Diseno Detallado Aeronave Jimenez 2007

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NUMERO RA PROGRAMA Ingeniera Aeronutica

AUTOR(ES) Cesar Jimenez Lozano, Jhon Alexander Sanchez TITULO

DISEO DETALLADO DE UNA AERONAVE U.A.V DE DESPEGUE VERTICAL

PALABRAS CLAVES

U.A.V VTOL TILT ROTOR I.S.R CRUISE SPEED

DESCRIPCION

Se contiene el desarrollo detallado de una aeronave U.A.V de despegue vertical para su vigilancia del CACOM-4 y la del puesto militar La Maria como medida de seguridad y defensa pasiva y electrnica

FUNTES BIBLIOGRAFICAS

Anderson John D Introduction to Flight Ed. Mac Graw-Hill

Comprenssive Guide of Reference to Light Aircraft

Dr Roskam, Jan Airplane Design Part I,II,III,IV,V,VI,VII,VIII, Ed.Dar Corporation..

Raymer , Daniel Aircraft Design: A conceptual Approach, Ed. Washington

ANDERSON D.John. Introduction to Flight. Fourth edition. Mc graw hill.2000

Teora del Vuelo y la Aerodinmica de Charles E. Dole. Editorial. Paraninfo

Norma Tcnica Colombiana: NTC 1486. Incontec 2005

Manual de Normas De Dibujo Tcnico .Incontec 2005

Engineering Handbook Series For Aircraft Repair

WWW.GRESSAEROSPACE.COM

WWW.AERODYN.COM

WWW.MICROPILOT.COM

WWW.TOWERHOBBIES.COM

FECHA 06/21/2007

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CONTENIDOS

Este proyecto de investigacin contiene:

Diseo de una aeronave tipo U.A.V, con la tecnologa de despegue vertical.

Anlisis aerodinmico para vuelo reto nivelado, al igual que para la configuracin VTOL.

Diseo de la configuracin VTOL.

Anlisis de estabilidad y control para las diferentes configuraciones.

Aplicabilidad de una aeronave U.A.V en operaciones de inteligencia.

METODOLOGIA

Se realizo una investigacin acerca de las tecnologas empleadas en aeronaves U.A.V y la configuracin Tilt Rotor de esta aeronave.

i. Se recopilo informacin en pginas de Internet que trabajaban con sistemas autnomos de vuelo, la recopilacin de parmetros de vuelo se obtuvieron de la estacin metereologica del CACOM-4.

ii. Se procedi a la realizacin de clculos pertinentes para determinar la geometra y caractersticas de la aeronave.

Se realizo un estudio de sustentacin los rotores de la aeronave a diferentes ngulos de ataque de estos.

Se determino el sistema de propulsin adecuado para esta aeronave.

Se determinaron los equipos apropiados para cumplir la misin de reconocimiento de la aeronave.

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CONCLUSIONES

Se dise una aeronave de despegue vertical de configuracin tilt rotor

para la misin de reconocimiento.

Se construyo un modelo el cual nos mostr las caractersticas de

funcionamiento del sistema tilt rotor diseado.

Se investigo analizo y aprendi el funcionamiento caracterstico de este

tipo de aeronaves y se obtuvo como resultado la viabilidad de utilizar este

tipo de aeronaves en el reconocimiento areo con este tipo de

configuracin.

Se disearon y dimensionaron todas las superficies aerodinmicas de la

aeronave, su fuselaje y tren de aterrizaje. Se realizaron anlisis aerodinmicos a distintas partes de la aeronave y

superficies.

Se seleccionaron los componentes adecuados para el funcionamiento de la

aeronave como tal y de su tarea de reconocimiento.

Se implemento un diseo innovador de una aeronave de despegue vertical

y vuelo horizontal por medio de un sistema tilt rotor.

En un pas como el nuestro o en otro pas en donde se presenten

amenazas por desastres naturales o violencia la presencia de esta

aeronave puede marcar la diferencia para evitar este tipo de situaciones,

por medio de sus sistemas de avanzada tecnologa para de esta manera

poder intervenir frente a este tipo de situaciones.

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Es de gran importancia y necesidad el desarrollo de este proyecto de

investigacin, puesto que con la ayuda de esta aeronave se puede hacer

un mejor control de las condiciones que pudiesen a ser riesgosas para un ser humano, y que estas misiones pueden ser llevadas a cabo con mayor

precisin y sin poner en riesgo vidas al igual que de una forma autnoma

puede brindar respuestas inmediatas a estas situaciones.

Debido a la configuracin tilt rotor de la aeronave observamos que sus

capacidades como aeronave no tripulada de reconocimiento se

potenciadas debido a la configuracin que posee, adems no necesita

bases fijas, de esta manera operando desde cualquier sitio en el que se requiera.

Se observo que una de las grandes ventajas con la configuracin tilt rotor es que en la configuracin de vuelo horizontal tiene una velocidad mayor a

la de un helicptero y en configuracin de vuelo vertical se asemeja a las caractersticas de velocidad de un helicptero de esta manera

incrementndose su rendimiento el doble al de una aeronave o helicptero

convencional.

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DISEO DE UNA AERONAVE U.A.V DE DESPEGUE VERTICAL (VTOL)

CESAR JIMENEZ LOZANO 20021113049

[email protected] JHON ALEXANDER SANCHEZ 20021113038

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERIA

PROGRAMA DE INGENIERIA AERONAUTICA

BOGOTA 2007

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DISEO DE UNA AERONAVE U.A.V DE DESPEGUE VERTICAL (VTOL)

CESAR JIMENEZ LOZANO

JHON ALEXANDER SANCHEZ

Trabajo de grado para optar al titulo de Ingeniero Aeronutico

Asesor Ing. Aeronutico OSCAR GRANDAS

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERIA

PROGRAMA DE INGENIERIA AERONAUTICA

BOGOTA 2007

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Nota de Aceptacin

Jurado

Jurado

Bogot D. C. 30 Mayo 2007

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Primero que todo quiero darle gracias a Dios y a mis padres por su apoyo incondicional que me brindaron durante estos cinco aos a un hijo con ideales y pensamientos innovadores muy ambiciosos como su amor por la carrera llevndola a las alturas y mas halla, tambin a esos amigos que siempre estuvieron conmigo en mi desarrollo como Ingeniero Aeronutico y a la Universidad de San Buenaventura. Muchas gracias

CESAR JIMENEZ LOZANO

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La vida es un camino el cual tenemos que recorrer sobrellevando todas sus pruebas y obstculos, llevados de la mano por el padre celestial quien nos entrega su paz y gloriosa sapiencia para que con esta prenda consigamos nuestras metas.

Adems de su armona nos brinda la compaa de nuestros seres queridos, aquellos que han sufrido y trabajado con talante para sacar adelante sus propias metas trazadas y aun sin ser alcanzadas se comprometen con las mas ayudando a cumplir las metas que yo mismo me he propuesto. Mil gracias madre hermosa.

Agradezco el apoyo de las directivas y los docentes, que intervinieron en mi formacin profesional durante mi carrera como ingeniero aeronutico y tambin a todos aquellos que de una u otra forma tuvieron que ver en mi formacin como ingeniero y especialmente como persona.

JHON ALEXANDER SANCHEZ ALFONSO

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AGRADECIMIENTOS

Los autores de esta investigacin de trabajo de grado expresan sus ms sinceros agradecimientos a quienes contribuyeron a dar feliz trmino de este:

Ingeniero Aurelio Mndez, Ingeniero Mecnico, por su incondicional colaboracin y brindarnos su conocimiento, logro encaminarnos en un trayecto largo pero conciso para dar feliz termino a este proyecto de investigacin.

Ingeniero Wilson Pinzon, Ingeniero Mecnico, por su conocimiento metodolgico, nos brindo las pautas necesarias para presentar un buen trabajo de investigacin.

Ingeniero Oscar Grandas, Ingeniero Aeroespacial asesor de este proyecto que por medio de su conocimiento colaboro a dar solucin a los inconvenientes encontrados.

A todos los directivos y profesores del programa que de una u otra forma estuvieron vinculados al desarrollo de este proyecto brindndonos sus conocimientos.

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TABLA DE CONTENIDO

Introduccin pag

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 36

1.1 ANTECEDENTES 36

1.2 DESCRIPCIN Y FORMULACIN DEL PROBLEMA 36 1.3 JUSTIFICACIN 37 1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIN 38 1.4.1 Objetivo general 38 1.4.2 Objetivos especficos 38 1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 39

1.5.1 Alcances 39

1.5.2 Limitaciones 39

2. MARCO DE REFERENCIA 40

2.1 MARCO CONCEPTUAL 40

2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO 40

2.3 MARCO TEORICO 40

3. METOLOGIA 43

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACION 43

3.2 LINEA DE INVESTIGACION 43

3.3 HIPTESIS 44 3.4 VARIABLES 44

3.4.1 variables independientes 44

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3.4.2 Variables dependientes 44

4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO 45

4.1 DISEO PRELIMINAR 45 4.1.1 Fases de la misin 45

4.1.2 Misin del U.A.V 46

4.1.3 Especificacin de la misin y sus requerimientos 46

4.1.4 Estimacin del peso de despegue 47

4.1.5 Estimacin para las velocidades de prdida y crucero 48

4.1.6 Parmetros de desempeo 49

4.1.7 Configuracin alar del U.A.V 52

4.1.8 Configuracin total de la superficie alar 64

4.1.9 Configuracin de fuselaje 69 5. DISEO DETALLADO 84 5.1 CARACTERISTICAS DE RENDIMIENTO DE LA AERONAVE 84

5.1.1 Potencia y velocidad 84

5.1.2 Diagrama V-N 85

5.1.3 Rendimiento en descenso 87

5.1.4 Rango de planeo 88

5.1.5 Tiempo de planeo 89

5.1.6 Rango de carga paga de nuestra aeronave 90

5.1.7 Maniobras 93

5.2 RESISTENCIA EN LOS COMPONENTES PRINCIPALES DE LA

AERONAVE 93

5.2.1 Resistencia aerodinmica en ala 94

26

5.2.2 Resistencia aerodinmica en el estabilizador horizontal 95

5.2.3 Resistencia aerodinmica en el estabilizador vertical 97

5.2.4 Resistencia aerodinmica en el fuselaje 98 5.2.5 Drag polar de la aeronave con un motor in operativo 99

5.3 MOMENTOS 104

5.3.1 Momento en el ala 104

5.3.2 Coeficiente de momento de cabeceo del ala y fuselaje 106 5.4 CENTRO DE GRAVEDAD DE 113

5.4.1 Excursin diagrama 119

5.5 CALCULO DEL TREN DE ATERRIZAJE 120

5.5.1 Sistema de configuracin de absorcin del impacto al aterrizaje 122 5.5.2 Calculo de absorcin de fuerzas de impacto al aterrizaje para una configuracin de absorcin solid spring 124

5.6 DATOS Y ANALISIS DEL SISTEMA DE PROPULSION 125

5.7 ANALISIS DEL SISTEMA DE CONTROL VTOL 127

5.7.1 Teora De Troqu 128

5.8 CONSTRUCCIN DEL PROTOTIPO 131 5.9 EQUIPOS DEL HUMMINBIRDS EYE 136

6. ANALISIS DE LA CONFIGURACION TILT ROTOR 148

6.1 LISTADO DE COMPONENTES DE: SUJECIN, RODAMIENTOS , SELLO, BUJES, RETENEDORES, ETC. 155 7 DISEO DETALLADO DE LA ESTRUCTURA DE LA AERONAVE 161 CONCLUSIONES 172 BIBLIOGRAFIA 174

27

LISTADO DE FIGURAS

Pg.

Figura 1 U.A.V Predator 41

Figura 2 XV-15 Tilt rotor 41

Figura 3 U.A.V Efigenia 42

Figura 4 Inicios del diseo preliminar 45

Figura 5 Fases de la misin 46

Figura 6 Limitaciones de diseo a la velocidad de prdida 49 Figura 7 Distancia de despegue 50

Figura 8 Coeficiente de sustentacin Vs relacin de aspecto 53

Figura 9 Incremento De Sustentacin En Funcin De La Relacin De Aspecto 54 Figura 10 Efecto Del Taperado Sobre La Distribucin De Sustentacin Del Ala 55 Figura 11 Parmetros Para La Configuracin Del Alern 68 Figura 12 Geometra Final Del Alern Del Ala 68 Figura 13 Dimensionamiento Del Estabilizador Vertical 71 Figura 14 I Geometra Del Empenaje 73 Figura 15 Dimensionamiento Del La Superficie De Control Del Estabilizador Vertical 73 Figura 16 Estabilizador Horizontal 78

Figura 17 Inicios Del Diseo Detallado 84 Figura 18 Velocidad Vs Potencia Disponible 85 Figura 19 Posicin del centro aerodinmico del horizontal en el eje X 108

28

Figura 20 Posicin del centro aerodinmico del estabilizador horizontal en el eje X. 109 Figura 21 Vista de planta aeronave Humminbirds Eye 111 Figura 22 Vista frontal aeronave Humminbirds Eye 112 Figura 23 Frente de la aeronave Humminbirds Eye 112 Figura 24 Ubicacin De Los Centros De Gravedad 113 Figura 25 Excursin Diagram 119 Figura 26 Definicin De ngulo De Lateral Tip Over 120 Figura 27 Parmetros Del Tren De Aterrizaje 120 Figura 28 Localizacin Del Angulo De Lateral Tip Over. 121 Figura 29 Cargas Sobre El Tren De Aterrizaje 122 Figura 30 Deformacin Del Tren De Aterrizaje De Configuracin 123 Figura 31 Efecto De La Resonancia Sobre La Estructura Alar 126 Figura 32 Sistema De Control Por Medio De Rotore 127 Figura 33 Sentido de giro positivo 128 Figura 34 Sentido de giro negativo 128 Figura 35 Sentido de giro positivo 129 Figura 36 Sentido de giro negativo 129 Figura 37 Bancada de motor 130 Figura 38 Efecto De La Resonancia Sobre La Estructura Alar 132 Figura 39 Efecto De Prdida De Flujo De Aire 132 Figura 40 Caja de reduccion implementada en el prototipo inicial 133 Figura 41 Configuracin tilt rotor 148 Figura 42 Rotor a diferentes ngulos (vista frontal) helicptero convencional 149 Figura 43 Rotor A Diferentes Angulos (Vista Frontal) Aeronave 149 Figura 44 Motor A Cero Grados (Vuelo Horizontal) 150 Figura 45 Motor A Un ngulo Mayor De Cero Grados (Vuelo Vertical) 150 Figura 46 bancada de motor 154 Figura. 47 Representacin de fuerzas en la estructura de caja del ala 162

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Figura. 48 rea de accin de la carga ejercida por el ala 163 Figura. 49 Viga en ngulo de la estructura de caja del ala 164 Figura. 50 Representacin de los planos coordenados y puntos de Referencia del perfil angular. 165 Figura. 51 Estructura alar 167 Figura. 52 Viga de seccin transversal en I utilizada en la estructura del ala 168 Figura. 53 Distribucin de sustentacin a travs del ala 168 Figura. 54 Esfuerzos cortantes y de momento en una viga. 170 Figura. 55 Estructura de la cola 171

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LISTADO DE FOTOS

Pg.

Foto 1 Construccin inicial del prototipo Humminbirds Eye 131 Foto 2 Modificacin del prototipo inicial 135 Foto 3 Implementacin de la bancada tipo c en el modelo 136 Foto 4 Vista de planta de la bancada 136 Foto 5 Computadora para control y programacin de estacin terrestre 137 Foto 6 Control Futaba FX-40 14-Channel PCM/R5114DPS 72MHz 137 Foto 7 Rotores Dragan Flyers De Especificacin CW Y CCW Airdyn 139 Foto 8 Servo (TS-75 Servo 1/4 Scale U) 140 Foto 9 Sistema Micropilot Para AERONAVES VTOL 141 Foto 10 Cmara Para La Aeronave 141

31

LISTADO DE GRAFICOS

Pg.

Grafico 1 W/p vs. W/S 51 Grafico 2 Coeficiente de sustentacin vs. Angulo de ataque 58 Grafico 3 Angulo de ataque a diferentes coeficientes de resistencia 60 Grafico 4 Angulo de ataque vs. Relacin L/D 61 Grafico 5 Geometra total del ala 65 Grafico 6 Relaciones De Cuerda Del Ala Y Alern 65 Grafico 7 Coeficiente De Sustentacin Vs ngulo De Ataque 74 Grafico 8 Coeficiente De Resistencia Vs ngulo De Ataque 75 Grafico 9 Coeficiente de sustentacin Vs ngulo de ataque 79 Grafico 10 Coeficiente de resistencia Vs ngulo de ataque 80 Grafico 11 Coeficiente de sustentacin Vs Angulo de ataque 81 Grafico 12 El ala tiene un coeficiente mximo de sustentacin de 0.2928. 82 Grafico 13 Coeficiente de resistencia Vs porcentaje estaciones del ala 83 Grafico 14 Diagrama V-N De La Aeronave U.A.V 86 Grafico 15 Rata de descenso Vs ngulo de ataque 88 Grafico 16 Rango De Planeo Vs ngulo De Ataque 89 Grafico 17 Tiempo De Planeo Vs ngulo De Ataque 90 Grafico 18 Peso Vs Rango En Crucero 91 Grafico 19 Peso Vs Rango Con Velocidad Constante 92 Grafico 20 Efecto De La Velocidad Sobre El Factor De Carga. 93 Grafico 21 Imagen 1 Representacin De Resistencia Aerodinmica 93 Grafico 22 Distribucin De La Resistencia En El Ala 95 Grafico 23 Distribucin De La Resistencia En El Estabilizador Horizontal 96 Grafico 24 Distribucin De La Resistencia En El Estabilizador Vertical 98

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Grafico 25 Resistencia Polar OEI 101 Grafico 26 Resistencia Polar del Tren de Aterrizaje Abajo 102 Grafico 27 Resistencia Polar en la Condicin Actual de Vuelo. 102 Grafico 28 Coeficiente de Sustentacin Vs Coeficiente de Resistencia 104 Grafico 29 Coeficiente de momento vs. Porcentaje de estaciones del ala 105 Grafico 30 Resultante De Potencia Vs De ngulos Del Rotor 153 Grafico 31 Grafico Resultante De Potencia Vs De ngulos Del Rotor (Detalle Del Punto De Mayor ngulo) 154

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LISTADO DE TABLAS

Pg.

Tabla 1 Parmetros de entrada para el clculo del peso de despegue 48 Tabla 2 Pesos de combustible en diferentes segmentos de la misin. 48 Tabla 3 Coeficiente de sustentacin vs. Angulo de ataque 59 Tabla 4 Angulo de ataque a diferentes coeficientes de resistencia 60 Tabla 5 Angulo de ataque vs. Relacin L/D 61 Tabla 6 Factores influyentes en la posicin del ala. 64 Tabla 7 Parmetros finales de la configuracin alar 64 Tabla 8 Coeficientes De Fuselaje 69 Tabla 9 Coeficientes De Volmenes Para Estabilizador Vertical Y Horizontal 70 Tabla 10 Parmetros De Geometra Del Estabilizador Vertical. 71 Tabla 11 Parmetros de referencia de relacin de aspecto y taperado Para el estabilizador horizontal 77 Tabla 12 Parmetros de geometra del estabilizador horizontal 78 Tabla 13 Peso Y Ubicacin De Los Componentes Principales De La Aeronave 114 14 Group Weight Data for Homebuilt Propeller Driven Airplanes 116 Tabla 15 Pesos Principales De La Aeronave 117 Tabla 16 Clculo Y Ajuste De Pesos 117 Tabla 17 Propiedades Geomtricas De La Seccin Del Tren De Aterrizaje 124 Tabla 18 Propiedades Del Acero Al Cromo Molibdeno 124 Tabla 19 Factor de carga tren de aterrizaje principal 125

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Tabla 20 Especificaciones De Planta Motriz GEN 125 126 Tabla 21 Caracterstica Control Futaba FX-40 14-Channel PCM/R5 128 Tabla 22 Especificaciones del servo 140 Tabla 23 Especificaciones del sistema Micropilot para AERONAVES VTOL 141 Tabla 24 Especificaciones De Cmara Para La Aeronave 145 Tabla 25 Calculo Inicial De Potencia Del Motor A Un Anulo De 160 152 Tabla 26 Calculo de potencia del motor a diferentes ngulos en Posicin frontal 152 Tabla 27 Calculo de potencia del motor a diferentes ngulos en Posicin lateral 155 Tabla 28 Segn normas de la NAVY (NAVAIR) Y segn USAF (T.O) AN435 ROUNHEAD 157 Tabla 29 Countersunk Head Solid Shank Rivet 158 Tabla 30 NAS1081SELF LOCKING SETSCREW 159 Tabla 31 NAS333 100 DEGREE COUNTERSUNK HEAD 160 Tabla 32 AN42 THROUGH AN49 EYE BOLTS 161

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INTRODUCCION

El Comando Areo de Combate N 4 requiriere una aeronave U.A.V de despegue vertical para su vigilancia propia y la del puesto militar La Maria como medida de seguridad y defensa pasiva y electrnica, utilizando recursos Colombianos en conocimientos e implementacin de diseos propios, por lo cul recurre al pionero en Ingeniera Aeronutica en el pas. (La Universidad de San Buenaventura sede Bogot) utilizando pare ello los conocimientos de unos estudiantes que estn recibiendo formacin como Ingenieros Aeronuticos en esta institucin.

El proyecto de investigacin plantea un diseo en todas sus fases metodolgicas el cul defina una aeronave de despegue vertical para cumplir con la inspeccin y monitoreo de la zona determinada.

Para ello se contar con la colaboracin de dicho comando brindando apoyo en lo referente a necesidades de investigacin y compartiendo experiencia obtenida por el tiempo de trabajo con aeronaves de despegue vertical para ser utilizadas a favor del proyecto de investigacin.

En la investigacin se tomara como referencia los resultados de experimentacin para corroborar teoras de estabilidad y control. Una vez corroboradas las teoras se procede a elaborar el documento con los pasos, experimentos y resultados del trabajo realizado dando como punto final el plano de detalle y un manual de mantenimiento, operacin y ficha tcnica quedando en el punto anterior a ser construido.

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

El Comando Areo de Combate N 4 considera que la implementacin de aeronaves no tripuladas (U.A.V) es una buena inversin econmica y de tecnologa para ser desarrollada en Colombia debido a la efectividad mostrada en otros pases donde en este momento son utilizadas este tipo de Aeronaves. Al mismo tiempo manifiesta el deseo de construir la aeronave con conocimientos Colombianos. Teniendo en cuenta que ellos no poseen el conocimiento suficiente recurren a la institucin reconocida como pionera en Ingeniera Aeronutica en Colombia la Universidad de San Buenaventura sede Bogot, solicitando colaboracin en el desarrollo de un proyecto de aeronave no tripulada de despegue vertical para la seguridad del comando y el puesto militar La Mara para esto requieren estudiantes que elaboren el diseo detallado para poder proceder con su construccin. En una fase posterior a este proyecto.

1.2 DESCRIPCION Y FORMULACIN DEL PROBLEMA

El Comando Areo de Combate N 4 la Fuerza Area Colombiana requiere de una aeronave no tripulada de despegue vertical que cumpla la funcin de defensa y seguridad de dicho comando, el cual esta ubicado en la poblacin de Melgar (Tolima) y que adems colabore con la vigilancia del puesto militar La Mara, con la conviccin de ser diseada y construida en el pas. El problema radica en la poca informacin existente en lo que refiere a diseo de Aeronaves de des pegue

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vertical en el pas. La forma de sobrellevar este problema es enfocar la investigacin en forma experimental. Cmo realizar un diseo detallado de una aeronave de despegue vertical (tilt rotor) para satisfacer las necesidades de la Fuerza Area Colombiana?

1.3 JUSTIFICACIN

El Comando Areo de Combate N 4 requiere garantizar la seguridad e inspeccin de su base y el puesto militar la Maria por lo cual solicita a la Universidad de San Buenaventura sede Bogot, programa de Ingeniera Aeronutica la colaboracin en el diseo de una aeronave no tripulada de despegue vertical que pueda cumplir con esta misin. Para este propsito se diseara el hummingbirds eye.

Teniendo en cuenta las funcione de las aeronaves no tripuladas (Unmanned Aerial Vehcle, UAV) y de despegue vertical (Vertical take off and landing VTOL) que representan una herramienta til en diferentes actividades como son, fotografa area, inteligencia, rastreo, bsqueda y localizacin de un objetivo, junto con otras actividades referentes. Estas Aeronaves han demostrado su efectividad en otros pases pioneros en esta lnea de investigacin.

En Colombia las investigaciones sobre UAV no han avanzado considerablemente dejando abierta la puerta para realizar investigaciones y desarrollos que promuevan el avance de la Ingeniera Aeronutica en el pas por esto es propicio adoptar, investigar y concluir un proyecto de investigacin y desarrollo sobre este tema.

Este proyecto es la oportunidad de demostrar la calidad de educacin otorgada por la universidad de San buenaventura sede Bogot a los estudiantes de Ingeniera Aeronutica. Ya que es colocada a prueba la capacidad ingenierl y de investigacin de estos. El xito de este proyecto dara mayor reconocimiento a la

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universidad quien en este momento es reconocida cono pionera en la educacin superior profesional en el rea de Ingeniera Aeronutica en el pas. La Universidad de San Buenaventura sostiene un convenio con las Fuerzas Areas Colombianas en el cual se plantea la colaboracin mutua. Por este canal se solicito el desarrollo de este proyecto.

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIN

1.4.1 Objetivo general Disear en forma detallada una aeronave no tripulada de despegue vertical para la vigilancia del Comando Areo de Combate N 4 el cual se encuentra ubicado en Melgar Tolima y adems prestar vigilancia al puesto militar La Mara.

1.4.2 Objetivos Especficos

Generar un diseo conceptual de la aeronave hummingbirds eye.

Disear los sistemas de control y de funcionamiento en general.

Construir un modelo para validar el comportamiento de la Aeronave hummingbirds eye

Crear un diseo preliminar de la aeronave hummingbirds eye.

Elaborar clculos que validen la experimentacin efectuada.

Crear un diseo detallado de la aeronave hummingbirds eye. Para dar finalidad a la investigacin por parte de los estudiantes quedando en etapa previa a su construccin

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Implementar nueva tecnologa en Colombia.

Elaborar el documento que crea un compendio de todos los pasos, experimentos anlisis y conclusiones efectuadas durante la realizacin del proyecto.

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO

1.5.1 Alcances Este proyecto esta propuesto para diseo detallado pasando por las dems fases de diseo que son: diseo conceptual y preliminar. Con el fin de ser entregado al comando areo de combate N 4 quienes definirn su construccin.

1.5.2 Limitaciones La principal limitacin es la falta de textos sobre aeronaves de despegue vertical lo cual nos enfoca a la parte de experimentacin lo que hace necesario la utilizacin de recursos econmicos para este fin.

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2. MARCO REFERENCIA

2.1 MARCO CONCEPTUAL

Los trminos tcnico bsicos que se utilizaran en este proyecto son: (UAV) (Unmanned Aerial Vehicle) vehculo areo no tripulado (VTOL) (Vertical take off a landing) despegue y aterrizaje vertical (TILT ROTOR) Inclinacion del rotor (ISR) Intelligence/Survellance/ Reconnaissance, Inteligencia Vigilancia / Reconocimiento (CRUISE SPEED) velocidad de crucero utilizada para dirigirse de un punto a otro en forma constante

2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO

En Colombia no existe normatividad sobre aeronaves no tripuladas.

2.3 MARCO TEORICO

Los uavs son en general mucho ms pequeos y ms difcilmente notado que sus equivalentes tripulados, los aviones teledirigidos permiten que censores sean llevados ms cerca al blanco y mantenerse en el sitio por periodos importantes. Tambin permite la economa a travs del uso de bajo costo de municiones de ataque directo, en vez de armas de largo alcance costosas. Los aviones teledirigidos brindar ventajas sobre aeronaves tripuladas en el uso de armas de energa dirigidas, rayos lser a motor altos y dispositivos de microondas.

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Figura 1 U.A.V Predator

Fuente U.A.V Systems

Figura 2 Bell XV-15 Tilt Rotor

Fuente the Bell helicopter Textron store

Los vehculos areos no tripulados (Unmanned Aerial Vehcle, UAV) son aeronaves que pueden realizar una o varias tareas y misiones sin intervencin directa de un ser humano, el cual limita su intervencin a la supervisin del vuelo

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en caso de una operacin crtica. Los UAVs tienen cada vez ms usos gracias al desarrollo tecnolgico en reas como los sistemas de control, las telecomunicaciones, los sistemas de tiempo real, los censores, la inteligencia artificial y los nuevos materiales. El vehculo puede participar en misiones como: fotografa area, reconocimiento de objetivos, medicin de polucin, inspeccin de oleoductos, inspecciones de trfico, bsqueda y rescate, inteligencia y reconocimiento areo, etc.

En Colombia las investigaciones y desarrollos no ha avanzado considerablemente el avance mas conocido es el de EFIGENIA.

Figura 3 U.A.V Ifigenia

Fuente www.efigenia-aerospace.com

El ingeniero Mario Andrs Crdoba es un pionero colombiano en el diseo y el desarrollo de Vehculos Areos Autnomos No tripulados y los integrados electrnicos para UAV junto con navegacin digital inteligente, y pilotos automticos y sistema de control de vuelo. El ingeniero Crdoba recibi su grado de ingeniera con altos honores en Ingeniera Electrnica y Telecomunicaciones en la Universidad del Cauca, con tesis laureada: DSP-FPGA el Control de Vuelo Integrado Borroso Lgico y la

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Estabilidad Aument el Sistema Para vehculos Inestables Areos Autnomos No tripulados UAV.

3. METODOLOGIA

La metodologa se basar en el estudio terico del problema y en la experimentacin para detectar y resolver problemas tcnicos y tecnolgicos asociados al diseo de la aeronave, y sistema de control. Para el logro de los objetivos se describen los elementos de carcter tecnolgico y acadmico necesarios en el transcurso de varios aos para el desarrollo de la investigacin. Aqu no se pretende construir una nave ni instrumentos, sino utilizar aquellos del mercado que ms se ajusten a las necesidades actuales y que permitan la concentracin de esfuerzos en aspectos algortmicos y matemticos. Las teoras y tecnologas en la que se fundamenta el trabajo, pero que aqu se ensamblan en el vehculo autnomo no tripulado. De acuerdo al objetivo de conformacin acadmico.

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIN

La investigacin esta enfocada al mtodo emprico analtico debido a que el tema de despegue vertical no se maneja en la universidad y la informacin sobre este tema es limitada.

3.2 LNEAS DE INVESTIGACIN DE LA USB

lnea de facultad

Tecnologas

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sub. lnea de la facultad Instrumentacin y control de procesos.

Campos de Investigacin del programa

Diseo y construccin de aeronaves

3.3 HIPTESIS

La implementacin de la aeronave (hummingbirds eye) logra reducir la incertidumbre antes existente frente a la seguridad y da un control absoluto sobre el comando areo de combate N 4y el puesto de operacin La Mara, as mostrando su efectividad, esta listo para ser utilizado en otras ubicaciones

3.4 VARIABLES

3.4.1 Variables independientes La necesidad de disear e implementar una aeronave de despegue vertical en forma estable

3.4.2 Variables dependientes

Estabilidad Sistemas de rotor Tren de potencia o motores independientes Sistema de rotacin Implementacin o no de direccinadores de flujo

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4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO

4.1 DISEO PRELIMINAR

La etapa de diseo detallado comprende todo lo referente a la misin de la aeronave, pesos, dimensionamiento de toda su geometra (ala, superficies de control y fuselaje) lo cual se lleva acabo por medio de las metodologas usadas por diferentes autores como Raymer Hollman y el Dr. Jam Roskam.

Figura 4 Inicios Del Diseo Preliminar

4.1.1. Fases de la misin

Las fases de la misin incluyen las etapas bajo las cuales es concebido este diseo y se esperan cumplir, estas son incluidas en la Figura 5 y son las siguientes: 1. Encendido del motor

46

2. Despegue 3. Ascenso 4. Crucero 5. Misin de reconocimiento del objetivo 6. Crucero 7. Aterrizaje y Taxeo

4.1.2 Misin de la aeronave U.A.V Hummingbirds Eye

Figura 5 Fases de la Misin

4.1.3 Especificaciones de la misin y sus requerimientos

Carga Paga: El valor calculado de la carga es de 35Lbs, lo cual Incluye sistema de vuelo autnomo, cmara y sus Bateras (Ver seccin 5.2.9).

Altitud: La aeronave U.A.V Humminbirds Eye esta diseado a La altura del cerro la Maria ubicado en el municipio de Melgar Tolima, la cual es de 6000 ft [1828mt]. Con un techo mximo de operaron de 8850 ft [2697mt]

47

Velocidad Crucero: La velocidad crucero es de 116 knots deacuerdo a la Velocidad del viento en el cerro la Maria previamente Investigada por la estacin metereologica de la base . Area.

Velocidad De Perdida: 59 knots (ver 4.1.5)

Envergadura Mxima: 9.9ft o 2.93 mt.

Tipo de despegue: La aeronave despega desde tierra sin ningn tipo de ayuda de un sistema como: cohete, catapulta etc.

Planta Motriz: Propulsin con motor de pistn,

Forma de Control: Sistema autnomo y control nueve canales.

Nota: Debido a que esta aeronave es un U.A.V de despegue vertical, se debe establecer que Colombia no hay bases de certificacin o normas establecidas para el diseo de este tipo de aeronaves.

4.1.4 Estimacin del peso de despegue Para la estimacin del peso de despegue partimos de los parmetros descritos en la seccin anterior, que ya especificado la misin de la aeronave U.A.V, podemos determinar las fracciones de peso al igual que los valores de peso vaci, peso de combustible, la estimacin de peso de despegue y dems pesos esenciales para la misin de la aeronave U.A.V. Con la ayuda de los siguientes parmetros es posible determinar los diferentes pesos de la misin de la aeronave.

48

Tabla1 Parmetros De Entrada Para El Clculo Del Peso De Despegue

Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (A.A.A)

En la tabla que aparece a continuacin podemos encontrar los pesos de las fases de la misin de la aeronave en las para el cual se diseo.

Tabla 2 Pesos de combustible en diferentes segmentos de la misin

Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (A.A.A)

4.1.5 Estimacin de velocidades y prdidas

debido a que los U.A.V no se encuentran bajo una norma de certificacin FAR o JAR es autnomo por parte del diseador la estimacin de la velocidad de perdida de tal manera que se puedan obtener parmetros posteriores que requieren el

49

previo conocimiento de esta velocidad, por tal motivo se estima que una velocidad apropiada es de:

sftVS /58.99knots 59 == sftknotsVCRUISE /78.195116 ==

33 /10*8397.1 ftslugs= @ 8500ft de altura. 2.1=LC este es un valor tpico para aeronaves hechas en casa.

Con los parmetros antes mencionados ahora es posible encontrar el valor de Wing Loading que nos va a limitar los parmetros de diseo como se muestra en la Figura 7, y por medio de la siguiente ecuacin se obtiene:

2

2MAXSTALL

TO

CLVSW

=

1

Figura 6 Limitacin de diseo a la velocidad de prdida

4.1.6 Parmetros de desempeo

Ahora que se ha establecido una limitacin para el diseo de acuerdo con la velocidad de perdida establecida, es posible encontrar el punto de diseo, donde ya localizado nos va dar la potencia que requiere nuestra aeronave. Debido que el diseo de este tipo de aeronaves no esta regulado por ninguna norma, para la configuraron VTOL se escogi una pista de distancia reducida,

50

para no exigirle tanto a la aeronave y que sobrepase los parmetros de diseo de la misma, por tanto se estima que una distancia apropiada es de:

Figura 7 Distancia de despegue de la aeronave U.A.V VTOL

ftSTO 300=

Habiendo seleccionado una distancia de decolaje para la aeronave y conociendo

otros valores como: SL

H

= el cual es una relacin de densidades igual a:

77.0/103769,2/108397.1

33

33

=

== ftslug

ftslugsSL

H

2

Y la temperatura FT 031= . Ahora es posible encontrar valores de Wing Loading. Ahora iterando para distintos valores de CL y W/S por debajo del valor limite (W/S=11.6) se encuentra la Figura 7. Obtenida por el software AAA.

51

Grafico 1 W/P Vs W/S

Punto de Diseo Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)

Estableciendo el punto de diseo, el cual fue seleccionado teniendo en cuenta cual era la mejor relacin entre tamao de superficie alar y motor, en funcin de

52

implementar una envergadura corta debido a la configuracin VTOL de la aeronave para la cual los motores se hallan ubicados en las puntas de las alas. Luego de haber seleccionado el punto de diseo, podemos encontrar la potencia requerida de la aeronave de la siguiente forma:

hpLbs

PW 65.7= Con un peso de despegue LbsWTO 6.84= se obtiene: 3

hphpLbs

LbsP 11/65.7

6.84== Potencia Requerida

Para tener un anlisis ms detallado de la velocidad de crucero que podemos alcanzar con la potencia requerida que calculamos lo hicimos mediante un grafico de velocidad y potencia requerida, que se encuentra en la Figura 15.

4.1.7 Configuracin alar del U.A.V VTOL La configuracin alar de esta aeronave se encuentra influenciada por los siguientes parmetros, los cuales sern analizados para obtener la configuracin alar mas adecuada para nuestra aeronave:

Relacin de aspecto (A) rea alar (S) Envergadura del ala (b) Taperado () Cuerda de la raz (Cr) Cuerda de la punta ( TC ) Seleccin del perfil Angulo de incidencia Posicin del ala en el fuselaje Relacin de aspecto del ala A

53

Para encontrar un valor adecuado de Relacin de Aspecto se deben tener en cuenta algunos parmetros que van a ser decisivos para la operacin de la aeronave.

Un factor muy importante es que los valores altos de Relacin de Aspecto, implican un aumento de la envergadura del ala y en consecuencia el peso. Otro factor importante es que si la Relacin de Aspecto es alta vamos a tener un alto coeficiente de sustentacin lo cual es bueno como se muestra en la Figura 8.

Al tener una Relacin de Aspecto baja nuestro peso vaco es bajo tambin. Por razones antes mencionadas se opto por una Relacin de Aspecto de 6.

Figura 8 Coeficiente De Sustentacin Vs Relacin De Aspecto

Fuente Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P. Raymer

A = 6

54

Figura 9 Incremento De Sustentacin En Funcin De La Relacin De Aspecto

Fuente Aircraft Design: A conceptual Approach. Daniel P. Raymer

Area alar S

Al iniciar el diseo de nuestra aeronave hallamos el Wing Loading (W/S= 11.6 Lbs/ft), como el peso de la aeronave ya lo habamos estimado (Wto= 84.6 Lbs), entonces podemos calcular el rea alar de la siguiente manera:

2/6.11 ftLbsS

W= 4

Donde

222 9.7/6.11

6.84/6.11

ftftLbsLbs

ftLbsWS TO ===

Envergadura del ala b S = 7.9 ft

55

Habiendo encontrado previamente la Relacin de Aspecto A y el rea alar S podemos encontrar la envergadura mediante la siguiente formula:

SbA

2

= 5

ftftSAb 8.69.7*6* 2 ===

Taperado del ala

Para obtener un taperado del ala apropiado, se debe tener en cuenta la distribucin de sustentacin en el ala, puesto que la mejor distribucin del ala desde la raz hasta la punta es una distribucin elptica en la cual el factor de Oswald es cercano a uno (e = 1) ver Figura 10.

Figura 10 Efecto Del Taperado Sobre La Distribucin De Sustentacin Del Ala

Fuente .Aircraft Design: A conceptual Approach. Daniel P. Raymer

b = 6.8ft

56

Como tenemos una geometra de ala rectangular, vamos a tener el valor de a cuerda en la raz y en la punta iguales, por esta razn el taperado es igual a uno.

R

T

CC

= 6

Cuerda de la raiz del ala rC

Una vez conocidos los valores de S, b, y podemos proceder a calcular el valor de la cuerda de la raz mediante la siguiente formula:

ftftft

bSCr 16.1)11(*8.6

9.7*2)1(*

*2 2=

+=

+= 7

Cuerda de la punta del ala TC

Una vez calculado el n valor de rC podemos calcular el valor de la cuerda de

la punta del ala mediante la siguiente formula:

R

T

CC

= Despejando se obtiene.

ftftCC rt 16.116.1*1* ===

Cuerda media geomtrica del ala

Cr = 1.16 ft

= 1

rC = 1.16

57

Este es un factor muy importante para el anlisis y se puede obtener con los parmetros ya encontrados de y rC y lo podemos calcular mediante la

siguiente ecuacin:

ftftCC r 16.11111116.1*

32

11

32 22

=

+

++=

+

++=

8

Seleccin del perfil aerodinmico para el ala

Para la seleccin del perfil aerodinmico del ala de la aeronave U.A.V VTOL se tuvieron como referencia los parmetros siguientes se seleccion:

Espesor para alojar combustible.

Alojamiento del eje de los motores.

Una relacin buena de L/D

Una sustentacin excelente a menor velocidad.

A continuacin se muestra un anlisis mas detallado de las caractersticas de distintos perfiles, con graficas de CL Vs , CD Vs y L/D Vs . Para la realizacin de esta graficas es necesario hallar el numero de Reynolds para lo cual se deben tener en cuenta los factores de viscosidad del aire , densidad a la altitud de

vuelo, , velocidad de crucero V y cuerda media geomtrica del ala.

= 710534.3 slug/ft s

=1.8397 310 slug/ft

ftC 16.1=

58

V= 195.78ft/s

Por medio de la siguiente ecuacin podemos calcular el nmero de Reynolds necesario:

068.1174027./1071.1

)353.0(*)/43.59(*)/95696.0(**Re 53

=

==

smkgmsmmkgCV

9

Nota: Para facilitar los clculos en los grficos el nmero de Reynolds en los grficos se aproximo a 2000000 Reynolds.

Comparacin 1

Se estudiaron los perfiles NACA 4412, NACA 4415 y NACA 4515.

Grafico 2. Coeficiente de sustentacin Vs ngulo de ataque

Re = 1174027.068

59

Tabla 3 Coeficiente de sustentacin Vs ngulo de ataque

NACA 4412 NACA 4415

Angulo de ataque

Coeficiente de

sustentacin Angulo de ataque

Coeficiente de sustentacin

-8 -0.3 -8 -0.3 -4 0 -4 0 0 0.3 0 0.3 4 0.6 4 0.6 8 0.9 8 0.9

12 1.15 12 1.15 16 1.4 16 1.4 20 1.6 20 1.58 22 1.66 22 1.57 24 1.6 26 1.5 26 1.4 30 1.3

30 1.1

Fuente. Compressive Reference Guide to Airfoil Section for Light Aircraft

Comparacin 2

60

Grafico3 Angulo De Ataque A Diferente Coeficiente De Resistencia

Tabla 4 Angulo De Ataque A Diferente Coeficiente De Resistencia

NACA 4412 NACA 4415

Angulo de ataque CD

Angulo de ataque CD

-8 0.02 -8 0.02 -4 0.01 -4 0.01 0 0.022 0 0.022 4 0.032 4 0.032 8 0.058 8 0.058

12 0.089 12 0.089 16.2 0.14 16.2 0.14

20 0.185 20 0.185 24 0.3 24 0.28

26.4 0.36 26 0.34

27.8 0.4 28.2 0.4 Fuente. Compressive Reference Guide to Airfoil Section for Light Aircraft

61

Comparacin 3

Grafico 4 Angulo De Ataque Vs Relacin L/D

Tabla 5 Angulo de ataque Vs relacin L/D

NACA 4412 NACA 4415

ANGLE OFF ATTACK L/D

ANGLE OFF ATTACK L/D

-3.99 -3.99 -3.99 -3.99 -3.75 0 -3.75 0

-2 10 -2 10 0 16 0 16 2 18 2 16.8 4 16.8 4 16.5 6 16 6 16 8 14.2 8 14.2

12 12 12 12

62

16 10 16 10 20 8 20 8

24 6 24 5.8 28 3.85 28 4

30.5 2.5 30.2 3.8

ANALISIS DE LOS GRAFICOS 8, 9 Y 10

En base a la comparacin de coeficiente de sustentacin versus ngulo de ataque podemos observar que el mayor coeficiente de sustentacin lo tiene el perfil NACA 4412. En base a la comparacin de coeficiente de resistencia versus ngulo de ataque podemos observar que el coeficiente de resistencia afecta muy poco al perfil NACA 4412 cuando este se encuentra en un rango de ngulo de ataque de veinte a veinticinco grados, en cuanto a los otros perfiles tienen un comportamiento similar.

En base a la comparacin de la relacin de sustentacin y resistencia a diferentes ngulos de ataque podemos observar que el perfil NACA 4415 es el que presenta una mejor relacin de L/D de veinte a un ngulo de ataque de dos punto cinco grados, siguindole el perfil NACA 4412 con una relacin de L/D de dieciocho a un ngulo de dos punto cinco grados y por ultimo el perfil NACA 4515 con una relacin de L/D de diecisis a un ngulo de ataque de dos punto cinco grados.

CONCLUSION DE LA SELECION DEL PERFIL

En base al anlisis de las graficas de coeficiente de resistencia, sustentacin y relacin de sustentacin y resistencia, se selecciono el perfil NACA 4412 ya que para poder obtener la sustentacin que se es requerida este perfil nos brinda el

63

coeficiente de sustentacin requerido, y los dems parmetros antes nombrados al inicio de este capitulo.

PARAMETROS GENERALES DEL PERFIL NACA 4412

Es un perfil que tiene un 4% de altura mxima de la lnea media, situado si 40% del borde de ataque y con un espesor relativo del 12%.

Mximo coeficiente de sustentacin a mximo ngulo de ataque. 65.1=LC a 22

Mximo coeficiente de resistencia a mximo ngulo de ataque. 40.0=DC a 27.8

Mnimo coeficiente de sustentacin a mnimo ngulo de ataque. 8- a 3=LC

Mnimo coeficiente de resistencia a mnimo ngulo de ataque. 8- a 02.0=DC

Mxima relacin de sustentacin y resistencia L/D = 22

Mnima relacin de sustentacin y resistencia L/D = -5.8

Relacin de espesor con la cuerda

%12=c

t

Posicin del ala en el fuselaje Para la instalacin del ala en el fuselaje se tienen bsicamente las posiciones principales:

Ala alta Ala media Ala baja

64

En la tabla 6 se describen las ventajas y desventajas acerca del tipo de posicin del ala.

Tabla 6 Factores influyentes en la posicin del ala.

Fuente. Airplane Design Part II. Dr Jam Roskam

La configuracin de ala alta nos presenta de una interferencia de resistencia baja y una estabilidad lateral alta, hablamos de esta configuracin de ala ya que es la configuracin mas apropiada al diseo de nuestra aeronave, por la posicin en la cual los motores estn instalados en el ala.

4.1.8 Configuracin total de la superficie alar

Tabla 7 Parmetros finales de la configuracin alar

B 6.8ft Cr 1.16ft Ct 1.16ft S 7.888ft A 5.8621 1 Cuerda media geomtrica 1.16ft

Distancia de cuerda media geomtrica 1.7ft +

65

Grafico 5 Geometra total del ala

Configuracin del alern del ala Para la elaboracin del alern se tiene en cuenta que tpicamente estos se extienden desde el 50% hasta alrededor del 90% de la envergadura. El 10% restante provee un pequeo control de efectividad debido al flujo de vortex en las puntas de las alas .En el grafico 9 encontraremos los parmetros mas importantes para la definicin de los parmetros del alern.

Grafico 6 Relaciones De Cuerda Del Ala Y Alern

Punto de diseo para el clculo de la geometra del alern Fuente .Aircraft Design: A conceptual Approach. Daniel P. Raymer

66

Para llegar a calcular la geometra del alern, bsicamente tomamos de referencia la figura 9. Para obtener una buena maniobralidad de la aeronave se dice que la envergadura de los alerones debe ser de alrededor 91%, con una cuerda de 1.64ft.

La realizacin de los clculos se hizo de la siguiente forma:

Teniendo en cuenta que 2.0ala del

aleron del =

aEnvergaduraEnvergadur

Como la envergadura del ala ya la encontramos, procedemos al siguiente despeje:

0.41m1.36ftaleron del 6.8ft*0.2aleron del

ala del aEnvergadur*0.2aleron del

==

=

=

aEnvergaduraEnvergaduraEnvergadur

Luego de haber calculado la envergadura del alern, usando la ecuacin a continuacin despejamos la cuerda de alern asumiendo que:

42.0ala del Cuerda

aleron del =

Cuerda

Como tenemos un dato conocido que es la cuerda del ala entonces despejamos:

mCuerdaftCuerda

CuerdaCuerda

14.00.48ftaleron del 16.1*42.0aleron del

ala del *42.0aleron del

==

=

=

Envergadura del alern = 1.36ft

67

Luego de haber calculado la cuerda del alern y su envergadura procedemos a calcular la ubicacin del mismo sobre el ala de la aeronave, partiendo de que la ubicacin de la estacin de adentro del alern nia va desde 0 hasta el 99%, tomamos el 50%, para la ubicacin de la estacin de afuera del alern noa tiene valores desde 0 hasta el 100% ,para este parmetro escogimos el 100% estos dos parmetros fueron escogidos a criterio propio pero sin exceder los limites antes explicados para obtener una configuracin de la geometra del alern adecuada para este tipo de ala (rectangular). Donde:

%100

28.64.3

2

=== ftft

bY

nwing

o

oa

a 9

Y tenemos que:

%50

28.67.1

2

=== ftftY

nwing

a

a bi

i 10

Para tener en cuenta que el parmetro de nia es la estacin en la parte interior del ala en trminos de la mitad de la envergadura y el parmetro de noa es la estacin en la parte exterior del alern en trminos de la mitad de la envergadura. Para tener una idea de las variables que utilizamos en las ecuaciones anteriores, podemos verlas en la figura 11.

Cuerda del alern = 0.49ft

noa = 100%

nia = 50%

68

Figura 11 Parmetros Para La Configuracin Del Alern

Fuente. Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)

Luego de ya tener la cuerda, envergadura y posicin de nuestro alern, obtenemos la geometra de la figura 12.

Figura 12 Geometra Final Del Alern Del Ala

69

4.1.9 Configuracin de fuselaje Para calcular la longitud de nuestro fuselaje, necesitamos de unos coeficientes que encontramos en la tabla 5, los cuales tomamos del libro de Aircraft Design: A Conceptual Approach Daniel P. Raymer.

Tabla 8 Coeficientes De Fuselaje

Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach Daniel P. Raymer

Seleccionamos los valores para aeronaves Home Built in Compositesy luego reemplazamos en la siguiente ecuacin estos valores:

a = 3.50 y b = 0.23 para homebuilts c

TOF WaL *=

mftLbsLF 95.271.9)6.84(*)50.3( 23.0 ===

Configuracin del empenaje Para el dimensionamiento del empenaje vamos a tener unos parmetros similares como los utilizamos al hacer el dimensionamiento del ala y su respectiva superficie de control.

Relacin de aspecto (A) rea (S)

70

Envergadura (b) Taperado () Cuerda de la raz (Cr) Cuerda de la punta (Ct) Cuerda media geomtrica (C ) Seleccin del perfil

Configuracin del estabilizador vertical La configuracin del estabilizador vertical es un geometra tpica, la cual esta calculada para lograr la estabilidad lateral de la aeronave, para comenzar con el calculo del estabilizador vertical necesitamos un coeficiente de volumen del mismo que lo obtenemos de la tabla 9.

Tabla 9 Coeficientes De Volmenes Para Estabilizador Vertical Y Horizontal.

Fuente. Design: A Conceptual Approach Daniel P. Raymer

Teniendo los siguientes parmetros: coeficiente de volumen para el estabilizador vertical( 04.0=

TVC )

Envergadura del ala(6.8ft) rea del ala ( 7.8ft)

71

Brazo del momento que es al 50% de motores ubicados en las alas ( ftLVT 8.5= )

Con los parmetros anteriores podemos reemplazar en la siguiente ecuacin:

2442.08.4

8.7*8.6*04.0** ftftftft

LSbC

SVT

wwVV

T

T===

Luego de haber obtenido el valor del rea del estabilizador vertical escogemos un valor de taperado, aspecto y flechamiento para obtener la geometra deseada a criterio del diseador. Para lo cual obtuvimos lo siguiente:

Figura 13 Dimensionamiento Del Estabilizador Vertical

Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (AAA)

Tabla 10 Parmetros De Geometra Del Estabilizador Vertical.

Relacin de aspecto del estabilizador 2.14

72

vertical Area del estabilizador vertical 0.44 ft Taperado del estabilizador vertical 0.4 Flechamiento a un cuarto de la cuerda del estabilizador vertical

25 Grados

Cuerda de la raz del estabilizador vertical

0.6478Ft

Cuerda de la punta del estabilizador vertical

0.2591Ft

Envergadura del estabilizador vertical 0.9704Ft Cuerda media geomtrica del estabiizador vertical

0.4812Ft

Flechamiento del borde de ataque del estabilizador vertical

29.529 Grados

Flechamiento del borde de fuga del estabilizador vertical

9.42 Grados


Calculo de la superficie de control del estabilizador vertical En el clculo de la superficie del estabilizador vertical la generacin de fuerzas de trim normalmente no son requeridas ya que la aeronave es simtrica a su izquierda y derecha y no nos va a crear un momento de inbalance de yaw. Por tal motivo se selecciona una configuracin de geometra de ruder la cual va a estar balanceada con los grados de deflexin del estabilizador horizontal, dndonos una relacin de perfecto balance, como se muestra en la figura 14

73

Figura 14 Geometra Del Empenaje


Figura 15 Dimensionamiento Del La Superficie De Control Del Estabilizador Vertical


74

Seleccin de perfil para el estabilizador vertical Para la seleccin del perfil del estabilizador vertical comparamos las caractersticas de sustentacin y resistencia de tres perfiles de la clasificacin NACA: el 0006,0008 y el0012.

Comparacin 1

Grafico 7 Coeficiente De Sustentacin Vs ngulo De Ataque

75

Comparacin 2 Grafico 8 Coeficiente De Resistencia Vs ngulo De Ataque

Del grafico podemos concluir que el perfil NACA 006 tiene un comportamiento de sustentacin simtrico en ngulos de ataque positivos y negativos, en el grafico tambin podemos observar que tiene tambin un comportamiento de resistencia simtrico tanto para ngulo de ataque positivos y negativos, el solo hecho de hablar de este perfil que tiene el espesor requerido para esta aeronave, el comportamiento de sus coeficientes de sustentacin y arrastre es el mas estable que observamos frente a los perfiles NACA 0008 Y 00012 por esta razn seleccionamos este perfil.

76

Parmetros Generales Del Perfil Naca 0006 Es un perfil simtrico de curvatura cero y con un espesor del 6% de su cuerda.

Mximo coeficiente de sustentacin a mximo ngulo de ataque. 85.0=LC a 16

Mximo coeficiente de resistencia a mximo ngulo de ataque. 3.0=DC a 24

Mnimo coeficiente de sustentacin a mnimo ngulo de ataque. 4- a 3=LC

Mnimo coeficiente de resistencia a mnimo ngulo de ataque. 0 a 02.0=DC

Mxima relacin de sustentacin y resistencia L/D = 18.5

Mnima relacin de sustentacin y resistencia L/D = -6.5

Relacin de espesor con la cuerda

%6=c

t

Configuracin del estabilizador horizontal Para el clculo del estabilizador horizontal vamos a utilizar un procedimiento similar al del estabilizador vertical por cual tambin debemos buscar un coeficiente de volumen, lo vamos a encontrar en la tabla 6. Teniendo los siguientes parmetros:

coeficiente de volumen para el estabilizador horizontal( 50.0=VHC ) Cuerda media del ala(6.8ft) rea del ala ( 7.8ft) Brazo del momento que es al 50% de motores ubicados en las alas

( ftLVH 8.5= )

77

Podemos venir a reemplazar en la siguiente ecuacin:

294.08.4

8.7*16.1*50.0** ftftftft

LSCC

SVT

wVVH

T=== 11

Luego de haber obtenido el valor del rea del estabilizador vertical escogemos un valor de taperado, aspecto y flechamiento para obtener la geometra deseada de acuerdo a la siguiente tabla:

Tabla 11 Parmetros de referencia de relacin de aspecto y taperado para el estabilizador horizontal


Seleccionamos la configuracion Sail Plane deacuerdo a la geometria que tuviese fuerzas balanceadas con el estabilizador vertical.

78

Figura 16 Estabilizador Horizontal

Fuente. Advanced Aircraft Anlisis (AAA)

Tabla 12 Parmetros de geometra del estabilizador horizontal.

Relacin de aspecto del estabilizador horizontal 4 Area del estabilizador horizontal 0.94 ft Taperado del estabilizador horizontal 0.5 Flechamiento a un cuarto de la cuerda del estabilizador horizontal

14 Grados

Cuerda de la raiz del estabilizador horizontal 0.6464 ft Cuerda de la punta del estabilizador horizontal 0.3232 ft Envergadura del estabilizador horizontal 1.9391 ft Cuerda media geomtrica del estabilizador horizontal 0.5027 ft Flechamiento del borde de ataque del estabilizador horizontal 18.4 Grados Flechamiento del borde de fuga del estabilizador horizontal -0.039 Grados

Seleccin del perfil aerodinmico para el estabilizador horizontal

79

Comparacin 1 Grafico 9 Coeficiente de sustentacin Vs ngulo de ataque

Fuente. Profili 2.15

80

Comparacin 2.

Grafico 10 Coeficiente de resistencia Vs ngulo de ataque

Fuente. Profili 2.15

Del grafico 13 podemos concluir que los perfiles NACA 2412 y NACA 2413 generan sustentacin a ngulos de ataque menores a cero, mientras que el perfil NACA 2410 no tiene este comportamiento .En el grafico 15 podemos observar que el perfil NACA 2410 presenta un alto nivel de coeficiente de

81

resistencia para un ngulo de ataque de dice grados. El perfil NACA 2412 por el contrario tiene un coeficiente de resistencia menor al perfil NACA 2410 .Por otra parte el perfil NACA 2413 a un ngulo de ataque de trece grados presenta una considerable disminucin del coeficiente de resistencia en comparacin a los dos perfiles antes mencionados. Ya habiendo analizado detalladamente las caractersticas de los perfiles se opta por utilizar el perfil NACA 2410 ya que tiene una curvatura muy baja y un comportamiento aerodinmico muy bueno a ngulos de ataque negativos por lo cual nos genera sustentacin.

Anlisis de aerodinmico del ala En el grafico 14 nos muestra el cambio del coeficiente de sustentacin del ala en funcin del ngulo de ataque de la misma. Tenemos que con un ngulo de 22 alcanzam os un coeficiente de sustentacin alar de 1.65, para la configuracin estndar del ala, esta nos va a generar un coeficiente de sustentacin alar de 0.3104.

Grafico 11 Coeficiente de sustentacin Vs Angulo de ataque

Cruise point Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)

82

LbsLL

CSqL Lw

89.853104.0*9.7*04.35

**

=

=

=

12

De esta manera se demuestra que el ala genera la sustentacin suficiente para levantar un peso de despegue de 84.6Lbs.

Distribucin de sustentacin sobre el ala Por medio del software AAA es posible que encontremos la distribucin de sustentacin a lo largo de nuestra ala. De la grafica anterior podemos concluir lo siguiente:

Grafico 12 El ala tiene un coeficiente mximo de sustentacin de 0.2928.

Fuente Advanced Aircraft Anlisis (AAA)

83

Distribucin de resistencia aerodinmica sobre el ala

Grafico 13 Coeficiente de resistencia Vs porcentaje estaciones del ala


La etapa de diseo detallado comprende todo lo referente a la misin de la aeronave, pesos, dimensionamiento de toda su geometra (ala, superficies de control y fuselaje) de una manera mas especifica en cuanto a los materiales empleados, sistemas, mecanismos etc, lo cual se lleva acabo por medio de las metodologas usadas por diferentes autores como Daniel Raymer Hollman y el Dr. Jam Roskam.

84

5 DISEO DETALLADO

Figura 17 Inicios Del Diseo Detallado

5.1 CARACTERSTICAS DE RENDIMIENTO DE LA AERONAVE

5.1.1 Potencia y velocidad

Anteriormente calculamos la potencia requerida por nuestro U.A.V. con esto analizaremos el comportamiento de la velocidad a diferentes HPs del motor, entre estos el punto de diseo que calculamos de nuestra potencia y velocidad de

85

diseo. Que resulta de de los parmetros de la velocidad inicial, promedio y la mxima as mismo con potencia del motor.

Figura 18 Velocidad Vs Potencia Disponible

Punto de la de diseo de potencia requerida a la velocidad de crucero.


5.1.2 Diagrama V-N

El diagrama V-n, velocidad versus cargas, la figura nos describe la relacin entre la velocidad de nuestra aeronave, en su eje longitudinal (pitch axes) y la capacidad de resistir esfuerzos estructurales. La gravedad positiva, es a la lnea de mxima sustentacin que es agresiva a cualquier velocidad. La mxima sustentacin se

86

muestra como un exceso de margen nariz en posicin hacia arriba (nose-up), el control de cabeceo (en otras palabras, el factor de carga) depender de que tan lento descendamos hasta finalmente estar con una gravedad de perdida, en una aeronave normal a este punto sollo podemos cabecear hacia abajo (pitch down). Para la realizacin del diagrama V-n de la aeronave U.A.V se tuvieron en cuenta los siguientes parmetros:

Factor de carga negativo de cuatro (n = -2,45). Factor de carga positivo de cuatro (n =4). Peso de maniobra de 84.6Lbs.

Grafico 14 Diagrama V-N De La Aeronave U.A.V


Del grafico anterior podemos concluir que:

87

Velocidad de perdida de 40.58 Keas.

13

Velocidad de perdida negativa de -27.85 Keas.

14

Velocidad de crucero (diving) equivalente de diseo de 145 Keas.

15

Velocidad de maniobra (gust) de 87.89 Keas.

5.1.3 Rendimiento En Descenso

88

Teniendo en cuenta los parmetros antes mencionados en este documento, en la grafica se muestra una rata de descenso de 6260.16 ft/min con un ngulo negativo de un grado. Grafico 15 Rata de descenso Vs ngulo de ataque


5.1.4 Rango de planeo

Por medio del grafico 26 podemos observar de acuerdo a las caractersticas de diseo de nuestra aeronave y con parmetros hallados anteriormente en comportamiento de nuestra aeronave en la distancia que puede recorrer en una fase de planeo de acuerdo a los ngulos de ataque que estemos empleando para

89

el planeo, de lo cual podemos decir que la aeronave con un ngulo de ataque de menos un grado puede recorrer dos millas nuticas desde una altura de ocho mil seiscientos pies. Grafico 16 Rango De Planeo Vs ngulo De Ataque


5.1.5 Tiempo de planeo

Con parmetros establecidos anteriormente en este documento podemos establecer el tiempo de planeo de nuestra aeronave del grafico 27, del cual

90

concluimos que para recorrer las dos millas nuticas a un ngulo de menos un grado vamos a gastas un tiempo de un minuto.

Grafico 17 Tiempo De Planeo Vs ngulo De Ataque


5.1.6 Rango de carga paga de nuestra aeronave

Con la consideracin de un peso mximo de combustible de 17Lbs y un peso operacional de 80 libras, mediante el grafico 28 se llega a la conclusin de que

91

nuestra aeronave alcanzara con una altitud constante un rango de 151.9mn con un peso de 79.9 lbs.

Grafico 18 Peso Vs Rango En Crucero


92

El siguiente grafico nos muestra que rango que puede alcanzar la aeronave manteniendo una velocidad constante, el cual es 34.4nm con un peso de 80lbs.

Grafico 19 Peso Vs Rango Con Velocidad Constante


93

5.1.7 Maniobras

Para movimientos de maniobras como pull-up o un push-over de manera instantnea, se obtiene que la aeronave llega a un factor de carga de 2.50 g,

Grafico 20 Efecto De La Velocidad Sobre El Factor De Carga.


5.2 RESISTENCIA EN LOS COMPONENTES PRINCIPALES DE LA AERONAVE U.A.V

Grafico 21 Imagen 1 Representacin De Resistencia Aerodinmica En El V-22 Osprey

Fuente. NASA

94

Es de gran importancia la determinacin de la resistencia de los componentes principales de la aeronave como lo son; el ala, el estabilizador vertical, el estabilizador horizontal y fuselaje ya que la resistencia que presentes estos componentes van a influir en el comportamiento de vuelo de la aeronave.

5.2.1 Resistencia aerodinmica en el ala

Para poder determinar la resistencia aerodinmica a travs de nuestra envergadura alar es de importante tener en cuenta los siguientes parmetros:

Altitud de la aeronave en vuelo de crucero 8600mts Velocidad de la aeronave en vuelo crucero 116 Knots Coeficiente de sustentacin del ala sin efecto de flaps y planta motriz

0.3038 rea del ala 7.9ft Relacin de aspecto del ala 6 Pendiente del coeficiente de sustentacin de la raz ala 6,0161 1rad Coeficiente de resistencia en la raz del ala a un ngulo de cero en el ala

0,002

Mediante las siguientes ecuaciones es posible graficar la curva de resistencia de la envergadura de nuestra aeronave U.A.V:

16

17

95

Grafico 22 Distribucin De La Resistencia En El Ala


Con esta grafica podemos observar que el comportamiento de resistencia se aplica de una manera casi uniforme a lo largo de la envergadura. 5.2.2 Resistencia aerodinmica en el estabilizador horizontal

Al igual que calculamos la resistencia en la envergadura alar, tambin requerimos de unos valores:

Altitud de la aeronave en vuelo de crucero 8600mts Velocidad de la aeronave en vuelo crucero 116 Knots

96

Coeficiente de sustentacin del estabilizador horizontal sin efecto de planta motriz 0.3038

rea del estabilizador horizontal 0.94ft Relacin de aspecto del estabilizador horizontal 4 Pendiente del coeficiente de sustentacin de la raz del estabilizador

horizontal 6,0161 1rad

Coeficiente de resistencia en la raz del estabilizador horizontal a un ngulo de cero en el ala 0,04

Coeficiente de resistencia en la punta del estabilizador horizontal a un ngulo de cero grados 0.01

Con las ecuaciones 16 y 17 reemplazamos los valores anteriores:

Grafico 23 Distribucin De La Resistencia En El Estabilizador Horizontal


97

En comparacin con el coeficiente de resistencia del ala, podemos observar que este tiene un comportamiento parablico llegando a un valor mximo de 0,005 que es cuatro veces menor al del ala.

5.2.3 Resistencia aerodinmica en el estabilizador vertical

Con los siguientes valores es posible encontrar la distribucin de resistencia al avance del estabilizador vertical:

Altitud de la aeronave en vuelo de crucero 8600mts Velocidad de la aeronave en vuelo crucero 116 Knots Coeficiente de sustentacin del estabilizador vertical sin efecto de planta

motriz 0.3038 rea del estabilizador vertical 0.44ft Relacin de aspecto del estabilizador vertical 2,14 Pendiente del coeficiente de sustentacin de la raz del estabilizador

vertical 6,18 1rad

Coeficiente de resistencia en la raz del estabilizador vertical a un ngulo de cero en el ala 0,063

Coeficiente de resistencia en la punta del estabilizador vertical a un ngulo de cero grados 0.069

Reemplazamos los valores anteriores en las ecuaciones 16 y 17 para poder obtener la grafica de resistencia al avance del estabilizador vertical.

98

Grafico 24 Distribucin De La Resistencia En El Estabilizador Vertical


Se puede apreciar en la grafica que la resistencia al avance del estabilizador vertical tiene un comportamiento casi lineal.

5.2.4 Resistencia aerodinmica en el fuselaje

Con datos de la misin y la geometra del fuselaje es posible calcular la resistencia al avance del fuselaje.

99

rea del ala 7.9 ft rea base del fuselaje 2ft rea mojada del fuselaje 99.15 ft Longitud del fuselaje 9,71 ft rea frontal mxima del fuselaje 11,31ft Dimetro mximo del fuselaje 4 ft

Con los datos suministrados anteriormente, mas los datos de la misin y mediante la siguiente ecuacin podemos encontrar el coeficiente de resistencia del fuselaje de la aeronave.

18

El coeficiente de resistencia al avance de este fuselaje a un ngulo de cero grados es de 0,13. El coeficiente de resistencia debido a la sustentacin es de 0,0005.

5.2.5 Drag polar de la aeronave con un motor in operativo Para la realizacin del clculo de la resistencia, se encontraron los siguientes parmetros que posteriormente fueron graficados.

Peso de despegue 314,2 Lbs Rata de aspecto del ala 6,13 Coeficiente de regresin c para estimar el rea mojada del peso de

despegue que estadsticamente para aeronaves de configuracin de doble motor con hlice es 0,8635.

100

Coeficiente de regresin d para estimar el rea mojada del peso de despegue que estadsticamente para aeronaves de configuracin de doble motor con hlice es 0,5630.

Coeficiente de regresin a para estimar el rea parsita del rea mojada que equivale a la resistencia de la piel de la aeronave que es el mas bajo debido a que esta aeronave no posee si no la cabina y tal valor es -1,7993.

Coeficiente de regresin b para estimar el rea parsita del rea mojada que equivale a la resistencia de la piel de la aeronave que es el ms bajo debido a que esta aeronave no posee si no la cabina y tal valor es 1,6.

rea alar 7,9bFt Factor de eficiencia e = 0,8 Incremento en el coeficiente de resistencia al avance debido a un motor

in operativo 0020,0..

=IEOOD

C

Teniendo definido los anteriores parmetros podemos comenzar a calcular los siguientes parmetros:

19

Donde el rea mojada representada por wetS es igual a 186,18 Ft. Con el valor del rea mojada es posible encontrar el rea parsita:

wetSLogbafLog 1010 *+= 20 Donde el rea parsita (f) es igual a 96Ft

Towet WLogdcSLog 1010 *+=

101

WetD S

fCCleanO

= 21

Con esta ecuacin y con el valor encontrado anteriormente calculamos un coeficiente de resistencia de 0,3741.

2*

**

1L

WDDD C

eARCCC

OCleanO pi++=

22

De esta manera calculamos el coeficiente de resistencia al avance con un motor inoperativo, 0,3761.

Grafico 25 Resistencia Polar OEI


102

Resistencia polar de la aeronave U.A.V VTOL en el tren de aterrizaje al momento del aterrizaje Analizaremos el efecto de la resistencia aerodinmica en el tren de aterrizaje que es fijo en esta aeronave, para lo cual necesitamos la ayuda de unos parmetros iniciales, los cuales ya han sido introducidos en el capitulo anterior, para calcular la resistencia del tren de aterrizaje al momento del aterrizaje lo hacemos con la formula 22

Teniendo en cuenta que la variacin del coeficiente de resistencia para la configuracin de aterrizaje es de 015,0=

DownLODC .

Entonces obtenemos un coeficiente de resistencia de 0,3891 para la configuracin de aterrizaje con el tren extendido

Grafico 26 Resistencia Polar del Tren de Aterrizaje Abajo


103

Resistencia Polar de la aeronave U.A.V VTOL en condicin de vuelo actual Analizaremos el efecto de la resistencia aerodinmica en la condicin de vuelo actual con la ayuda de unos parmetros iniciales, los cuales ya han sido introducidos en el capitulo anterior, para calcular esta condicin de vuelo lo obtenemos con la formula 22.

Al igual que en el capitulo anterior hay que tener en cuanta que para la condicin de vuelo actual vamos a tener en cuenta que el coeficiente de resistencia a cero lift va ser igual a 0,015=

ODC .

Entonces obtenemos un coeficiente de resistencia de 0,3891 para la condicin actual de vuelo.

Grafico 27 Resistencia Polar en la Condicin Actual de Vuelo.


104

Habiendo calculado los diferentes resistencias como la de un motor inoperativo, tren de aterrizaje extendido al aterrizaje y la condicin actual de vuelo tenemos una figura que nos recopila todas las resistencias aerodinmicas nombradas anteriormente en funcin del coeficiente de sustentacin.

Grafico 28 Coeficiente de Sustentacin Vs Coeficiente de Resistencia

Fuente Advanced Aircraft Analysis (A.A.A)

5.3 MOMENTOS

5.3.1 Momento en el ala

105

Para poder hacer el clculo el momento del ala es necesario saber unos parmetros de entrada que son:

Altitud 8600ft Velocidad de la aeronave en crucero 116Knots Punto de referencia en la coordenada X 1ft Coeficiente de sustentacin del ala en limpio 0,3104 rea alar 7,9ft Relacin de aspecto del ala 6,13 Taperado del ala 1 Pendiente de la curva de sustentacin en la raz y la punta del ala 6,01

rad -. Coeficiente de momento de cabeceo con sustentacin de cero en la raz

y punta del ala -0,0939

Luego de conocer los parmetros anteriores los reemplazamos en la siguiente ecuacin:

23

Con esta formula podemos encontrar la grafica de momentos a travs del ala para lo cual obtenemos:

106

Grafico 29 Coeficiente de momento vs. Porcentaje de estaciones del ala


A travs de la grafica podemos observar que hay un momento negativo lo cual va a provocar que la aeronave tienda a bajar la nariz

5.3.2 Coeficiente de momento de cabeceo del ala y fuselaje para un coeficiente de sustentacin cero uno de los parmetros importantes para obtencin de estos coeficientes es establecer los datos que sirven a la hora de resolver las ecuaciones como sigue:

rea alar 7,9 Ft Aspecto del ala 6,1 Taperado del ala 1

107

Distancia en la coordenada X del Apex del ala 4,998 Ft Pendiente de la curva de sustentacin Pendiente de la curva de sustentacin del ala Distancia en la coordenada X del fuselaje Espesor del fuselaje en la seccin del ala 1,70Ft

Centro aerodinmico del fuselaje Para poder hacer el clculo del centro lo hacemos de tal manera que ya tenemos unos parmetros iniciales , sabemos que la cuerda del ala de la aeronave es de 1,16Ft podemos decir que la cuerda del fuselaje en la interseccin con el ala es de 1,16 Ft para que halla un acoplamiento perfecto, puesto que conocemos la lnea de cuarto de cuerda de el ala , la posicin del centro aerodinmico del fuselaje lo hacemos en trminos de esta cuerda que tiene un valor de 1,14ft al dejar la posicin del fuselaje en trminos de la cuerda del ala nos da un valor de 2,36 Ft.

Centro aerodinmico del ala Para el clculo del centro aerodinmico de la aeronave es necesario tener los siguientes parmetros de entrada:

Altitud 8600Ft Delta de temperatura a la altitud 31 F Velocidad de crucero 116Knots rea del ala 7,9Ft Aspecto del ala 6,1 Coordenada Z del cuarto de la cuerda del ala 4Ft Taperado del ala 1 Posicin del ala en X desde el apex 5Ft Cuerda media geomtrica del ala 1,14

108

Habiendo listado los parmetros anteriores podemos comenzar el clculo del centro aerodinmico del ala con las siguientes ecuaciones:

( )w

mgcapexacac

c

XXXX ww

w

+=

24

De donde obtenemos que el centro aerodinmico del ala en la posicin X de la aeronave es igual a 5,30. El centro aerodinmico del ala en trminos del ala es igual a 0,26.

Centro aerodinmico del estabilizador horizontal Para realizar el calculo del centro aerodinmico del estabilizador horizontal lo calculamos con los parmetros de geometra del mismo calculados anteriormente en el capitulo de geometra del empenaje, para calcular la posicin del centro aerodinmico necesitamos la cuerda a un cuarto que es de 2,23Ft y le sumamos la distancia medida en el eje X que es de 9,53Ft, como resultado la posicin del centro aerodinmico es 11,2 Ft.

Figura19 Posicin del centro aerodinmico del horizontal en el eje X.

109

Centro aerodinmico del estabilizador Vertical Para realizar el calculo del centro aerodinmico del estabilizador vertical lo calculamos con los parmetros de geometra del mismo calculados anteriormente en el capitulo de geometra del empenaje, para calcular la posicin del centro aerodinmico necesitamos la cuerda a un cuarto que es de 1,06Ft y le sumamos la distancia medida en el eje X que es de 9,53Ft, como resultado la posicin del centro aerodinmico es de 10,40 Ft.

Figura 20 Posicin del centro aerodinmico del estabilizador horizontal en el eje X.

Centro aerodinmico del tail boom de la aeronave Para poder hacer el clculo del centro aerodinmico lo hacemos de tal manera que ya tenemos unos parmetros iniciales, sabemos que la posicin de la cuerda geomtrica del ala la cual es de 1,14 Ft, lo que hacemos es

110

sumar la posicin del tail boom que es de9,53 Ft para obtener como resultado el centro aerodinmico en trminos de la cuerda geomtrica del ala el cual es un delta 9,59.

Localizacin del centro aerodinmico de la aeronave Para calcular el centro aerodinmico de la aeronave lo hacemos mediante la siguiente ecuacin:

25

El centro aerodinmico de la aeronave es 3,30 Ft

power

cC

hhwfwf

LL

ac

w

ccLcac

w

h

offp

hLoffhpLac

offpac CC

XSS

ddCX

SS

ddCCX

X

+

+

=

11.

.

. 26

El centro aerodinmico en trminos de la cuerda media geomtrica es, 7.31 Ft.

tbacsacacacacac XXXXXX nfwwf ++++= 27

La localizacin del centro aerodinmico del ala fuselaje en trminos de la cuerda media geomtrica es, 11.6Ft

wwfacmgcapexac cXXXX wwwf ++= 28

La coordenada en X del centro aerodinmico del ala-fuselaje de la lnea de referencia es 5,53 Ft.

poweroffpww

acwacmgcapexac XcXXXX +++= .

111

Calculo de estabilidad y control en vuelo recto y nivelado El anlisis del comportamiento de la aeronave durante operaciones en vuelo recto y nivelado se presenta a continuacin: Margen esttico: Este es una distancia no dimensional en el porcentaje de la cuerda media geomtrica entre el centro de gravedad por delante del centro aerodinmico.

cgac XXMS =. 29

( )w

mgcapexacac

c

XXXX ww

+=

30

51,0=acX

( )42,0=

+=

cg

w

mgcapexcgcg

Xc

XXXX ww

31

Siendo el SM alrededor del 10% de la cuerda para aeronaves, y adems es un valor positivo concluimos que esta dentro de parmetros y adems es una aeronave estable.

Configuracin final de la aeronave Humminbirds Eye

112

Figura 21 Vista de planta aeronave Humminbirds Eye

Figura 22 Vista frontal aeronave Humminbirds Eye

113

Figura 23 Frente de la aeronave Humminbirds Eye

5.4 CENTRO DE GRAVEDAD Se asume simetra en la aeronave por lo tanto los valores en la coordenada Y no sern tomados en cuenta en la siguiente tabla. (Tabla 8) En esta tabla encontramos el peso en libras y la ubicacin en pulgadas de los componentes de la aeronave. Con estos datos se encuentra el centro de gravedad utilizando las formulas a continuacin.

Figura 24 Ubicacin De Los Centros De Gravedad De Los Componentes Principales De La Aeronave. U.A.V.

114

Tabla 13 Peso Y Ubicacin De Los Componentes Principales De La Aeronave

ITEM GRUPO Wi(lb) Xi(in) Wi*Xi(lb*on) Zi(in) Wi*Zi(lb*in) 1 CMARA 4,2 23,417 98,352809 10,236226 42,9921492 2 EQUIPOS 2,7 37,591 101,494543 16,4173317 44,3267956

3 TREN PRINCIPAL 7,45 41,134 306,44741 5,0393728 37,5433274

4 FUSELAJE 13,6 39,559 538,00344 21,2992241 289,669448 5 GRUPO MOTOR 19 59,412 1128,82502 31,89 605,91 6 ALA 8 59,412 475,294745 31,0630089 248,504071 7 TAIL BOOM 5,6 86,803 486,0979 28,740173 160,944969

8 ESTABILIZADOR HORIZONTAL 3,5 114,36 400,267933 26,9763925 94,4173738

9 ESTABILIZADOR VERTICAL 3,85 120,87 465,3495 44,3071105 170,582376

10 PATN DE COLA 1,2 126,96 152,352838 19,9789689 23,9747627 TOTALES 69,1 4152,48614 1718,86527 Xcg = 60,094in Zcg = 24,8750 in

Luego de haber tabulado los componentes principales de la aeronave procedemos ahora reemplazarlos en las siguientes ecuaciones:

=

=

=

10

1

i

i WiWiXiXcg

32

115

=

=

=

10

1

i

i WiWiZiZcg

33

Para lo cual tenemos

inWi

WiXiXcgi

i 094.60

1.6948614.415210

1===

=

=

inWi

WiZiZcgi

i8750401.24

1.6986527.171810

1===

=

=

Obteniendo como resultado la componente X y Z del centro de Gravedad de la aeronave donde

Xcg = 60.094 pulgadas

Zcg = 24.875040 pulgadas

Los anteriores datos fueron aproximaciones preliminares del centro de gravedad, para hacer esto en manera mas detallado, con la ayuda de Excel programamos para poder hacer calculo mas exacto del centro de gravedad, comenzando con

Se asume simetra en la aeronave por lo tanto los valores en la coordenada Y no sern tomados en cuenta en la siguiente tabla. (Tabla 8) Por lo tanto se asumi simetra en la aeronave por lo cual no se incluyeron datos de las componentes el Y de los componentes esta componente del CG se asume como el punto medio de la longitud del ale que para este caso es:

116

34

La aproximacin de pesos clase uno, para esto tomamos de referencia la tabla de fracciones de peso para aeronaves homebuilt de hlice simple realizamos los clculos con esta referencia y tenemos a continuacin:

Tabla 14 Group Weight Data for Homebuilt Propeller Driven Airplanes

Weight Item, Fraction Ibs

flight design Gross Weight, GW,lbs 1,051 Structure/GW 0,327 Power Plant/GW 0,262 Fixed Equipm t /GW 0,119 Empty Weight/GW 0,727 Wing Group/GW 0,113 Empenn. Group/GW 0,03 Fuselage Group/GW 0,103 Nacelle Group /GW 0,016 Land. Gear Group/GW 0,064 Take -Off Gross Wht, WTO, lbs 1,051 Empty Weigth, WE,lbs 539

inYcg 055.592

in 118,11==

117

Tabla 15 Pesos Principales De La Aeronave

Wto(Lbs) We(Lbs) Wf Wpl 314,2 1,6 81,1 170

Tabla 16 Clculo Y Ajuste De Pesos

Wing Group/S,emp,psf 1,8 Emp. Grp/S emp, psf 1,1 Ultimate Load Factor , g,s 4 Surface Areas,ft 7,9 Wing,S 7,9 Horiz,Tail,sh 10,5 Vert,Tail,Sv 5 Empenn,Area,Semp 15,5

COMPONENTE PRIMER PESO AJUSTE CLASSEI

ESTIMACION PESOS (ALUM.)

Lbs Lbs Lbs

Wing Group 35,5046 -35,24887157 0,25572843 Empennage Group 9,426 -9,358107496 0,067892504 Fuselage Group 32,3626 -32,1295024 0,233097595

118

5.4.1 Excursin Diagram

Para la realizacin del diagrama de centro de gravedad utilizamos los pesos de: Peso vaco (We) Peso de operacin (Woe) Peso de despegue (Wto) Con sus respectivas ubicaciones medidas en pulgadas y los hallamos con el siguiente procedimiento.

El peso vaco va de la sumatoria de los tems del 1 al 10 para lo cual tenemos un peso vaco de 69Lbs y una ubicacin de 60 in.

El peso de operacin se calcula sumando el combustible y aceite atrapado, claro esta tomando en cuenta que crew es cero por lo que es una aeronave no tripulada. El combustible y aceite atrapado que le sumamos tiene una

Nacelle Group 5,0272 -4,990990665 0,036209335 Landing Gear Group 20,1088 -19,96396266 0,144837341 Power plant 82,3204 -81,72747214 0,592927864 FIXED Eqp. 37,3898 -37,12049307 0,269306931

Empty Wht 222,1394 -220,5394 1,6 PAYLOAD 231 FUEL 81,1 TRAPED FUEL AND OIL 0,5

Take off Gross Weight 314,2

119

ubicacin de 59,41 in y un peso de 0,5Lbs para un peso de operacin total de 69,6Lbs a una ubicacin de 60,08in.

El peso de despegue lo hallamos adicionando el peso del combustible que son 81,1Lbs a

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Diseno Detallado Aeronave Jimenez 2007