3868 0.1145 0.05413926 0.14961424 0.00037098
W14 0.2703 0.1603 0.07579497 0.07306209 0.000253628
W15 0.2551 0.2061 0.09745067 0.06507601 0.00029045
W16 0.2369 0.2519 0.11910637 0.05612161 0.000306147
W17 0.2131 0.2977 0.14076208 0.04541161 0.000292764
W18 0.1836 0.3435 0.16241778 0.03370896 0.000250752
W19 0.1467 0.3893 0.18407349 0.02152089 0.000181433
W20 0.0862 0.4351 0.20572919 0.00743044 7.00E-05
Sumatoria 0.002198302
Tabla III.8.24-3 Valores obtenidos del segundo segmento del fuselaje (del borde de salida del ala hasta la parte final del fuselaje).
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CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión
158
Una vez obtenidos los valores de la integral (sumatoria) se ingresan los valores a la ecuación:
3998.0
7337.0275.35.36
1
BCm
0263.0 B
Cm 1/°
III.8.25 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje respecto al centro de
gravedad.
En los siguientes apartados se hace la modificación de las ecuaciones para que el eje de referencia sea el
centro de gravedad del avión.
Margen estático del conjunto ala-fuselaje.
Todos los momentos calculados hasta ahora están referidos al borde de ataque del ala. Para referirlos al
centro de gravedad se emplea la ecuación III.8.13-1
Las características del momento de cabeceo en términos del margen estático, el cual es la distancia del centro
de gravedad al centro aerodinámico, se obtiene de la siguiente expresión:
(III.8.25-1)
Cada valor fue obtenido previamente, por lo que se realiza la sustitución de valores:
1440.00040.0
0263.00041.00349.01049.10122.0
6578.0
5014.05
Lwfn
L
mC
dC
dC (III.8.25-2)
Teniendo en cuenta la necesidad de sustituir términos en la ecuación anterior, se puede deducir que:
(III.8.25-3)
Y sustituyendo los valores respectivos se obtiene:
OLwfnC8.3
1440.0
Sustituyendo esto en la ecuación III.8.23-2 se obtiene que el margen estático se encuentre en este rango:
Posición delantera del c.g. (14% de la CMA)
Lwfn
cgL
m CdC
dC0034.00958.0
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
159
Posición trasera del c.g. (23% de la CMA)
Lwfn
cgL
m CdC
dC0034.01596.0
III.8.26 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala – fuselaje
Para esta parte del estudio se dividen las curvas del coeficiente de momento de cabeceo en dos partes: la
zona lineal y la zona no lineal.
En el caso del UAV sólo se realizará el cálculo de la zona lineal, debido a que su misión no se realizará en
condiciones extremas, por lo que nuestra ecuación nos queda como se muestra:
(III.8.26-1)
La cual al integrarse tomará la forma:
(III.8.26-2)
Sustituyendo los valores correspondientes, las ecuaciones quedan de la forma:
Posición delantera del c.g.
0789.00017.00958.0 2
.. LwfnLwfngcmwfn CCC
Posición trasera del c.g.
0789.00017.01596.0 2
.. LwfnLwfngcmwfn CCC
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
160
Por medio de la ecuación anterior, se realizará una variación de los coeficientes de levantamiento para la
construcción de la gráfica del Cm wfn vs CL wfn:
lim. Delantero. Lim. Trasero.
CLwfn (Cmwfn)cg (Cmwfn)cg
-0.495955344 -0.163888221 -0.195533446
-0.252145344 -0.140750665 -0.156839202
0.018754656 -0.115040881 -0.11384421
0.289654656 -0.089329635 -0.070847757
0.560554656 -0.063616928 -0.027849841
1.034629656 -0.018616173 0.047400028
1.119963156 -0.010515562 0.060945479
1.237804656 0.000671235 0.079651342
1.346164656 0.010958189 0.096852379
1.417221726 0.017703986 0.108132086
Tabla III.8.26-1 Variación del coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje respecto al centro de
gravedad.
Graficando los valores anteriores se obtiene lo siguiente:
Figura III.8.26-1 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje.
-0.25
-0.2
-0.15
-0.1
-0.05
0
0.05
0.1
0.15
-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2
Co
efie
nte
de
Mo
men
to d
e
Cab
ece
o
Coeficiente de Levantamiento del Conjunto Ala-Fuselaje
lim. Delantero.
lim. Trasero.
Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto Ala-Fuselaje
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
161
III.8.27 Coeficientes de Momentos de cabeceo del avión completo.
Símbolo Definición Referencia Valor
Posición del centro de gravedad del avión
medida desde el borde de ataque del ala. Sección III.8.25 Varía.
Distancia entre el borde de ataque del ala
y el punto ¼ de la cuerda del estabilizador
horizontal.
Obtenida del modelo 2.3391 m.
Cuerda media aerodinámica del ala. Obtenida del modelo 0.6578 m.
- - 3.555
Coeficiente de levantamiento del
estabilizador horizontal. Sección III.8.5 Varía.
Contribución del estabilizador horizontal al coeficiente de momento de cabeceo
Límite delantero del c.g. Ecuación III.8.27-2 -3.4159 CLh(hf)
Límite trasero del c.g. Ecuación III.8.27-2 -3.3189 CLh(hf)
Tabla III.8.27-1 Contribución del estabilizador horizontal al momento de cabeceo.
El momento de cabeceo del avión completo con estabilizador horizontal, se determina a partir de la siguiente
ecuación [III/22]:
(III.8.27-1)
Donde el primer término se obtuvo en la sección anterior, y el segundo término es la contribución del
estabilizador horizontal al coeficiente de momento de cabeceo del avión, en el cual se incluyen los efectos de
interferencia del estabilizador – fuselaje.
El momento de cabeceo debido al estabilizador horizontal, se determina de la siguiente forma:
(III.8.27-2)
Para el cálculo del coeficiente de momento de cabeceo del estabilizador horizontal se realizaron las siguientes
tablas en Excel:
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
162
lim. Del./CMA 0.092092
lim. Tras./CMA 0.1558986
Xh 2.3391
CMAw 0.6578
Tabla III.8.27-2 Valores ocupados para obtener el momento de cabeceo de los límites delantero y trasero de la ecuación
III.8.27-2.
Para el límite delantero:
)()(6578.0
3391.2092.0 hfLhhfmh CC
)()( 5559.3 hfLhhfmh CC
Y variando los valores de CLh(hf) tenemos la siguiente tabla:
Delantero
CLh(hf) Cmh(hf)
-0.14229295 0.48606476
-0.12812666 0.4376735
-0.10647127 0.36369989
-0.08481588 0.28972629
-0.06582226 0.22484517
-0.02526355 0.08629886
-0.00965822 0.03299193
0.00694869 -0.02373633
0.02625797 -0.08969576
0.04057832 -0.13861329
0.09248684 -0.31592988
Tabla III.8.27-3 Variación del momento de cabeceo en el límite delantero respecto al coeficiente de levantamiento.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
163
Para el límite trasero:
)()(6578.0
3391.21558.0 hfLhhfmh CC
)()( 3189.3 hfLhhfmh CC
Y variando los valores de CLh(hf) tenemos la siguiente tabla:
Trasero
CLh(hf) Cmh(hf)
-0.14229295 0.47226234
-0.12812666 0.42524522
-0.10647127 0.35337218
-0.08481588 0.28149915
-0.06582226 0.21846041
-0.02526355 0.0838483
-0.00965822 0.03205509
0.00694869 -0.02306231
0.02625797 -0.08714874
0.04057832 -0.13467719
0.09248684 -0.30695865
Tabla III.8.27-4 Variación del momento de cabeceo en el límite trasero respecto al coeficiente de levantamiento.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
164
Una vez realizado esto, se procederá a resolver la ecuación III.8.27-1 por medio de las siguientes tablas en
Excel:
Límite Delantero
(Cmwfn)cg Cmh(hf) Cm CLwfn Alfa b
-0.129326093 0.486064756 0.356738663 -0.531467632 -3.8
-0.104873743 0.437673503 0.33279976 -0.272450669 -2
-0.077425768 0.363699894 0.286274126 0.01540095 0
-0.049684259 0.289726285 0.240042026 0.303310457 2
-0.021649045 0.224845174 0.203196129 0.591277851 4
0.028119835 0.086298861 0.114418696 1.095360084 7.5
0.037173887 0.032991933 0.070165819 1.186113713 8.13
0.049725099 -0.02373633 0.025988769 1.311449596 9
0.061315594 -0.089695763 -0.028380168 1.426710651 9.8
0.068941631 -0.138613287 -0.069671656 1.502298115 10.3246
Tabla III.8.27-5 Momento de cabeceo del avión completo (límite delantero).
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Capítulo III Aerodinámica del Avión
165
Trasero
(Cmwfn)cg Cmh(hf) Cm CLwfn Alfa b
-0.163237236 0.47226234 0.309025104 -0.531467632 -3.8
-0.122257894 0.425245217 0.302987323 -0.272450669 -2
-0.076443085 0.353372181 0.276929096 0.01540095 0
-0.03033105 0.281499145 0.251168095 0.303310457 2
0.016078385 0.218460414 0.234538799 0.591277851 4
0.098011038 0.083848297 0.181859335 1.095360084 7.5
0.11285577 0.032055086 0.144910856 1.186113713 8.13
0.133404239 -0.023062307 0.110341932 1.311449596 9
0.15234915 -0.08714874 0.065200411 1.426710651 9.8
0.164798166 -0.134677189 0.030120977 1.502298115 10.3246
Tabla III.8.27-6 Momento de cabeceo del avión completo (límite trasero).
Graficando los valores de las tablas, se obtendrá:
Figura III.8.27-1 Momento de cabeceo del avión completo vs coeficiente de levantamiento (límites trasero y delantero).
-0.6
-0.5
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2
Co
efi
cien
te d
e m
om
ento
s d
e ca
bec
eo
Coeficiente de levantamiento
Límite delantero
Límite Trasero
Coeficiente de Momento de Cabeceo del Avión completo
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
166
Figura III.8.27-2 Momento de cabeceo del avión completo vs ángulo de ataque (límites trasero y delantero).
III.8.28 Tres vistas finales del diseño conceptual del UAV.
Una vez terminado el cálculo de la aerodinámica básica del UAV, se presentan las tres vistas finales de la
aeronave y su isométrico. Todas las dimensiónes se encuetran en centímetros.
Figura III.8.28-1 Vista frontal.
-0.6
-0.5
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
-5 0 5 10 15
Co
efi
cien
te d
e m
om
ento
s d
e ca
bec
eo
Ángulos de ataque [°]
Límite delantero
Límite Trasero
Coeficiente de Momento de Cabeceo del Avión completo
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Capítulo III Aerodinámica del Avión
167
Figura III.8.28-2 Vista lateral.
Figura III.8.28-3 Vista superior.
Figura III.8.28-4 Vista isométrica.
Capítulo
Rendimientos y
actuaciones
“Más que el brillo de la victoria, nos conmueve
la entereza ante la adversidad.”
-Octavio Paz
IV
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
169
IV.1 CONSIDERACIONES INICIALES
La aerodinámica de una aeronave debe asegurar su capacidad de vuelo, mientras que los rendimientos
se enfocan a que dicho vuelo sea eficiente y las actuaciones a la capacidad de maniobrar para cumplir
con su misión, desde el despegue, ascenso, desarrollo de su crucero, descenso y aterrizaje, como se
describe en la figura IV.1-1
La tabla IV.1-1 contiene el glosario, datos y referencias que se utilizan en los siguientes cálculos.
Figura IV.1-1 Actuaciones y rendimientos del avión
Símbolo Descripción Referencia Valor
Cr Cuerda de raíz Tabla III.8.1-1 0.7337 m
Cp Cuerda de punta Obtenido del modelo 0.5135 m
A Alargamiento Tabla III.8.1-1 7.6335
Cuerda media aerodinámica Tabla III.8.1-1 0.6578 m
Λ Conicidad Tabla III.8.4-2 0.7
B Envergadura Tabla III.8.4-1 5 m
Sw Superficie Alar Tabla III.8.4-1 3.275 m
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
170
Símbolo Descripción Referencia Valor
W0 Peso máximo de despegue Tabla III.4-2 170 kg
We Peso vació Tabla III.4-2 96.66 kg
Wf Peso del combustible Tabla III.4-2 17.13 kg
Vc Volumen del combustible 1 galón =3.7854 lts
6.6 gal
ó
24.98 lts
CD0 Coeficiente Resistencia Parásita
0.01576947
Swet Superficie húmeda Obtenida del modelo 9.39 m2
Coeficiente de fricción superficial
equivalente Raymer Resistencia Parásita pag. 280 0.0055
e Factor de eficiencia Oswald Sección 3.7.11 0.9661
K Constante para calcular CDA (Arrastre del
avión) 0.0431
h Altitud - Variable
N Número de palas - 2
β Ángulo de paso - 35°
D Diámetro de la hélice - 0.80 m
V Velocidad en la trayectoria vuelo Rango estimado a partir de la
velocidad máxima de UAV Variable
Coeficiente de sustentación del ala Sección III.8.1 Variable
Coeficiente de arrastre o de resistencia al
avance del avión Variable
Fineza aerodinámica
Variable
Tracción
Variable
Potencia Requerida Variable
Tabla IV.1-1 Datos requeridos para el cálculo del rendimiento y actuaciones del UAV.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
171
IV.2 Rendimientos
En una aeronave, en términos de energía, para volar el sistema planeador se alimenta del sistema de
propulsión. A la relación entre energía proporcionada por el sistema de propulsión contra energía utilizada
por el planeador se le llama rendimiento.
Para el análisis de rendimientos de un avión, se considera la relación entre potencia requerida, , y potencia
disponible, , implicando la primera a la fuerza de resistencia al avance del planeador por la velocidad de
translación y la segunda, a la fuerza de tracción del conjunto motor-hélice por la misma velocidad de
translación.
IV.2.1 Potencia requerida
La resistencia al avance del avión por su velocidad representa la potencia requerida,
(IV.2.1-1)
La tabla IV.2.1-1 muestran el desarrollo para calcular la potencia requerida del avión. Este proceso se repite
para cada altitud seleccionada, desde nivel del mar, 2000, 4000, 6000 y 8000 pies.
Altitud h=8000 pies
Altitud h=6000 pies
Altitud h=4000 pies
Altitud h=2000 pies
Altitud h=0 pies
V CL CD β CS TR PR
Velocidad en la trayectoria
vuelo
Coef. de sust. del ala
Coef. De arrastre del avión
Fineza aerodinámica
Cualidad Sustentad
ora
Tracción Requerida
Potencia Requerida
Rango estimado a partir del estudio
comparativo
CL/CD CS=CL
3/2/C
D
m/s km/h Polar no equilibrada 1 1 kgf kgf m/s HP
20.0 72.00 2.0763 0.2016 10.30 14.84 16.504 330.089 4.34
25.0 90.00 1.3289 0.0919 14.46 16.67 11.754 293.848 3.87
30.0 108.00 0.9228 0.0525 17.59 16.89 9.667 289.995 3.82
35.0 126.00 0.6780 0.0356 19.05 15.69 8.922 312.259 4.11
40.0 144.00 0.5191 0.0274 18.96 13.66 8.968 358.713 4.72
43.0 154.80 0.4492 0.0245 18.36 12.30 9.259 398.153 5.24
45.0 162.00 0.4101 0.0230 17.82 11.41 9.541 429.364 5.65
46.0 165.60 0.3925 0.0224 17.52 10.97 9.706 446.472 5.87
46.8 168.48 0.3792 0.0220 17.26 10.63 9.848 460.890 6.06
47.6 171.36 0.3666 0.0216 17.00 10.29 9.999 475.963 6.26
48.0 172.80 0.3605 0.0214 16.87 10.13 10.078 483.748 6.37
49.0 176.40 0.3459 0.0209 16.53 9.72 10.284 503.939 6.63
50.0 180.00 0.3322 0.0205 16.18 9.33 10.504 525.183 6.91
55.0 198.00 0.2746 0.0190 14.44 7.56 11.776 647.670 8.52
60.0 216.00 0.2307 0.0181 12.77 6.13 13.310 798.630 10.51
Tabla IV.2.1-1 Secuencia de cálculos para determinar la Potencia Requerida
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
172
La figura IV.2.1-1 muestra el comportamiento de la potencia requerida en función de la velocidad de
translación a las diferentes altitudes.
Figura IV.2.1-1 Potencia que requiere el avión en un rango de velocidades de entre 70 y 220 km/h a diferentes altitudes
de vuelo.
IV.2.2 Potencia Disponible
Del capítulo III, se deriva la siguiente información del sistema de propulsión:
IV.2.2.1 Motor
Potencia nominal 11.2 hp @ 7,500 rpm datos en h=0.
Por jerarquía se consideran las condiciones deseables en el segmento de crucero del perfil de misión,
estableciendo como valor conservador para la potencia un 75% de la potencia nominal como dato de potencia
máxima continua, PMC= 8.4 HP @ 5760 rpm para crucero en h=0.
Al ser un motor relativamente pequeño, se sugiere la adaptación de un mecanismo de reducción de la
velocidad de giro, para disminuir el margen del diámetro de la hélice y alejar la posibilidad de efectos nocivos
por altas velocidades en las puntas de las palas de la hélice seleccionada.
Se propone una relación de reducción de 2:1, es decir, por cada dos revoluciones del motor una revolución de
la hélice:
(IV.2.2-1)
0.00
2.00
4.00
6.00
8.00
10.00
12.00
0.00 50.00 100.00 150.00 200.00 250.00
Po
ten
cia
Req
uer
ida
HP
Velocidad km/h
h = 0 pies
h = 2000 pies
h = 4000 pies
h = 6000 pies
h = 8000 pies
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
173
Con base en el criterio de máxima eficiencia, se consideran las como
constantes y se corrige la potencia del motor para las altitudes seleccionadas [IV/1]:
(IV.2.2-2)
h σ =ρ/ρh ρ
96 rps ó
48 rps
Altitud Densidad relativa
Densidad Potencia Máxima Continua
pies 1 kgf s2 m-4 HP
0 1 0.125 8.400
2000 0.94277 0.11784625 7.835
4000 0.88808 0.11101 7.294
6000 0.83586 0.1044825 6.779
8000 0.78601 0.09825125 6.286
Tabla IV.2.2.1-1 Altitudes seleccionadas para el análisis
IV.2.2.2 Hélice
La selección de la hélice se hace considerando la seguridad operacional y las dimensiones del avión, costo de
adquisición, alta eficiencia y disponibilidad de información.
Por dimensiones se recomienda un diámetro menor a 1m para mantener una distancia segura con respecto al
suelo.
Por eficiencia y costo, se prefiere una hélice de dos palas de paso fijo.
Y se propone la familia de hélices con perfil Ckark-Y, de las cuales se cuenta con suficiente información y es un
perfil bastante utilizado en hélices de aeromodelos.
Con base en el factor de funcionamiento de la hélice [IV/2]
(IV.2.2-3)
Considerando el rango previsto de velocidades del avión, de 20 a 60 m/s, = 48 rps y un diámetro
D= 0.80 m, se determina un rango para . De la figura IV.2.2.2-1
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
174
Figura IV.2.2.2-1 Rendimiento de la hélice 5868-9 Clark-Y de dos palas
Con ésta información se concluye que la hélice 5868-9 Clark-Y de dos palas con un paso geométrico fijo
es una buena opción por sus valores de eficiencia, especialmente a velocidades próximas al crucero
deseado.
La tabla IV.2.2.2-1 muestra el desarrollo y cálculo de la potencia disponible, , a las diferentes altitudes.
(IV.2.2-4)
Altitud h=800 0 pies
Altitud h= 6000 pies
Altitud h= 4000 pies
Altitud h= 2000 pies
Altitud h= 0 pies
V J η
Pmc=8.4 HP= 638.4 kgf m/s; nhélice = 2850 rpm= 48 rps (ver tabla IV.2.2.1-1)
PD Potencia Disponible
Velocidad de translación
Coeficiente de funcionamiento
de la hélice
Eficiencia de la hélice
Rango seleccionado (ver
tabla IV.2.1-1)
Leido de figura IV.2.2.2-1
m/s km/h 1 1 HP kgf m/s
20 72 0.5263 0.374 3.1416 238.7616
25 90 0.6579 0.475 3.99 303.24
30 108 0.7895 0.572 4.8048 365.1648
35 126 0.9211 0.67 5.628 427.728
40 144 1.0526 0.76 6.384 485.184
43 154.8 1.1316 0.8 6.72 510.72
45 162 1.1842 0.819 6.8796 522.8496
46 165.6 1.2105 0.825 6.93 526.68
46.8 168.48 1.2316 0.8325 6.993 531.468
47.6 171.36 1.2526 0.833 6.9972 531.7872
48 172.8 1.2632 0.837 7.0308 534.3408
49 176.4 1.2895 0.839 7.0476 535.6176
50 180 1.3158 0.844 7.0896 538.8096
55 198 1.4474 0.854 7.1736 545.1936
60 216 1.5789 0.825 6.93 526.68
Tabla IV.2.2.2-1 Secuencia de cálculos para determinar la Potencia Disponible
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
175
Se repite el cálculo para cada altitud y luego se grafica la potencia disponible en función del rango de
velocidades de translación, como se muestra en la figura IV.2.2.2-2.
Figura IV.2.2.2-2 Potencia disponible a diferentes altitudes
La figura IV.2.2.2-3 concentra las gráficas de las potencias requeridas y disponibles a diferentes altitudes. Estas
gráficas son la parte medular de los rendimientos del avión y con ellas se pueden cuantificar algunos
parámetros del avión, tales como las velocidades mínimas y máximas en función de la altitud de vuelo.
También se hace evidente la capacidad del avión, en términos de energía, para realizar actuaciones o
maniobras que requieren de una energía adicional, en éste caso, representada como un excedente de
potencia análogo al área entre las curvas de potencia requerida y disponible.
0
1
2
3
4
5
6
7
8
0 50 100 150 200 250
Po
ten
cia
Dis
po
nib
leH
P
Velocidad km/h
h = 0 pies
h= 2000 pies
h = 4000 pies
h = 6000 pies
h = 8000 pies
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
176
Figura IV.2.2.2-3
Pot. Disponible ──── ; Pot. Requerida ────
a diferentes altitudes
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
177
IV.3 Actuaciones
IV.3.1 Ascenso
El ascenso es la actuación o maniobra más representativa de una aeronave.
La figura IV.3.1-1 muestra una aeronave en actitud de ascenso, cuya trayectoria tiene una inclinación y su
velocidad se descompone en sus vectores vertical y horizontal.
La capacidad de ascender o magnitud de su velocidad vertical, , es proporcional con el excedente de
potencia, , e inversamente proporcional con el peso, , del avión.
(IV.3.1-1)
Y del triángulo de velocidades de la figura IV.3.1-1:
(IV.3.1-2)
(IV.3.1-3)
La tabla IV.3.1-1 muestra el desarrollo y cálculos de los parámetros del vuelo en ascenso. En la parte inferior
de dicha tabla, se detalla la obtención gráfica de los excedentes de potencia a partir de las gráficas de
potencias contra velocidad, figura IV.3.1-2.
Figura IV.3.1-1 Componentes vertical y horizontal
de la velocidad de ascenso
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
178
h= 8000 pies
h= 6000 pies
h= 4000 pies
h= 2000 pies
h=0 pies
VELOCIDAD EN LA TRAYECTORIA
EXCEDENTE DE POTENCIA ÁNGULO DE ASCENSO VELOCIDAD
HORIZONTAL VELOCIDAD VERTICAL
V θ VH VV
m/s km/h kgf m/s HP (o) m/s m/s
Mínima y máxima de la grafica de potencias vs
velocidad
Leido de gráficas de potencias vs velocidad
24.611 88.6 0 0 0.00 24.611 0.000
30.556 110 85.652 1.127 0.94 30.551 0.504
36.111 130 124.184 1.634 1.16 36.104 0.730
41.667 150 128.44 1.69 1.04 41.660 0.756
47.222 170 72.808 0.958 0.52 47.220 0.428
50.833 183 0 0 0.00 50.833 0.000
Tabla IV.3.1-1 Desarrollo y cálculos para graficar los parámetros
del vuelo en ascenso.
Se repite el proceso para las demás altitudes y se grafican las hodógrafas de ascenso mostradas en la figura
IV.3.1-3.
Figura IV.3.1-3 Hodógrafas de ascenso a diferentes altitudes de vuelo del UAV
Figura IV.3.1-2 Ejemplo de excedentes de potencia
para la altitud h=0
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
179
IV.3.2 Techo
Una consecuencia del análisis de potencias disponible, requerida y capacidades de ascenso, es la obtención
del techo absoluto, denotado con . Como su nombre lo indica, es la máxima altitud que podrá alcanzar el
avión al agotar su excedente de potencia y donde la velocidad vertical es cero.
Aceptando el comportamiento lineal de las velocidades verticales máximas con respecto a la altitud de vuelo,
se elabora la gráfica IV.3.2-1 con dichos parámetros. En virtud de que son valores leídos de gráficas, se
recomienda hacer un ajuste por regresión lineal para obtener la ecuación que determina el cambio de las
velocidades verticales con respecto a la altitud de vuelo.
Figura IV.3.2-1 Obtención gráfica de la ecuación que modela el comportamiento de velocidades verticales contra altitud
Con los términos adecuados la ecuación queda como:
(IV.3.2-1)
Lógicamente cuando la , se habrá alcanzado la altitud máxima, es decir el techo absoluto H.
El techo absoluto del UAV es de
Se considera un valor correcto para su misión de vigilancia, cuya altura de vuelo debe ser relativamente baja
con respecto al terreno considerando el promedio de elevaciones del territorio nacional. Inclusive, para un
caso extremo de gran elevación como la ciudad de Toluca, queda un margen aproximado de altura de vuelo
de 2200 pies sobre el terreno.
y = -0.0165x + 151.89R² = 0.99660.000
50.000
100.000
150.000
200.000
0 2000 4000 6000 8000 10000
Vv
pie
s/m
in
Altitud h pies
Vv máximas vs altitud, h
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
180
IV.3.3 Descenso
Un caso de interés es el descenso en planeo, es decir, sin potencia. Aunque se considera como una
contingencia, en caso de falla del motor, se deben conocer las cualidades de vuelo en planeo del UAV.
En éste caso la energía que utiliza el avión depende de su altitud, es decir, convierte su energía potencial
debida a la altura, en energía cinética para lograr una velocidad.
De un análisis de fuerzas en esta condición de vuelo, se tiene que:
(IV.3.3-1)
Lo que implica que:
(IV.3.3-2)
Donde es la fineza aerodinámica del avión.
De la figura III.8.6-1, se deduce la ecuación de la curva de sustentación del UAV:
(IV.3.3-3)
Donde
Con un análisis análogo al de vuelo en ascenso, y con base en el triángulo de velocidades de la figura IV.5-1,
se tiene:
(IV.3.3-4)
Y:
(IV.3.3-5)
Figura IV.3.3-1 Hodógrafa de descenso en planeo
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
181
(IV.3.3-6)
El desarrollo y cálculos se muestran en la tabla IV.3.3-1.
h = 8000 pies
h = 6000 pies
h = 4000 pies
h = 2000 pies
h = 0 pies
α CL CDi CDT β θ VP VH VV
Ángulo de
ataque
Coef. de sustentación
Arrastre inducido
Arrastre total
Fineza aerodiná
mica
Ángulo de descenso
Velocidad de planeo
Velocidad horizontal
Velocidad vertical
CL=0.163∙α-0.1 CDi = K C2
L CDT=CDo+CDi CL/CD θ= Tan-1
(1/β)
VH=VPCosθ VV=VPSenθ
Arbitrario Ecuación IV.5.-3 Datos de
tabla IV.1-1
( o ) 1 1 1 1 (
o ) m/s m/s m/s
0.000 -0.1 0.000431 0.016200 -6.1726 -9.20 #¡NUM! #¡NUM! #¡NUM!
0.614 8.2E-05 2.898E-10 0.015769 0.00519 89.70 229.492 1.193 -229.489
0.615 0.00024 2.587E-09 0.015769 0.01553 89.10 229.480 3.565 -229.452
0.616 0.00040 7.175E-09 0.015769 0.02587 88.51 229.455 5.935 -229.378
0.617 0.00057 1.405E-08 0.015769 0.03620 87.92 229.418 8.302 -229.268
0.618 0.00073 2.322E-08 0.015769 0.04654 87.33 229.369 10.665 -229.121
0.619 0.00089 3.468E-08 0.01576 0.05688 86.74 229.308 13.022 -228.938
Tabla IV.3.3-1 Desarrollo y cálculo de las hodógrafas de descenso, vuelo en planeo del UAV
La figura IV.3.3-2 muestra el graficado de las hodógrafas de descenso para diferentes altitudes de vuelo del
UAV.
Figura IV.3.3-2 Hodógrafas de descenso, vuelo en planeo del UAV
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CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
182
IV.3.4 Alcance y autonomía.
Finalmente se procede a obtener el alcance (R) y autonomía (E) del UAV mediante las siguientes ecuaciones [IV/3]:
(IV.3.4-1)
(IV.3.4-2)
Para determinar estos parámetros se debe elegir el escenario de operación dentro de los alcances del perfil de
misión propuesto. Sin duda, un caso relevante es que el UAV realice vuelos de vigilancia sobre el valle de
México.
Se propone una altitud de 2400 m para determinar los valores de alcance y autonomía. La siguiente tabla
concentra la información requerida en los cálculos de las actuaciones del UAV.
Descripción Referencia Valor Unidad
Peso específico de la gasolina.
Chas Martin & Company, Inspectors of Petroleum. 0.686 kg/lt
Combustible abordo. Indicar página o tema, donde se calcularon las fracciones de
peso 6.6 gal
Peso del combustible abordo.
Tabla 3.5.3-2 Información técnica.
24.98364 lt
17.138777 kg
37.7053095 lb
Pm máx. hc Potencia máxima continua del motor en crucero
6 HP ; 6HP@48rps
N Dato del motor, para potencia máxima continua (PM) n= 2880
rpm 48 rps
D Diámetro de la hélice (DATOS) 0.8 m
Vc Del cálculo de potencia requerida estableciendo como crucero la operación sobre la Ciudad de México, h=2400m = 7872 pies,
para fineza aerodinámica máxima
43 m/s
154.8 km/h
Consumo de combustible por HORA del motor
MINI 2 PLUS
Consumo en volumen, horario de combustible 0.5813 gal/hr
Consumo en peso, horario de combustible
1.5092 kg/hr
3.32024 lb/hr
Bsfc Consumo Específico de Combustible. Se calcula su consumo
horario y, dividido éste último entre la potencia en HP en crucero, hc (6.317HP), se obtiene el bsfc en lb/hr/HP.
0.553373333 lb/hr/bHP
CL De la polar, dato para fineza máxima. (POLAR DEL AVIÓN) 0.56918785
-
CD De la polar, dato para fineza máxima. (POLAR DEL AVIÓN) 0.02973278
-
W0 Peso máximo de despegue (DATOS) 374 lb
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones
183
Descripción Referencia Valor Unidad
W1 Peso máximo de despegue (DATOS) menos el peso de
combustible: W0 - Wf (DATOS). 336.2946905 lb
S Superficie alar. 35.23376 pie2
hc Altitud de crucero. 7872 pies
sc Densidad relativa a hc. 0.78916 -
ρhc Densidad a la altitud de crucero, hc=7872 pies=2400m, dato del
UAV. 0.001875 lb s2/pie4
J Coeficiente de funcionamiento de la hélice, J = V/nD 1.119 -
η Eficiencia de la hélice, leído de figura IV.2.2.2-1, entrando con J 0.79 -
S Área alar 35.23376 pies2
3.275 m2
Tabla IV.3.4-1 Valores ocupados para el cálculo del alcance y la autonomía del UAV.
Finalmente los resultados del alcance y autonomía del UAV se muestran a continuación:
Alcance = 1089 millas
Autonomía = 11.5 horas
Conclusiones y
recomendaciones
“Lo que hagas en la vida, tendrá eco en la
eternidad.”
-película El Gladiador
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Conclusiones y recomendaciones
185
Conclusiones.
Actualmente se cuenta con poca información y una regulación muy escasa y confusa sobre los
lineamientos de construcción, operación y navegación de los UAV’s.
Por otra parte, se puede tomar como ventaja que no existan parámetros de construcción de éstas
aeronaves, ya que la libertad de diseño es muy amplia, lo que hace que cada aeronave verdaderamente
se apegue a los requerimientos de cada cliente/misión y que los diseños sean más creativos y poco
comunes con mejores eficiencias y que puedan ser aplicables en un futuro para aeronaves más grandes
de uso comercial, por ejemplo, de pasajeros.
A pesar de que llevan varios años en la industria aeronáutica, de su avance tecnológico y que su campo
de aplicación ha crecido, no se le ha dado mayor importancia a su funcionalidad (tareas que pueden
llegar a desarrollar).
Son un punto de partida para el cambio en la manera de pilotar una aeronave, como ejemplo, de
pasajeros.
Según la investigación realizada, la tendencia muestra que la mayoría de los países que desarrollan esta
tecnología lo hacen con fines bélicos, siendo solo unos cuantos los que están aprovechando estas
tecnologías para uso civil como investigación o vigilancia, por lo cual, si se desea manufacturar un UAV
en México, la competencia no sería tan fuerte.
Es difícil realizar una división del espacio aéreo en cuanto al tamaño y forma de los UAV´s, ya que un UAV
pequeño podría volar a gran altitud o a baja altitud, dependiendo de los requerimientos de la misión, por
lo que es mejor realizar la división del espacio aéreo por la misión que va a desarrollar.
Los resultados obtenidos sólo reflejan una posibilidad de entre muchas y son aproximaciones que
dependen de una enorme cantidad de variables además de la permanente posibilidad de ser
optimizados. Por ello y como fue indicado en el alcance de este trabajo, el peso máximo de diseño de
despegue se ubicó en los 170 Kg. Permitiendo un margen de error de hasta un 30% de incremento en el
peso vacío y una carga útil alrededor de los 30 Kg.
Por lo tanto, se plantea la posibilidad de recurrir a materiales y procesos de fabricación más económicos
sin sacrificar el cumplimiento del perfil de misión ofrecido inicialmente o, en su defecto, incrementar su
potencial en cuanto a capacidad en peso de la carga útil o incrementar ya sea su techo operacional,
alcance o autonomía, dando flexibilidad al UAV para ser adaptado a otros perfiles de misión.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Conclusiones y recomendaciones
186
Recomendaciones.
El presente trabajo es una recopilación de información asociada con el contexto histórico y el panorama
actual de los UAV´s obtenida de las diversas fuentes mencionadas a lo largo del trabajo, por ejemplo, se
cita la mayor cantidad de sitios web con información respecto a las características principales de los
UAV´s.
Dicha recopilación no se había realizado previamente de manera general y mucho menos en español, por
lo que se deja como referencia bibliográfica y material didáctico para contribuir y enriquecer el diseño
inicial y posible construcción de un UAV con la poca regulación existente, su contexto histórico y el
panorama actual del mercado alrededor del mundo.
Por lo tanto, se da pie para el inicio y desarrollo de otros trabajos de investigación y tesis
complementarios, tales como:
El diseño estructural del UAV.
El desarrollo y/o selección de materiales para su fabricación.
El diseño de la construcción de un prototipo del UAV.
La verificación experimental de sus características aerodinámicas.
El desarrollo de protocolos para diseñar perfiles de misión que pueda desarrollar el UAV.
El modelaje de la dinámica de vuelo del UAV.
Etc.
Referencias
“No es valiente el que no tiene miedo, sino el
que sabe conquistarlo.”
-Nelson Mandela
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Referencias
188
Capítulo I
[I/1] http://aln.list.ufl.edu/uav/UAVHstry.htm
[I/2] http://uavforum.com/library
[I/3] http://en.wikipedia.org/wiki/History_of_unmanned_aerial_vehicles
[I/4] http://en.wikipedia.org/wiki/History_of_unmanned_aerial_vehicles
[I/5] http://www.uavm.com/uavindustry/historicalbackground.html
[I/6] http://www.af.mil/news/story.asp?id=123017981
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[I/14] Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach. 1989. Washington, DC, AIAA
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[I/15] Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach. 1989. Washington, DC, AIAA
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[I/16] Sergio Esteban Roncero, Francisco Gavilán Jiménez. Mecánica de Vuelo del Avión, Escuela
Superior de Ingenieros, Universidad de Sevilla, curso 2007-2008.
[I/17] Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F. Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New
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[I/18] Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F. Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New
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Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Referencias
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[II/14] Unmanned Aerial Vehicles in the United States Armed Services: A Comparative Study of
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Capítulo III
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[III/2] http://en.wikipedia.org/wiki/Unmanned_aerial_vehicle
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[III/4] http://en.wikipedia.org/wiki/Unmanned_aerial_vehicle
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Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Referencias
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[III/21] Multhopp H., 1942. Aerodinamics of the fuselage. Washington, D.C. : National Advisory
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[III/22] Wolowics, C. H. and Yancey, R. B. 1972 Longitudinal Aerodynamic Characteristics of Flight.
Capítulo IV
[IV/1] Von Mises, Theory of flight. Ed Dover Publications. USA, 1978.
[IV/2] Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica Teórica y Experimental. México: UTEHA.
[IV/3] Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F. Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New
York, Pitman Publishing Corporation.
Anexos
“Vive como si esperaras llegar a los cien años,
pero estuvieras listo para morir mañana.”
-Ann Lee
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
192
ANEXO A
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
193
Tabla 1. Características cuantitativas
Kg Kg Kg kg km/h m m2 m m km/h
Aeronave Max. Peso de
Despegue Max. Peso
de Paga Max. Peso de Combustible
Peso vacío
Max Veloc.
Envergadura Área del
Ala Longitud Altura
Veloc. Crucero
Vulture 100 25 4.9 3.1 0.7 159
Pioneer RQ-2A/ RQ-2B 190 45.4 29.9 125 185 5.11 4.26 148
Eye View A 80 15 10 4 2.7 1.35 222
Scout 159 38 25 96 175 4.96 3.68 0.94 101
Phoenix 180 50 20 157 5.5 3.8
Raven 84 22 9.3 180 3.66 3.175 111
DAR 120 70 18 250 2 2.3 0.36
SIVA 230 30 40 160 188 4.82 3.33 3.78 0.95 140
Luna X-2000 30 3 20 160 4.17 2.24 0.78 70
Eyrie Mk 7 225 75 65 105 309 5.03 3.81 1.77 272
Epervier (Sparrow hawk) 147 20 25 101 1.72 2.38 0.93 500
VBL-2000 150 30 30 185 3.3 3.25 1.22 137
Nearchos 132 16.8 60 220 5.1 2.95 3.95 1.15 170
Mirach 26 230 35 24 220 4.73 3 3.85 1.27 170
IAI MAZLAT MASTIFF 138 37 72 185 4.25 3.3 0.89
Insitu Aerosonde 13.1 2 4.3 15 140 2.9 0.57 1.7 0.6 90
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
194
Tabla 1. Características cuantitativas
kg Kg kg kg km/h m m2 m m km/h
Aeronave Max. Peso de
Despegue
Max. Peso
de Paga
Max. Peso de
Combustibles
Peso
vacío
Max
Veloc. Envergadura
Área del
Ala Longitud Altura
Veloc.
Crucero
Mirach 150 380 50 86 254 700 2.6 1.4 4.7 0.91 538
ADS-95 Ranger 285 45 40 240 5.708 3.41 4.611 1.125 180
Gnat 750 511 63.5 193 254 259.28 10.76 6.1 5.33 85.192
BQM-74C Target 2000 233 78.5 50.3 127 926 1.76 0.74 3.95 0.71 555.6
MART Mk II 110 25 20 81 220.388 3.397 2.14 3.22 120.38
Fox TX 120 30 42.4 65 198.164 3.60 (AR 11.8) 2.75 0.7 144.456
Crecerelle 145 35 24 238.908 3.28 2.74 0.71 159.272
Sperwer/Ugglan 330 45 212 235.204 4.2 3 1.1 170
RQ-7 Shadow 200 272 149 28.6 91 227.796 3.9 3.89 2.14 157.42
Scorpion Model 60-25 174 25.9 44 90 277.8 4.9 3.59 200
Sojka 145 25 12 179.644 4.1 3.78 1.08 130
Nishant 380 60 25 252 185 6.5 4.6 1.18 135.19
Mk¥° 30 14 7 16 174 2.74 2.13 109
Mk ¥± 60 34 20 26 174 3.66 2.74 130
UAV-X1 245 30 40 150 222 6 6 4 1.92 185
Nibbio 1 240 55 102 251 5.6 5.1 1.1 179
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
195
Tabla 1. Características cuantitativas
km/h km/h m m/s km h HP
Aeronave Loiter speed Veloc. de
desplome
Techo de
Servicio
Max. Relación de
Ascenso Alcance Autonomía Potencia
Vulture 120 88 5000 59 3 25
Pioneer RQ-2A/ RQ-2B 148 3600 4.09 182 5.5 26
Eye View A 111 4500 3.302 50 4 24
Scout 4500 4.064 98 6 22
Phoenix 2400 69 4.5 25
Raven 101 4300 104 3.048 7
DAR 2300 4.97 148 3 27.5
SIVA 2300 3.39 148 10 26
Luna X-2000 48 2300 4.97 78 3 6.7
Eyrie Mk 7 77 624 76.2 58 15 80
Epervier (Sparrow hawk)
VBL-2000 3600 3.66 1085 8
Nearchos 148 92 127 135 12 38
Mirach 26 144 179 58.42 49 8 27
IAI MAZLAT MASTIFF 4480 7.5
Insitu Aerosonde 4500 3000 27 1.74
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
196
Tabla 1. Características cuantitativas
km/h km/h m m/s km h HP
Aeronave Loiter speed Veloc. de
desplome
Techo de
Servicio
Max. Relación de
Ascenso Alcance Autonomía Potencia
Mirach 150 149.86 246 1
ADS-95 Ranger 90 4500 180 9 42.2
Gnat 750 66.67 7620 5.58 2778 40
BQM-74C Target 2000 9144 833
MART Mk II 2987.04 5.54 100.008 4 25
Fox TX 90.748 3505.2 166.68 5 22
Crecerelle 129.64 3998.976 200.016 5 25
Sperwer/Ugglan 166.68 166.68 185.2 8 70
RQ-7 Shadow 200 98.156 101.86 457.2 76.2 79.852 6 38
Scorpion Model 60-25 101.86 7315 35.56 197.424 4 52
Sojka 120.38 2011 8.99 100.008 2 30
Nishant 3600 160 4
Mk¥° 90 3000 3000 2 0.067
Mk ¥± 90 4000 50 3 0.067
UAV-X1 130 83 4500 2.54 1177 7 42
Nibbio 1 6000 9 197 10 45
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
197
Tabla 2. Características cualitativas
Aeronave Tipo de Despegue Tipo de Aterrizaje Data link Motor
Vulture rail launched Parachute and airbag One 25 hp two-cylinder piston engine
Pioneer RQ-2A/
RQ-2B
Wheeled take-off, Pneumatically operated twin-
rail launcher or rocket assisted EX 125 Mod 2
jettisonable JATO booster.
Wheeled landing, Sierra Nevada
UCARS (UAV Common Automatic
Recovery system).
C-band (4.55 GHz)
One 26 hp Sachs SF 350 two-cylinder
two-stroke engine. 38 hp UEL AR 741
rotary.
Eye View A Convential wheeled take-off. Parachute recovery system;
conventional wheeled landing.
One 24 hp Dale DH-290 two-cylinder
two-stroke engine.
Scout Wheeled take-off or catapult launch. Wheeled landing or net retrieval. One 22 hp two-cylinder two-stroke
engine.
Phoenix Hycraulic/ pneumatic catapult installed on a six-
wheel, 14 tone truck. Parachute and airbag.
One 25 hp Meggitt WAE 342 two-
cylinder two-stroke engine.
Raven By bungee- powered catapult Skid landing or parachute recovery One 7 hp 200 cc Aerrow Quadra two-
cylinder two-stroke engine
DAR Container-launched by single-chamber rocket
booster from zero-length rail.
Parachute and net recovery systems
optional for non-lethal missions. Real-time
One 27.5 hp(at 7000rpm) 352 cc Fichtel
and Sachs SF 2-350 two-cylinder two-
stroke engine.
SIVA OKT Norge 10/150 hydraulic catapult, or two
booster rockets.
Parechute system. Twin under
fuselarge airbags cushion landing
impact.
Real-time datalink E-band
(2.2-2.4 GHz)
One 26 hp Sachs SF2-350 two-cylinder
two-stroke engine -> 49.6 hp Rotax 503
UL flat-twin.
Luna X-2000 From 4 m rail by EMT bungee catapult, foldable
for trnsport. Parachute recovery system standard.
Real-time, HF (5MHz) uplink,
UHF data downlink/ G-band
(5GHz)
One 6.7 hp two-cylinder two-stroke
engine with restart capability.
Eyrie Mk 7 Wheel, pneumatic / hydraulic launcher
wheel aided braking and arresting
wire. Landing run: 50 m without
brake, 30 m (with brake)(
80 hp Rotax 912 UL flat-four engine
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
198
Tabla 2. Características cualitativas
Aeronave Tipo de Despegue Tipo de Aterrizaje Data link Motor
VBL-2000 Wheeled take-off, or platform- launched
by solid propellant rocket booster.
Wheeled (optionally skid) landing.
Parachute recovery abailable in both
cases
One pistron engine.
Nearchos Wheeled Wheel, parachute One 38 hp UEL AR 741 rotary engine.
Mirach 26
Ramp-launch from zero-length rail on
ground or on board ship with 1,653 lb st
booster rocket.
Parachute landing; fixed ventral skid in
flat area.
One 27 hp Sachs SF-350 two-cylinder
two-stroke engine.
Mirach 150 Mobile zero-length launch ramp; fixed-
wing aircraft or helicopter launch. Pardchute.
One 331 lb st Microturbo TRS 18-1
turbojet.
ADS-95 Ranger By mobile hydraulic catapult. Wheeled landing and parachute for
emergency.
Microwave primary uplink
and video / telemetry
downlink and UHF back-up
uplink.
One 42.2 hp Hirth F 31 two-cylinder
two-stroke engine.
Gnat 750 wheeled take-off. One 65 hp Rotax 582 two-cylinder two-
stroke engine in Gnat 750.
BQM-74C Target
2000
One 180 lbst Williams J400-WR-402
turbojet.
MART Mk II cable launch parachute, belly landing 25 hp Meggitt (TTL) WAE 342-30A two-
cylinder two stroke piston engine.
Fox TX
Automatic day or night launch by trailer-
mounted pneumatic catapult; booster
rocket
Automatic parachute GPS, autopilot, manual
control (Radio link, 150km) 22 hp Limbach L 275E flat-twin engine
Crecerelle Pneumatic catapult from trailer-mounted
ramp.
Autonomous parachute recovery with
discard device for safe landing in
windy conditions
GPS, autopilot, manual
control (Radio link, 90km)
One 25 hp Meggitt WAE 342 two-
cylinder two-stroke engine.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
199
Tabla 2. Características cualitativas
Aeronave Tipo de Despegue Tipo de Aterrizaje Data link Motor
Sperwer/Ugglan Automatic, by pneumatic catapult. Parachute and triple airbag recovery
system. J-band (15Ghz) datalink
70 hp Rotax 586 two-cylinder two-
stroke engine
RQ-7 Shadow 200 Hydraulic catapult or conventional
wheeled take-off.
Autolanding main, wheeled landing or
parachute / parafoil retrieval. RVT 38 hp UEL AR 741 rotary engine.
Scorpion Model 60-25 Wheeled take-off, rail or RATO launch. Wheeled landing.
Autonomous function,
autopilot, manual control
(Radio link, 200 Km)
One 12 hp piston engine./ 52 hp Totax
447 two-cylinder in-line engine.
Sojka Reusable solid fuel rocket booster Skid aided belly landing on flat area of
grass, sand, clay, or concrete
Autonomous function,
manual control (Radio link, 87
Km)
30 HP UVMV M115 2 cylinders, 2
strokes engine.
Nishant mobile hydraulic pneumaticcatapult Parachute and airbag recovery to belly
landing
Real Time ECM- hardened
digital D-Band Rotary
Mk¥° Mobile hydraulic/pneumatic catapult. Parachute and airbag recovery to belly
landing
Real time; ECM-hardened
digital D-band. Rotary
Mk ¥± Mobile hydraulic/pneumatic catapult. Parachute and airbag recovery to belly
landing
Real time; ECM-hardened
digital D-band. Rotary
UAV-X1 Wheeled take-off Wheeled landing One 42 hp UEL AR 801 rotary engine.
Nibbio 1 Conventional wheeled take-off or with
booster rocket assistance.
Conventional wheeled landing.
Parachute for emergency recovery.
One 45 hp AES AE 626 flat-twin two-
stroke engine
IAI MAZLAT MASTIFF Runnway or hydraulic catapult Runway, parachute or net
Insitu Aerosonde launch from a car roof rack On belly
UHF Radio (current), LEO
Satellite to be developed for
1999
4 stroke Enya R120
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
200
Despegue.
A continuación se muestran los tipos de despegue más comunes en los UAV´s buscados mediante una gráfica de pastel.
Tipo de Despegue Cantidad
Riel 4
Catapulta 15
Despegue convencional 12
Asistido por Cohete 8
10%
38%
31%
21%
Tipo de Despegue vs Cantidad
Riel
Catapulta
Despegue convencional
Asistido por Cohete
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
201
Aterrizaje.
La siguiente gráfica de pastel muestra los tipos de aterrizaje más comunes en los UAV´s investigados.
Tipo de Aterrizaje Cantidad
Paracaídas 23
Aterrizaje convencional 12
Bolsa de Aire 7
Red 3
51%
27%
15%
7%
Tipo de Aterrizaje vs Cantidad
Paracaidas
Aterrizaje convcencional
Bolsa de Aire
Red
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
202
Motor.
A continuación se presentan los tipos de motor más comúnes utilizados para UAV´s buscados.
Tipo de Motor Cantidad
Un cilindro 8
Dos cilindros 18
Turbo Jet 2
Rotary 6
23%
53%
6%
18%
Tipo de Motor vs Cantidad
Un cilindro
Dos cilindros
Turbo Jet
Rotary
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
203
Alas.
La siguiente gráfica muestra los tipos de ala más comunes en los UAV´s buscados.
Tipo de Ala Cantidad
Baja 6
Media 3
Alta 19
21%
11%
68%
Tipo de Ala vs Cantidad
Baja
Media
Alta
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
204
Estabilizadores.
A continuación se muestran los tipos de estabilizadores más comunes existentes en los UAV´s investigados.
Tipo de estabilizadores Cantidad
Montado sobre larguero 13
Solo vertical 6
En V 2
Dos Verticales 1
Convencional 3
En Y, En V invertida, Dos verticales 3
46%
21%
7%
4%
11%
11%
Tipo de Empenaje vs Cantidad
Montado sobre larguero Solo vertical
En V
Dos Verticales
Convencional
En Y, En V invertida, Dos verticales
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
205
ANEXO B
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
206
Graficas estudio estadístico
R² = 0.6705 confiabilidad: 99.5%
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
0 200 400 600
Car
ga ú
til (
kg)
Wmax. (kg)
Carga útil vs Peso max.
R² = 0.5638 confiabilidad: 99%
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
100
0 100 200 300 400
Pe
so c
om
bu
stib
le (
kg)
Wmax. (kg)
Peso combustible vs Peso max.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
207
Graficas estudio estadístico
R² = 0.9197 confiabilidad: 99.5%
0
50
100
150
200
250
300
0 100 200 300 400
Pes
o v
acío
(kg
)
Wmax. (kg)
Peso vacío vs Peso max.
R² = 0.2693 confiabilidad 80%
0
50
100
150
200
250
300
350
0 100 200 300 400 500 600V
elo
cid
ad m
ax. (
km/h
)
Wmax. (kg)
Velocidad vs Peso max.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
208
R² = 0.0907 confiabilidad:>80%
0
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4
4.5
0 100 200 300 400A
rea
de
l ala
(m
2)
Wmax. (kg)
Superficie alar vs Peso max.
Graficas estudio estadístico
R² = 0.3004 confiabilidad 80-90%
0
2
4
6
8
10
12
0 100 200 300 400 500 600
Enve
rgad
ura
(m)
Wmax. (kg)
Envergadura vs Peso max.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
209
Graficas estudio estadístico
R² = 0.4388 confiabilidad: 95-99%
0
1
2
3
4
5
6
0 100 200 300 400
Lon
gitu
d (
m)
Wmax (kg)
Longitud vs Peso max.
R² = 0.3778 confiabilidad: 80-90%
0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
0 100 200 300 400A
ltu
ra (
m)
Wmax (kg)
Altura vs Peso max.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
210
Graficas estudio estadístico
R² = 0.3193 confiabilidad: 80-90%
0
50
100
150
200
250
0 100 200 300 400
Vel
oci
dad
de
Cru
cero
(K
m/h
)
Wmax. (kg)
Velociddad de Crucero vs. Peso max.
R² = 0.2509 confiabilidad:>80%
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
7000
8000
9000
0 200 400 600
Tech
o d
e se
rvic
io (
m)
Wmax. (Kg)
Techo de servicio vs Peso max.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
211
Graficas estudio estadístico
R² = 0.0219 confiabilidad:>80%
0
5
10
15
20
25
30
35
40
0 100 200 300 400 500 600
Max
. Rel
ació
n d
e A
sce
nso
(m
/s)
Wmax. (kg)
Max. Relación de Ascenso vs Peso max.
R² = 0.3255 confiabilidad: 90%
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
0 200 400 600A
lca
nce
(km
)Wmax. (kg)
Alcance vs. Peso max.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
212
Graficas estudio estadístico
R² = 0.2874 confiabilidad: 80-90%
0
2
4
6
8
10
12
14
16
0 100 200 300 400
Au
ton
om
ía (
hrs
)
Wmax. (kg)
Autonomía vs. Peso max.
R² = 0.8059 confiabilidad: 99.5%
0
10
20
30
40
50
60
70
80
0 100 200 300 400P
ote
nci
a (H
P)
Wmax. (kg)
Potencia vs. Peso max.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
213
Graficas primera estimación del peso
R² = 0.3855 confiabilidad: <80%
0
50
100
150
200
250
300
0 10 20 30 40 50
Alc
an
ce (
km)
Wcombustible (kg)
Alcance vs. Peso combustible
R² = 0.5646 confiabilidad: 99%
0
2
4
6
8
10
12
0 10 20 30 40 50A
uto
no
mía
(h
rs)
Wcombustible (kg)
Autonomía vs. Peso combustible
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
214
Tabla de calificación de los perfiles
Perfil α CL MAX CD MIN CMCA CL CD (CL/CD)MAX (CL^3/2/CD) (CL^1/2/CD)MAX CLMAX/Cdmin FORMA
CUSPIDE Calificación
NACA 1408 14 1.37 0.005 -0.02 0.95 0.01 95 89.08577154 123.6033081 274 a
7 10 5 4 1 9 10 10 56
1.05 0.5 0.35 1 0.08 1.35 2 0.5 6.83
NACA 1410 15 1.5 0.0055 -0.02 1 0.01 100 104.8808848 117.8511302 272.7272727 a
9 9 5 8 4 7 9 10 61
1.35 0.45 0.35 2 0.32 1.05 1.8 0.5 7.82
NACA 1412 16 1.6 0.006 -0.02 0.8 0.008 100 106.5188264 114.9919149 266.6666667 b
10 8 5 8 5 5 8 9 58
1.5 0.4 0.35 2 0.4 0.75 1.6 0.45 7.45
NACA 2410 16 1.6 0.0067 -0.02 1.1 0.0115 95.65217391 107.0824181 116.8443152 238.8059701 b
10 7 5 6 6 6 6 9 55
1.5 0.35 0.35 1.5 0.48 0.9 1.2 0.45 6.73
NACA 2412 14 1.6 0.0065 -0.03 0.65 0.007 92.85714286 103.5216656 110.656667 246.1538462 c
10 6 6 3 3 3 7 8 46
1.5 0.3 0.42 0.75 0.24 0.45 1.4 0.4 5.46
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
215
Tabla de calificación de los perfiles
Perfil α CL MAX CD MIN CMCA CL CD (CL/CD)MAX (CL^3/2/CD) (CL^1/2/CD)MAX CLMAX/Cdmin FORMA
CUSPIDE Calificación
NACA 2415 14 1.4 0.0069 -0.04 0.8 0.0082 97.56097561 109.8901099 111.8033989 202.8985507 c
8 5 7 7 7 4 2 8 48
1.2 0.25 0.49 1.75 0.56 0.6 0.4 0.4 5.65
NACA 2418 14 1.35 0.007 -0.045 0.85 0.0089 95.50561798 96.14081108 105.2267284 192.8571429 b
6 4 8 5 2 2 1 9 37
0.9 0.2 0.56 1.25 0.16 0.3 0.2 0.45 4.02
NACA 4412 13 1.5 0.0069 -0.1 0.95 0.0071 133.8028169 125 128.5714286 217.3913043 b
9 3 9 10 10 10 4 9 64
1.35 0.15 0.63 2.5 0.8 1.5 0.8 0.45 8.18
NACA 23012 16 1.6 0.0068 0 1 0.009 111.1111111 123.4567901 123.4567901 235.2941176 c
10 2 10 9 9 8 5 8 61
1.5 0.1 0.7 2.25 0.72 1.2 1 0.4 7.87
NACA 23015 15.6 1.5 0.007 0 1.1 0.011 100 114.0175425 98.75771575 214.2857143 c
9 1 10 8 8 1 3 8 48
1.35 0.05 0.7 2 0.64 0.15 0.6 0.4 5.89
IMPORTANCIA 0.15 0.05 0.07 0.25 0.08 0.15 0.2 0.05
Calificación individual por la importancia
Calificación
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
216
ANEXO C
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
217
PLANOS
Pioneer RQ-2A/RQ-2B
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
218
Scout
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
219
ADS-95 Ranger
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
220
Mirach 26
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
221
RAVEN
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
222
Tabla geometría del ala
m m m m2 m2 m m
Avión b Cp Cr Conicidad Sa Sw Sa/Sw Ca Cw Ca/Cw
Pioneer RQ-2A/rq-
2b 5.11 0.6636 0.6636 1 0.3698 3.079 0.1201039 0.6636 0.66 1.005455
Scout 4.96 0.7577 0.7577 1 0.4006 3.34 0.1199401 0.7577 0.75 1.010267
ADS-95 Ranger 5.708 0.5189 0.8648 0.600023 0.7037 3.5 0.2010571 0.706261 0.7 1.008945
Mirach 26 4.73 0.4604 0.7534 0.611096 0.0981 2.870637 0.0341736 0.618688 0.63 0.982044
Raven 3.66 0.4173 0.4695 0.888818 1.622844 0 0.443912 0.42 1.056934
Gant 750 10.76 0.4112 0.959 0.42878 1.859 6.1 0.3047541 0.721601
Rango 5.708 0.4173-
.5189 .88-.6 3.5-2.87 .2-.11
Promedio 6.836 0.51505 0.699979 4.2632123 0.1470337 0.6633333
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
223
Avión Wmax Alargamiento b2 S
Pioneer RQ-2A/rq-
2b 190 8.480708022 26.1121 3.079
Scout 159 7.365748503 24.6016 3.34
ADS-95 Ranger 275 9.308932571 32.581264 3.5
Mirach 26 230 7.793705718 22.3729 2.870637
Raven 84 8.254397835 13.3956 1.622844
Gant 750 511 18.97993443 115.7776 6.1
Promedio 8.176270525
R² = 0.2139
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
0 50 100 150 200 250 300
Ala
rgam
ien
to
Wmax
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
224
Tabla ubicación de los controladores
m m m m3 m m
Avion ba bw ba/bw d Pa Cf Cf/Cw bf bf/bw
Pioneer RQ-2A/RQ-
2B 0.7963 2.32 0.343232759 2.12 0.783976
Scout 0.8725 2.2044 0.39579931 2.0895 0.8370537
ADS-95 Ranger 0.7668 2.59 0.296061776 2.2486 1.58233982 0.1729 1.2684 0.54672414
Mirach 26 0.6697 2.17 0.308617512 1.674 0.1642194
Raven 0
Gant 750 4.9344 4.9344 1 2.87 5.33533
Rango .39-30 2.24-2.12 .78-1.58
Promedio 0.349216527 2.1527 1.06778984
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
225
Tabla geometría del estabilizador horizontal
m m m2 m2
Avión bh Cph Crh Conicidad Sh Sh/Sw Sf Sf/Sh AR h Yc Lh Vh
Pioneer RQ-
2A/RQ-2B
2.057 0.3981 0.3981 1 0.8188917 0.2659603 0.2729 0.3332553 5.167043 2.23 0.89862
Scout 1.6073 0.41332 0.41332 1 0.6643292 0.198901 0.2214 0.3332685 3.888754 2.7 0.71604
ADS-95 Ranger 1.5567 0.5189 0.5189 1 0.8077716 0.2307919 0.1494 0.1849533 3 1.3081 2.56 0.84404
Mirach 26 1.339 0.3767 0.3767 1 0.5044013 0.1757106 0.1681 0.3332664 3.554553 2 2.64 0.73631
Raven 0.834 0.1565 0.2086 0.75024 0.1522 0.093786 0.0761 0.5 4.570013 1.7 0.37961
Rango
Promedio 1.501 0.39604 0.39604 0.87512 0.6588341 0.1796 4.00444 0.52003
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
226
Tabla geometría del estabilizador vertical
Avión Altura Cp Cr Conicidad Sv Sv/Sw St St/Sv AR v Yc Lv Vv
Pioneer RQ-2A/RQ-
2B
1.3272 0.6636 0.6636 1 0.8807299 0.286044144 0.3522 0.3998956 2 0.58 2.44 0.136
Scout 1.3318 0.4133 0.4133 1 0.5504329 0.164800281 0.1711 0.3108462 3.2223566 0.55 2.19 0.072
ADS-95 Ranger 0.9801 0.2306 0.807 0.2857497 1.0169 0.290542857 0.089 0.0875209 0.9446317 0.52 2.08 0.106
Mirach 26 0.7114 0.2511 0.502 0.5001992 0.5357 0.186613633 0.1313 0.2450999 0.9447265 0.48 2.02 0.079
Raven 0.4173 0.2608 0.4173 0.62497 0.2829 0.174323595 0.0163 0.0576175 0.6155507 0 1.86 0.088
Rango .711-1.32 .25 -
.41
.41-.66
Promedio 1.0062333 0.3084 0.527633 0.5625846 0.655621 0.21566046 0.1304667 0.214489 1.2964527 0.091
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
227
ANEXO D
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
228
III.8.1 Graficas para el cálculo de coeficiente de levantamiento del ala
III.8.2 Graficas para el cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal
Figura III.8.1-1 Variación del parámetro de esbeltez del borde de ataque con el espesor relativo del perfil (Hoak, 1978)
Ala.
Estabilizador horizontal.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
229
Figura III.8.1-2 Factor del Coeficiente de Levantamiento Máximo para M=0.2 (Nicolai,1975)
Figura III.8.1-3 Incremento del ángulo de ataque para levantamiento máximo, para M=0.2 a 0.6. (Nicolai,1975)
Ala.
Estabilizador horizontal.
Ala.
Estabilizador horizontal.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
230
Figura III.8.1-4 Corrección por Número de Mach al coeficiente de Levantamiento (Nicolai, 1975)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
231
III.8.3 Tablas para el Levantamiento debido al fuselaje
Figura III.8.3-1 Factor de Masa Aparente Empleado en el cálculo de Fuerza y Momentos de Cuerpo de Revolución. (Hopkins, 1951)
Figura III.8.3-2 Relación de Resistencia al Avance de cilindro de longitud Finita y Cilindro Circular de Longitud Infinita en función de la Relación de Esbeltez (Hopkins, 1951)
Fuselaje.
Fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
232
Figura III.8.3-3 Coeficiente de Resistencia al avance en vuelo estacionario de cilindros circulares en el infinito (Wolowicz,1972)
Figura III.8.3-4 Punto de separación del flujo potencial en función del diámetro máximo del cuerpo de revolución equivalente (Hopkins,1951)
Fuselaje.
Fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
233
Figura III.8.3-5 Parámetros geométricos de cuerpo de revolución equivalentes para la estimación del levantamiento.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
234
III.8.4 Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje
Figura III.8.4-1 Relación de levantamiento Kw(f) y Kf(w) con ángulo de incidencia fijo con respecto al fuselaje (Pitts,1957)
Figura III.8.4-2 Factor de corrección por conicidad (Hoak, 1978)
Fuselaje.
Fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
235
Figura III.8.4-3 Relación del coeficiente de levantamiento máximo del Ala-Fuselaje al del Ala sola (Hoak,1978)
Figura III.8.4-4 Relación de desplome del Ala-Fuselaje al del ala sola (Hoak, 1978)
Fuselaje.
Fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
236
III.8.7 Resistencia al avance para cero levantamientos de ala, estabilizador horizontal y estabilizador vertical.
Figura III.8.7-3 Coeficiente de Fricción de Placa Equivalente (Roskam, 1990)
Figura III.8.7-4 Factor de corrección de superficie de levantamiento (Roskam, 1990)
Ala.
Estabilizador horizontal.
Estabilizador vertical.
Ala.
Estabilizador horizontal.
Estabilizador vertical.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
237
Figura III.8.7-5 Número de Reynolds de corte
III.8.8 Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento de fuselaje
Figura III.8.8-2 Área húmeda de cuerpo de revolución (Wolowicz, 1972)
Fuselaje.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
238
III.8.9 Ala-Fuselaje
Figura III.8.9-1 Factor de correlación para interferencia ala-fuselaje (Hoak, 1978)
III.8.11 Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador horizontal debido al cambio del ángulo de ataque
Figura III.8.11-1 Factor de corrección por conicidad (Wolowicz, 1972)
Ala–Fuselaje.
Ala.
Estabilizador horizontal.
Estabilizador vertical.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
239
Figura III.8.11-2 Factor de Corrección Debido al Flechado (Wolowicz, 1972)
Figura III.8.11-3 Factor de Corrección por Flechado para Resistencia por Viscosidad (Wolowicz, 1972)
Ala.
Estabilizador horizontal.
Estabilizador vertical.
Ala.
Estabilizador horizontal.
Estabilizador vertical.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
240
Figura III.8.11-4 Variación con el Ángulo de Ataque del Incremento a la Resistencia Debido a la Forma del Ala (Wolowicz, 1972)
Figura III.8.11-5 Factor de Corrección por Conicidad (Hoak, 1978)
Ala.
Estabilizador horizontal.
Estabilizador vertical.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
241
III.8.13 Coeficiente de resistencia al avance debido a misceláneas
Figura III.8.13-3 Incremento de Resistencia al Avance de Tren de Nariz
III.8.14 Estimación de la resistencia al avance debido al escape del motor
Figura III.8.14-1 Resistencia al Avance de Sistemas de Escape de un Motor de Embolo (Roskam, 1990)
Tren de aterrizaje de
nariz.
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
242
III.8.19 Momento de cabeceo del ala-fuselaje para cero levantamiento.
Figura III.8.19-1 Efecto del Fuselaje en Cmo (Etkin, 1972)
III.8.23 Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del ala.
Figura III.8.23-1 Factor de resistencia inducida para alas con conicidad (McCormick, 1979)
Fuselaje
Ala
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
243
III.8.24 Momentos libres de fuselaje.
Figura III.8.24-2 Variación de la derivada de la estela hacia arriba a lo largo del fuselaje del borde de ataque del ala (Multhopp, 1942)
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
244
ANEXO E
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
245
Ecuaciones
Ecuación Referencia
Sistemas de propulsión
Hélice III.5.6-1, III.5.6-2, III.5.6-3
Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica
Teórica y Experimental. México: UTEHA.
Pesos, centro de gravedad y condiciones de carga
Peso del ala III.6-1
M. en C. Bravo García, Eduardo; M. en C. Arias
Montaño, Alfredo. 2007. Método de estimación de
pesos. México. IPN.
Peso del fuselaje III.6-2
Peso del estabilizador horizontal III.6-3
Peso del estabilizador vertical III.6-4
Peso del tren de aterrizaje III.6-5
Peso total instalado de la unidad de propulsión menos el
sistema de combustible III.6-6
Peso del Sistema de combustible III.6-7
Peso de los Sistemas de las superficies de control III.6-8
Peso del sistema eléctrico III.6-9
Peso de equipo electrónico III.6-10
Coeficientes aerodinamicos
Cálculo de coeficiente de levantamiento del ala III.8.1-1, III.8.1-2, III.8.1-3,
III.8.1-4, III.8.1-5 Lowry J. G. y Polhamus, 1957
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
246
Cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador
horizontal
III.8.2-1, III.8.2-2, III.8.2-3,
III.8.2-5 Lowry J. G. y Polhamus, 1957
Levantamiento debido al fuselaje III.8.3-1, III.8.3-2, III.8.3-3 Hopkins, 1951
Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje III.8.4-1, III.8.4-2, III.8.4-3,
III.8.4-4 Wolowicz, 1972
Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del
fuselaje
III.8.5-1, III.8.5-2, III.8.5-3,
III.8.5-4, III.8.5-5 Pitts, 1957
Levantamiento del avión completo III.8.6-1, III.8.6-2 Wolowicz, 1972
Resistencia al avance para cero levantamiento del ala,
estabilizador horizontal y estabilizador vertical III.8.7-1, III.8.7-2, III.8.7-3 Roskam, 1990
Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento
de fuselaje. III.8.8-1, III.8.8-2 Hoak, 1978
Ala-fuselaje III.8.9-1, III.8.9-2 Wolowicz, 1972
Estabilizador horizontal –estabilizador vertical III.8.10-1, Wolowicz, 1972
Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador
horizontal debido al cambio del ángulo de ataque
III.8.11-1, III.8.11-2, III.8.11-3,
III.8.11-4 Hoak, 1978
Variación del coeficiente de resistencia al avance de fuselaje
con el ángulo de ataque. III.8.12-1, III.8.12-2, III.8.12-3 Hopkins, 1951
Coeficiente de resistencia al avance debido a miscenláneas III.8.13-1 Roskam, 1990
Resistencia al avance debido a montantes III.8.15-1, III.8.15-2, III.8.15-3 Ordoñez Romero- Robledo, 1961
Coeficiente de resistencia al avance del avión completo III.8.17-1 Raymer, 1992
Coeficiente de momento de cabeceo y centro aerodinámico
del ala y estabilizador horizontal para cero levantamiento III.8.18-1, III.8.18-2 Hoak, 1978
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
247
Momento de cabeceo del ala –fuselaje para cero
levantamiento III.8.19-1, III.8.19-2 Etkin, 1972
Momento de cabeceo de fuselaje debido al levantamiento III.8.20-1, III.8.20-2, III.8.20-3 Hopkins, 1951
Momento de cabeceo del conjunto ala –fuselaje III.8.21-1, III.8.21-2 Hopkins, 1951
Momentos de cabeceo del ala III.8.22-1 Pitts, 1957
Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del
ala III.8.23-1, III.8.23-2 Wolowicz, 1972
Momentos libres de fuselaje III.8.24-1, III.8.24-2, III.8.24-3 Multhopp, 1942
Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala –
fuselaje respecto al centro de gravedad III.8.25-1, III.8.25-2, III.8.25-3 Martínez García, 1982
Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala –
fuselaje III.8.26-1, III.8.26-2 Martínez García, 1982
Momento de cabeceo del avión completo III.8.27-1, III.8.27-2 Wolowicz, 1972
Rendimientos y actuaciones
Potencia requerida IV.2.1-1 Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica
Teórica y Experimental. México: UTEHA.
Potencia disponible IV.2.2-1, IV.2.2-2, IV.2.2-3,
IV.2.2-4
Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica
Teórica y Experimental. México: UTEHA.
Ascenso IV.3.1-1, IV.3.1-2, IV.3.1-3
Sergio Esteban Roncero, Francisco Gavilán Jiménez.
Mecánica de Vuelo del Avión, Escuela Superior de
Ingenieros, Universidad de Sevilla, curso 2007-
2008.
Techo IV.3.2-1 Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
248
Teórica y Experimental. México: UTEHA.
Descenso IV.3.3-1, IV.3.3-2, IV.3.3-3,
IV.3.3-4, IV.3.3-5, IV.3.3-6
Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F.
Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New York,
Pitman Publishing Corporation
Alcance y autonomía IV.3.4-1, IV.3.4-2
Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F.
Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New York,
Pitman Publishing Corporation
Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado
Anexos
249
ANEXO F
ASTM International Support to the U.S. Unmanned Air Vehicle Systems Industry
Position Statement
1.0 Introduction
1.1 Background
Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) have historically been flown only in restricted airspace (over military test and training ranges) or war zones and have thus largely avoided coming into conflict with manned civilian aircraft. This is changing. The Federal Aviation Administration’s (FAA) traditional focus has been to ensure that the multitude of aircraft flown in the National Airspace System (NAS) pose a minimum hazard to people or property on the ground or in the air. With the 11 September 2001 terrorist attacks, national security has become an equal priority with safety. The operation of UAVs in both military and paramilitary roles, such as the Department of Homeland Security’s renewed interest in UAVs and Department of Defense (DoD) NORTHCOM’s new role in homeland defense, outside of restricted airspace, has become increasingly likely.
The United States’ National Airspace System (NAS) must be shared by all users, manned and unmanned, to support national defense, homeland security, other civil government, and commercial applications. As a growing tool in these applications, UAVs (and the subset Remotely Operated Aircraft (ROA)) must seamlessly integrate into the current NAS infrastructure while conducting safe, efficient, and effective operations. To this end, there are a number of key UAV-related regulatory and technology issues which must be addressed jointly by FAA, DoD and other government UAV users, and the UAV industry, to include:
• Airworthiness
• Flight Operations
• Operator Qualifications
Today there are some 300 public UAVs in the U.S. military inventory; $1.7B is being spent on UAVs by DoD alone in 2004. By 2010, this number should triple, and DoD annual spending may exceed $3.5B. Greater numbers are operating in a wide variety of roles in foreign countries.
1.2 Vision
The ASTM Int’l vision is to enable UAVs to be built and flown throughout the NAS, using air traffic control rules and procedures similar to those governing general aviation and without compromising current levels of safety and security. The goal of ASTM is to provide standards that enable FAA publications addressing UAVs necessary for this vision to be realized (created, modified, or interpreted) through the development and use of supporting consensus standards.
1.3 Consensus-Based Standards
The Office of Management and Budget’s Circular A-119 Revised, Federal Participation in the Development and Use of Voluntary Consensus Standards and in Conformity Assessment Activities, directs the heads of Executive Branch departments and agencies to use voluntary consensus standards in lieu of government-unique standards except where inconsistent with law or otherwise impractical. It defines a voluntary consensus standards body as having the attributes of 1) openness, 2) balance of interest, 3) due process, 4) an appeals process, and 5) consensus, defined as general agreement but not necessarily unanimity, with a process for attempting to resolve objections by interested parties.
Within the U.S., there are some 200 organizations involved in standards development for the aviation community, however, only a small number are consensus based. The American Society for Testing and Materials (ASTM) International is one of the consensus organizations that meets the objectives and requirements of the Office of Management and Budget’s Circular A-119.
2.0 Role of ASTM INTERNATIONAL
2.1 Private/Public Sector Cooperation
The standards development process employed by ASTM leverages the value of the entirety of the relevant marketplace, with manufacturers, users, regulators, trade associations, consultants, and academia all having equal representation at the standards table. Industry sectors choose to work with ASTM for multiple reasons. While the quality and relevance of the product (standards) is without question, it is the more subtle value added and money saved to the taxpayer that is the hidden benefit of cooperation in this area. For example, a cost/benefit analysis (done at the request of FAA) discussing the value provided to the Light Sport Aircraft industry by ASTM International Committee F37 on Light Sport Aircraft is attached to this document for information.
2.2 ASTM International’s Relation with the UAV Industry
Recognizing that UAV introduction into the NAS will impact the current regulatory infrastructure governing it, and that the federal government is moving toward standards-based regulation, the UAV industry began meeting with ASTM in April 2003 to explore
their mutual interest in developing such standards. At an industry-wide organizational meeting in July 2003, some 167 UAV industry representatives of approximately 96 companies and organizations voted to engage ASTM International to help them develop these standards and to create the UAV-focused Committee F38 on Unmanned Air Vehicle Systems under ASTM International. ASTM was selected largely on the basis of its prior work with the Light and Sport Aircraft (LSA) community (Committee F37 on Light Sport Aircraft), an aviation group with many similarities and issues to those facing the UAV community, and the fact that ASTM develops standards on a consensus basis.
2.3 Committee F38 on Unmanned Air Vehicle Systems
Today (May 2004), Committee F38 has some 189 representatives of 120 UAV-related companies and organizations as voting members (a complete roster of the committee is attached). Twenty-four of these companies manufacture a broad spectrum of UAVs, from the 26,000-pound Global Hawk ROA to the 6-pound Raven UAV and include manufacturers of manned aircraft, among them Boeing and Gulfstream. Together, the F38 voting membership constitutes a broad spectrum of UAV builders and users as well as interests and expertise (see pie chart).
Manufacturers20%
Suppliers18%
Consultants20%
Trade Assoc.5%
Universities3%
Government (FAA, DoD,
DHS, NASA)34%
The chart above depicts the manufacturing segment of the UAV industry in terms of the numbers of their employees and their annual revenues. Note: This chart is not to imply that all employees or all revenues of those companies depicted are devoted solely to UAV activities. The companies highlighted in red are currently participating, in various capacities, on Committee F-38. Together, they represent 99.4 percent of employees of U.S. companies involved in, and 99.7 percent of the revenues generated by, the U.S. UAV industry.
All ASTM committees reflect as broad an industry sector as is possible; Committee F38 is no exception. With a user population that includes DoD, DHS, and NASA, standards developed by Committee F38 will be true reflections of the complete UAV industry, and therefore more likely to be uniformly accepted and applied.
As a consensus-standards development body, Committee F38 has organized itself along lines paralleling those of the FAA regulations its standards will support:
2.4 Subcommittee F38.01 on Airworthiness
Subcommittee Scope: The development of ASTM standards for design, certification, and continuing airworthiness for the unmanned air vehicle system. This scope will include the air vehicle, aircraft control data links, and ground control systems.
1,000,000 100,000 10,000 1000 100 10 1
$1M
$10M
$100M
$1B
$10B
Annual Revenues
Number of Employees Employees
Boeing Lockheed Martin
Honeywell Northrop Grumman
Bell Textron
SAIC Sikorsky
DRS
AAI General Atomics ASI BAE-North America
Schweitzer
AeroVironment Schiebel
Aurora BAI Frontier
Accurate Automation In Situ Moller
MiTex PUI
Geneva
Thorpe
MLB
Lew Aerospace D-Star
Continental
$100B
SRDC RISI
Piasecki
ACRI AeroCopter Carolina Chapy Dara DragonFly MASS Prescott Thiess Victory
Yamaha
The work of this Subcommittee will be coordinated with the other ASTM UAV System Subcommittees.
The focus of the F38.01 Subcommittee on UAV System Airworthiness shall be the development of technical publications including:
• Minimum requirements for UAV system performance and safety for the UAV system classifications established in the regulations.
• Quality assurance - to identify manufacturing controls that will assure a UAV system conforms to design criteria.
• Production acceptance tests and procedures assuring that the completed UAV system meets reported performance as demonstrated in the prototype vehicle system. This includes limits such as: empty weight and center of gravity, performance specifications, controllability and maneuverability, trim, stability, stall speed and handling characteristics, engine cooling and operating characteristics, propeller/rotor limits, systems functions, and folding or removable lifting surfaces.
• A baseline plan for continued airworthiness systems, including methods for monitoring and maintaining continued operational safety, and processes for identifying, reporting, and remedying safety-of-flight issues.
2.5 Subcommittee F38.02 on Flight Operations
Subcommittee Scope: The development of standard practices for the operation of unmanned air vehicle systems. This scope will include orchestrating these practices with FAA requirements to operate in the NAS. The work of this Subcommittee will be coordinated with the other ASTM UAV System Subcommittees. Specific focus of the subcommittee on Flight Operations shall be the development of technical publications including:
• Operating procedures for the use of UAVs when the operation remains within Class G airspace and within visual range of the pilot.
• Operating procedures for the use of UAVs based on the limitations imposed by the airspace. Our starting assumption is that there will be UAVs similar to restricted category airplanes with similar limitations.
• Standard operating practices to support a business operation using Remotely Operated Aircraft conducting special purpose operations according to 14 CFR Part 91.
• A standard UAV operations application to support UAV approval for certificate of authorization like those in FAA Order 8700.1 Chapters 44-53.
2.6 Subcommittee F38.03 on Operator Qualifications
Subcommittee Scope: The development of qualification standards necessary for individuals to pilot UAVs in the National Airspace System. There is not an accepted, consistent means to evaluate proposals for UAV flight operators or pilots. Operators can use these standards to prepare for commercial flight operations, and apply for them. The FAA can use these standards as a means (but not the only means) to evaluate and manage the risks in non-military UAV operations. The work of this Subcommittee will be coordinated with the other ASTM UAV System Subcommittees.
3.0 Approach
3.1 Assumptions
• UAVs are aircraft for which the Pilot in Command is not onboard.
• The operations are not for sport or recreation.
• There is a large group of small, light, unmanned aircraft that can be safely licensed and regulated using industry standards by an organization recognized by the FAA to do so.
• The operators and operations of small unmanned aircraft can also be safely trained, licensed, and regulated through industry standards.
• Above this threshold, unmanned aircraft will require FAA certification of airworthiness, operations, and pilots.
3.2 Methodology
ASTM International Committee F38 intends for our standards to provide the Administrator, FAA, a means to approve appliances and certain types of unmanned aircraft (along with necessary remote systems) for routine operations. Development of each standard follows one of three general paths; adoption, modification, or creation. F38’s approach to developing and maintaining these standards is proceeding as follows:
1. Develop a comprehensive outline of UAV-applicable functions and subsystems, such as command and control data links. It is anticipated that the majority of these functions and subsystems will be held in common with manned aviation, with only a small percentage being UAV-unique.
2. Identify existing standard(s) that address each of these functions and subsystems.
3. For those functions and subsystems having existing standards, those standards will be reviewed in detail for their applicability to UAV and be incorporated or cited as appropriate.
4. Adoption. For those existing standards that are fully applicable to UAV, such as aviation fuel quality, they will be collected and voted on under a “Best Practices and Guides” Standard, i.e., adopted as is as a consensus standard for the UAV industry.
5. Modification. For those existing standards that are not fully applicable to UAV, such as avionics hazards to aircrews, they will be used as the starting point for crafting UAV-applicable standards by adding or deleting appropriate sections, voting, and eventual adoption as modified, consensus standards.
6. Creation. For those functions and subsystems with no existing standard, such as automated see and avoid, Committee F38 will form a group within its membership to draft the missing standard, put the draft up to vote, and, in an iterative process, arrive at a new, consensus-based standard.
7. Offer these consensus-based standards to FAA for use in developing Technical Standard Orders (TSOs) under Part 21, regulations, or as references for Advisory Circulars.
8. Recognizing that standards must evolve to keep pace with technological and regulatory developments, Committee F38 will review its standards as necessary to ensure their currency – the ASTM development process allows for revisions to existing standards to be balloted whenever necessary to ensure market relevance.
3.3 Adoption of Existing Standards
A large body of aviation-related standards, consensus-based and otherwise, is currently in use and applicable in total to unmanned aviation. These can be listed under a single Practice/Guide standard and voted on by Committee F38 members. Examples are:
Originator Standard Title Consensus-based?
ASTM MNL 5 Manual of Aviation Fuel Quality Control Procedures
Yes
RTCA DO-178B Software Considerations in Airborne Systems and Equipment Certification
Yes
RTCA DO-160C Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment
Yes
3.4 Modification of Existing Standards
A portion of the above standards will have provisions that are not applicable, or lack provisions that are applicable, to unmanned aviation. They will be modified to delete or incorporate such provisions before being voted on by Committee F38 members. Examples are:
Originator Standard Title Example Modification
EAA n/a Training Standards for Ultralight Pilots
Emergency hand and body signals-Delete
DoD MIL-STD-461E
Requirements for the Control of Electromagnetic Interference Characteristics of Subsystems and Equipment
Aircrew exposure levels-Delete
3.5 Creation of New Standards
UAVs introduce some unique functions for which standards do not currently exist. One obvious example is our current draft standard for the “Design and Performance of Airborne Sense-and-Avoid Systems.” This standard would enable the approval of a collision avoidance appliance as providing an equivalent level of safety to the see-and-avoid capability of a manned aircraft. It does not apply to the design and performance of cooperative collision avoidance systems. (Standards and guidance already exist for these transponder or broadcast-based systems.) It would also support an Advisory Circular, or other document, which clarifies 14 CFR Part 91.113.
Among the membership, we have established terms of reference based on AIAA's published terminology in order to proceed with standards development. It is committee F-38’s intent to create new work items that will support FAA activity resulting in clarification, guidance, or regulation for UAVs to gain routine access to the NAS.
4.0 Conclusion
In conclusion, the unmanned aviation community recognizes that standards are the bedrock it currently lacks, a foundation on which its future products and operations must be anchored. ASTM International is to be the catalyst through which the widely diverse interests of this community (including manufacturers, users, regulators, trade associations, consultants, and academia will be focused to produce consensus-based standards. Finally, while Committee F38 on Unmanned Air Vehicle Systems is not intended to unify the international UAV community, it is intended to serve as a unified effort to develop standards for the international UAV community.
ADVISORY
AC 91-57
DATE June 9, 1981
CIRCULAR DEPARTMENT OF TRANSPORTATION
Federal Aviation Administration
Washington, D.C.
Subject: MODEL AIRCRAFT OPERATING STANDARDS L
1. PURPOSE. This advisory circular outlines, and encourages voluntary compliance with, safety standards for model aircraft operators.
2. BACKGROUND. Modelers, generally, are concerned about safety and do exer- cise good judgement when flying model aircraft. However, model.aircraft can at times pose a hazard to full-scale aircraft in flight and to personsand property on the surface. Compliance with the following standards will help reduce the potential for that hazard and create a good neighbor environment with affected communities and airspace users.
3 0 OPERATING STANDARDS.
a. Select an operating site that is of sufficient distance from populated areas. The selected site should be away from noise sensitive areas such as parks, schools, hospitals, churches, etc.
b. Do not operate model aircraft in the presence of spectators until the aircraft is successfully flight tested and proven airworthy.
CO Do not fly model aircraft higher than 400 feet above the surface. When flying aircraft within 3 miles of an airport, notify the airport operator,
or when an air traffic facility is located at the airport, notify the control tower, or flight service station.
d. Give right of way to, and avoid flying in the proximity of, full-scale aircraft. Use observers to help if possible.
e
r
v 4
R. J. Direc
0 Do not hesitate to ask f
VANVUREN tor, Air Traffic Service
or assistance from any airport traffic control concerning compliance with these standards.
Initiated by: AAT-