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DISENtildeO Y CONSTRUCCIOacuteN DE UN MICRO AVIOacuteN CON UN SISTEMA DE
CONTROL NO CONVENCIONAL Y SELECCIOacuteN DE MATERIALES
NATALIA ACERO
CARLOS HERNAacuteNDEZ
ANDREacuteS LEITON
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERIacuteA
PROGRAMA DE INGENIERIacuteA AERONAacuteUTICA
BOGOTA D C
2005
DISENtildeO Y CONSTRUCCIOacuteN DE UN MICRO AVIOacuteN CON UN SISTEMA DE
CONTROL NO CONVENCIONAL Y SELECCIOacuteN DE MATERIALES
NATALIA ACERO
CARLOS HERNAacuteNDEZ
ANDREacuteS LEITON
Trabajo de grado
Para optar por el titulo de
INGENIERO AERONAacuteUTICO
Director
OSCAR GRANDAS
Bs Ingeniero Aeroespacial
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERIacuteA
PROGRAMA DE INGENIERIacuteA AERONAacuteUTICA
BOGOTA D C
2005
Nota de Aceptacioacuten
________________________________
Firma del presidente del jurado
________________________________
Firma del jurado
________________________________
Firma del jurado
Bogotaacute D C Diciembre de 2005
Primero que todo quiero dar gracias a DIOS por permitirme superar
satisfactoriamente esta etapa tan importante de mi vida ya que a traveacutes de
toda la carrera tuve la salud y la fuerza necesaria para afrontar todas las
adversidades que se me presentaron
Por otra parte quiero dar infinitas gracias a mis PADRES quienes confiaron y
me apoyaron durante todo este proceso y me dieron las bases necesarias
para aprobar todos los retos que se me presentaron durante mi vida
universitaria Tambieacuten quiero dar gracias a mis hermanitos Christian y Henry
y demaacutes familia por la preocupacioacuten y apoyo prestado durante el desarrollo
del proyecto
Finalmente quiero agradecer a mis compantildeeros de tesis ya que a pesar de
todos los problemas que tuvimos durante el desarrollo del proyecto logramos
sacar adelante con esfuerzo y constancia un excelente trabajo
ANDREacuteS LEITON PINEDA
Quiero agradecerle ante todo a Dios por darme salud y bienestar en toda mi
carrera ademaacutes de fortalecerme en mis momentos de baja confianza es
importante hacer hincapieacute en El y las posibilidades que me ha brindado en la
vida al permitirme primero que todo la posibilidad de estudiar
Quiero agradecerle a mi madre por apoyarme y creer en mi en todo
momento en verdad gracias mamaacute por todos los sacrificios hechos conmigo
y todas las cosas para poder alcanzar mis metas ademaacutes de Ella agradezco
a mi Padre y a Carlos Emir por su ayuda directa en mi vida universitaria asiacute
como el apoyo de mi familia por todas las cosas hechas por creer en mi
como mi abuela y mis hermanos para los cuales siempre fui motivo de
orgullo
Agradezco a mis amigos de la universidad los que estuvieron
acompantildeaacutendome en el transcurso de la carrera de una manera incondicional
a pesar de tantas dificultades siendo este un factor cotidiano y superable por
un profesional de esta manera agradezco a Andreacutes y a Natalia compantildeeros
de tesis que creyeron en mi y me apoyaron para alcanzar nuestro objetivo
siempre sin olvidar la memoria de Juliaacuten que desde donde este siempre su
recuerdo nos motivo al desarrollo de nuestros objetivos
Agradezco a todos mis amigos por todos los esfuerzos hechos conmigo y
por tantas compantildeiacuteas necesarias en momentos especiales
CARLOS A HERNAacuteNDEZ RAMIacuteREZ
Primero que todo quiero agradecerle a dios ya que me permitioacute acabar mis
metas propuestas hasta esta etapa de mi vida le doy gracias de corazoacuten a
mi mamaacute mi papaacute y mis hermanas Daysi y Stefanny que siempre me
apoyaron y confiaron en mi
Gracias a mis amigos el gordo negro Boris Angi Richi Robin y mis
compantildeeros ya que me ayudaron y estuvieron en las malas y en las buenas
en este proceso de mi vida
Por ultimo quiero dedicarle con mucho amor esta tesis a Juliaacuten Bucheli ya
que fue la persona maacutes importante de mi vida quien fue el que me apoyo por
mucho tiempo hasta que dios lo permitioacute
Natalia Acero Suaacuterez
El grupo quiere agradecer de manera conjunta a todas las personas que
colaboraron directa o indirectamente con esta tesis como lo fueron
Alexander y Cesar que con su colaboracioacuten permitieron que este proyecto
alcanzara tal magnitud sin antes no olvidar el profundo agradecimiento que
los autores sienten por Dios al permitirnos desarrollar toda nuestra carrera
con salud y gracia demostrando las capacidades de las que siempre
contaron nuestros padres a traveacutes de su confianza y apoyo
Tambieacuten agradecemos a nuestro amigos de la universidad que nos ayudaron
con este trabajo pero que ademaacutes de esto nos acompantildearon en el desarrollo
de toda la carrera
Queremos agradecer de manera especial a nuestro tutor Oscar Grandas el
cual colaboro de manera activa en el estudio y construccioacuten de nuestro
proyecto impulsaacutendonos a alcanzar metas no antes predeterminadas
En general el grupo agradece a todas las personas que ayudaron de manera
desinteresada en este proyecto asiacute como a la Universidad por su gran
capacitacioacuten
TABLA DE CONTENIDO
LISTA DE TABLAS I LISTA DE GRAFICASII LISTA DE FIGURAS IIILISTA DE FOTOShelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellipIV
1 INTRODUCCION1 PROBLEMA4
11 Titulo 4 12 Tema 4 13 Linea de investigacioacuten4 14 Planteamento del problema4 15 Formulacion del problema5
2 LIMITACION DEL PROBLEMA6 21 Alcances6 22 Limitaciones 6
3 OBJETIVOS8 31Objetivo general 8 32 Objetivos especificos8
4 JUSTIFICACION9 5 MARCO TEORICO 10 51 Principios aerodinamicos 10
511 Fuerzas que actuan en el vuelo10 512 Sustentacion 11 513 Peso12 514 Resistencia 13 515 Empuje15
52 Viscosidad 16 53 Capa limite 16 54 Numero de Reynolds18 55 Aspect ratio (AR) 18 56 Burbujas de separacion19
561 Transicion turbulenta 20 562 Factores que afectan la transicioacuten 21 563 Transicion forzada 21
57 Flujo laminar y turbulento 21 58 Definicion de micro avion 22 59 Resentildea historica25 510 Antecedentes historicos 27 511 Configuracion de las alas 27
5111 Ala alta28 5112 Ala media29 5113 Ala baja29 5114 Aplicacioacuten 37
512 Sistemas de control 38 5121 Sistema convencional 38 5122 Sistema morphing 39 5123 Sistema de winglets 43
6 DISENtildeO INGENIERIL48 61 ESPECIFICACIONES DE LA MISION 49 62 DISENtildeO CONCEPTUAL 50 63 DISENtildeO JANA 01 52
631 Descripcioacuten de aviones similares53 632 Peso de despegue55 633 Componentes electroacutenicos 60 634 Caacutelculos aerodinaacutemicos71 635 Seleccioacuten del Perfil 98 636 Pendiente Del Coeficiente De Sustentacioacuten C 133 L637 Coeficiente De Sustentacioacuten Del Ala 140 638 Velocidad De Peacuterdida 154 639 Resistencia 155 6310 Rendimiento Empuje Y Potencia 174 6311 Estabilidad Y Control 201
64 PUNTAS ALARES221 641 Winglets 222
65 DISENtildeO MICRO AVIOacuteN BIMOTOR JANA 02238 651 Componentes Seleccionados 239 652 Peso De Despegue241 653 Coeficiente De Sustentacioacuten De Disentildeo 242 654 Plataforma Alar 244 655 Descripcioacuten De Estabilidad Y Control Del Micro Avioacuten 246 656 Pendiente Del Coeficiente De Sustentacioacuten c 247 l657 Arrastre Inducido 251 658 Arrastre Polar253 659 Empuje Para Condicioacuten De Crucero254 6510 Potencia Para Condicioacuten De Crucero 254 6511Estabilidad Y Control 255
66 DISENtildeO JANA 03 256 67 MEMBRANA DEL ALA269 68 MORPHING271
681 Rizado (Curling) 272 682 Torcion (Twisting) 275 683 Ala Punto Multiple 278 684 Torsion (Twisting) En El Borde De Ataque 280 685 Ala Variable De La Gaviota282 686 Ala Cola Plegable 284
69 PILOTO AUTOMATICO 286 7 SELECCIOacuteN DE COMPONENTES Y PROCESOS DE CONSTRUCCIOacuteN293
71 SELECCIOacuteN DE COMPONENTES293
711 Motor electrico EDP 100 293 712 Speed control294 713 Motor astro FIREFLY295 714 Servo HS-55 296 715 Servo GWS pico 297 716 Receptor GWS R4PIIHF Pico 4ch HOR PIN F 298 717 Receptor electron 6299 718 Radio control300 719 Helices 301 7110 Baterias302 7111 Tarjeta DG 129 control de velocidadreceptor 303
72 SISTEMAS DE CONSTRUCCION 304 721 Costruccion convencional 305 722 Construccion con icopor 306 723 Construccion con latex308 724 Termoformado 311
8 MATERIALES 315 81 ICOPOR 316
811 Tranformacion a espuma 316 812 Formas de suministro y usos 317
82 BALSO 319 83 LATEX321
831Propiedades fisicas y quimicas322 84 MONOCOTE 323
841 Aplicacioacuten 323 85 KEVLAR 324 86 PARYLENE 325 87 MYLAR326 88 FIBRA DE VIDRIO 327
881 Clasificacion328 882 Propiedades329
89 FIBRA DE CARBONO330 891 Caracteristicas principales 331
810 ALEACIONES DE TITANEO333 9 ANALISIS DE COSTOS334
91 INGENIERIacuteA ESTRUCTURAL Y COSTOS DE PRUEBAS 334 raerdC
92 SOPORTE DE DESARROLLO Y COSTOS DE PRUEBAS 334 rdstC
rftaC93 COSTOS DE PRUEBAS DE VUELOS DE AERONAVES 335 94 COSTOS DE OPERACIONES DE PRUEBAS DE VUELO 337
rftoC
rtsfC95 COSTOS DE PRUEBAS Y SIMULACIONES 337 96 GANANCIA DE RDTE 338
rproC
rfinC97 COSTOS PARA FINANCIAR LAS FASES DE RDTE 338
CONCLUSIONES 339 GLOSARIO 343 ANEXO A352 ANEXO B367 ANEXO C373 ANEXO D383 ANEXO E398 ANEXO F 416ANEXO Ghelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip422
425 BIBLIOGRAFIA
LISTA DE TABLAS Tabla 1 Comparacioacuten de Micro Vehiacuteculos similares 53 Tabla 2 Relacioacuten de pesos 54 Tabla 3 Tipos de Receptores 61 Tabla 4 Tipos de Servos 63 Tabla 5 Tipos de Bateriacuteas 66 Tabla 6 Sistemas seleccionados 66 Tabla 7 Tipos de Motores 70 Tabla 8 Cargas alares para diferentes aviones miniatura 74 Tabla 9 Rango carga de potencia seguacuten el modelo 77 Tabla 10 Condiciones de Vuelo 78 Tabla 11 Coordenadas del perfil 120 Tabla 12 Coeficientes vs Angulo de Ataque 123 Tabla 13 Comparacioacuten de perfiles 132 Tabla 14 Angulo especifico vs Cl 135 Tabla 15 Heacutelices de menos de 10gr 194 Tabla 16 Datos Iniciales en el Programa 214 Tabla 17 Dimensioacuten de winglets 226 Tabla 18 Coeficientes para los winglets 229 Tabla 19 Aumento del rendimiento 230 Tabla 20 Empuje y potencia 232 Tabla 21 Angulo especifico vs Cl 247 Tabla 22 Pesos JANA 03 258 Tabla 23 Propiedades del ala de ondulado MAV 263 Tabla 24 Propiedades del MAV 273 Tabla 25 Propiedades fiacutesicas y mecaacutenicas de la fibra de vidrio 293 Tabla 26 Propiedades mecaacutenicas y fiacutesicas de la fibra de carbono 330Tabla 27 Propiedades mecaacutenicas y fiacutesicas de la fibra de carbonohelliphelliphellip 332
LISTA DE GRAFICAS
19 Grafica 1 Caracteriacutesticas de sustentacioacuten a muy bajos AR 45 Grafica 2 Componentes de resistencia
54 Graacutefica 3 Correlacioacuten de pesos 75 Grafica 4 Diagrama comparativo
Graacutefica 5 Coeficiente de sustentacioacuten requerido para niveles de vuelo en varios tamantildeos del MAV 83
102 Graacutefica 6 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 103 Graacutefica 7 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
104 Graacutefica 8 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 105 Graacutefica 9 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
106 Graacutefica 10 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 107 Graacutefica 11 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
108 Graacutefica 12 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 109 Graacutefica 13 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
110 Graacutefica 14 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 111 Graacutefica 15 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
112 Graacutefica 16 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 113 Graacutefica 17 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
114 Graacutefica 18 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 115 Graacutefica 19 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
116 Graacutefica 20 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 117 Graacutefica 21 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
118 Graacutefica 22 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque 119 Graacutefica 23 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
122 Graacutefica 24 Coeficiente de presioacuten en α = 0deg 123 Graacutefica 25 Coeficiente de presioacuten en α = 13deg
125 Grafica 26 Coeficiente de Sustentacioacuten de Disentildeo vs Angulo de Ataque 126 Graacutefica 27 Coeficiente de Arrastre vs Angulo de Ataque (Cd vs α)
127 Graacutefica 28 Coeficiente de arrastre a lo largo del perfil en α = 0deg 129 Graacutefica 29 Arrastre por friccioacuten a bajos aacutengulos de ataque
129 Graacutefica 30 Coeficiente de Momento vs Angulo de Ataque (Cm vs α)Graacutefica 31 Relacioacuten de Coeficiente de Sustentacioacuten Coeficiente de Arrastre vs Angulo de Ataque (ClCd vs α) 130
133 Graacutefica 32 Pendiente de la curva se sustentacioacuten vs Re para AR = 1 y 2αLC
αLC 139 Graacutefica 33 Promedio de la pendiente de la curva de sustentacioacuten vs AR 142 Graacutefica 34 Coeficiente de sustentacioacuten para AR=1 a un Re=100000
144 Graacutefica 35 Correcion de los factores del taper ratio para bajos aspects ratios
144 Graacutefica 36 Correcion de los factores del taper ratio para bajos aspects ratiosGraacutefica 37 Coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo base para un ala de baja relacioacuten de aspecto 145
146 Graacutefica 38 N ndash 60 Paraacutemetro de la forma del borde ataque 149 Graacutefica 39 Incremento del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo
151 Graacutefica 40 Angulo base del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximoGraacutefica 41 Incremento del aacutengulo de ataque del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo 151 Graacutefica 42 Variacioacuten del coeficiente de friccioacuten vs numero de Reynolds para flujo a baja velocidad 159
161 Graacutefica 43 Promedio de K vs AR para varios valores de lGrafica 44 Coeficiente de arrastre vsα 173 Graacutefica 45 Empuje Vs RPM y velocidad de corriente libre para una heacutelice de 381 pulgadas 199 Graacutefica 46 Eficiencia versus RPM y velocidad de corriente libre para una heacutelice de 381 pulgadas 199
231 Grafica 47 Configuraciones del winglet tipo D 245 Graacutefica 48 Coeficientes de sustentacioacuten y arrastre para el JANA 02
Graacutefica 49 Rata sustentacioacuten-arrstre y coeficiente de momento Vs α para Re=76000 246
264 Graacutefica 50 Coeficientes de sustentacioacuten y arrastre para el NACA 2202Graacutefica 51 Rata sustentacioacuten ndash arrastre y coeficiente de momento del NACA 2202 264
270 Graacutefica 52 Coeficiente de sustentacioacuten Versus Angulo de ataque
LISTA DE FIGURAS
Figura 1 Fuerzas actuando sobre una aeronave en vuelo11 Figura 2 La sustentacioacuten en una aeronave12 Figura 3 El peso en una aeronave 13 Figura 4 La resistencia en una aeronave13 Figura 5 Resistencia vs Velocidad 14 Figura 6 Resistencia inducida15 Figura 7 Variacioacuten de la resistencia inducida con la velocidad y el aacutengulo de ataque15 Figura 8 El empuje sobre una aeronave 16 Figura 9 Capa limite 18 Figura 10 Separacioacuten de burbujas laminares 20 Figura 11 El reacutegimen de vuelo de un vehiculo mico aeacutereo comparado con vehiacuteculos existentes 24 Figura 12 Configuracioacuten del MAV (Black Widow) viuda negra27 Figura 13 Ala alta 29 Figura 14 Ala media29 Figura 15 Ala baja 30 Figura 16 Distribucioacuten tiacutepica de cargas sobre la envergadura 33 Figura 17 Distribucioacuten del aacutengulo de ataque efectivo sobre la envergadura34 Figura 18 Modelo de la peacuterdida de sustentacioacuten para diferentes formas en planta sin torsioacuten35 Figura 19 El aspect ratio de las alas de las aves41 Figura 20 Whitcomb Winglet (Simons 1999) 43 Figura 21 Perfil de la misioacuten 49
Figura 22 Esquema disentildeo conceptual 50Figura 23 Distribucioacuten especiacutefica pesos de componentes 60 Figura 24 Pesos generales de componentes 61 Figura 25 Bajo nuacutemero de Reynolds aerodinaacutemico 79 Figura 26 Caracteriacutesticas de la sustentacioacuten del perfil 81 Figura 27 Caracteriacutesticas de la sustentacioacuten del perfil (2) 81 Figura 28 Tiacutepica ala de un MAV 86 Figura 29 Formacioacuten del borde del voacutertice86 Figura 30 Modelo de flujo general detraacutes de un aeroplano producido por la sustentacioacuten sobre el ala 88 Figura 31 Prolongacioacuten de la placa de vorticidad para un ala tridimensional 88 Figura 32 Formas de la plataforma del ala 90 Figura 33 Esquema de los vortices en el borde del ala para cada forma del ala 91 Figura 34 Localizacioacuten de la maacutexima relacioacuten envergaduracuerda 92 Figura 35 Nomenclatura del perfil 98 Figura 36 Perfil N ndash 60 120
Figura 37 Distribucioacuten de Presioacuten en α = 0deg a Re 91000 121 Figura 38 Distribucioacuten de Presioacuten Sobre el Perfil a α = 13deg en Re = 91000 122 Figura 39 Paraacutemetro de la forma del borde de ataque 147 Figura 40 Comparacioacuten capa limite turbulenta y laminar 161 Figura 41 Transicioacuten de flujo laminar a flujo turbulento164 Figura 42 Especificaciones del motor Micro-Flite Cox Tee-Dee 0010 184 Figura 43 Motor sin escobillas 186 Figura 44 Motor de corriente continuacutea sin colector de tres delgas188 Figura 45 Heacutelice192 Figura 46 Paso de la heacutelice 192 Figura 47 Mitad superior del molde de la heacutelice197 Figura 48 Mitad inferior del molde de la heacutelice 197 Figura 49 Balance para el rendimiento de la heacutelice 198 Figura 50 Siacutembolos del centro de gravedad 210 Figura 51 Posicioacuten del CG seguacuten tipo de perfil 211 Figura 52 Centro de Gravedad En el Programa Java 214 Figura 53 Centro de gravedad en un ala rectangular216 Figura 54 Ubicacioacuten del CG en un ala trapezoidal217 Figura 55 Centro de gravedad en un ala flecha 218 Figura 56 Posicioacuten del centro aerodinaacutemico y de gravedad del JANA 01220 Figura 57 End-plate 221 Figura 58 Efecto de los winglets sobre el flujo de vorticidad en las puntas alares 223 Figura 59 Ala Baacutesica224 Figura 60 Nomenclatura del winglet225 Figura 61 Tipos de winglets analizados 227 Figura 62 Fuerzas y momentos actuando sobre el vehiacuteculo236 Figura 63 Control del bimotor246 Figura 64 MAV ala de ondulado272 Figura 65 Hilos de Kevlar 273 Figura 66 Vista frontal mostrando un ala sin deflector (arriba) y un ala deformada (abajo)274 Figura 67 Ala de torsion MAV 276 Figura 68 Ala con una vara de torque277 Figura 69 Vista superior lateral y frontal de las alas multipunto279 Figura 70 Forma del ala del MAV mostrando una posicioacuten neutral (Arriba) la deformacioacuten en el borde del ala (mitad) y en toda el ala (abajo) 279 Figura 71 Servo-actuadores Los cuatro servos frontales rotan las varas de torque mientras que los dos restantes controlan el timoacuten y el elevador280 Figura 72 AVCAAF- 2 280 Figura 73 Vista del AVCAAF-2281 Figura 74 Ala variable de gaviota MAV Ala de gaviota negativa (arriba) ala de gaviota neutral (mitad) y ala de gaviota positiva (abajo) 282 Figura 75 Configuraciones sin flecha (arriba) y flecha (abajo) 283
Figura 76 Vistas de lado para configuraciones sin flecha (Arriba) y flecha (abajo) 284 Figura 77 Esquema piloto automaacutetico285 Figura 78 Circuito piloto automaacutetico287 Figura 79 Circuito de la tarjeta abordo288 Figura 80 Componentes del piloto automaacutetico288 Figura 81 Transmisor ultra pequentildeo TLP434A 289 Figura 82 Receptor base RLP434A SAW 290 Figura 83 Red neuronal y horizonte artificial290 Figura 84 Esquema del funcionamiento de la red neuronal y horizonte artificial291 Figura 85 Esquema del motor EDP 10 294 Figura 86 Servo GWS Pico Estaacutendar297
298 Figura 87 RECEPTOR GWS R4PIIHF Pico 4ch HOR PIN
LISTAS DE FOTOS Foto Motor EDP 100helliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 294 Foto Speed Controlhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 295 Foto Motor Astro Fireflyhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 295 Foto Servo HS-55helliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 296 Foto Pico Standardhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 298 Foto Receptor Electron 6helliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 299 Foto Radio Controlhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 300 Foto Heacutelices 301 Foto Baterias 303 Foto Tarjeta Dg 129 Control De VelocidadReceptor 303 Foto Tarjeta Dg 129 Control De VelocidadReceptor 304 Foto Costillas del Micro avion en balso 305 Foto Pasos para hacer el Micro avion en Poliestireno 306 Foto Pasos para hacer el Micro avion en Poliestireno 307 Foto Micro avion terminado en poliestineno expandido (icopor) 308 Foto Pasos para hacer la membrana del ala 310 Foto Pasos para hacer la membrana del ala 310 Foto Pasos para hacer la membrana del ala 311 Foto Termoformado 312 Foto Termoformado 312 Foto Termoformado 313 Foto Termoformado 314
INTRODUCCIOacuteN
La tendencia de la humanidad al desarrollo de cosas cada vez maacutes
pequentildeas crea una curiosidad investigativa dentro del campo de la
ingenieriacutea Los microcircuitos y la nanotecnologiacutea han llevado a la ciencia a
niveles nunca antes alcanzados con el desarrollo de piezas o componentes
de tamantildeo microscoacutepicos todo esto con el objetivo de optimizar proyectos
que ayudaran en gran parte a la vida humana Una corriente en el campo
aeronaacuteutico ha sido la reduccioacuten de tamantildeo de las aeronaves y el
mejoramiento del desempentildeo en cualquier condicioacuten de vuelo con el fin de
que sean indetectables ante ciertas operaciones La movilidad en lugares
reducidos la transmisioacuten de video y el reconocimiento de zonas de difiacutecil
acceso entre otras justifican la realizacioacuten de este proyecto Los adelantos
en la electroacutenica digital a nivel micro comunicaciones y tecnologiacuteas de
computadoras han hecho que los Micro aviones (MAVs) sean posibles
Los micro aviones tienen un tamantildeo tiacutepico entre 6 a 12 pulgadas de
envergadura y operan a velocidades maacuteximas de vuelo de 25 MPH El
objetivo del MAV es realizar misiones en ambientes o escenarios peligrosos
ya que son muy uacutetiles en tareas como vigilancia buacutesqueda rescate e
identificacioacuten de terrenos
El desarrollo de este proyecto se basa en los antecedentes de MAVs
tomando como punto de partida su rango de velocidad y tamantildeo
determinando la mejor configuracioacuten a esta escala de disentildeo la cual se
analiza aerodinaacutemicamente de manera teoacuterica teniendo en cuenta los
efectos del flujo a bajo nuacutemero de Reynolds con sus correspondientes
implicaciones sobre el vehiculo Estos datos teoacutericos fueron comparados con
las pruebas experimentales realizadas en el tuacutenel de viento de la Universidad
de San Buenaventura el cual resulto ideal por el reacutegimen de operacioacuten que
este tiene obteniendo gran similitud entre los resultados teoacutericos y los
experimentales comprobando el acierto de todos los modelos matemaacuteticos
planteados como las diferentes ecuaciones empleadas para la pendiente de
sustentacioacuten
Encontrando la configuracioacuten geomeacutetrica ideal se llego al tipo ala voladora
la cual ofreciacutea las mejores caracteriacutesticas aerodinaacutemicas al tener la menor
resistencia al avance y mejor adaptacioacuten al flujo Un problema con este tipo
de configuracioacuten es la limitacioacuten de espacio que tiene para albergar en forma
adecuada los componentes necesarios para la operacioacuten del vehiculo Una
alternativa para solucionar este problema es utilizar un perfil de gran grosor
sin embargo estos tienen un desempentildeo limitado a bajos nuacutemeros de
Reynolds Otro inconveniente de las alas voladora es su bajo Aspect Ratio
(AR) lo que conduce al dominio de vorticidad sobre la mayoriacutea de la
plataforma alar
De acuerdo con las consideraciones anteriores se realizoacute un estudio de
perfiles que cumplieran con la condicioacuten de alta relacioacuten de grosor (thickness
ratio) y a la vez ofreciera el mejor desempentildeo aerodinaacutemico A su vez se
evaluacutea la forma para aprovechar la vorticidad en el Micro avioacuten mediante la
implementacioacuten de puntas alares
Un inconveniente adicional es su necesidad de bajo peso lo que conduce a
un anaacutelisis estructural y seleccioacuten de componentes A partir de los materiales
adecuados se desarrollan diferentes meacutetodos de construccioacuten para cumplir
con las condiciones estructurales del micro avioacuten Ademaacutes se adquirieren los
componentes electroacutenicos y eleacutectricos maacutes ligeros disponibles en el mercado
Para el control del micro avioacuten en primera instancia se estudia y realiza el
uso de superficies de control llamadas elevones los cuales se analizan en el
desarrollo de este proyecto sin embargo de manera alterna para la misma
configuracioacuten alar se desarrollo un sistema propulsor bimotor el cual conllevoacute
de manera directa a la reduccioacuten del peso
En este proyecto se evaluacutea tambieacuten el comportamiento de membrana flexible
para el recubriendo de las alas encontrando sus ventajas y falencias tanto
aerodinaacutemicas como estructurales
Adjunto a este documento se presentan algunas aplicaciones de alas
flexibles en microaviones (Morphing flapping) asiacute como meacutetodos de
fabricacioacuten de dispositivos micro electromecaacutenicos (MEMS) usados en
MAVs de manera anexa se planteado el uso de un sistema de un piloto
automaacutetico para la optimizacioacuten del desempentildeo del vehiculo
Un MAV tiene la capacidad de operar en diferentes ambientes donde los
aviones estaacutendar no pueden por ello pueden volar en medio de
construcciones y zonas no convencionales entre los beneficios maacutes
importantes estaacute su bajo costo que permite utilizar diferentes tipos de MAVs
para gran variedad de usos
El tema de Micro aviones es aun innovador en la Universidad de San
Buenaventura justificando el desarrollo de este proyecto ademaacutes de
proporcionarle a la Universidad la posibilidad de participar en concursos
relacionados con MAVs ponieacutendola al mismo nivel de otros centros
aeronaacuteuticos
1 PROBLEMA
11 TITULO Disentildeo Y Construccioacuten de Un Micro Avioacuten Con Un Sistema De Control No Convencional Y Seleccioacuten de Materiales 12 TEMA Disentildear un Micro Avioacuten con un sistema de control diferente e investigar en materiales aplicables a este 13 LIacuteNEA DE INVESTIGACIOacuteN Disentildeo Y Construccioacuten de Aeronaves 14 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA Lo que han buscado muchos ingenieros en la fabricacioacuten de aviones es
igualar el movimiento de sus invenciones con el de las aves vieacutendose
truncados en su gran mayoriacutea por la unioacuten de la sustentacioacuten con la
propulsioacuten en uno (alas) ademaacutes por los materiales y movimientos complejos
de sus superficies sustentadoras y de control es este un problema que
queremos tratar al disentildear un vehiacuteculo que simule en lo posible estos
movimientos hablando del control de estos artefactos con la tecnologiacutea
presente
El disentildeo de aviones con un tamantildeo tan pequentildeo es muy difiacutecil debido a los
movimientos de sus superficies las cuales deben de tener bisagras o
sistemas de control muy complejos en razoacuten de su forma Es por esto del
planteamiento de alas que se puedan acomodar al flujo de vuelo para
permitir el control de la aeronave
Para ciertas operaciones civiles el grado de dificultad que estas presentan
tanto en su forma como en sus costos es muy elevado tal es el caso por
ejemplo del acceso a lugares que para las personas en condiciones
normales resultariacutea muy peligroso o el reconocimiento de un terreno
especifico que con las teacutecnicas actuales es de un relativo alto costo
Son estas las razones de implementar nuevas tecnologiacuteas que logren
satisfacer estas necesidades ademaacutes de la invencioacuten de nuevos artefactos
que sirvan para el desarrollo de nuestro paiacutes
15 FORMULACIOacuteN DEL PROBLEMA iquestEs viable la fabricacioacuten de vehiacuteculos que simulen lo maacutes cercano posible al
movimiento de las aves para poder reducir su tamantildeo y aumentar su
desempentildeo en misiones que ayuden al desarrollo tecnoloacutegico de nuestro
paiacutes
2 LIMITACIOacuteN DEL PROBLEMA
21 ALCANCES El alcance al que llega el proyecto es al disentildeo y construccioacuten de un Micro
avioacuten con un sistema de control no convencional ademaacutes de un estudio de
materiales aplicables a este tipo de vehiacuteculos El objetivo primordial se
relaciona con un sistema de control para Micro aviones que sirva como
plataforma para otros proyectos o se aplique directamente contribuyendo
con el desarrollo de esta tecnologiacutea en la universidad Por tal razoacuten la
intencioacuten es contribuir a futuros trabajos relacionados con el tema para darle
un mayor alcance a dichas investigaciones debido al desarrollo del sistema
de control planteado y tambieacuten de a las investigaciones en materiales El
tema de materiales se relaciona directamente con un alcance en razoacuten de
que se estudiaron materiales que se aplican al disentildeo lo cual en gran parte
brindo tambieacuten un gran reto Debe hacerse presente que la parte
aerodinaacutemica y de materiales son las maacutes importantes en el proyecto por
ello los alcances llegaron hasta alliacute es decir hasta el disentildeo aerodinaacutemico
construccioacuten e investigacioacuten de materiales Los alcances no se relacionan de
manera profunda con la parte electroacutenica que brinda ademaacutes una mayor
dificultad en razoacuten de los microcircuitos es por esto el que esto que esta
parte se trabaja de la forma maacutes sencilla sin embargo se realizo el
planteamiento de un sistema de piloto automaacutetico que cumpliriacutea con las
necesidades de un vehiculo de dichas condiciones ademaacutes de una tarjeta
especial para el control de un sistema bimotor Sabemos que este tema da
viabilidad para muchos trabajos o proyectos en otras carreras
22 LIMITACIONES El desafiacuteo primordial del proyecto es disentildear un Micro avioacuten con su propio
sistema de control sumergieacutendonos en investigaciones que permitan el vuelo
a escalas tan minuciosas como las planteadas
Una limitacioacuten muy grande es la referida a la aerodinaacutemica mando rango y
maniobrabilidad siendo muchos los problemas presentes
3bull Un Micro avioacuten vuela a un bajo nuacutemero de Reynolds (10-250 10 ) debido
a su velocidad de vuelo reducida baja inercia y pequentildea dimensioacuten
bull Un ala de este vehiacuteculo tiene un Aspect Ratio (AR) tiacutepicamente bajo queacute
causa en las estructuras un fuerte flujo vortiginoso (vortex) y aumentos
de arrastre inducido (induced drag)
bull Estos vehiacuteculos son susceptibles a inestabilidades rodantes que se ponen
aun maacutes serias por la existencia de voacutertices en las puntas alares
bull El numero de Reynolds (Re) y el aacutengulo de ataque variacutea
substancialmente
Otra Limitacioacuten es la referida a los modelos matemaacuteticos para este tipo de
aviones en razoacuten de que los modelos lineales para aeronaves
convencionales no se aplican de manera precisa en este tipo de vehiacuteculos
Para el desarrollo de este tema se platea una serie de modelos matemaacuteticos
que contribuyen con la solucioacuten teoacuterica del comportamiento del vehiculo en
ciertas condiciones del vuelo
3 OBJETIVOS 31 OBJETIVO GENERAL Disentildear y construir un Micro Avioacuten con un sistema de control no convencional
y seleccioacuten de materiales
32 OBJETIVO ESPECIFICO bull Definir tamantildeo del avioacuten de acuerdo con los paraacutemetros de este tipo de
vehiacuteculos (Seleccioacuten del baseline)
bull Definir la geometriacutea del disentildeo
bull Calcular la aerodinaacutemica de este vehiacuteculo para optimizar el disentildeo
bull Disentildear la estructura tanto su fuselaje (que albergara los componentes
necesarios en la aeronave) como el empenaje
bull Disentildear el sistema de sustentacioacuten tendiendo como principio de operacioacuten
el cambio de forma de los planos
bull Seleccionar los servos para el movimiento de las alas asiacute como el control
bull Con base en los datos obtenidos investigar sobre materiales que
cumplan con las necesidades obtenidas
bull Realizar un estudio sobre costos posibilidades de adquisicioacuten en
Colombia de estos materiales de acuerdo con la investigacioacuten previa
bull Seleccionar los materiales para este disentildeo que seria una innovacioacuten por
motivo de los complejos movimientos que requiere un ala flexible
bull Seleccionar la planta motriz y heacutelice con base en los datos de peso y
empuje necesarios
bull Construccioacuten del modelo disentildeado
4 JUSTIFICACIOacuteN
La justificacioacuten del disentildeo de este vehiacuteculo es por la vinculacioacuten de nuevas
tecnologiacuteas en el campo aeronaacuteutico Colombiano intentando ponernos en
los mismos niveles de investigacioacuten que otros paiacuteses
El uso del disentildeo no es especiacutefico por ahora se busca el disentildeo control y
materiales de este vehiacuteculo es de tener en cuenta que el tamantildeo no
sobrepasa los 30 cms claro esta que dentro de los usos posibles se
encuentra
bull Movilidad dentro de lugares de espacio muy reducido como cuevas o
zonas de difiacutecil acceso
bull Transmisioacuten de viacutedeo de traacutefico o noticias a un relativo bajo costo
comparado con los helicoacutepteros que es un medio utilizado actualmente
bull Cubrir zonas complejas de vigilancia
bull Acceso a lugares peligrosos para la vida humana como ambientes
contaminados o volcanes
bull Reconocimientos de zonas de difiacutecil acceso como pantanos o amplios
terrenos
El micro vehiacuteculo aeacutereo refiere a una nueva clase de avioacuten que es
perceptiblemente maacutes pequentildeo que los vehiacuteculos remotamente pilotados
actualmente disponibles La dimensioacuten de estos vehiacuteculos es hoy
aproximadamente 15 centiacutemetros y el desarrollo del avioacuten tamantildeo insecto se
espera en un futuro cercano
5 MARCO TEOacuteRICO 51 PRINCIPIOS AERODINAacuteMICOS Se trata de la ciencia que estudia el movimiento del aire asiacute como los efectos
que se producen cuando un cuerpo determinado se mueve en el aire o
cualquier otro fluido La aerodinaacutemica es un factor fundamental a la hora de
disentildear una aeronave ya que de sus formas depende la estabilidad a las
velocidades en que se mueva La mayor o menor facilidad con la que un
cuerpo se mueve en una corriente de aire queda determinada por el producto
de su superficie frontal y del coeficiente aerodinaacutemico Se dice que un cuerpo
tiene una buena aerodinaacutemica si ofrece la menor resistencia posible al aire
Eacutesta se estudia en los tuacuteneles de viento y se van modificando las diferentes
formas hasta lograr que la oposicioacuten a la corriente sea baja Hay que tener
en cuenta que las demaacutes superficies como tren empenaje etc tambieacuten
repercuten en la aerodinaacutemica y son objeto de un examen aparte Las
fuerzas aerodinaacutemicas se modifican con la velocidad 511 Fuerzas que actuacutean en el vuelo Existen baacutesicamente cuatro fuerzas
(Figura 1) que se generan durante el vuelo sustentacioacuten resistencia empuje
y peso La figura de abajo muestra coacutemo es que estas cuatro fuerzas se
relacionan entre siacute para lograr que el avioacuten se mantenga en equilibrio
mientras vuela La fuerza de sustentacioacuten apunta hacia arriba en sentido
opuesto al peso El empuje impulsa la aeronave hacia adelante pero la
fuerza de resistencia se opone al vuelo La fuerza de sustentacioacuten debe ser
mayor que el peso y el empuje maacutes poderoso que la fuerza de resistencia
para que la aeronave pueda volar y desplazarse
Figura 1 Fuerzas actuando sobre una aeronave en vuelo
Fuente www Fuerzas Aerodinaacutemicascom
512 Sustentacioacuten La fuerza que empuja a un objeto hacia arriba en
direccioacuten opuesta al peso es la sustentacioacuten (figura 2) En el caso de una
aeronave o un paacutejaro la elevacioacuten es creada por el movimiento del aire
alrededor de las alas El aire que se mueve sobre el ala lo hace con una
velocidad distinta al aire que se mueve por debajo del ala creando asiacute la
sustentacioacuten Hay dos maneras de lograr que esto suceda Las alas pueden
tener una superficie superior curvada y una superficie inferior maacutes plana
Esto hace que el aire que fluye sobre la superficie superior del ala se mueva
maacutes raacutepidamente y esto crea sustentacioacuten Tambieacuten se puede utilizar un ala
plana y hacer que vuele con un aacutengulo de ataque con respecto al viento Esta
ala inclinada hace que el aire se mueva maacutes raacutepidamente sobre ella creando
sustentacioacuten
Las alas de los aviones modernos tienen una superficie superior curvada La
ilustracioacuten de abajo muestra dos tipos de liacuteneas aerodinaacutemicas unas pasan
sobre el ala y otras por debajo El aire que corre maacutes raacutepidamente hace que
la presioacuten baje en la parte superior del ala mientras que el aire maacutes lento
crea una presioacuten maacutes alta en la parte inferior del ala Las dos juntas hacen
que se produzca la sustentacioacuten
Figura 2 La sustentacioacuten en una aeronave
Fuente wwwFuerzasAerodinaacutemicascom
Seguacuten la tercera ley de Newton para cada accioacuten hay una reaccioacuten de igual
magnitud pero en direccioacuten contraria Por lo tanto si las alas de un avioacuten
empujan el aire hacia abajo la reaccioacuten resultante es un empuje hacia arriba
del aire sobre las alas Las aeronaves que tienen alas planas (en lugar de
alas combadas o curvadas) deben inclinarlas para poder producir
sustentacioacuten
Por lo general entre maacutes raacutepidamente va volando una aeronave mayor es la
sustentacioacuten que se genera Si la velocidad aumenta al doble la sustentacioacuten
aumenta cuatro veces
Un problema especiacutefico de los MAVs es que la disminucioacuten en la pendiente
de la curva de sustentacioacuten y la baja velocidad en el cual el MAV opera
generan situaciones difiacuteciles ya que el coeficiente de sustentacioacuten que debe
alcanzar el Micro avioacuten depende del peso y del numero de Reynolds para
lograr el nivel de sustentacioacuten suficiente para las bajas velocidades
513 Peso El peso es el resultado de la gravedad (Figura 3) La gravedad
es una fuerza natural que hace que los cuerpos incluyendo las aeronaves
sean atraiacutedos hacia la tierra Por lo tanto su direccioacuten es perpendicular a la
superficie de la tierra su sentido hacia abajo y su intensidad proporcional a
la masa de dicho cuerpo
Figura 3 El peso en una aeronave
Fuente Pagina Web Fuerzas Aerodinaacutemicas
514 Resistencia Es la fuerza que opone un objeto al movimiento dentro de
un fluido con respecto a las aeronaves es la que se opone al empuje (Figura
4) Existen dos tipos baacutesicos de resistencia La resistencia paraacutesita se genera
por friccioacuten La superficie del avioacuten sus antenas tren de aterrizaje y demaacutes
apeacutendices pueden provocar resistencia paraacutesita que se incrementa de
manera proporcional al cuadrado de la velocidad del avioacuten La resistencia
inducida es una consecuencia de la sustentacioacuten En el extremo de un ala el
aire se mueve desde el aacuterea de alta presioacuten situada debajo del ala hacia el
aacuterea de baja presioacuten situada encima La energiacutea utilizada para crear estos
voacutertices se manifiesta como resistencia inducida que se incrementa al
disminuir la velocidad aerodinaacutemica
Figura 4 La resistencia en una aeronave
Fuente wwwFuerzas Aerodinaacutemicascom
bull Resistencia Parasita Es la resistencia al movimiento en el aire
compuesta por la resistencia de forma (debido al tren de aterrizaje las
antenas de radio la forma de las alas etc) por el rozamiento (o friccioacuten)
superficial y por la interferencia de la corriente de aire entre los componentes
de la aeronave (como por ejemplo la unioacuten de las alas con el fuselaje o del
fuselaje con la cola) La resistencia paraacutesita es directamente proporcional al
cuadrado de la velocidad Es uno de los componentes de la resistencia total
la fuerza opuesta al empuje (reactor) o traccioacuten (heacutelice) (Ver Figura 5)
Figura 5 Resistencia vs Velocidad
Fuente wwwFuerzas Aerodinaacutemicascom
bull Resistencia inducida Es la parte de la resistencia total creada por la
Sustentacioacuten (Figura 6) La resistencia inducida se genera cuando el aire de
alta presioacuten situado debajo del ala se arremolina en torno al extremo del aacuterea
de baja presioacuten superior Este movimiento crea voacutertices que tienen por
efecto absorber la energiacutea de la aeronave Esta peacuterdida de energiacutea es la
resistencia inducida La resistencia inducida aumenta al reducirse la
velocidad aerodinaacutemica y es proporcional a la sustentacioacuten
Figura 6 Resistencia inducida
Fuente wwwFuerzas Aerodinaacutemicacom
De la explicacioacuten dada se deduce claramente que la resistencia inducida
aumenta a medida que aumenta el aacutengulo de ataque (Figura 7) Pero si para
mantener la misma sustentacioacuten ponemos maacutes velocidad y menos aacutengulo de
ataque la resistencia inducida seraacute menor de lo cual deducimos que la
resistencia inducida disminuye con el aumento de velocidad
Figura 7 Variacioacuten de la resistencia inducida con la velocidad y el aacutengulo de
ataque
Fuente wwwFuerzas Aerodinaacutemicascom
515 Empuje Tambieacuten conocida como traccioacuten el empuje o traccioacuten es la
fuerza generada por una heacutelice (traccioacuten) o un motor (empuje) que impulsa la
aeronave hacia adelante en el aire El empuje o traccioacuten debe vencer a la
fuerza opuesta que es la resistencia para el vuelo de la aeronave (Ver Figura
8)
Figura 8 El empuje sobre una aeronave
Fuente wwwFuerzas Aerodinaacutemicascom
52 VISCOSIDAD Es la propiedad de un fluido que tiende a oponerse a su flujo cuando se le
aplica una fuerza Los fluidos de alta viscosidad presentan una cierta
resistencia a fluir los fluidos de baja viscosidad fluyen con facilidad La
fuerza con la que una capa de fluido en movimiento arrastra consigo a las
capas adyacentes de fluido determina su viscosidad Los primeros
experimentos cuidadosamente documentados del rozamiento en flujos de
baja velocidad a traveacutes de tuberiacuteas fueron realizados independientemente en
1839 por el fisioacutelogo franceacutes Jean Louis Marie Poiseuille que estaba
interesado por las caracteriacutesticas del flujo de la sangre y en 1840 por el
ingeniero hidraacuteulico alemaacuten Gotthilf Heinrich Ludwig Hagen El primer intento
de incluir los efectos de la viscosidad en las ecuaciones matemaacuteticas se
debioacute al ingeniero franceacutes Claude Louis Marie Navier en 1827 e
independientemente al matemaacutetico britaacutenico George Gabriel Stokes quien
en 1845 perfeccionoacute las ecuaciones baacutesicas para los fluidos viscosos
incompresibles Actualmente se las conoce como ecuaciones de Navier-
Stokes y son tan complejas que soacutelo se pueden aplicar a flujos sencillos
53 CAPA LIacuteMITE La nocioacuten de capa liacutemite laminar interviene cuando se estudian flujos
estacionarios con nuacutemero de Reynolds muy grande en el entorno de un
cuerpo soacutelido Lejos del cuerpo y mientras el flujo incidente no sea
turbulento los teacuterminos de fuerzas viscosas de la ecuacioacuten de Navier-Stokes
son despreciables entonces el campo de velocidades del flujo es consistente
con la ecuacioacuten de Euler El empalme entre esta solucioacuten y la condicioacuten de
velocidad nula en las paredes del soacutelido tiene lugar en una zona denominada
capa liacutemite cuyo espesor es tanto maacutes pequentildeo cuanto maacutes grande es el
nuacutemero de Reynolds en la cual se deben tener en cuenta tanto los teacuterminos
convectivos como los teacuterminos viscosos
Veremos que la vorticidad generada en las paredes es arrastrada corriente
abajo dentro de una estela y que los gradientes de velocidad quedan
concentrados dentro de una pequentildea porcioacuten del volumen total del flujo De
esta manera el estudio de los flujos ideales queda justificado a posteriori ya
que los efectos de la viscosidad soacutelo se manifiestan en la capa liacutemite en la
vecindad del cuerpo soacutelido y en la estela que se extiende corriente abajo a
partir del cuerpo En las capas liacutemites laminares el campo de velocidad variacutea
lentamente con el tiempo Esta nocioacuten debida a Prandtl (1905) se debe
adaptar para la mayoriacutea de las situaciones praacutecticas por ejemplo flujos
turbulentos incidentes sobre un cuerpo o cuerpos soacutelidos con formas no
aerodinaacutemicas en los cuales la capa liacutemite existe soacutelo sobre una parte de la
superficie del cuerpo y se forma una estela turbulenta de extensioacuten
comparable a las dimensiones del cuerpo En este caso ocurre el fenoacutemeno
de la separacioacuten de la capa liacutemite y el flujo corriente abajo ya no esta
relacionada con la solucioacuten no viscosa dando lugar una fuerza de arrastre
mucho mayor
Figura 9 Capa limite
Fuente wwwaerodinaacutemicadeunvehiculomicroaereocom
54 NUacuteMERO DE REYNOLDS El nuacutemero de Reynolds es fiacutesicamente la medicioacuten de la relacioacuten de las
fuerzas inerciales y las fuerzas viscosas en el flujo y es uno de los
paraacutemetros adimensionales maacutes importantes en el fluido dinaacutemico
55 ASPECT RATIO (AR) El AR es la relacioacuten directa que tiene la envergadura del ala y el aacuterea de la
misma Alas con bajo aspect ratio son conocidas por tener una pobre
eficiencia aerodinaacutemica (LD) a bajas velocidades con problemas de
estabilidad estaacuteticas y dinaacutemicas
El caso maacutes interesante son las superficies de vehiacuteculos terrestres (spoiler
aleroacuten trasero) que tienen un aspect ratio (AR = 1 divide 3) hay tambieacuten alas
cortas en carreras automoviliacutesticas donde el tiacutepico aspect ratio es AR lt 3
Las alas cortas son tambieacuten parte de los dispositivos de control en las
competiciones de barcos y Micro aviones Los bajos AR cerca de 2 divide 3 en
aviones de combate son necesarias para mantener un alto grado de
maniobrabilidad
La Grafica 1 muestra un ejemplo cualitativo de la fuerte influencia de la
vorticidad en el borde de ataque que tiene las caracteriacutesticas de sustentacioacuten
en un ala corta
Grafica 1 Caracteriacutesticas de sustentacioacuten a muy bajos AR
Fuente wwwcaracteriacutesticasdemicroavionescom
56 BURBUJAS DE SEPARACIOacuteN Las burbujas de separacioacuten son una regioacuten de flujo localizado en el perfil la
extensioacuten de esta regioacuten depende de los paraacutemetros operacionales (numero
de Reynolds aacutengulo de ataque turbulencia de la corriente libre)
Dependiendo de la complicada combinacioacuten a lo largo de las cualidades de la
burbuja que puede ser corta o larga Puede extenderse con un incremento
del aacutengulo de ataque
Figura 10 Separacioacuten de burbujas laminares
Fuente wwwmicro avionescom
Las burbujas de separacioacuten usualmente empiezan desde el borde delantero
causando una colacioacuten del pico de presioacuten y modifica la distribucioacuten de
presioacuten total en el lado superior del perfil este tipo de burbuja es asociado
con una gran perdida en la sustentacioacuten
Una burbuja corta esta justo detraacutes del borde de ataque y no altera la
distribucioacuten de presioacuten en la superficie solo genera ligeros cambios en el
coeficiente de sustentacioacuten
561 Transicioacuten turbulenta Las caracteriacutesticas del perfil son fuertemente
dependientes en la transicioacuten turbulenta las burbujas de separacioacuten se
vuelven a agregar como turbulencia la transicioacuten ocurre en alguna
localizacioacuten dentro de la burbuja
A un muy bajo nuacutemero de Reynolds la transicioacuten es prematura previniendo la
adicioacuten de una burbuja de separacioacuten causando una perdida prematura y
consistente de sustentacioacuten por esta razoacuten el conocimiento preciso de la
regioacuten de transicioacuten es necesaria
562 Factores que afectan la transicioacuten El flujo turbulento tiene factores
externos que afectan directamente su comportamiento estas causas pueden
ser los siguientes
bull Gradientes externos de presioacuten
bull Temperatura
bull Rugosidad en la superficie
bull Disturbios externos y olas acuacutesticas
563 Transicioacuten forzada Si la transicioacuten no ocurre por condiciones
naturales puede ser forzada por la incidencia de una superficie rugosa o
agregando viacuteas de transicioacuten apropiadas de tamantildeo y de forma Un simple
factor a veces aplicable para predecir burbujas que se adicionan es el criterio
(Owen-Klanfer) que consiste en evaluar el nuacutemero de Reynolds basado en el
espesor de la capa liacutemite
57 FLUJO LAMINAR Y TURBULENTO
Los flujos viscosos se pueden clasificar en laminares o turbulentos teniendo
en cuenta la estructura interna del flujo En un reacutegimen laminar la estructura
del flujo se caracteriza por el movimiento de laacuteminas o capas La estructura
del flujo en un reacutegimen turbulento por otro lado se caracteriza por los
movimientos tridimensionales aleatorios de las partiacuteculas de fluido
superpuestos al movimiento promedio
En un flujo laminar no existe un estado macroscoacutepico de las capas de fluido
adyacentes entre siacute Un filamento delgado de tinta que se inyecte en un flujo
laminar aparece como una sola liacutenea no se presenta dispersioacuten de la tinta a
traveacutes del flujo excepto una difusioacuten muy lenta debido al movimiento
molecular Por otra parte un filamento de tinta inyectado en un flujo
turbulento raacutepidamente se dispersa en todo el campo de flujo la liacutenea del
colorante se descompone en una enredada marantildea de hilos de tinta Este
comportamiento del flujo turbulento se debe a las pequentildeas fluctuaciones de
velocidad superpuestas al flujo medio de un flujo turbulento el mezclado
macroscoacutepico de partiacuteculas pertenecientes a capas adyacentes de fluido da
como resultado una raacutepida dispersioacuten del colorante El filamento rectiliacuteneo de
humo que sale de un cigarrillo expuesto a un ambiente tranquilo ofrece una
imagen clara del flujo laminar conforme el humo continuacutea subiendo se
transforma en un movimiento aleatorio irregular siendo este un ejemplo de
flujo turbulento
58 DEFINICIOacuteN DE UN MICRO AVIOacuteN Se tiende a pensar en un modelo de avioacuten miniatura por el termino micro que
ahora se alude a una clase significativa de vehiacuteculos pequentildeos pero los
MAVs no son versiones pequentildeas de aviones grandes ademaacutes ellos
permiten que su funcionalidad sea completa y que se desempentildee
militarmente
La definicioacuten que emplea el programa de DARPA (Defense Advanced
Research Project Agency) los limita a un tamantildeo menor que 15 cm (cerca de
6 pulgadas) de longitud ancho o alto y con una velocidad de vuelo de
alrededor de 20 ms el tamantildeo fiacutesico coloca esta clase de vehiacuteculos en el
ultimo puesto de pequentildeas magnitudes en cualquier UAV
Los MAVs se ha pensado que son como robots aeacutereos ya que su movilidad
se puede desarrollar con una carga paga uacutetil por otra parte estaacuten equipados
con una caacutemara de video o con un sensor y pueden desarrollar misiones de
vigilancia reconocimiento y deteccioacuten bioquiacutemica o de otra manera una
localizacioacuten peligrosa Todo esto es posible con el raacutepido progreso en
estructuras y tecnologiacutea de materiales motores miniaturas comunicacioacuten
visualizacioacuten y dispositivos de control
Aunque la limitacioacuten de 15 cm puede parecer algo arbitraria y se deriva
desde las consideraciones fiacutesicas y tecnoloacutegicas una completa apreciacioacuten
de las implicaciones puede comparar esta clase de vehiacuteculos con otros
sistemas familiares como en la figura 11 donde se muestra el peso total del
vehiculo versus el numero de Reynolds El numero de Reynolds (mide el
tamantildeo multiplicado por la velocidad) es quizaacutes el paraacutemetro mas uacutetil para la
caracterizacioacuten del vuelo en el medio ambiente el actual UAV misionado mas
pequentildeo es el Sender el cual fue desarrollado y operado por el Laboratorio
de Buacutesqueda Naval el sender tiene 4 pies de envergadura y pesa 10 libras
estas especificaciones son impresionantes para la capacidad de un rango
cercano de 100 millas Los MAVs son de magnitudes pequentildeas y desarrollan
una gran variedad de configuraciones dependiendo de los requerimientos de
la misioacuten especiacutefica
El desafiacuteo de la tecnologiacutea para desarrollar e integrar todos los elementos
fiacutesicos y componentes necesarios para sostener esta nueva dimensioacuten en el
vuelo requeriraacute un nivel inaudito de multifuncionalidad entre los componentes
del sistema 4 ~ 5Un MAV vuela a un bajo numero de Reynolds que rige entre 10 10 debido
a la baja velocidad de vuelo y su limitada dimensioacuten Se puede dar un
ejemplo de un vuelo en un entorno que esta casi siempre acompantildeado por
una separacioacuten de la capa limite laminar transicioacuten y baja relacioacuten de
sustentacioacuten y resistencia El ala tiacutepica del MAV tiene bajo aspect ratio la cual
causa fuertes flujos de vorticidad en la estructura e incrementa la resistencia
inducida ademaacutes el MAV es susceptible a las inestabilidades de balanceo
las cuales son mas fuertes por la existencia de la vorticidad en la puntas
alares
Figura 11 El reacutegimen de vuelo de un mico vehiculo aeacutereo comparado con
vehiacuteculos existentes
Fuente wwwMicro avionescom
El MAV se ubica en la categoriacutea de las aves debido al tamantildeo y la velocidad
de vuelo si comparamos el vuelo de los animales con los vehiacuteculos aeacutereos
existentes donde puede sugerir un vehiculo con alas parecidas a las de las
aves que son disponibles para satisfacer los requerimientos de la misioacuten del
MAV Esto explica el porque los estudios han sido terminados para entender
los detalles del vuelo natural esperando que el conocimiento aportado pueda
eventualmente ser usado para ayudar en el disentildeo del MAV
59 RESENtildeA HISTOacuteRICA DEL MAV Desde mediados de los 90rsquos se ha incrementado un intereacutes en el desarrollo
de los micro aviones que ha sido expresado en organizaciones civiles y
militares esto ha causado mucha popularidad en las revistas de ciencia y
programas de televisioacuten
La idea de vehiacuteculos pequentildeos es que vuelen y que puedan ser usados para
vigilancia esto fue introducido por Hundley y Grittoacuten en 1992 quienes
pensaron que se podiacutea tomar 10 antildeos para el desarrollo de un vehiculo de 1
cm de envergadura que transportara 1 gramo de carga paga Los aviones
pequentildeos eran usados en ese tiempo siendo vehiacuteculos aeacutereos no tripulados
con la envergadura en metros debido al insuficiente conocimiento de la
aerodinaacutemica en pequentildeas dimensiones es erroacuteneo decir que un MAV es
simplemente la pequentildea escala de un UAV o de cualquier otra aeronave
pues para realizar un nuevo disentildeo se tiene que tener en cuenta las
restricciones del tamantildeo desde el principio
Actualmente un MAV esta definido con una dimensioacuten nominal maacutexima de
150 mm en cualquier direccioacuten como requiere el programa de buacutesqueda de
MAVs apoyado por DARPA (Defense Advanced Research Project Agency)
desde 1995 El eacutexito actual del programa DARPA es desarrollado por un
vehiculo con una masa menor de 90 gramos que es capaz de transportar una
carga paga de 18 gramos eventualmente los MAVs son requeridos para ser
capaces de alcanzar velocidades superiores a 20 ms y volar de 20 a 30
minutos mientras transmiten un video continuo por una caacutemara abordo las
limitaciones de tamantildeo son causadas debido a que un requisito del MAV es
ser invisible al radar
El costo del vehiculo debe ser menor de $2000 US y no debe transportar
ninguacuten equipo que lo destruya en caso de un accidente el ojo del dragoacuten es
el mini UAV mas usado en el momento pero este no siempre satisface las
metas propuestas este tiene una envergadura de 25 pulgadas una cuerda
de 36 pulgadas y un peso de 5 libras Se debe mencionar tambieacuten que las
misiones tiacutepicas del ojo del dragoacuten se realizan en velocidades de 45 mih a
altitudes de 300 a 500 pies las cuales son muy similares a los requisitos en el
programa de MAV El sistema del ojo del dragoacuten consiste en un equipo de
control de tierra y dos vehiacuteculos aeacutereos con un precio de $70000 US incluso
con su alto costo vale la pena si este ayuda a salvar vidas La marina
estadounidense tiene actualmente 40 de estos sistemas en uso
El propoacutesito del uso de MAVs que son de intereacutes del programa de DARPA es
para realizar misiones de reconocimiento vigilancia deteccioacuten y
comunicacioacuten Se espera que los MAVs sean capaces de realizar tres
diferentes tipos de misioacuten la primera es una misioacuten militar la cual el MAV
proporciona fotos del campo de batalla estando el soldado que lo maneja en
un lugar seguro El segundo es un problema urbano para reconocimiento y
vigilancia en aacutereas peligrosas y el tercer tipo de misioacuten esta concentrado en
sensores bioquiacutemicos en aacutereas donde la presencia de sustancias dantildeosas es
sospechosa
Durante los uacuteltimos 5 antildeos el disentildeo de MAVs ha sido desarrollado para
mejorar las caracteriacutesticas de vuelo la capacidad de carga y la integridad
estructural Con estas mejoras los MAVs son considerados como una
tecnologiacutea invaluable del vuelo autoacutenomo con muchas aplicaciones El
tamantildeo usado en los MAVs ha desarrollado avances en la electroacutenica digital
miniatura comunicaciones y tecnologiacutea de computacioacuten haciendo la
autonomiacutea del MAV una realidad Estos desarrollos permiten equipar los
MAVs con lo uacuteltimo de tecnologiacutea de video procesador de datos y sistemas
de comunicacioacuten En los uacuteltimos antildeos la integracioacuten de estos avances en los
MAVs proveen las capacidades de un proceso de informacioacuten en tiempo real
510 ANTECEDENTES HISTOacuteRICOS El primer MAV exitoso fue el BLACK WIDOW (Viuda Negra) que fue logrado
por Aeroviroment ellos disentildearon el MAV BLACK WIDOW financiado por
DARPA El BLACK WIDOW es un MAV con 6 pulgadas de envergadura una
velocidad cercana a 30 MPH y un peso por debajo de 100 gramos este
vehiacuteculo tambieacuten tiene la capacidad de cargar una caacutemara que transmite
videos con una duracioacuten de 30 minutos este MAV consistiacutea en un disentildeo de
ala riacutegida y tres estabilizadores verticales que tambieacuten incluiacutea sistemas de
datos y caacutemara de video Un sistema de amortiguacioacuten fue implementado
para la estabilizacioacuten de la imagen el sistema del piloto automaacutetico fue
incorporado con tres modos que manteniacutean presioacuten dinaacutemica altitud y
cabeceo optimizando el peso el tamantildeo y la calidad de imagen
Figura 12 Configuracioacuten del MAV (Black Widow) viuda negra
Fuente Paper AIAA 2001-0127
El doctor Peter fju tiene un grupo satisfactorio de buacutesqueda en la Universidad
de Florida en la aeacuterea de los MAVs ellos han podido ganar varias
competencias anuales sobre MAVs los cuales son expuestos por una
sociedad internacional de estructuras y optimizacioacuten multidisciplinaria
El equipo de MAV en la Universidad de Florida ha estado en esta
competencia desde 1999 hasta 2003 con muchos disentildeos que han tenido
pruebas y han ganado el primer puesto La competencia anual de MAVs
tiacutepicamente incluye entradas a Universidades de todo el mundo La
competencia de 2003 consistioacute en entradas de 15 universidades con disentildeos
de MAVs que eran basados en el disentildeo de alas flexibles usadas en la
Universidad de Florida
La buacutesqueda de micro aviones tambieacuten ha sido desarrollada en la NASA
considerando el control y la simulacioacuten del MAV con alas aeroelaacutesticas que
se adaptan a las perturbaciones durante el vuelo
511 CONFIGURACIOacuteN DE LAS ALAS 5111 Ala alta El mayor beneficio es que posiciona el fuselaje maacutes cerca de
la tierra los motores tienen suficiente espacio con respecto a la tierra sin la
longitud excesiva del tren de aterrizaje ademaacutes los bordes de un ala
aflechada para ala alta no son impactados con la tierra cuando el morro se
eleva En esta posicioacuten alta permite guardar los flaps necesarios para un
incremento del coeficiente de sustentacioacuten la altura desde el ala a la tierra
tiende a prevenir la flotacioacuten donde el efecto del suelo incrementa la
sustentacioacuten al aproximarse el avioacuten a tierra
Hay muchas desventajas para la disposicioacuten de ala alta mientras el peso del
tren de aterrizaje tiende a ser mas bajo que otros dispositivos el peso del
fuselaje es usualmente incrementado ya que debe ser mas fuerte para
soportar las cargas del tren de aterrizaje en muchos casos una
protuberancia externa es usada para albergar las llantas en una posicioacuten
retractil esto adiciona peso y resistencia
Son generalmente lentas son mejores para el vuelo cerca de la tierra ya que
se tiene una mejor vista cuando esta en crucero y descendiendo es muy
difiacutecil inspeccionar dantildeos encima del ala
Figura 13 Ala alta
Fuente www Wing Geometrycom
5112 Ala media El ala media ofrece algo de espacio con la tierra
beneficiando el ala alta su disposicioacuten es probablemente superior para
maniobras acrobaacuteticas El diheacutedro usualmente requiere unas cualidades
adecuadas en el disentildeo con respecto del ala baja haciendo maacutes difiacutecil las
maniobras La contribucioacuten efectiva del diheacutedro para alas altas o bajas se
hace maacutes difiacutecil para obtener un derramamiento alto de maniobras
Se puede ver arriba abajo y alrededor solo el lado ciego es directamente
atraacutes el ala principal soporta el larguerillo donde la cabina puede ser
afectada por el tamantildeo y confort
Figura 14 Ala media
Fuente www Wing Geometrycom
5113 Ala baja La mejor ventaja del ala baja viene en el almacenaje del tren
de aterrizaje con una ala baja el pasador con el cual la llanta es retractada
puede ser unida directamente a la caja del ala la cual es fuerte y no necesita
mucha fuerza para absorber las cargas de la llanta cuando es retractada la
llanta puede ser almacenada en la misma ala o en el fuselaje ndashala
Son generalmente raacutepidas dan buena vista del cielo y alrededores del avioacuten
mientras asciende no son buenas para visualizar la tierra o al descender es
faacutecil llenar los tanques de combustible del ala sin embargo la inspeccioacuten de
la parte baja del ala puede ser difiacutecil
Figura 15 Ala baja
Fuente www Wing Geometrycom
Otros tipos de alas
bull Ala Canard El tipo de alas canard fueron usados por los hermanos
Wright asegurando su poder de control debido a la dificultad de la
estabilidad existen dos clases distintas de canard
1 El control canard El ala carga maacutes de la sustentacioacuten y el canard es
usado principalmente para el control el avioacuten Wright y el grumman X-29 son
de esta clase El canard es usado para controlar el aacutengulo de ataque del ala
y balancear el momento de cabeceo producido por la deflexioacuten del los flaps
2 Sustentacioacuten canard Este avioacuten usa el ala y el canard para dar
sustentacioacuten bajo condiciones de vuelo normales Esto requiere que el centro
de gravedad del avioacuten este delante de la localizacioacuten normal comparada con
respecto al ala de un avioacuten con empenaje Usualmente tiene un alto aspect
ratio y tiene mejor curvatura el perfil que el control canard para reducir la
resistencia debido a la sustentacioacuten Teoacutericamente es mas eficiente que el
avioacuten con empenaje ya que los canards de sustentacioacuten reducen la
sustentacioacuten producida por el ala permitiendo un ala pequentildea y reduciendo
la resistencia inducida
bull Ala Tandem Es una extensioacuten del concepto usado en los Canards de
sustentacioacuten en la cual la superficie delantera produce aproximadamente
tanta sustentacioacuten como la superficie trasera Si el peso del avioacuten es
eventualmente distribuido por dos alas cada ala tiene solo frac14 de resistencia
inducida la suma de las resistencias inducidas de las dos alas puede tener la
mitad de la resistencia de una sola ala Para maximizar la eficiencia del
disentildeo del ala tandem es necesario separar las dos alas tan lejos como sea
posible horizontalmente y verticalmente
bull Tres superficies Permite el uso de los canard de sustentacioacuten para la
reduccioacuten de la resistencia inducida sin la dificultad de incorporar flaps como
son vistos en la configuracioacuten de canard teoacutericamente ofrecen un miacutenima
resistencia Cuando se genera sustentacioacuten en una situacioacuten de trim cambia
la distribucioacuten total de sustentacioacuten lo cual incrementa la resistencia inducida
total
bull Back porch o aft strake Es un a superficie de control horizontal que
es incorporada dentro del ala o el fuselaje
bull Tailess Tienen mas baja resistencia y peso que cualquier
configuracioacuten con empenaje para un avioacuten estable el ala del avioacuten sin
empenaje puede ser virada dando una estabilidad natural la cual reduce la
eficiencia del ala Para un avioacuten inestable los sistemas de control de vuelo
pueden ser computarizados
bull Ala voladora Es probablemente la mas difiacutecil configuracioacuten para
estabilizar naturalmente o por computadores el control del rudder es
usualmente dado por el borde del ala montando dispositivos de resistencia
Un ala rectangular tiene una cuerda constante un ala aflechada o
decreciente posee una cuerda que disminuye constantemente hacia la punta
La manera como estaacute distribuida la cuerda es el factor que determina la
forma en que se reparte la sustentacioacuten a lo largo de la envergadura Esta
reparticioacuten posee un efecto sobre la resistencia inducida (resistencia que se
genera a causa de la sustentacioacuten debido a los torbellinos generados en la
punta del ala por la diferencia de presiones extradoacutes-intradoacutes) Asiacute algunas
formas de ala tienen maacutes resistencia inducida que otras aunque el aacuterea alar
total pueda ser la misma
Las alas de forma eliacuteptica poseen la miacutenima resistencia inducida posible
Este tipo de ala es sin embargo costoso y difiacutecil de construir El Spitfire de la
Segunda Guerra Mundial constituye un claacutesico ejemplo de avioacuten con ala
eliacuteptica A medida que los aeroplanos se hicieron maacutes complejos y la
produccioacuten maacutes costosa el ala eliacuteptica dio paso al ala ahusada Se encontroacute
asiacute que una forma rectangular o ligeramente ahusada seriacutea casi tan eficiente
como la eliacuteptica y mucho maacutes faacutecil de construir
En primera instancia las alas aflechadas parecieron ser las ideales La carga
alar a lo largo de la envergadura no es constante y va decreciendo hacia la
punta del ala La figura 16 muestra la distribucioacuten tiacutepica de la carga sobre la
semi-envergadura de un ala es decir desde la raiacutez hasta la punta Las
tensiones de flexioacuten sobre el ala se incrementan desde la punta hacia el
interior en direccioacuten de la raiacutez Los largueros deberaacuten ser lo suficientemente
resistentes como para soportar las tensiones de la parte interior del ala
particularmente si la misma es de tipo cantiliver (tipo de ala cuya estructura
se encuentra tomada al fuselaje como una viga empotrada en una pared)
Figura 16 Distribucioacuten tiacutepica de cargas sobre la envergadura
Fuente wwwconfiguracioacutendealascom
Si un ala es aflechada en la longitud de la cuerda se requeriraacute menos
estructura portante en las puntas y en la parte interior Esto da como
resultado un ahorro de peso estructural lo cual es siempre una de las
premisas fundamentales en el disentildeo de una aeronave Por otro lado al
aflechar el espesor del ala al mismo tiempo que la cuerda el ala resulta ser
mucho maacutes esbelta Hasta aquiacute el ala ahusada pareciera ser la mejor
seleccioacuten Tiene sin embargo algunas desventajas y una de ella es el
comportamiento durante la peacuterdida de sustentacioacuten
Un ala no entra en peacuterdida en forma simultaacutenea a lo largo de toda su
envergadura Ciertos sectores del ala entran en peacuterdida primero La peacuterdida
progresa desde estos sectores hasta que ha entrado en peacuterdida un aacuterea
suficientemente grande que hace que aparezca abruptamente ldquola peacuterdida de
sustentacioacutenrdquo y que el peso del aeroplano no pueda ser soportado Auacuten asiacute
algunas secciones del ala no han entrado completamente en peacuterdida
La razoacuten para esta peacuterdida de sustentacioacuten no homogeacutenea es que el aacutengulo
de ataque efectivo de cada seccioacuten del ala es diferente a lo largo de la
envergadura de la misma El origen de esta variacioacuten es la distribucioacuten del
torbellino descendente (ldquodownwashrdquo) causado a su vez por la manera en la
cual se genera el voacutertice de la punta del ala Eacuteste a su vez depende de la
forma en planta del ala Asiacute vemos que la referida forma determina la
distribucioacuten del aacutengulo de ataque efectivo a lo largo de la envergadura
La figura 17 muestra la distribucioacuten del aacutengulo de ataque efectivo a lo largo
de la envergadura para alas de tipo rectangular ligeramente aflechadas muy
aflechadas y eliacutepticas Noacutetese que para un ala eliacuteptica perfecta el aacutengulo de
ataque efectivo es constante Para una rectangular el maacuteximo aacutengulo de
ataque estaacute en la raiacutez y para una aflechada estaacute hacia afuera mucho maacutes
cerca de la punta cuanto maacutes aflechada es A medida que el ala va
incrementado su aacutengulo de ataque la seccioacuten con mayor aacutengulo de ataque
efectivo llegaraacute primero al aacutengulo de peacuterdida y a partir de alliacute comenzaraacute la
misma
Figura 17 Distribucioacuten del aacutengulo de ataque efectivo sobre la envergadura
Fuente wwwconfiguracioacutendealascom
La figura 18 muestra para las distintas configuraciones alares las zonas en
las cuales se inicia la peacuterdida y como eacutesta va progresando Las alas
ahusadas comienzan a entrar en peacuterdida en la parte externa Esto es donde
usualmente se haya ubicado el aleroacuten de tal manera que con esta porcioacuten
del ala en peacuterdida y con la seccioacuten interior auacuten en vuelo se anula el control
del alabeo sobre todo en alas muy ahusadas
Figura 18 Modelo de la peacuterdida de sustentacioacuten para diferentes formas en planta sin torsioacuten
Fuente wwwconfiguracioacutendealascom
Hay varias formas de mantener el aleroacuten en ldquovuelordquo tal como una ranura en
frente del mismo o la instalacioacuten de ldquobandas o tiras de peacuterdidasrdquo en la zona
superior interna del ala como para forzar que esta parte entre en peacuterdida
antes Cualquiera de estos dos meacutetodos reduce la eficiencia del ala Las
ranuras adicionan resistencia al avance Forzar una peacuterdida de sustentacioacuten
auacuten sobre un sector del ala termina por subir la velocidad de peacuterdida por
encima de lo que realmente podriacutea ser La manera maacutes usual de solucionar
este problema consiste en hacer que los aacutengulos de ataque de cada uno de
los perfiles que componen el ala sean diferentes dando la seccioacuten de la
punta un aacutengulo de ataque menor que el de la raiacutez
Esta torsioacuten o giro relativo de las cuerdas se suele hacer gradualmente
desde la raiacutez a la punta del ala De esta manera se consigue que las
secciones interiores lleguen al aacutengulo de peacuterdida primero Este artilugio se
denomina ldquoWashoutrdquo (corrimiento)
Auacuten el ala eliacuteptica puede requerir alguna torsioacuten para que entre primero en
peacuterdida la seccioacuten interior De esta forma se agrega resistencia de perfil la
que en algunos casos podriacutea llegar a preponderar sobre la reduccioacuten de
resistencia inducida
Observando el ala rectangular vemos que la peacuterdida de sustentacioacuten se inicia
en la raiacutez del ala es decir la zona donde es maacutes deseable Hay algo muy
importante en favor del ala rectangular y es que todas las costillas son de
igual tamantildeo pudiendo ser estampadas por la misma matriz La tela del
recubrimiento es faacutecil de cortar y aplicar en tanto que el larguero no necesita
ser ahusado En una palabra es econoacutemica
Este es un factor a ser particularmente tenido en cuenta para grandes
aeronaves Lo que puede hacerse como solucioacuten de compromiso es que el
ala sea rectangular en la parte interna y ahusada en la externa Otro campo
donde el peso adicional de un ala totalmente rectangular tiene su influencia
es el vuelo a altitudes elevadas Aquiacute la resistencia inducida es una porcioacuten
significativa de la resistencia total La resistencia inducida es la uacutenica
afectada por el peso (la resistencia inducida es proporcional al coeficiente de
sustentacioacuten al cuadrado)
Lo que se ha discutido hasta el momento como torsioacuten del ala o ldquowashoutrdquo
es lo que se denomina torsioacuten geomeacutetrica Esta es realmente una torsioacuten
fiacutesica del ala Hay otra ldquotretardquo usada por los disentildeadores conocida como
torsioacuten aerodinaacutemica Esta no es realmente una torsioacuten sino un cambio en el
tipo de perfil a lo largo de la envergadura
Cerca de la punta del ala se emplea un perfil que entra en peacuterdida a mayor
aacutengulo de ataque que el instalado hacia el interior de la misma De esta
manera las secciones interiores alcanzaraacuten su aacutengulo de peacuterdida con
anterioridad a la punta Esto se consigue aumentando progresivamente la
curvatura de los perfiles desde la raiacutez hacia la punta del ala de forma de
incrementar el coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo de las puntas El efecto
obtenido es el mismo que el de la torsioacuten de alliacute su denominacioacuten ldquotorsioacuten
aerodinaacutemicardquo
La torsioacuten aerodinaacutemica comparativamente con la torsioacuten geomeacutetrica da
generalmente como resultado una menor resistencia en crucero para las
secciones externas Sin embargo complica el disentildeo y por lo tanto el proceso
de produccioacuten En aeroplanos de alto rendimiento esta complicacioacuten puede
llegar a ser justificada A veces en el caso de alas muy ahusadas se emplea
una combinacioacuten de torsioacuten aerodinaacutemica y geomeacutetrica Con frecuencia en
la mayoriacutea de las alas rectangulares se introduce algo de torsioacuten geomeacutetrica
Este es un factor de seguridad adicional puesto que la mayoriacutea de los
aeroplanos de ala rectangular se utilizan para entrenamiento El grado de
torsioacuten no es tan grande como el requerido en un ala ahusada
5114 Aplicacioacuten en los MAVs Los MAVs con bajo aspect ratio han sido
repasadas y desarolladas por Horner en su segundo volumen de
sustentacioacuten y resistencia ademaacutes reviso muchas teoriacuteas desarrolladas por
las plataformas del ala no delta a un bajo aspect ratio
512 SISTEMAS DE CONTROL DEL MAV 5121 Sistema Convencional El disentildeo maacutes comuacuten de la estructura es
construido completamente en compuesto de fibra de carbono el fuselaje es
estructuralmente disentildeado con 2 piezas de monocote para guardar en vuelo
componentes de instrumentacioacuten estos componentes de vuelo incluyen
servos conectores y alguna instrumentacioacuten usada en vuelo incluyendo
sistemas de orientacioacuten
El empenaje convencional es pegado al fuselaje con los elevadores y rudder
a los estabilizadores horizontal y vertical los MAVs son equipados con
sensores consistiendo en 3 giros y 3 aceleroacutemetros al eje a lo largo con el
comando del servo
Se censan y actuacutean los datos donde es grabada en un tablero de datos de
adquisicioacuten los cuales pesan 7 gramos y han sido desarrollados por la NASA
para aplicaciones de MAVs
Este micro tablero de datos de adquisicioacuten es capaz de grabar 27 canales
anaacutelogos los cuales son suficientes para el paquete del sensor los datos son
permitidos de 50 a 100 hz y usan 12 BIT de convertidor anaacutelogo - digital
Los datos son grabados en 4mb flash chip en el tablero de datos de
adquisicioacuten donde luego son bajados a un PC al final de cada vuelo en
promedio el rango de los vuelos es de 10 a 15 minutos los cuales son faacuteciles
de lograr para MAVs de 12 y 24 pulgadas
El vuelo de las aves tambieacuten consiste en alas flexibles las cuales pueden
adaptar el cambio del medio ambiente donde vuelan Las aves tiene capas
que ademaacutes pueden ser movidas para ajustar las maniobras especificas que
ellas necesitan para su desempentildeo
El uso del flapping en vuelo esta determinada para las aves ya que no se ha
estudiado extensivamente esto no ha sido terminado debido a la complejidad
de los mecanismos de vuelo los cuales incluyen cambiando la geometriacutea las
superficies flexibles y la aerodinaacutemica no estable
5122 Sistema Morphing La nueva teacutecnica llamada morphing trata de una
accioacuten de alerones dependiendo del disentildeo en la estabilidad direccional el
rudder puede ser implementado para reducir el derrapamiento durante
maniobras Los MAVs son probados con algoritmos de control donde los
modelos deben ser generados por pruebas en el tuacutenel de viento El (BART)
Basic Aerodinaacutemic Research Tunel provee investigaciones con coeficientes
aerodinaacutemicos y propiedades de control para analizar la estabilidad los
trabajos documentados de rendimiento aerodinaacutemico y propiedades de
control provenientes del tuacutenel de viento responden a la deflexioacuten de varios
aacutengulos de ataque y presione dinaacutemicas
El morphing es generalmente definido para ser un avioacuten que cambia su forma
durante el vuelo para optimizar su desempentildeo Los tipos de formas cambian
incluyendo la envergadura del ala la cuerda la curvatura alar el aacuterea el
espesor el aspect ratio y la plataforma el morphing tambieacuten puede ser
aplicado para la superficie de control para eliminar la articulacioacuten
El morphing puede ser utilizado como control de efecto cambiando la forma
del avioacuten para alterar la dinaacutemica de vuelo El concepto de morphing es
asegurado por DARPA y NASA para mostrar los beneficios de la
aerodinaacutemica Las teacutecnicas del ala morphing para el proyecto de MAVs
consideran la utilizacioacuten de servos los cuales son pegados a las alas
previamente el avioacuten tiene que usar teacutecnicas para ser adaptadas a la forma
dependiendo de las caracteriacutesticas del vuelo especiacuteficos deseados
El uso de materiales inteligentes los cuales son desarrollados
especiacuteficamente para una aplicacioacuten deseada es un tema innovador en el
momento en el campo de micro aviones el desarrollo de membranas y
estructuras que permitan la deformacioacuten y a su vez den rigidez dependiendo
la condicioacuten de vuelo hace considerar su uso pues aunque existen
aleaciones y piezas que permiten la deformacioacuten de las alas su uso todaviacutea
es limitado ya que no son suficientemente fuertes para producir grandes
giros y a la vez deformar el ala es decir la complejidad de los huesos y
muacutesculos de las aves todaviacutea es un desafiacuteo de la ingenieriacutea
Las diferentes formas que las aves hacen en sus alas durante el vuelo son
estudiadas y comparadas con las teacutecnicas de morphing estas aves
tiacutepicamente cambian la forma del ala dependiendo de los tipos de maniobra
que ellos necesitan para su desempentildeo
Hay muchas teacutecnicas de morphing las cuales son usadas por estas aves que
demuestran como volar en maniobras que pueden ser cambiadas para
despegar clavar y merodear
Las alas de las aves tienen formas similares a los perfiles y tienen las
mismas funciones baacutesicas las aves usan sus alas frecuentemente para volar
por cortos periodos de tiempo tambieacuten el medio ambiente es afectado por la
aerodinaacutemica de vuelo ya que las aves tienen diferentes formas en las alas
El aspect ratio en las alas de las aves esta medido por el cuadrado de la
envergadura del ala dividida por el aacuterea del ala Este ratio puede cambiar
dependiendo de una teacutecnica especifica por cada ave volando por ejemplo las
alas largas dan movimiento de un vuelo liso pero esto toma maacutes energiacutea para
agitarse mas raacutepidamente Esto no es usado para incrementar la velocidad
las aves con las alas largas tienden a usar un vuelo con un meacutetodo primario
para volar Las cargas de las alas pueden afectar como una ave vuela desde
que la energiacutea es requerida para agitar las alas y tambieacuten dependiendo de
que tan fuertes sean
Figura 19 El aspect ratio de las alas de las aves
Fuente wwwmorphingcom
En la figura 19 se muestra el disentildeo del ala de 4 diferentes aves y aspect
ratio de cada una de ellas el bajo aspect ratio del ala del faisaacuten por ejemplo
tiacutepicamente permite un raacutepido despegue y vuelos lentos
El aspect ratio de alas ligeramente grandes como las de las aacuteguilas las
cuales se pueden ajustar a un tipo de superficie de control para maacutes
precisioacuten en las maniobras
Las alas del wader con un tiacutepico aspect ratio de 125 son usadas para
velocidades raacutepidas en vuelo pero no permite un raacutepido despegue este
liacutemite se debe a la cantidad de energiacutea requerida para agitar estas alas
grandes
El alto aspect ratio de las alas de la gaviota que son usadas tiacutepicamente para
volar cerca de las superficies como el mar y la tierra la cual toma ventaja en
los vientos conservando la energiacutea estos son solo pocos ejemplos de
muchos diferentes disentildeos de las alas que variacutean dependiendo del modelo
de migracioacuten de cada ave
La envergadura de las alas la distancia horizontal desde la raiacutez del ala hasta
la otra raiacutez puede ser alterada para crear un ala pequentildea por ejemplo las
aves y los murcieacutelagos son tambieacuten capaces de cambiar la envergadura de
las alas disminuyendo el aacuterea y por lo tanto incrementando la velocidad de
adelante y reduciendo la resistencia
La cuerda la cual es la distancia desde el aacutengulo delantero hasta el aacutengulo
trasero tambieacuten pueden ser alterados el ala tambieacuten puede ser deformada
(morphing) girando y rotando las partes del ala afectando el desempentildeo de la
aerodinaacutemica Otro tipo de morphing es el barrido del ala con el conjunto del
acodado del ala o la raiacutez del ala esto da un tipo de barrido del ala el cual
toma una forma similar al cambio de las alas vistas en las aves
El aacuterea del ala tambieacuten puede ser cambiada extendiendo la longitud o el
aacutengulo trasero como lo hacen algunas aves El aspect ratio es tambieacuten
afectado por el morphing y puede ser usado para considerar la sustentacioacuten
y la resistencia para la aerodinaacutemica Una forma simple de morphing es una
ala girada esto puede suceder usando control en una ala aeroelaacutestica como
en la de los vehiacuteculos de este proyecto
El morphing en MAVs actuacutea con un control de efecto localizado dentro del
fuselaje los servos estaacuten conectados a las alas y tambieacuten usan un tubo de
torque o hebras de kevlar El ala morphing actuacutea por movimientos del brazo
el cual rota con un tubo tirando las hebras y cambia la forma del ala las
maniobras son interesantes cuando consideran los efectos del ala morphing
en los MAVs para las pruebas de vuelo las maniobras son los controles del
rudder y el control de la forma del ala
5123 Sistemas de Winglets Aunque el nombre de ldquoWingletrdquo fue
introducido primero por Whitcomb (1976) quien fue el inventor de los
Winglets Whitcomb (Figura 20) el concepto del uso de superficies verticales
en el borde de las alas fue sugerido originalmente mucho antes F W
Lanchester actualmente obtuvo la patente de la idea de los planos verticales
o laminas en 1897 muchos antildeos antes que los hermanos Wright ldquoprimer
vuelo en diciembre 17 de 1903 ldquo
Figura 20 Whitcomb Winglet (Simons 1999)
Fuente wwwdefinicioacutendewingletscom
Durante 1920 se mostroacute experimentalmente y analiacuteticamente que la adicioacuten
de las laacuteminas potencialmente conduce una reduccioacuten de la resistencia
Nagel fue el primer experimentalista para estudiar el efecto de las laminas en
el tuacutenel de viento para alas con un aspect ratio 83 y 43 el concluyo que la
disminucioacuten en la resistencia inducida fue muy buena y que el incremento de
la resistencia por friccioacuten debido a la adicioacuten de laminas tambieacuten concluye
que esta disminucioacuten fue menor que el resultado usando extensiones en la
envergadura del ala si la longitud de estas extensiones de la envergadura
fueron las mismas como la altura de las laminas
Raid (1925) desarrollo su experimento en el tuacutenel de viento con aun AR = 6
de ala reporto un incremento del coeficiente maacuteximo de la sustentacioacuten y
una disminucioacuten en el coeficiente de resistencia para todos los coeficientes
de sustentacioacuten mejores que el 30 del coeficiente maacuteximo de sustentacioacuten
un incremento en la pendiente de la curva de sustentacioacuten y un incremento
en la relacioacuten sustentacioacuten ndash resistencia para la lamina plana y para el ala
con un perfil NACA 73
Hemke (1927) calculo la resistencia inducida para las alas con laminas
analiacuteticamente usando el meacutetodo de las transformaciones confoacutermales para
encontrar las energiacuteas cinemaacuteticas del flujo transverso tambieacuten estimo el
incremento de resistencia de friccioacuten causado por la adicioacuten de laminas
usando sus caacutelculos de la resistencia inducida y los datos experimentales por
Nagel y Raid Como resultado el encontroacute el coeficiente de resistencia de
friccioacuten que fue usado para estimar el incremento de la resistencia de friccioacuten
para varias laminas planas tambieacuten encontroacute que la reduccioacuten de la
resistencia inducida se vuelve mejor con la disminucioacuten del aspect ratio y el
efecto del tamantildeo y la forma de las laminas que tiene un significante efecto
en la cantidad de la reduccioacuten de resistencia
Rosen (1984) desarrollo los anaacutelisis computacionales de los Winglets
inclinados para un avioacuten transoacutenico usando enmallados incrustados resolvioacute
las ecuaciones de Euler no viscoso en todo el dominio y luego modelo las
superficies viscosas usando una franja de dos dimensiones los resultados
estuvieron de acuerdo con las pruebas del tuacutenel de viento pruebas de vuelo
esto es probable ya que el flujo raacutepido tiene un efecto viscoso que es
reducido con una capa delgada Este alcance no trabaja para aplicaciones a
bajas velocidades debido a las interacciones dominantes viscosas desde las
superficies
bull Motivacioacuten del uso de winglets para los MAVs La adicioacuten de
Winglets en los aviones ha sido mostrada para la disminucioacuten de la cantidad
de la resistencia inducida de 10-15 o la resistencia total por la cantidad
similar dependiendo en la aplicacioacuten especifica estos estudios se han
concentrado en las alas y los vehiacuteculos mas grandes que el MAV y flujos mas
raacutepidos que los disentildeos del MAV
Debido a la baja velocidad de vuelo en el MAV la cantidad de la resistencia
inducida es relativamente alta comparada con otros componentes de
resistencia (Grafica 2) la reduccioacuten de la resistencia inducida potencialmente
conduce mas mejoramiento en el rendimiento del vehiculo
Grafica 2 Componentes de resistencia
Fuente wwwcaracteristicasde un microavioncom
El uso de Winglets para una aplicacioacuten de bajas velocidades ha sido
estudiado por Maughmer quien investigo el efecto de los Winglets en el
rendimiento del planeador El planeador tiene mucho mas aspect ratio que en
el MAV y el disentildeo de los Winglets para el planeador es un problema
diferente para los MAVs Se ha mostrado que la reduccioacuten de la resistencia
obtenida por la adicioacuten de Winglets a bajas velocidades del ala puede
tambieacuten ser obtenido por la adicioacuten de la extensioacuten de la envergadura esto no
es una opcioacuten para el MAV debido a la restriccioacuten del tamantildeo
El uso de los Winglets para el MAV es motivado por el hecho de que el
vehiculo tiene a muy bajo aspect ratio y el efecto tridimensional dominante
por el borde de los vortices afecta el flujo en cualquier lado cerca del
vehiculo El vehiculo es tambieacuten probablemente para volar a un alto
coeficiente de sustentacioacuten para permitir el transporte de su propio peso
incluyendo toda la instrumentacioacuten necesaria asi como requiere la carga
paga a bajas velocidades Como la resistencia inducida varia
proporcionalmente al cuadrado del coeficiente de sustentacioacuten en una
velocidad fija la potencia para el mejoramiento del rendimiento del vehiculo
claramente existe si la cantidad de la resistencia inducida puede ser
disminuida
bull Objetivos del Winglet El estudio actual investiga el efecto de los
Winglets en el rendimiento del MAV experimentalmente El objetivo principal
es el estudio del cambio en la resistencia inducida o la resistencia debido a la
sustentacioacuten el cual es una componente dominante de la resistencia a una
baja velocidad un alto coeficiente de sustentacioacuten para vehiacuteculos con bajo
aspect ratio incluye el estudio de cambios geomeacutetricos del Winglet y las
tendencias en como los cambios en la geometriacutea afectan el rendimiento del
vehiculo
Las actuales investigaciones consisten en el rango de Reynolds desde
90000 a 150000 en cualquier MAV que opere en varios aacutengulos de ataque
concentrados en condiciones antes de la perdida
Se han hecho comparaciones entre la configuracioacuten del ala base y
configuraciones que incluyen la lamina del Winglet estos estudios dan mas
informacioacuten en el efecto de los Winglets para el rendimiento del MAV Los
Winglets se han concentrado en condiciones fijas incluyendo el disentildeo del
coeficiente de sustentacioacuten y el nuacutemero de Mach fijo un buen Winglet
conduce un mejoramiento del rendimiento para el ancho del rango de
velocidades de vuelo y aacutengulos de ataque
6 DISENtildeO INGENIERIL El disentildeo de cualquier aeronave es una disciplina que relaciona al ingeniero
aeronaacuteutico con muchas y diferentes disciplinas como son la aerodinaacutemica
estructuras controles y propulsioacuten necesitando estar bien versado en estas
y en muchas otras disciplinas sin dejar de tener en cuenta el anaacutelisis el
rendimiento y la geometriacutea de lo que se va a disentildear para luego construir
Un buen disentildeo ingenieril es aquel que aprueba las evaluaciones realizadas
por especialistas sin que sea necesario realizarle cambios mayores al disentildeo
original esto no es accidental pues normalmente este producto es la
muestra del conocimiento y duro trabajo realizado por el ingeniero
En esta parte del proyecto es donde se llevara a cabo el desarrollo de la
idea propuesta referida al disentildeo y sistema de control del micro avioacuten
partiremos por consiguiente de un disentildeo propio de un micro avioacuten el cual
seraacute sometido a diferentes pruebas y modificaciones buscando su
optimizacioacuten todo esto con el fin de desarrollar el sistema de control
planteado ademaacutes de presentar la utilizacioacuten de materiales de uso no
convencional en el disentildeo de estos aparatos Al igual que en todo disentildeo
partiremos de una fase conceptual en la cual se determinan las
especificaciones baacutesicas y principales de la aeronave como rango
velocidad peso de despegue carga paga rata de ascenso y techo
operacional
Al ser este un tema innovador en la universidad el disentildeo esta basado en las
investigaciones realizadas en otras Universidades e Institutos en el exterior
asiacute como en publicaciones y textos de las mismas citando los de mayor
importancia para lograr concebir la idea propuesta El disentildeo de los micro
vehiacuteculos aeacutereos esta corrientemente obstaculizado por la carencia del
entendimiento de la fiacutesica del flujo de aeronaves muy pequentildeas a bajas
velocidades
61 ESPECIFICACIONES DE LA MISIOacuteN La propuesta desarrollada en este proyecto es el disentildeo y construccioacuten del
vehiculo aeacutereo controlado mas pequentildeo capaz de volar a una distancia
determinada teniendo control permanente de este por un operador en un
rango de tiempo determinado es decir la idea es tener el control absoluto
sobre el vehiculo para en futuros proyectos con la implementacioacuten de nuevos
equipos a traveacutes del desarrollo tecnoloacutegico lograr cumplir con unas misiones
especificas como son
bull Volar a un objetivo a un maacuteximo de 600 mts del lugar de
lanzamiento
bull Realizar maniobras de Loiter sobre el objetivo
bull Capturar una imagen legible del objetivo
bull Transmitir la imagen al sitio de lanzamiento
bull Ascender de nuevo a altura de crucero y regresar a un punto de
lanzamiento
Figura 21 Perfil de la misioacuten
Fuente Autores
Todos los objetivos anteriores son los presentados en una competencia para
este tipo de vehiacuteculos
62 DISENtildeO CONCEPTUAL La Figura 22 describe en detalle el disentildeo conceptual de nuestro proyecto
empezando con requerimientos de disentildeo que se establecen con la finalidad
que se le quiere dar al producto En estos requerimientos de disentildeo se
determinara la misioacuten que va a desarrollar el MAV los requisitos que debe
cumplir la configuracioacuten inicial y la forma asiacute como una delimitacioacuten del peso
maacuteximo de despegue
Figura 22 Esquema disentildeo conceptual
Fuente Autores
Las especificaciones de la misioacuten requieren el vehiacuteculo maacutes pequentildeo que
puede terminar la tarea descrita Puesto que la dimensioacuten calificativa del
avioacuten seraacute la dimensioacuten linear maacutes grande entre cualquier dos puntos en el
aeroplano el MAV se debe disentildear para ser tan compacto como sea posible
(idealmente pudiendo caber dentro de una esfera del radio maacutes pequentildeo
posible)
Es concebible disentildear un sistema de pilotaje automaacutetico para el MAV de tal
modo que se elimine la necesidad de tener contacto visual continuo con el
avioacuten para controlarlo Sin embargo los sistemas de piloto automaacutetico
actuales son demasiado grandes y pesados no siendo alternativas factibles
en el disentildeo de un MAV Por lo tanto el aeroplano seraacute controlado con un
sistema de control de radio convencional
En la parte del disentildeo conceptual podemos alterar el disentildeo las veces
necesarias con el objeto de cumplir con los paraacutemetros iniciales para este
caso la idea esta sometida a unos limitantes de disentildeo como lo son el peso
el tamantildeo y la velocidad de operacioacuten para el cumplimiento de estas
necesidades pensamos en la utilizacioacuten de diferentes tecnologiacuteas que se
encuentran en los materiales y formas como lo veremos mas adelante en la
cual se explicara el porque del uso de estos
El disentildeo conceptual para micro aviones difiere en el de otras aeronaves en
algunas cosas como son la tecnologiacutea disponible para el proyecto la forma
de construccioacuten que tendraacute ademaacutes de los medios para obtener la
informacioacuten teacutecnica es decir los caacutelculos de disentildeo
Seguacuten lo establecido por las investigaciones un micro avioacuten esta definido
como un vehiculo volador del orden de 15 cms de envergadura y un peso de
100 gms Partiendo de esto determinados las especificaciones fiacutesicas de
nuestro prototipo
El peso del micro avioacuten estaraacute en un rango no mayor a los 250 gms y un
dimensionamiento linear no mayor a los 30 cms estas medidas son mayores
que las definidas en los Micro aviones pero la razoacuten de esto es el
desconocimiento del comportamiento de estos vehiacuteculos
A partir de esto se decidioacute iniciar el disentildeo con el avioacuten de 15 cms de
envergadura e ir incrementando esta envergadura sin exceder el liacutemite
planteado anteriormente con el fin de encontrar el tamantildeo oacuteptimo del micro
avioacuten a traveacutes de la investigacioacuten el peso fue determinado a partir de los
componentes conseguidos en el mercado Cabe mencionar que el disentildeo
puede realizarse de un tamantildeo mucho menor pero debe realizarse un
estudio maacutes complejo ademaacutes de la costosa adquisicioacuten de los componentes
de tamantildeo micromeacutetrico esta es una puerta mostrada y abierta a futuras
investigaciones en el campo de la nanoteclogiacutea y MEMS (Micro Dispositivos
Electromecaacutenicos)
63 DISENtildeO JANA 01
Para el Jana 01 y demaacutes disentildeos propuestos el rango de los paraacutemetros
iniciales seraacuten
[ ] [ ][ ] [ ][ ] [ ] [ ] [ smsmkphkphV
cmscmsbgmsgmsm
9135555020301525080
minuscongminus=minus=minus=
]
Limitado por el peso y tamantildeo de la aeronave se deben escoger los
componentes mas livianos y simples para su disentildeo partiremos por el
tamantildeo mas pequentildeo en la intencioacuten de obtener el micro avioacuten deseado
pero es de tenerse en cuenta que la velocidad es tambieacuten un gran limitante
en donde entraremos a jugar con la relacioacuten peso-potencia
631 Descripcioacuten de aviones similares Para el antildeo de 1997 el desarrollo
de aeronaves con pequentildea dimensioacuten se limitaba hasta una envergadura
miacutenima de 12 in en el aeroplano torres todas estas aeronaves radio
controladas no teniacutean una profunda investigacioacuten sobre la aerodinaacutemica a
bajo nuacutemero de Re
Hay muchos niveles de procedimientos de disentildeo el maacutes simple de todos es
tomando productos similares al que se pretende disentildear para tener un punto
de partida valido y coherente para asiacute obtener un vehiculo que cumpla con
los requerimientos y objetivos propuestos inicialmente La tabla 1 muestra
varios micro aviones con paraacutemetros especiacuteficos de cada uno de estos
Tabla 1 Comparacioacuten de Micro Vehiacuteculos similares
Fuente Autores
La tabla 2 relaciona los pesos relevantes de las aeronaves descritas en la
tabla 1
Tabla 2 Relacioacuten de pesos
Vaciacuteo Combustible Carga Decolaje Aeronave
Oz gms Oz gms Oz gms Oz gms
724 20525 030 850 406 11510 1100 31184 Torres 757 21461 111 3147 400 11340 1268 35947 Penaut II
1115 31610 056 1588 365 10348 1536 43545 Penaut 1083 30703 056 1588 413 11708 1552 43998 ORCIM 2057 58315 334 9469 395 11198 2786 78982 Ed delta II 2446 69343 334 9469 395 11198 3175 90010 Ed delta
No No No 3248 92079 MLB 4458 126382 668 18937 410 11623 5536 156943MSU
No No No 7968 225889UCSB 5183 146935 589 16698 370 10489 6012 170437Scout 1960 55565 385 10915 321 9100 2695 76402 UFO 868 24607 084 2381 362 10263 1290 36571 UF 712 20185 044 1247 273 7739 1003 28435 ND 215 6095 093 2637 045 1276 355 10064 Lehigh 02
Fuente Autores
La graacutefica 3 muestra la correlacioacuten entre los valores conocidos de pesos en
vaciacuteo contra pesos de decolaje de las aeronaves listadas en la tabla 2
Graacutefica 3 Correlacioacuten de pesos
Fuente Autores
La mejor curva linear apta para los datos tomados muestra la siguiente
relacioacuten entre el peso vaciacuteo contra el peso de decolaje
6276285110 0 minus= WWe [Ecuacioacuten 1]
La ecuacioacuten 1 Puede ser usada para estimar el peso de decolaje del micro
avioacuten si una aproximacioacuten del peso de la estructura del motor y del equipo
de radio control estaacuten disponibles cabe aclara que esta ecuacioacuten
determinada a partir de la tendencia del aumento del peso de despegue
contra el peso en vacioacute a partir de la linealidad es aplicable a aviones con
motor de combustioacuten interna debido a que habraacute una variacioacuten de estos
pesos debido al combustible
632 Peso de despegue Una ventaja del disentildeo de los MAV sobre el
disentildeo de aeronaves de escala completa es que el calculo de el Peso de
Despegue (Take-off weight) puede ser obtenido con el uso de datos
empiacutericos Esto es debido a que la mayoriacutea seraacuten cargados tan pronto como
su tamantildeo y peso son conocidos es decir se utilizan los componentes
disponibles y para el caso mas pequentildeos y a partir de hay se determinara el
peso La desventaja sin embargo es que los vehiacuteculos deben ser disentildeados
en razoacuten a la acomodacioacuten de estos componentes
En el JANA 01 el disentildeo de su forma esta en funcioacuten del portar los
elementos baacutesicos para su control axial como los de empuje los
componentes que fueron montados son el sistema de propulsioacuten receptor de
radio control actuadores y bateriacuteas
bull Estimacioacuten de peso de despegue WTO peso vacioacute WE y peso del combustible de la misioacuten WF Es de gran importancia para el disentildeo el
conocerse de antemano el peso de la aeronave en sus diferentes
condiciones permitieacutendonos predecir su rendimiento durante las diferentes
condiciones del vuelo es decir la necesidad de saber el combustible
necesario para una misioacuten dada nos permitiraacute determinar el desempentildeo de
la aeronave en velocidad de crucero y otras condiciones de operacioacuten El
caacutelculo de este peso es similar para todo tipo de aeronaves y por esto seraacute
usado en el caacutelculo del Micro avioacuten
Para una misioacuten de especificaciones dadas se presenta un meacutetodo raacutepido
para su estimacioacuten
1 PESO DE DESPEGUE W TO
2 PESO VACIOacute WE
3 PESO DEL COMBUSTIBLE DE LA MISIOacuteN WF
Meacutetodo aplicable a aeronaves convencionales
bull PESO DE DESPEGUE WTO
Un camino de su obtencioacuten es la siguiente
PLFOETO WWWW ++= [Ecuacioacuten 2]
Donde
OEW = Peso vaciacuteo operacional de la aeronave
FW = Peso del combustible de la misioacuten
PLW = Peso de la carga paga
El peso vaciacuteo operacional WOE (tambieacuten llamado OWE) es frecuentemente
escrito como
crewtfoEOE WWWW ++= [Ecuacioacuten 3]
Donde
EW = Peso vaciacuteo
tfoW = Peso de todo lo atrapado = inusual
crewW = Peso de la tripulacioacuten necesaria para su operacioacuten
Es de tenerse en cuenta que el peso vaciacuteo WE es dividido de la siguiente
manera
[Ecuacioacuten 4] FEQMEE WWW +=
Donde
MEW = Peso vaciacuteo fabricante o de faacutebrica algunas veces referido como el
peso
verde
= Peso de equipo fijo FEQW
El peso de equipo fijo puede incluir los siguientes iacutetems
Equipo de avioacutenica
Equipo de aire acondicionado
Equipo de radar especial
Unidad de poder auxiliar (APU)
Amoblamiento e interiores
Otros equipos necesarios para operar el aeroplano durante su
misioacuten
A partir de estas subdivisiones podremos hallar WTO en funcioacuten de sus
diferentes divisiones
Reemplazando el valor de WE de la [Ecuacioacuten 4] y en la [Ecuacioacuten 3]
obtenemos
crewtfoFEQMEOE WWWWW +++= [Ecuacioacuten 5]
Y sustituyendo [Ecuacioacuten 5] obtenida para WOE en la [Ecuacioacuten 2]
obtenemos el valor para WTO
[Ecuacioacuten 6] PLFcrewtfoFEQMETO WWWWWWW +++++=
La [Ecuacioacuten 6] nos proporciona la posibilidad de determinar el peso de
despegue para la mayoriacutea de las aeronaves sin embargo en el caso de los
micro aviones es mas sencilla ya que existen muchos teacuterminos que no seraacuten
aplicados al disentildeo de este tipo de vehiacuteculos
Veamos
[Ecuacioacuten 7]
Wtfo y Wcrew son cancelados inmediatamente debido a que no existe peso
atrapado como aceite o combustible y ademaacutes no existe tripulacioacuten debido a
que es una aeronave radio controlada
El peso vaciacuteo de faacutebrica o peso verde WME seraacute para nuestro caso el peso
de la estructura sistema de control y propulsioacuten
Entonces
CONTROLESMOTORESTRUCTURAME WWWW ++= [Ecuacioacuten 8]
El peso de equipo fijo WFEQ para el disentildeo es sencillo no posee sistemas
complejos de avioacutenica pero estos seraacuten mencionados para la realizacioacuten de
futuros proyectos es decir la implementacioacuten de sistemas automaacuteticos o
semiautomaacuteticos para el control de estos vehiacuteculos deja las puertas abiertas
para nuevas investigaciones un giroscopio direccional que asista al control
de estos sistemas de posicioacuten y control por caacutemaras o una red neuronal que
controle el sistema son algunos casos de esto
El peso del equipo fijo para el caso de avioacutenica seraacute incluido en el peso de
los controles El peso del combustible WF es una constante debido a la
seleccioacuten de propulsioacuten eleacutectrica que nos determinaraacute un peso que no va a
variar durante el transcurso de la misioacuten por el uso de bateriacuteas como
combustible las celdas pesaran lo mismo durante toda la misioacuten por esto el
peso del combustible seraacute el peso de las celdas necesarias para el motor
BATERIASF WW = [Ecuacioacuten 9]
Es de aclarar que el sistema de control al igual que el motor tambieacuten se
alimentara del estas bateriacuteas
Por ultimo el peso de la carga paga seraacute determinado de ultimas debido a la
primera intencioacuten del avioacuten como tal que es volar sin embargo se
considerara como tal para la carga de una caacutemara y su transmisor
correspondiente
Asiacute WTO seraacute
CARGAPAGABATERIASCONTROLESMOTORESTRUCTURATO WWWWWW ++++= [Ecuacioacuten 10]
Ahora como en el disentildeo predomina el sistema de control y no su capacidad
de carga realizaremos el disentildeo omitiendo la carga paga la cual seraacute
obtenida luego minimizando el peso de los componentes utilizados en este
disentildeo
633 Componentes electroacutenicos
Componentes necesarios
Dos micro servos
Un micro receptor
Un cristal
Un motor eleacutectrico y heacutelice
Bateriacuteas
Un control de velocidades de motor
Figura 23 Distribucioacuten especiacutefica pesos de componentes
Fuente Autores
Figura 24 Pesos generales de componentes
Fuente Autores De manera general seleccionando los componentes disponibles y una planta
motriz eleacutectrica las proporciones descritas en el cuadro anterior serian las
generales para nuestro disentildeo Sin embargo como veraacuten mas adelante estas
podraacuten varia dependiendo de la configuracioacuten del Micro avioacuten
bull Receptores Un receptor es un dispositivo electroacutenico que permite
que una sentildeal particular sea separada de todas las otras que son recibidas
por una estacioacuten terrestre y convierte el formato de la sentildeal en un formato
determinado para el viacutedeo la voz o los datos
Tabla 3 Tipos de Receptores
Referencia Dimensiones (in) Peso Canales 23 x 105 x 054 22 gr 7 Micro 2000 20 x 08 x 05 14 gr 7 Tetra
114 x 083 x 051 73 gr 4 Garret 125 x 047 x 039 6 gr 4 MBP - 9G4
15 x 10 x 06 19 gr 5 HFS 05MG
Referencia Dimensiones (in) Peso Canales 128 x 173 x 071 228 gr 8 GWS 8-C 179 x 088 x 055 17 gr 6 HE 6C
10 x 059 x 037 36 gr 4 GWS R-4PII
Fuente Autores
bull Servos Los servos aplican ciertas funciones mecaacutenicas Por
ejemplo en una transmisioacuten automaacutetica si el primer engranaje es actuado
por el uso de una venda el servo es el queacute aplica esa venda El servo no es
nada maacutes que un mecanismo (hidraacuteulicamente vaciacuteo o funcionado
mecaacutenicamente) que estaacute conectado con un acoplamiento mecaacutenico que
cuando es actuado por eacutel estaacute gobernando la fuerza se mueve lo que debe
realizar una funcioacuten cuando se presenta la necesidad de cierto uso el servo
hace ese uso en conclusioacuten un servo es un dispositivo usado para
proporcionar control mecaacutenico en una distancia un servo se puede utilizar en
una posicioacuten remota para seguir proporcional la posicioacuten angular de una
perilla de control La conexioacuten entre los dos es no mecaacutenica sino eleacutectrica o
sin hilos
Un servo motor tiene una armadura de acero con la base envuelta con el
alambre que lo hace girar dentro de los imanes La armadura utiliza un
acoplamiento de alambre fino que forma una taza que lo hace girar alrededor
del exterior de los imanes eliminando la base de acero pesada Este disentildeo
da lugar a una operacioacuten maacutes lisa y a un tiempo de reaccioacuten maacutes raacutepido La
impulsioacuten indirecta es cuando el eje de salida final no es dependiente en el
potencioacutemetro para ayuda dentro de la caja del engranaje Normalmente un
buje o una rodadura soporte la carga La impulsioacuten directa es cuando el
potencioacutemetro desempentildea un papel de soporte en sostener el eje de salida
La mayoriacutea de los servos son de impulsioacuten directa puesto que son apretados
en espacio y no tienen el cuarto para un buje o un cojinete adicional
Durante el desarrollo del proyecto encontramos varios tipos y clases de
servos que podriacutean cumplir con los requerimientos de disentildeo para ser usados
en el micro vehiculo a continuacioacuten se muestra una tabla comparativa con el
diferente servo motores maacutes pequentildeos y livianos que se encuentran en el
mercado
Tabla 4 Tipos de Servos
Referencia Dimensiones (in) Peso Torque Tiempo transito078 x 06 x 06 30 gr 106 oz-in 020 s Servo Light 118 x 11 x 045 121 gr 22 oz- in 016 s VS100
085 x 078 x 043 91 gr 111 oz-in 011 s S80 11 x 11 x 054 173 gr 30 oz-in 015 s TS11 10 x 09 x 05 139 gr 154 oz-in 020 s Ts15
082 x 044 x 086 64 gr 833 oz-in 009 s HS 50 089 x 045 x 094 8 gr 18 oz-in 014 s HS 55 076 x 045 x 082 6 gr 113 oz-in 01 s ES306 084 x 045 x 086 9 gr 167 oz-in 023 s NES-371
Fuente Autores
bull Bateriacuteas Las bateriacuteas seraacuten nuestra fuente de energiacutea para toda la
operacioacuten del micro avioacuten en razoacuten de la utilizacioacuten de un motor eleacutectrico por
esta razoacuten y por costos es necesario la utilizacioacuten de pilas secundarias las
cuales son mas conocidas como acumuladores que pueden recargarse
invirtiendo la reaccioacuten quiacutemica Esta bateriacutea que contiene de tres a seis
pilas conectadas en serie se usan en automoacuteviles camiones aviones y otros
vehiacuteculos Su ventaja principal es que puede producir una corriente eleacutectrica
suficiente para arrancar un motor sin embargo se agota raacutepidamente El
electrolito es una disolucioacuten diluida de aacutecido sulfuacuterico el electrodo negativo
es de plomo y el electrodo positivo de dioacutexido de plomo En funcionamiento
el electrodo negativo de plomo se disocia en electrones libres e iones
positivos de plomo Los electrones se mueven por el circuito eleacutectrico externo
y los iones positivos de plomo reaccionan con los iones sulfato del electrolito
para formar sulfato de plomo Cuando los electrones vuelven a entrar en la
pila por el electrodo positivo de dioacutexido de plomo se produce otra reaccioacuten
quiacutemica El dioacutexido de plomo reacciona con los iones hidroacutegeno del electrolito
y con los electrones formando agua e iones plomo estos uacuteltimos se liberaraacuten
en el electrolito produciendo nuevamente sulfato de plomo
Un acumulador de plomo y aacutecido se agota porque el aacutecido sulfuacuterico se
transforma gradualmente en agua y en sulfato de plomo Al recargar la pila
las reacciones quiacutemicas descritas anteriormente se invierten hasta que los
productos quiacutemicos vuelven a su condicioacuten original Una bateriacutea de plomo y
aacutecido tiene una vida uacutetil de unos cuatro antildeos Produce unos 2 V por pila
Recientemente se han desarrollado bateriacuteas de plomo para aplicaciones
especiales con una vida uacutetil de 50 a 70 antildeos
La desventaja de este tipo de bateriacuteas es su alto peso que para el disentildeo es
una gran limitante Otra pila secundaria muy utilizada es la pila alcalina o
bateriacutea de niacutequel y hierro mas conocida como Niacutequel - Metal El principio de
funcionamiento es el mismo que en la pila de aacutecido y plomo pero aquiacute el
electrodo negativo es de hierro el electrodo positivo es de oacutexido de niacutequel y
el electrolito es una disolucioacuten de hidroacutexido de potasio La pila de niacutequel y
hierro tiene la desventaja de desprender gas hidroacutegeno durante la carga
Esta bateriacutea se usa principalmente en la industria pesada La bateriacutea de Ni-
Metal tiene una vida uacutetil de unos diez antildeos y produce 115 V
aproximadamente
Otra pila alcalina similar a la bateriacutea Ni-Metal es la pila de niacutequel y cadmio o
bateriacutea de cadmio en la que el electrodo de hierro se sustituye por uno de
cadmio Produce tambieacuten 115 V y su vida uacutetil es de unos 25 antildeos Esta
bateriacutea seraacute la utilizada por nuestro proyecto por poderse obtener una alta
energiacutea en un periodo de tiempo limitado es decir nos da poder pero por
poco tiempo Lo cual en las misiones desempentildeadas por este tipo de
vehiacuteculos es permisible
Los requerimientos para la seleccioacuten de las bateriacuteas fueron tomados a partir
de las bateriacuteas mas pequentildeas y livianas que cumplieran con las necesidades
del vehiculo durante todo el vuelo Normalmente las bateriacuteas recargables
estaacutendar de Niacutequel-Cadmio (Ni-Cd) son las maacutes usadas en este tipo de
vehiacuteculos aeacutereos Recientes investigaciones en bateriacuteas recargables de litio
muestran que este tipo de bateriacuteas todaviacutea no son lo suficientemente fiables
para usarlas en aplicaciones de aeronaves de este tipo Las bateriacuteas de litio
serian ideales ya que tienen una muy buena relacioacuten capacidad-peso
Desafortunadamente las bateriacuteas de litio son demasiado costosas y no son
reutilizables en algunos casos
El tema de las bateriacuteas es bastante amplio en lo cual podremos optimizar el
disentildeo dependiendo de la capacidad de adquisicioacuten de mejores y mas
livianas bateriacuteas en este disentildeo se utilizaran bateriacuteas de bajo amperaje-hora
por su faacutecil adquisicioacuten y relativo bajo peso pero es de darse a conocer que
lo optimo son las bateriacuteas de Litio debido a su bajo peso y alto poder
energeacutetico sin embargo sus altos costos difiacutecil adquisicioacuten delicadeza
severa en su manipulacioacuten y carga y sensibilidad a cambios de altitud nos
inclinaraacuten al uso de las bateriacuteas de Ni-Cadmio
Para un peso total del micro avioacuten 80 gramos claro esta aumentando y
ampliando algunos pesos todo esto es con el fin de optimizar el disentildeo la
reduccioacuten del peso de los componentes y la estructura nos representa un
aumento de la carga paga
Tabla 5 Tipos de Bateriacuteas
BATERIacuteAS PESO Amperaje hora MODELO VOLTAJE
MARCA gms Oz Electrifly 6 cells GPMP0055 367 129 72 V 220mAh SYMA 3 Cells 125 044 36 V 150mAh
Fuente Autores
Estas dos tipos de bateriacuteas son las disponibles en el mercado para aviones a
escala ademaacutes de brindarme una mayor confiabilidad me dan ventajas como
su capacidad de recarga y alto nivel energeacutetico a pesar de su relativo alto
peso
bull Sistemas seleccionados peso de controles y bateriacutea WBATERIacuteA Y
WCONTROLES En la parte electroacutenica para el disentildeo original es necesario la
utilizacioacuten de la menor cantidad de componentes con el objetivo de reducir al
maacuteximo el peso en el disentildeo planteado se opto por el ala voladora y en esta
el control inicial planeado se haraacute por medio de dos superficies que me
permitan controlar el micro avioacuten en sentido en los momentos de roll y pitch
esta superficie que mezcla las funciones de alerones y elevadores recibe el
nombre de elevones los cuales seraacuten explicados en detalle mas adelante
pero para el caso deberaacuten ser controlados por actuadores independientes
por esto se hace necesario el uso de dos servoactuadores a su vez estos
necesitaran de un receptor y su correspondiente juego de bateriacuteas
Tabla 6 Sistemas seleccionados
PESO COMPONENTE MARCA MODELO grms Oz
RECEPTOR GWS R-4 PICO 56 02 RECEPTOR HITEC ELECTRON 6 173 061 RECEPTOR FUTABA FP-R127DF 403 142 SERVO GWS PICO STD 61 022 SERVO HITEC HS-55 86 03
PESO COMPONENTE MARCA MODELO grms Oz
SERVO FUTABA S3004 374 132 Speed Controller GWS ICS-100 F 7 025 Tarjeta CR DG 129 ControlReceptor 86 03
Fuente Autores
En el mercado se logran obtener diferentes tipos de receptores
servoactuadores y bateriacuteas La tabla anterior nos muestra los componentes
con los que contamos para los diferentes casos planteados Para el primer
caso de disentildeo planteado se utilizan
Dos servoactuadores GWS Pico Std de un peso de 61 grms cu
Un receptor GWS R-4 PICO de 4 canales y un peso de 56 gms
Una bateriacutea SYMA de 6 celdas en serie de 12 V cu para un total de
72 voltios y 150 mAh y un peso de 25 gms
)(2)(63)(162 gmsgmsgmsWWWWW
CONTROLES
CRISTALRECEPTORSERVOSCONTROLES
++=++=
)(25)(817
gmsWgmsW
BATERIA
CONTROLES
==
Los demaacutes componentes mencionados en la tabla anterior se utilizan en
otros proyectos tambieacuten disentildeados
bull Estructura La estructura puede variarse dependiendo de los
materiales a seleccionar la intencioacuten de primera mano es la construccioacuten del
Micro avioacuten de materiales compuestos En la construccioacuten inicial de las alas
en un proyecto de J Mueller se uso capas sencillas o dobles de tela de fibra
de carboacuten empapadas en resina epoacutexica La tela de fibra de carboacuten es
moldeada sobre una base construida especialmente la cual tiene la forma del
perfil deseado Cuando es curado el ala es muy fuerte y extremadamente
delgado Es mas este podriacutea ser cortado con tijeras para obtener cualquier
rma necesaria
estructura de balso se ha encontrado que
s durable pero no indestructible
abriraacute espacio para
lbergar los componentes necesarios para el vehiculo
r genera una
duccioacuten del peso considerable que representara carga paga
fo
El objetivo del estado del arte era la utilizacioacuten de materiales compuestos en
la estructura del Micro avioacuten todo por la necesidad de tener un armazoacuten
mucho mas ligero y a su vez mas resistente Sin embargo debido a las
investigaciones realizadas y experiencias de modelistas en otros lugares los
aeroplanos construidos usando la mayoriacutea de meacutetodos de construccioacuten
convencionales de madera balso se encontraron ser significativamente
mucho mas livianos que sus contraparte de material compuesto pero es de
tenerse en cuenta que la utilizacioacuten de tiras de fibra de carboacuten y pequentildeos
parches de tela de fibra de vidrio se podriacutean usar (recomendado) para
reforzar las aacutereas criticas de la estructura tal como es la nariz el borde de
ataque y las punta de las alas La
e
Los Micro aviones prototipo no tienen tren de aterrizaje y usualmente
aterrizan con aceleracioacuten completa en muy altas velocidades El balso
soportariacutea estas condiciones con dantildeos leves a su estructura Sin embargo
un modelo revolucionario planteado por nosotros presenta la utilizacioacuten del
icopor como estructura este nos brinda faacutecil construccioacuten bajo peso y
compactibilidad que al analizarlo en detalle brinda la posibilidad de ser una
sola estructura maciza el Micro avioacuten en la cual solo se
a
Para ambos caso el peso de la estructura se plantea sobre 14 gms de
acuerdo con aeronaves similares y pruebas sobre cantidades de material
necesario para el caso Sin embargo la utilizacioacuten de icopo
re
ESTRUCTURA )(14 gmsW =
uado
ra cada caso teniendo en cuenta siempre su relacioacuten potencia peso
os alterara
ondiciones de vuelo en las cuales fuese necesario la discrecioacuten
bull Propulsioacuten Este es el corazoacuten de todo sistema mecaacutenico motriz por
este es el eacutexito o fracaso de un proyecto al seleccionar el motor adec
pa
El sistema de propulsioacuten merece la mayor atencioacuten al haber dos distintas
opciones Potencia Eleacutectrica o Motores de Combustioacuten Interna Sin embargo
el uso de los motores eleacutectricos esta restringido a su fuente de alimentacioacuten
en razoacuten de al poder utilizar un motor bastante potente debemos tener un
gran capacidad de bateriacuteas que alimenten esta demanda por esta razoacuten los
motores de combustioacuten interna aventajan a los eleacutectricos debido a ala alta
relacioacuten potencia obtenida-peso pero el uso de un Motor de combustioacuten
interna tiene tambieacuten muchas desventajas sobre los eleacutectricos las cuales nos
inclinan al uso de un eleacutectrico como lo son su difiacutecil operacioacuten al ser
necesario bombas externas en tierra para la alimentacioacuten de los tanques
presentando una baja confiabilidad nos determina tendencias de apagado o
ahogo del motor debido a su pequentildeo tamantildeo yo mala mezcla del
combustible y que se incrementara debido a la necesidad de una planta
motriz mucho mas pequentildea su encendido nos inclina para el uso practico
de equipos externos como bombas y arrancadores que aumentaran la
cantidad de equipo para su operacioacuten es decir seraacute menos practico su
manejo y por ultimo el ruido producido por estos motores n
c
Para el disentildeo planteado se seleccionaron diferentes tipos de motores de
faacutecil adquisicioacuten y de su mayoriacutea de uso en modalismo aeacutereo lo cual nos
brinda una alta confiabilidad Principalmente se trabajara con tres tipos de
motores para las diferentes configuraciones geomeacutetricas y de posicioacuten de los
diferentes modelos planteados el planteamiento de un sistema tipo Bimotor
seraacute visto mas adelante
Tabla 7 Tipos de Motores
ESO VO JE
P LTAMOTOR grms Oz V
SYMA 44 016 3 68715 51 018 36 FF-030PK 107 038 6 GFK-180SH-2854 327 115 72 EDP 100300 41 145 72 Astro Firefly 72 138 050
Fuente Autores
La tabla 7 nos presenta los diferentes motores adquiridos para las diferentes
ruebas a realizar en ella se establece su peso y voltaje de operacioacuten
ccioacuten se describe cada
no de los componentes seleccionados en el disentildeo
n de 41 la cual aumentara el rendimiento del vehiculo a traveacutes de
u heacutelice
PESO s)
p
Para el primer modelo el motor seleccionado es el Astro Firefly de 138 gms
debido a que operara con la fuente de alimentacioacuten de 6 celdas y 72 voltios
teniendo la mas alta relacioacuten potenciapeso este motor requiere un
controlador de velocidad especial debido a su baja inductancia el Astro
Modelo 200 Control de alta Frecuencia esta incluido en el peso del motor a
pesar de ser un sistema a parte en la parte de constru
u
Se utiliza una caja reductora especial para este motor de tipo planetaria con
una relacioacute
s
MARCA MODELO (gmGear Box Astro Flight Firefly Planetary 41 63
)(36)(813 gmsgmsWMOTOR +=
)(120 gmsWMOTOR
=
634 Caacutelculos Aerodinaacutemicos
situaciones
olicitadas que ameriten el uso de sistemas de alta discrecioacuten
uentildea caacutemara blanco y negro de 5 gms con 90
rados de campo de vista
que
seraacute obtenido de la reduccioacuten de los pesos de los demaacutes componentes
bull Carga paga Dentro de la parte considerado como carga paga existe
una gran variedad de componentes que podriacutean cargar este tipo de
vehiacuteculos justificando su uso como lo son sistema de transmisioacuten de video
en tiempo real o diferido es decir con tarjeta de memoria que almacenaran l
informacioacuten y esta fuese recogida en tierra asiacute como el video se podriacutea
utilizar con diferentes sistemas de recoleccioacuten de datos como sensores
teacutermicos sensores de toxicidad de sonido o simplemente como plataforma
de comunicaciones cortas claro todo esto dentro de ambientes que
justifiquen su uso como espacios muy reducidos (cuevas craacuteteres
cavernas) o simplemente permitir su deteccioacuten dentro de
s
Este disentildeo no se enfatiza en la parte a cargar sin embargo se permitir un
espacio para testa obtenido como se menciono antes de la seleccioacuten de
materiales y componentes que redujeron el WTO el sistema video transmisor
y caacutemara que podriacutea usarse son los mas pequentildeos y livianos del mercado en
faacutecil adquisicioacuten pero su vez tambieacuten un relativo alto costo El transmisor
tiene una masa de 14 gms y opera sobre los 900 MHz El rango de la sentildeal
de video ha sido probado a una distancia no mayor que una milla La caacutemara
usada podriacutea ser una peq
g
Sin embargo este peso seraacute omitido en los caacutelculos iniciales debido a
bull Radio control Los componentes del radio control requieren de 6V y
los siguientes suministros de corriente
Receptor 30 mA de suministro constante
Servos 50 mA cada uno (suministro de corriente promedio para un
vuelo tiacutepico)
Entonces para los dos servos y el receptor el requerimiento de corriente total
de 130 mA La misioacuten se espera sea completada en 5 minutos a partir del
lanzamiento Por lo tanto la capacidad de la bateriacutea maacutes pequentildea requerida
es
mAhmAhhrmAC 1183310min601min5130min asymp==
Las bateriacuteas escogidas fueron las mas pequentildeas disponible comercialmente
del tipo Niacutequel-Cadmio (Ni-Cd) de tipo 150 mAh
Existen bateriacuteas de un menor amperaje-hora y por consiguiente un menor
peso pero debido a la necesidad de corriente para alimentar las necesidades
del motor se opto por esta opcioacuten
bull Transmisor de video y caacutemara El transmisor de video y la caacutemara
pueden ser alimentados por el sistema paquetes de celdas de la bateriacutea Las
necesidades del transmisor son de 150 mAh de corriente mientras que la
caacutemara necesita solo 10 mAh Entonces la capacidad mas pequentildea de la
bateriacutea seria
mAhmAhhrmAmAC 133313min601min5)10150(min asymp=+=
Para esta demanda de energiacutea la bateriacutea escogida previamente podriacutea cubrir
esta necesidad Lo cual indica un solo sistema de alimentacioacuten para todas las
necesidades eleacutectricas del avioacuten como lo son propulsioacuten controles y video
transmisioacuten Cabe mencionar que esta al darnos una practicidad tambieacuten es
un riesgo al incrementarse la posibilidad de interferencia entre el sistema
video transmisor y el radio receptor
bull Peso de despegue WTO Resumen de los componentes que componen el WTO
CARGAPAGABATERIASCONTROLESMOTORESTRUCTURATO WWWWWW ++++=
PESO (gms) COMPONENTE DESCRIPCIOacuteN
ESTRUCTURA Balso Adhesivo Monocote 14 Control de velocidad Motor Heacutelice
Spinner Caja Reductora MOTOR 228 CONTROLES Receptor Cristal 2 Servos 178
BATERIacuteAS 6 CELDAS DE 12 Vol 150 mAh 25 TOTAL 796
Por tanto el peso de despegue se aproxima a 80 gms al reducir el peso de
la estructura seguacuten las pruebas experimentales aumentara la capacidad de
carga del avioacuten la reduccioacuten de estos se llevara a cabo por disminucioacuten de
longitud de cables de acoplamiento reduccioacuten de adhesivos estructuras mas
ligeras etc
)(80 gmsWTO =
bull Carga alar La carga alar es el peso de la aeronave divido por el aacuterea
del ala de referencia (no expuesta) El teacutermino ldquocarga alarrdquo normalmente se
refiere a la carga alar en el despegue pero tambieacuten puede referirse para
condiciones de vuelo La carga alar afecta la velocidad de peacuterdida la rata de
ascenso distancia de despegue y aterrizaje y desempentildeo en giros La carga
alar determina el coeficiente de sustentacioacuten de disentildeo y el impacto del
arrastre a traveacutes del efecto causado sobre el aacuterea mojada y la envergadura
Si la carga es reducida el ala es mas larga Esto puede mejorar el
rendimiento pero la resistencia adicional y el peso en vaciacuteo debido al largo
del ala incrementaran el peso de despegue para el desempentildeo en la misioacuten
Es un importarte paraacutemetro en el disentildeo de aeronaves y es distinto para las
diferentes clases de vehiacuteculos aeacutereos
CARGA ALAR = PESO DE LA AERONAVE AacuteREA DEL ALA
La tabla 8 nos proporciona diferentes cargas alares para tiacutepicos aviones
miniatura estos son generalmente aplicables para aeronaves radio
controladas dando un buen punto de partida para el disentildeo
Tabla 8 Cargas alares para diferentes aviones miniatura
Carga Alar Relacioacuten de Aspecto (AR)
Modelo Ozft2 2gmcm
Alta Velocidad 23 - 26 07018 - 07933 4 ndash 6 Deportivo Velocidad
Moderada 16 - 22 0 4882 - 06713 6 ndash 8
Baja Velocidad Trainer 12 - 16 03661 - 04882 8 ndash 10
Gliders 8 - 14 02441 - 04272 8 ndash 15
Fuente Airframe characterization Indian Institute of Technology Bombay
Los modelos de altas velocidades pueden volar en un rango de 40-45 ms y
los de bajas velocidades generalmente en el rango de 15-20 ms Los
modelos radio controlados comuacutenmente usan unidades ozft^2 para la carga
alar y esto da una regla a lo largo de las unidades del Sistema Internacional
Grafica 4 Diagrama comparativo
Fuente Paacutegina Web ldquoThe Great Flight Diagramrdquo
Esta figura ilustra que un micro avioacuten esta bajo la categoriacutea de los paacutejaros
debido a su tamantildeo y velocidad de vuelo en comparacioacuten con los animales y
los vehiacuteculos aeacutereos existentes Esto explica porqueacute los estudios se estaacuten
haciendo para entender los detalles del vuelo natural esperando que este
conocimiento se pueda utilizar eventualmente para ayudar en el disentildeo de
micro aviones
A traveacutes de esta imagen vemos que el rango de de un Micro avioacuten con una
velocidad de crucero de 10 ms y un peso de 1 Newton su carga alar seraacute
aproximadamente de 60 Newm2
Basados en la experiencia personal de Torres Bostjancic y Massenburg y las
pruebas hechas a traveacutes de los Laboratorios de Investigacioacuten Naval en Micro
aviones se determinoacute que la carga alar no podraacute exceder de
222
max
902738396697013 mNcmgrmftozsw
asymp==⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛
Este valor nos hace pensar en un valor aproximado para una dimensioacuten
lineal maacutexima de 15 cm o 5 pulgadas aprox Vemos que esta carga alar esta
dentro de la modalidad de baja velocidad trainer utilizada en el disentildeo de
aviones radio controlados como fue plasmado en la tabla 8
bull Carga de potencia Este es un paraacutemetro importante y difiere para los
diferentes tipos de vehiacuteculos la tabla 9 proporciona diferentes cargas de
potencia para los diferentes vehiacuteculos aeacutereos
CARGA DE POTENCIA = PESO DE LA AERONAVE TAMANtildeO DEL MOTOR
Tabla 9 Rango carga de potencia seguacuten el modelo
Modelo CARGA DE POTENCIA ( 106) 3Alta Velocidad 36 - 45 Nm
Deportivo Velocidad Moderada 345 - 55 Nm
Baja Velocidad Trainer 55 - hacia arriba Nm3
Gliders Ninguno
Fuente Airframe characterization Indian Institute of Technology Bombay
En un Micro avioacuten de vuelo lento se tendraacute una baja carga alar y una alta
carga de potencia Similarmente una aeronave de vuelo lento tendraacute un alta
carga alar y una baja carga de potencia
bull Superficie alar Si W= 80 gramos
v= 10 ms
b = 15 cm maacutex
( )max swws = [Ecuacioacuten 11]
( )2
max2 665201
396697080 cm
cmgrmgrms ==
Buscando un factor de seguridad evitando trabajar sobre el limite de la
carga reduciremos la carga alar ampliando el aacuterea con esto podremos
aumentar el peso y reducir el riesgo estructural y de desempentildeo de la carga
alar maacutexima Tentativamente la reduciremos en un 3 aprox
23850780 cmgrmsw
diseno
=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
( )disenocmgrmgrms 23850780
80=
275207 cms =
bull Condiciones de la atmoacutesfera La presente tabla determina las
condiciones en las cuales operara el vehiculo los datos obtenidos son los
suministrados por la OACI para diferentes alturas
Tabla 10 Condiciones de Vuelo
CONDICIONES DE LA ATMOacuteSFERA
Altura
Temperatura
Densidad
Gravedad
Vel Sonido
Viscosidad Presioacuten
ρ (kgcm
μ (Pas)102h (m) T (degK) t (degC) p (Kpa) ) g (ms2 -5) a (ms)
28815
1500
1013250 0 1225000 98067 34029 17894
28782
1467
1007260 50 1219130 98065 34010 17878
28750
1435
1001290 100 1213280 98063 33991 17862
28685
1370
0989453 200 1201650 98060 33953 17831
27190 2500 -124
0746917 0956954 97989 33056 17099
27125 2600 -189
0737588 0947264 97986 33016 17067
27093 2650 -222
0732959 0942447 97985 32997 17050
27060 2700 -254
0728353 0937649 97983 32977 17034
26996 2800 -319
0719213 0928110 97980 32937 17002
26866 3000 -449
0701212 0909254 97974 32858 16937
Fuente Autores
bull Numero de reynolds Tiacutepicamente los MAVs realizan las misiones
con un nuacutemero de Reynolds entre 20000 y 200000 A este bajo Reynolds se
espera una falla local de la Aerodinaacutemica no viscosa como la interaccioacuten
viscosa es dominada dentro del campo de flujo y no pueden ser
descuidadas por esta razoacuten los meacutetodos teoacutericos normalmente usados para
estimar el rendimiento de un perfil a altos Reynolds como el coacutedigo Eppler
dan resultados fallidos Esto es debido a la inhabilidad para la separacioacuten del
modelo preciso conducido por las bajas resistencias estimadas que son
observadas experimentalmente La separacioacuten laminar es inevitable en alas
con altos aspect ratios incluso a bajos aacutengulos de ataque a bajos Reynolds
causando incremento de la resistencia En algunos aacutengulos de ataque altos
ocurre turbulencia formando burbujas en la separacioacuten laminar (figura 25)
cuando el flujo se une de nuevo a la superficie se nota una significativa
disminucioacuten de la resistencia
Figura 25 Bajo nuacutemero de Reynolds aerodinaacutemico
Fuente wwwaerodinaacutemicabajonumerodeReynoldscom
El reacutegimen de un bajo nuacutemero de Reynolds conduce unas caracteriacutesticas
peculiares llamadas
bull Baja resistencia de la capa limite laminar para los gradientes de
presioacuten adversas
bull La aparicioacuten de aacutereas limitadas de separacioacuten de flujo (burbujas)
bull La transicioacuten turbulenta activada por la inestabilidad de la capa limite
bull Efectos de liacuteneas de corriente disturbadas y condiciones de superficie
bull Efectos de 3D y en flujos 2D
bull Caracteriacutesticas no lineal en sustentacioacuten resistencia
bull Bifurcaciones en los estados de la capa limite
Ahora se determina el Reynolds de operacioacuten se disentildea para la operacioacuten a
una altura maacutexima de 2800 mt es decir 200 mt de altura del nivel de
lanzamiento a nivel de Bogota
μρvc
opera =Re [Ecuacioacuten 12]
smv 10=
mcmc 15015 ==
31
2800 1028119 mkgminustimes=ρ
smkg sdottimes= minus 1070021 52800μ
820004818821070021
150101028119Re 5
1
asymp=sdottimes
timestimestimes= minus
minus
smkgmsm
Que es un valor que esta dentro del margen de operacioacuten de los
Microaviones es de (50000 - 150000) determinando un tipo de
comportamiento inusual en los anaacutelisis aerodinaacutemicos
Las caracteriacutesticas de sustentacioacuten y resistencia son afectadas por el nuacutemero
de Reynolds por un lado que es desconocido en las propias velocidades del
vuelo comercial La extensioacuten del flujo viscoso y la regioacuten separada (el
tamantildeo y el comportamiento de la separacioacuten de la burbuja) Las figura 24 y
25 muestran dos diferentes curvas de sustentacioacuten en un nuacutemero de
Reynolds debajo de 100000
Figura 26 Caracteriacutesticas de la sustentacioacuten del perfil
Fuente wwwaerodinaacutemicabajonumerodeReynoldscom
En la figura 26 la curva de sustentacioacuten es dominada por la separacioacuten de
las burbujas laminares (B) cuando la burbujas se contraen con el crecimiento
de incidencia la sustentacioacuten de la burbuja disminuye ligeramente y luego se
incrementa otra vez y finalmente el perfil entra en perdida con la separacioacuten
del borde trasero
Figura 27 Caracteriacutesticas de la sustentacioacuten del perfil (2)
Fuente wwwaerodinaacutemicabajonumerodeReynoldscom
En la figura 27 se muestra una vuelta de histeacuteresis (I) eso ocurre cuando el
flujo del perfil incrementa los dispositivos del aacutengulo de ataque en diferentes
caracteriacutesticas de una disminucioacuten del aacutengulo de ataque
Para condiciones de disentildeo se plantean ciertas reglas que nos ayudaran a
determinar de manera teoacuterica las necesidades primarias del proyecto axial
[Ecuacioacuten 13] ClsqwL sdotsdot==
Se determina el Cldisentildeo
bull Coeficiente de sustentacioacuten de disentildeo Este coeficiente nos
determina el valor ha desarrollar por el conjunto perfil-ala para proporcionar
la sustentacioacuten necesaria durante ciertos momentos del vuelo para el caso
durante el crucero
Un problema especiacutefico de los MAVs es que la disminucioacuten en la pendiente
de la curva de sustentacioacuten y la baja velocidad en el cual el MAV opera
genera situaciones difiacuteciles como lograr el nivel de sustentacioacuten suficiente
para las bajas velocidades
Graacutefica 5 Coeficiente de sustentacioacuten requerido para niveles de vuelo en varios tamantildeos del MAV
Fuente wwwcomputacionalstudyinmicroairvehiclescom
La graacutefica 5 es de gran importancia en el disentildeo preliminar de un micro avioacuten
debido a que nos podraacute dar una idea de la velocidad que necesito ademaacutes
del coeficiente para una masa dada
En la graacutefica 5 vemos la curvas de sustentacioacuten requerido contra la
velocidad de vuelo en funcioacuten de la masa del Micro avioacuten lo cual nos podraacute
brinda un paraacutemetro de comparacioacuten para el caso si la masa es 80 gms y la
velocidad de crucero es de 12 ms el coeficiente deberaacute ser miacutenimo de 045
aproximadamente
Despejando Cl de la [Ecuacioacuten 13] el valor teoacuterico seraacute
sqwClsdot
=
22 020775075207 mcmS ==
228002
1 vq ρ=
( )( )231 10102811921 smmkgq minustimes=
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡ sdot= 2
2405546m
smkgq
gmw sdot=
22800 79809 smg =
279809080 smkgw times=
Nw 783840=
[ ] 20207750405546783840
mPaNCl
times=
8130490=Cl
Que es un valor muy alto para este tipo de vehiacuteculos planteaacutendonos un gran
inconveniente en su operacioacuten ya que seguacuten las pruebas en los perfiles este
valor es difiacutecil de alcanzar con AOA= 0deg sin embargo con la utilizacioacuten de
AOAgt0deg es posible alcanzar estos valores necesitados
Es de tenerse en cuenta que con un aumento de la superficie alar podriacuteamos
disminuir este coeficiente sin embargo el deseo de mantener un tamantildeo
estable nos determina un gran inconveniente para la buacutesqueda de este
coeficiente
Para poder reducir el Clrequerido se debe aumentar el aacuterea aumentar la
velocidad o reducir el peso optando por el aumento de la velocidad ya que
las otras dos opciones son paraacutemetros estables es decir los paraacutemetros de
geometriacutea nos limitan el tamantildeo de estos
2
2 12 smv = 31
2800 1028119 mkgminustimes=ρ
222
1 vq ρ=
( )( )231 12102811921 smmkgq minustimes=
Paq 823966=
qswCl =
[ ] 20207750823966783840
mPaNCl
times=
5646180=DisentildeoCl
Que es un valor que a pesar de que aun es relativamente alto es posible
cubrirlo a traveacutes de condiciones especiales del disentildeo como su bajo AR
ademaacutes existen perfiles que nos proporcionan Cl maacutes altos a 00=α
bull Dimensionamiento Alar
Disentildeo de la Plataforma alar
275207 cmS =
cmb 15max =
cmc 15= Limitaciones de tamantildeo
bull Relacioacuten de aspecto (aspect ratio AR) Los requisitos de las
dimensiones miacutenimas para un vehiculo con un requerimiento de una alta
sustentacioacuten conduce a maximizar el aacuterea de la superficie mientras se
minimiza la dimensioacuten maacutexima Esto conduce a un bajo aspect ratio alta
resistencia en las alas (Figura 28) para el cual la pendiente de la curva de
sustentacioacuten a traveacutes de las condiciones de cero sustentaciones y la relacioacuten
de sustentacioacuten a resistencia ha sido mostrada para decrecer radicalmente
Esto es causado por el borde del voacutertice (Figura 29) el cual domina el flujo
sobre una gran parte de la envergadura del ala y baja la sustentacioacuten que el
ala puede crear la vorticidad en la punta alar tambieacuten causa un componente
no lineal que causa la sustentacioacuten del ala para altos aacutengulos de ataque que
son mas altos que los pronosticados por la teoriacutea del ala lineal
Figura 28 Tiacutepica ala de un MAV
wwwcomputacionalstudyinmicroairvehiclescom Fuente
Figura 29 Formacioacuten del borde del voacutertice
Fuente wwwcomputacionalstudyinmicroairvehiclescom
La visualizacioacuten del flujo (figura 29) muestra que el borde del voacutertice puede
cubrir hasta un 50 de la semi-envergadura del MAV Lo que es mas el
downwash en los bordes del ala es suficientemente fuerte para modificar la
distribucioacuten de presioacuten a lo largo de la envergadura del ala y actualmente
previene la formacioacuten de burbujas de separacioacuten
bull Flujo alrededor de los bordes en un ala tridimensional Alta presioacuten
en la superficie inferior del ala relativa a la superficie superior del ala produce
sustentacioacuten causando flujo de aire desde la superficie inferior delante de la
superficie superior alrededor de los bordes del ala (figura 30)
Este flujo tiene dos efectos (figura 31)
bull Causa un vortex trasero que se enrolla hacia arriba en los bordes de
salida para formar nuacutecleos de voacutertices concentrados
bull Causa un incremento de inclinacioacuten descendente al aire del ala
comparado con la envergadura del ala infinita generando la misma
sustentacioacuten
Figura 30 Modelo de flujo general detraacutes de un aeroplano producido por la sustentacioacuten sobre el ala
Fuente Performance Fundamentals aerodynamics Boeing
Figura 31 Prolongacioacuten de la placa de vorticidad para un ala tridimensional
Fuente Performance Fundamentals aerodynamics Boeing
sbAR
2
= [Ecuacioacuten 14]
( )2
2
7520715
cmcmAR =
083031=AR Este valor de AR nos determina una forma del ala voladora de muy bajo AR
que nos reduciraacute el Cl pero nos aumentara el aacutengulo de ataque en el cual
existiriacutea perdida Ademaacutes sabiendo que la forma optima de un ala es eliacuteptica
por la distribucioacuten de presioacuten pero a las vez la mas costosa de fabricar un λ
lt 1 daraacute la forma mas aproximada a un ala eliacuteptica Ademaacutes el λ tiene una
influencia en el peso y en los esfuerzos alares Lo ideal seria que el λ
tendiera a 045 pero se debe entender que al reducir el λ y permanecer
constante el aacuterea se aumenta en gran proporcioacuten la cuerda de raiacutez
generando problemas de resistencia y de estabilidad y control
Entonces
275207 cms =
cmCroot 15= cmb 15=
bull Configuracioacuten alar disentildeo de la plataforma Varios modelos de placa-
plano que variacutean las formas de las plataformas probadas estaacuten en la figura
32 en esta figura se muestra el esquema de las formas de plataforma de
estos modelos a diferentes relaciones de aspecto Una forma particular
mostrada en la figura 32 es la llamada Zimmerman que es formada por la
unioacuten de dos mitades de elipses localizada a un cuarto de la cuerda para
Zimmerman o a tres cuartos de la cuerda para el Zimmerman inversa
Figura 32 Formas de la plataforma del ala
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications
editado por Thomas J Muller volumen 195
El efecto de la forma del plataforma del ala en CLα para un aspect ratio y un
numero de reynolds dado puede ser analizado ploteando CLα versus el
paraacutemetro de X La variable Xmax span max span esta localizado en sentido de las
manecillas del reloj de la cuerda (medido desde el borde delantero) de la
envergadura maacutexima no dimensionalizada por la raiacutez de la cuerda del
modelo Para alas Zimmerman eliacuteptica y zimmerman inversa Xmax span esta
entre 025 050 y 075 respectivamente Para alas rectangulares el Xmax span
es tomado para ser 10 en esencia el Xmax span da una medicioacuten indirecta de
la distancia entre los voacutertices del borde del ala como su desarrollo sobre el
ala y el viaje corriente abajo Esto ha sido determinado desde los
experimentos de la visualizacioacuten del flujo que la distancia entre los vortices
del borde del ala variacutea proporcionalmente con la localizacioacuten en la cuerda de
la envergadura maacutexima
Esto puede ser mejor descrito en el esquema de la Figura 33 Para las formas
de ala en la cual la envergadura maacutexima esta localizada corriente arriba de
la mitad de la raiacutez de la cuerda (x ltmaxenvergadura 05) el borde de los vortices
son vistos para desarrollarse primero donde se encuentre localizada la
envergadura maacutexima Los voacutertices entonces siguen la liacutenea de salida del ala
sobre un punto y se separan de esta en contraste para alas con
xmaxenvergadura mayores de 05 los voacutertices se separan del ala donde se
encuentra localizada la envergadura maacutexima Entonces los voacutertices de alas
con xmaxenvergadura gt 05 estaacuten mas lejanos que los producidos por alas con
x lt maxenvergadura 05
Figura 33 Esquema de los vortices en el borde del ala para cada forma del
ala
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications
editado por Thomas J Muller volume 195 Horner y Borst sugieren que el rendimiento de sustentacioacuten mejora tanto
como la distancia entre los voacutertices de las puntas alares se incrementan La
figura 34 muestra la pendiente de la curva de sustentacioacuten contra la
localizacioacuten maacutexima de la envergadura para todos los modelos a un numero
de Reynolds Re= 100000
Figura 34 Localizacioacuten de la maacutexima relacioacuten envergaduracuerda
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications
editado por Thomas J Muller volume
bull Relacioacuten de estrechamiento o aflechamiento (taper ratio) λ Esta
relacioacuten es entre las cuerdas alares de la punta y de la raiacutez del ala estando
muy relacionada con el momento de bending al incrementarse el brazo para
una aacuterea dada si λ es bajo sin embargo en las forma geomeacutetricas regular un
estrechamiento de 045 seria lo ideal al parecerse a una ala tipo eliacuteptica en
la cual la distribucioacuten de presioacuten seria ideal como fue mencionado en el
marco teoacuterico del presente trabajo
Para el caso a partir de una dimensioacuten alar fija y una cuerda de raiacutez
establecida podremos obtener el valor del estrechamiento que me cumpla
las condiciones geomeacutetricas solicitadas
Sabiendo que
( )λsdot
=2 s [Ecuacioacuten 15]
sbCb rootroot sdot=timessdot+sdot 2
C+1broot
Entonces
C λ
bCroot sdotminussbCroot sdot=timessdot 2λ
bCbCs
root
root
sdotminussdot
=2λ
( )cmcm 1515 times
cmcmcm 1515752072 2 timesminus=λ
Asiacute obtenemos que λ seraacute igual a
8466670
=λ
Y sabiendo que
tipC=λ
rootC [Ecuacioacuten 16]
Podremos obtener la cuerda de la punta alar
roottip CC λ=
cmCtip 158466670 times=
cmCtip 712=
bull Angulo de aflechamiento en el borde de ataque (sweep angle)
lEΛ Es usado para reducir los efectos adversos de flujo transoacutenico e
hipersoacutenico es necesario usar un aacutengulo diheacutedro cero o negativo (anhedro)
en un ala aflechada para evitar la excesiva estabilidad no hay diferencia
teoacuterica entre un sweep angle positivo o negativo pero existe un incremento
de esfuerzos en la raiacutez de las alas con sweep angle negativo y que
antiguamente no era solucionable debido a los materiales existentes pero
on los materiales desarrollados en la actualidad es posible corregir
ertida que es la ideal para este tipo de vehiacuteculos pero de difiacutecil
onstruccioacuten
a maacutes eficiente los elevones por determinacioacuten geomeacutetrica el TE
c
En el disentildeo actual este aacutengulo seraacute relacionado con la formacioacuten de los
veacutertices en la puntas alares para este tipo de flujo de bajo numero de
reynolds (tip vortex) Debido a la necesidad de aprovechamiento del aacuterea
para obtener la sustentacioacuten requerida el aacutengulo de aflechamiento en el
borde de salida seraacute cero buscando una forma geomeacutetrica similar a la
zimmerman inv
c
Utilizando un 00=ΛTE buscando un borde de salida con objeto de utilizar
maner
de
Λ
seraacute
( )2b
tg LE=Λ
CC tiproot minus [Ecuacioacuten 17]
( )b
arctgLE times=Λ
( )
CC tiproot minus2
cmarctgLE 15
times=Λ
004917=Λ
cmcm 712152 minus
LE
Determinamos el aacutengulo de aflechamiento a frac14 de la C que nos permitiraacute el
azo geomeacutetrico y de construccioacuten del ala tr
( )⎥⎦
⎢⎣ +ΛΛ )1(4 λAcLE
[Ecuacioacuten 18] ⎤⎡ minus+=
1 λtgtg
( )⎥⎦
⎢⎣ +ΛΛ )1(4 λA
⎤⎡ minusminus=
1 λtgLEc
[ ( )
tg
]⎤⎡ minusminus= Λ )1(
14 λ
λA
tgarctgLEc
[ ( )
⎥⎦
⎢⎣ +
Λ
]⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡+
minusminus=
)1(08303184666701
0174 tgarctgc Λ8466670
0
4 901812=Λc
bull Angulo de entorchamiento del ala (twist angle εt) Es utilizado para
prevenir la perdida en la punta del ala tiacutepicamente su valor oscila entre 0 y
5ordm y para corregir la distribucioacuten de sustentacioacuten hasta aproximarse a la
eliacuteptica existe twist geomeacutetrico que es un cambio en el aacutengulo de incidencia
del perfil medido con respecto a la raiacutez este twist es negativo cuando la nariz
del tip esta hacia abajo comparado con la raiacutez entonces se dice que tiene ldquo
washout ldquo en al liacutenea twist el aacutengulo cambia en proporciones a la distancia
de la raiacutez del perfil El twist aerodinaacutemico consiste en la variacioacuten de perfiles
fil usado es el mismo de
omeacute
este puede promover o prevenir el tip stall Si el per
raiacutez a punta el twist aerodinaacutemico es el mismo twist ge trico
tiprootgeometricocoaerodinami lltt 00 == minus+= ααεε [Ecuacioacuten 19]
Un ala rectangular tiene cerca del 7 maacutes de drag inducido que una eliacuteptica
con el mismo aspect ratio para poder obtener un aacutengulo de twist es
necesario utilizar una solucioacuten computarizada determinada por la distribucioacuten
de presioacuten
En el disentildeo actual la corta dimensioacuten en la envergadura hace casi
completamente impractico en aacutengulo sin embargo la experimentacioacuten de
iferentes tipos de perfiles para las raiacuteces y las puntas alares aun tiene
laje en crucero determinando el aacutengulo para la
isioacuten requerida (fotografiacutea) Es escogido para minimizar el drag en algunas
condic
al sideslipe causado por el cambio en el aflechamiento relativo de
quierda y derecha de las alas Si Λc4 gt0 el momento de roll producido es
ado encima del
de gravedad determinando
disentildeo similar al una configuracioacuten tipo ala baja Sabiendo que 10deg de
aflechamiento proveen 1deg de diheacutedro entonces
d
mucho que estudiarse sin embargo para el caso seraacute de 0deg
El aacutengulo de incidencia influye en el drag de crucero la distancia de take-off
la actitud del piso del fuse
m
iones de operacioacuten
bull Angulo diheacutedro (гw) Tiene una influencia en el momento de roll
debido al sideslipe Un ala aflechada (sweep angle) produce un momento de
roll debido
iz
negativo
Aproximadamente 10 grados de Λc4 provee cerca de 1 grado de diheacutedro
efectivo para un Λc4lt0 (adelante el ala) el Λc4 produce un diheacutedro negativo
ocasionando un incremento del diheacutedro geomeacutetrico en razoacuten de retener la
estabilidad direccional natural Ademaacutes la porcioacuten de ala en el fuselaje tiene
una influencia en este aacutengulo con los grandes beneficios que proporciona en
un ala alta si el ala es alta el aire que esta siendo presion
tope del fuselaje la empuja hacia arriba promoviendo un incremento del
efecto diheacutedro El afecto es contrario en caso de un ala baja
Al tener el proyecto una configuracioacuten alar tipo ALA VOLADORA se hace
necesario un aacutengulo diheacutedro por el Micro avioacuten ser susceptible a variaciones
en el desempentildeo debido a la posicioacuten del Centro
un
Гw =2ordm
bull Cuerda media geomeacutetrica
C y su posicioacuten Ahora determinamos Y
( )( )λ+⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛=
13 rootCC
λλ ++12 2
[Ecuacioacuten 20]
( )( )84666701
8466670846667011532 2
+++
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛= cmC
cmC 881813=
( )( ) ⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡++
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
λλ
121
6bY [Ecuacioacuten 21]
( )( ) ⎥
⎦
⎤⎢⎣
⎡+
+⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=
84666701)8466670(21
615cmY
cmY 646213=
Determinada C y la velocidad de crucero real el nuacutemero de Reynolds seraacute
m
Re cruisem cv_
2800
2800μρ timestimes
= [Ecuacioacuten 22]
312800 1028119 mkgm
minustimes=ρ
smvcruise 12=
mcmc 1388180881813 ==
smkgm sdottimes= minus 1070021 52800μ
ssdot
mkgmsmmkg
timestimestimes
= minus
minus
107002113881801210Re 5
31
28119 times
Re 90934=
91000Re = 635 Seleccioacuten Del Perfil
Figura 35 Nomenclatura del perfil
Fuente Autores
La buacutesqueda para la optimizacioacuten de alas voladoras ha revelado nuevas
consideraciones La falta de empenaje en el disentildeo propuesto sugiere el uso
de perfiles que tengan intriacutensicamente un bajo momento de pitch ya sea
negativo o positivo La necesidad para que estas caracteriacutesticas surjan
partiendo del hecho de que una aeronave con empenaje convencional posee
un estabilizador horizontal que provee una sustentacioacuten negativa que
negativo del perfil Una aeronave sin
Una familia de perfiles que soluciona este problema son los perfiles ldquoReflexrdquo
Esos perfiles tienen una curvatura positiva (camber) cerca del borde de
contrarresta el momento de pitch
empenaje tendera a un Pitch Down si esta tiene un perfil convencional
(momento de pitch negativo)
ataque y una curvatura negativa cerca del borde de salida La curvatura
negativa en la seccioacuten posterior minimiza la tendencia del momento de pitch
egativo de todo el perfil
iente de arrastre de salida incluye arrastre por friccioacuten
arrastre por presioacuten
2004 lo cual nos proporciona un
ayor nivel de exactitud (Ver ANEXO
n pobres coeficientes de sustentacioacuten o muy altos
oeficientes de arrastre
on las condiciones dadas es un proceso de alta dificultad y bastante
dioso
n
XFOIL JAVAFOIL o PROFILI son programas que calculan los coeficientes
de sustentacioacuten arrastre y de momento para perfiles en un numero de
Reynolds especifico Estos tienen en cuenta efectos de viscosidad formacioacuten
de ley capa liacutemite y efectos de separacioacuten Estos programas son mucho maacutes
precisos que modelos lineales Desde que los efectos viscosos son
considerados el coefic
y
El software utilizado para la seleccioacuten y obtencioacuten de los coeficientes fue
PROFILI V 215 actualizado en el antildeo
m
Para la seleccioacuten del perfil se tuvieron en cuenta tres paraacutemetros
fundamentales al seleccionar una configuracioacuten alar tipo Ala Voladora para
reducir el arrastre generado por un fuselaje se crea la necesidad de un
grosor considerable del ala para poder albergar todos los componentes sin
caer en la falla de un perfil que presente demasiada seccioacuten frontal
incurriendo en un incremento del arrastre sin embargo un perfil de grosor
considerable incurre en el hecho de mal desempentildeo en estos nuacutemeros de
Reynolds reflejaacutendose e
c
Por las razones mencionadas anteriormente la seleccioacuten del perfil que me
cumpla c
te
Paraacutemetros de seleccioacuten del perfil
1 ustentacioacuten en aacutengulo de ataque de cero
l perfil (uarr tc)
3 Bajo momento de pitch
Un alto Coeficiente de s
grados (uarr C en α = 0deg) l
2 Alta relacioacuten de grosor de
Entonces para un 5646180=Cl y un numero de Reynolds= 91000 se
realizo un estudio de aproximadamente 200 perfiles entre los que se
destacan bastantes que pudriacutean alcanzar faacutecilmente el coeficiente requerido
pero que debido a la relacioacuten de grosor que teniacutean se descartaron al no
proporcionar el espacio necesario para contener los diferentes
omponentes ejemplos de estos son
Perfiles a un Re=91000
C
F
bull BE8456D
bull BE8556B
c
bull 32cjc bull BE6308B
bull 20-32 bull BE6358B
bull D 6 bull BE6557B
bull ANDRUKOV bull BE7457D
bull BE6456F bull BE7457D2
bull Benedek 7406 bull BE7505D
bull AVERJANO bull BE7505E
bull BE10307B bull BE8258
bull BE10357B bull BE8306
bull BE12307B bull BE8358B
bull BE12355D bull BE8405B
bull BE12357B bull BE8406C
bull BE3357B
bull BE3309B
De los perfiles estudiados se seleccionaron los de mejor desempentildeo en
diferentes campos como bajo arrastre o bajo momento de pitch sin embargo
no alcanzaban el coeficiente de sustentacioacuten requerido estos perfiles
pertenecen a previos estudios en el campo de bajo numero de reynolds
destacaacutendose perfiles de la familia Eppler Curtiss y los Selig empleados
estos uacuteltimos muy frecuentemente en disentildeo de aeronave de baja velocidad
Los 10 perfiles estudiados son
1 Eppler E - 212
2 Curtiss C- 72
3 Selig S ndash 4083
4 Clark y
5 Selig Donovan SD ndash 7037
6 SA ndash 7038
7 SG ndash 6042
8 Selig S ndash 6075
9 DAE ndash 51
10 N ndash 60
El perfil N ndash 60 fue el seleccionado debido a que presenta el mayor
coeficiente de sustentacioacuten que esta incluso por encima del Curtis C ndash 72
empleado en proyectos anteriores ademaacutes presenta una relacioacuten de grosor
suficiente para contener los componentes necesarios del vehiculo
Por otra parte su forma nos determina un bajo coeficiente de momento
1 Perfil E ndash 212 Graacutefica 6 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 7 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
2 Perfil C ndash 72
Graacutefica 8 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 9 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
3 Perfil S ndash 4083
Graacutefica 10 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 11 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
4 Perfil CLARK ndash Y
Graacutefica 12 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 13 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
5 Perfil SD ndash 7037
Graacutefica 14 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 15 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
6 Perfil SA ndash 7038
Graacutefica 16 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 17 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
7 Perfil SG ndash 6042
Graacutefica 18 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 19 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22 8 Perfil S ndash 6073
Graacutefica 20 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 21 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
9 Perfil DAE ndash 51
Graacutefica 22 Coeficientes de Sustentacioacuten y Arrastre vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 23 Coeficiente de Momento y ClCd Vs Angulo de ataque
Fuente Autores Profili 22 10 Perfil N ndash 60 El perfil N ndash 60 (Figura 36) es utilizado por la marina estadounidense ya que
posee un buen desempentildeo lineal y suave en condiciones de bajo nuacutemero de
Reynolds
Figura 36 Perfil N - 60
Fuente Autores
Caracteriacutesticas del perfil
Espesor maacuteximo 1237 al 30 de la cuerda
Concavidad maacutexima 622 al 30 de la cuerda
Radio borde de ataque 13634
Espesor borde de salida 04000
Las coordenadas geomeacutetricas del perfil son
Tabla 11 Coordenadas del perfil
Coordenadas Extradoacutes
Coordenadas Intradoacutes
X Y X Y
00000 34000 00000 34000
12500 56000 12500 19100
Extradoacutes Intradoacutes
25000 67500 25000 14600
50000 82400 50000 09600
75000 93300 75000 06200
100000 101400 100000 04000
150000 113200 150000 01500
200000 119800 200000 00400
300000 124100 300000 00400
400000 120300 400000 02200
500000 110600 500000 04800
600000 95500 600000 07100
700000 76600 700000 07800
800000 55500 800000 06400
900000 30400 900000 03700
950000 17200 950000 01900
1000000 04000 1000000 00000
Fuente Autores Profili 22
Figura 37 Distribucioacuten de Presioacuten en α = 0deg a Re 91000
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 24 Coeficiente de presioacuten en α = 0deg
Fuente Autores Profili 22
Figura 38 Distribucioacuten de Presioacuten Sobre el Perfil a α = 13deg en Re = 91000
Fuente Autores Profili 22
Graacutefica 25 Coeficiente de presioacuten en α = 13deg
Fuente Autores Profili 22
Tabla 12 Coeficientes vs Angulo de Ataque
N 60 ndash Re = 91000 Alfa Cl Cd ClCd Cm -65 -02359 00402 -58682 -00742 -60 -01685 00334 -50449 -00793 -55 -00832 00291 -28591 -00859 -50 -00072 00268 -02687 -00900 -45 00711 00250 28440 -00937 -40 01690 00218 77523 -01013 -35 02140 00214 100000 -00986 -30 02919 00200 145950 -00985 -25 03554 00200 177700 -01006 -20 04174 00201 207662 -01015 -15 04913 00195 251949 -01032 -10 05444 00196 277755 -01022 -05 06026 00195 309026 -01014
Alfa Cl Cd ClCd Cm 00 06655 00191 348429 -01011 Alfa Cl Cd ClCd Cm 05 07220 00191 378010 -01001 10 07740 00194 398969 -00988 15 08260 00198 417172 -00976 20 08784 00202 434851 -00966 25 09310 00206 451942 -00956 30 09831 00210 468143 -00945 35 10346 00215 481209 -00935 40 10860 00223 486996 -00927 45 11364 00231 491948 -00917 50 11857 00240 494042 -00907 55 12294 00250 491760 -00891 60 12726 00264 482045 -00876 65 13160 00277 475090 -00861 70 13598 00290 468897 -00847 75 13998 00301 465050 -00827 80 14304 00316 452658 -00796 85 14597 00335 435731 -00764 90 14836 00351 422678 -00726 95 15044 00370 406595 -00685 100 15044 00390 385744 -00618 105 15030 00417 360432 -00564 110 15039 00446 337197 -00522 115 14922 00490 304531 -00485 120 14904 00535 278579 -00461 125 14703 00602 244236 -00449 130 14521 00672 216086 -00442
Fuente Autores Profili 22
A continuacioacuten se muestran los coeficientes maacutes importantes del perfil
obtenidos de la Tabla 12
665500 ==αCl
50391max =Cl en 011=α
0026800 == =Lo CdCd
( ) 404249max
=dl en 05=α
Grafica 26 Coeficiente de Sustentacioacuten de Disentildeo vs Angulo de Ataque (Cl
vs α)
Fuente Autores Profili 22
Como se observa en la Grafica 26 el comportamiento de este perfil es
regular y lineal lo cual nos indica un comportamiento estable en el
incremento de sustentacioacuten siendo relativamente faacutecil el calculo de la
pendiente de sustentacioacuten a partir de aquiacute sin embargo al ser esto solo a
nivel del perfil no proporciona las variaciones por otros conceptos como la
relacioacuten de aspecto (AR) los vortices el propwash Por otra parte el buen
rendimiento del perfil nos indica un comportamiento aproximado del
desempentildeo del ala Para la Grafica 26 el coeficiente de sustentacioacuten del
perfil en un aacutengulo de ataque de cero (Clα=0deg) seraacute de 06625 estando una
deacutecima por encima del requerido (Clrequired= 0564618) calculado
previamente
Ademaacutes el perfil nos presenta un Clmax=15039 a α=11deg siendo este
tambieacuten este un valor muy alto permitieacutendonos una velocidad de perdida
mas baja ideal para vuelos lentos
Graacutefica 27 Coeficiente de Arrastre vs Angulo de Ataque (Cd vs α)
Fuente Autores Profili 22 Como es sabido este coeficiente de arrastre del perfil es el paraacutemetro de
medida de la presencia de friccioacuten en un flujo este es formado por la suma
de
1 Arrastre de la friccioacuten de la piel del cuerpo (2D) sumergido en un
flujo
2 Arrastre debido a la separacioacuten del flujo
Es de tenerse encuenta que esto es a nivel Infinite es decir a nivel solo del
perfil y que en estudios previos se ha determinado que el arrastre de friccioacuten
debe ser reducido para mantener la capa limite laminar sobre la superficie
Sin embargo la capa limite turbulenta evita la separacioacuten del flujo por lo tanto
el arrastre de presioacuten debido a la separacioacuten es reducido por la
implementacioacuten de una capa limite turbulenta sobre la superficie
Graacutefica 28 Coeficiente de arrastre a lo largo del perfil en α = 0deg
Fuente Autores Profili 22
Para entenderlo mejor (Graacutefica 28) el arrastre por friccioacuten de la piel seraacute
menor para un flujo laminar y mayor para el flujo turbulento por otro lado el
arrastre de presioacuten debido a la separacioacuten del flujo seraacute menor para flujo
turbulento y mayor para flujo laminar
De esto se concluye que no se puede decir que flujo es mejor que el otro si
el turbulento o el laminar esto dependeraacute de la aplicacioacuten especifica como
en el caso de este disentildeo y todos la intencioacuten es la de evitar al maacuteximo la
separacioacuten de la capa limite esto con el objeto de alcanzar ya sea altos
aacutengulos de ataque o maniobras complejas en el disentildeo actual del micro
avioacuten altos aacutengulos se vera reflejado en bajas velocidades lo cual es ideal
para las funciones de estos vehiacuteculos Para los cuerpos aerodinaacutemicos como
es el caso del perfil actual en pequentildeos aacutengulos de ataque al flujo el
arrastre es principalmente arrastre por friccioacuten de la piel por lo tanto la capa
limite laminar es preferible en este caso
Esto es algo muchas veces despreciado por los disentildeadores los cuales no
tienen en cuenta ente paraacutemetro en el cual se desempentildea el vehiculo a
construir determinando por lo tanto un aumento o disminucioacuten del arrastre
vieacutendose reflejado en el desempentildeo de la aeronave
El coeficiente de arrastre del perfil Cd para el perfil N - 60 a pesar de no ser
de los mas bajos de los perfiles estudiados si presenta un valor pequentildeo en
bajos aacutengulos de ataque y a pesar de aumentarse considerablemente en
altos aacutengulos ataque es compensado con los materiales y forma del ala esto
inclina a su uso siendo claro que este arrastre sea considerable para la
seleccioacuten de la planta motriz a demaacutes este valor es premiado con el alto
coeficiente de sustentacioacuten
Graacutefica 29 Arrastre por friccioacuten a bajos aacutengulos de ataque
Fuente Autores Profili 22 La Grafica 29 nos demuestra el comportamiento del drag por friccioacuten a bajos aacutengulos de ataque (α =0) lo cual demuestra su bajo valor en flujo laminar
Graacutefica 30 Coeficiente de Momento vs Angulo de Ataque (Cm vs α)
Fuente Autores Profili 22
Este coeficiente es de gran importancia para la estabilidad y control de la
aeronave para el disentildeo actual la seleccioacuten de una configuracioacuten tipo ala
voladora determina directamente un comportamiento fuerte en el momento
de roll de la aeronave que deben ser minimizados al maacuteximo por esto al
nivel de infinite wing debe seleccionarse un perfil que cumpla con la
condicioacuten preestablecida de reducir al maacuteximo el valor el coeficiente Como
se ha mencionado previamente la buacutesqueda para la optimizacioacuten de alas
voladoras sugiere el uso de perfiles que tengan un bajo momento de picth ya
sea negativo o positivo La necesidad para que estas caracteriacutesticas surjan
parten del hecho de que una aeronave con empenaje convencional posee
un estabilizador horizontal que provee una sustentacioacuten negativa que
contraste el momento de pitch negativo del perfil El micro avioacuten sin
empenaje tendera a un Pitch Down si esta tiene un perfil convencional
(momento de pitch negativo)
El N - 60 es un perfil de caracteriacutesticas de forma que definen un coeficiente
de momento no muy gran y sin embargo da la cualidad de grosor deseada en
el disentildeo
Graacutefica 31 Relacioacuten de Coeficiente de Sustentacioacuten Coeficiente de Arrastre vs Angulo de Ataque (ClCd vs α)
Fuente Autores Profili 22
Esta relacioacuten es de gran importancia en el desempentildeo aerodinaacutemico de la
aeronave en la cual siempre lo ideal seraacute tener este coeficiente lo mas alto
posible para que ele rendimiento se a el optimo por esto que a nivel del perfil
debe seleccionarse un perfil que presente un alta relacioacuten que brinde buenas
cualidad al Micro avioacuten como es sabido esta relacioacuten determinara potencia
requerida para diferentes condiciones de vuelo velocidad de despegue y
demaacutes paraacutemetros de gran importancia aerodinaacutemica del cualquier
aeronave
El N - 60 tiene uno de los mas altas relaciones a este numero de Reynolds lo
cual se vera reflejado en su alto coeficiente de sustentacioacuten y bajo coeficiente
de arrastre
Tabla 13 Comparacioacuten de perfiles Nombre 0=αCl maxCl
maxClα mindClminCd
mindClα
max)( CdCl
01083 1253 105 00171 0829 4 55597
06488 1421 95 00192 08711 2 50487
03715 1272 95 00128 0466 05 47867
03112 1336 125 00192 0808 4 48969
02226 1241 12 00162 07371 35 51362
Fuente Autores
02546 131 105 00167 07555 35 52244
01438 1392 12 00186 1059 6 57905
00125 0906 8 00115 -0092 -15 44836
03914 1375 11 00206 1174 67 58056
06674 1505 10 00194 06674 0 48901
636 Pendiente Del Coeficiente De Sustentacioacuten CL La pendiente de
sustentacioacuten del ala (CLα) esta relacionada con la forma del ala es decir con
su relacioacuten de aspecto de esta manera existen por meacutetodos teoacutericos varias
ecuaciones para hallarla en estas debe tener e cuenta la geometriacutea del ala
para seleccionar el paraacutemetro ideal sin embargo estas ecuaciones deben
estar aproximadas a los valores experimentales obtenidos por pruebas
previas bajo condiciones similares
La graacutefica 32 muestra los experimentales contra nuacutemero de Reynolds
para diferentes formas de plataforma alar y diferentes AR vieacutendose que par
el caso del disentildeo actual su pendiente seria 003 aproximadamente con un
AR = 1 en un disentildeo Zimmerman Inverso este valor seraacute confirmado a
continuacioacuten
αLC
Graacutefica 32 Pendiente de la curva se sustentacioacuten vs Re para AR = 1 y 2
αLC
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications editado por Thomas J Muller volume 195
La [Ecuacioacuten 23] fue propuesta por Lowry y Polhamus es mas precisa y
aplicable a pequentildeas relaciones de aspecto (menores a 2) para determinar
la pendiente de coeficiente de sustentacioacuten del ala
)4)1((2
2)
3571(
22
2
2
+Λ++
=
cEfectivo
EfectivoL
tgAR
ARC
η
πα [Ecuacioacuten 23]
Donde
πη α
2)1( radCl= [Ecuacioacuten 24]
y es el aacutengulo de aflechamiento en la mitad de la cuerda 2cΛ
)2()2()2((
2 bCC
tg tiprootc
minus=Λ [Ecuacioacuten 25]
deg=Λ
=ΛrArr=minus
=Λ minus
717468
)15330(15330)2150(
)2127()2150((
2
122
c
cc tgtg
Ahora se determina la pendiente de sustentacioacuten del perfil (Cl ) α
Tabla 14 Angulo especifico vs Cl
ALFA Cl
00000 06655
50000 11857
100000 15044
Fuente Autores
Pendiente de sustentacioacuten del perfil
αCla =0
)1(80654
180)1(083890)1(083890
)1(0838900106655050441
0
000
0
0012
012
rada
GradoGradoa
ccddca lll
=
==
deg=minusminus
=minus
minus==
π
ααα
Se determina η
764981402
)1(806542
)1(===
ππη α radradCl
A partir de aquiacute se determina CL α que seraacute la pendiente de sustentacioacuten
pero ya del ala en la que se incluyen las especificaciones geomeacutetricas de la
plataforma alar
Entonces de acuerdo a la [Ecuacioacuten 23] tenemos
)4)1((2
2)
3571(
22
2
2
+Λ++
=
cEfectivo
EfectivoL
tgAR
ARC
η
πα
Siendo
76498140717468
083031
2
==Λ
=
ηc
EfectivoAR
)1(02662704)7174681(
)76498140()083031(2
0830312)357
1(02
2
2deg=
+++
=
tgCL
πα
)1(0266270 deg=αLC
Este es un valor que indica una reduccioacuten considerable de la pendiente de
sustentacioacuten del ala comparada con la pendiente del perfil siendo obvio
debido al tamantildeo del vehiculo
Otra forma empleada para la obtencioacuten de la pendiente de sustentacioacuten en
ala finita (finite wing) es utilizando la [Ecuacioacuten 26] que es usada por John D
Anderson Jr
[Ecuacioacuten 26] )(3571 10
0
ARaaa
lπ+=
Donde
=a Pendiente de sustentacioacuten del ala
=0a Pendiente de sustentacioacuten del perfil obtenida previamente =
008389(1deg)
=l Factor de eficiencia de la envergadura (Factor de Oswald) = 065
=AR Relacioacuten de Aspecto Efectivo
)1(0264340
)083031650()1(0838903571)1(083890
deg=deg+
deg=
πa
)1(0264340 0=a
Sabiendo que
α
α
ClaCLa==
0
El valor obtenido para 0026434 (1deg) es un valor muy aproximado al
obtenido previamente por la ecuacioacuten de Lowry y Polhamus =
=a
αCL
)1(0266270 deg
Por otro lado se puede calcular utilizando la ecuacioacuten claacutesica [Ecuacioacuten 27]
( )τπ
α
+⎟⎠⎞
⎜⎝⎛+
=1
3571 0
0
ARa
aCL [Ecuacioacuten 27]
Donde
=0a Pendiente de sustentacioacuten del perfil obtenida previamente =
008389(1deg)
= Paraacutemetro de Glauert = 025 τ
=AR Relacioacuten de Aspecto Efectivo
Nos permite obtener de otra manera el valor de la pendiente
Entonces
( ))1(030320
2501083031
3570838901
083890deg=
+⎟⎠⎞
⎜⎝⎛+
=
π
αCL
Siendo este un valor tambieacuten aproximado por las otras ecuaciones utilizadas previamente Por ultimo la [Ecuacioacuten 28] para placas delgadas para la obtencioacuten de la
pendiente de sustentacioacuten del ala
1
2536 minus
⎥⎦⎤
⎢⎣⎡ += AR
ARCLα [Ecuacioacuten 28]
Siendo
083031=AR
Entonces
)1(0278800830312083031
5361
deg=⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡ +=minus
αLC
De acuerdo a los resultados obtenidos a traveacutes de las [Ecuaciones 23 26 27
y 28] utilizadas se concluye que de manera teoacuterica que la pendiente del
coeficiente de sustentacioacuten se encuentra en el intervalo
)(1 003032 - 0026434 CL deg=α
Este intervalo demuestra la gran proximidad entre los diferentes valores
obtenidos a traveacutes de las diferentes ecuaciones determinando una mas alta
precisioacuten del valor de la pendiente de sustentacioacuten del ala
Estos diferentes valores de la pendiente obtenida por medios teoacutericos se
comprueban por medios experimentales ademaacutes de comprobarse los datos
obtenidos por el trabajo realizado por Torres representado en la Grafica 32
De la graacutefica 33 se puede concluir que con un τ = 005 en la Ecuacioacuten 27 da
una buena aproximacioacuten de de los datos experimentales para
plataformas rectangulares para todos los AR y para alas de forma
redondeada como la eliacuteptica y la zimmerman
αLC
τ = 025 da una buena
estimacioacuten de los datos experimentales
Graacutefica 33 Promedio de la pendiente de la curva de sustentacioacuten vs AR αLC
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications
editado por Thomas J Muller volume 195
Esta grafica determina diferentes pendientes contra AR de acuerdo con la
configuracioacuten geomeacutetrica del la plataforma alar de este modo en una
configuracioacuten Zimmerman inverso y un AR de 1 la pendiente seria de 0032
aproximadamente en un Re=100000 demostrando este valor la precisioacuten de
los datos obtenidos previamente por meacutetodos teoacutericos
Todos los valores de los coeficientes de sustentacioacuten y de arrastre fueron
comprobados en el tuacutenel de viento abierto de baja velocidad de la
Universidad de San Buenaventura (Ver ANEXO A)
637 Coeficiente De Sustentacioacuten Del Ala La sustentacioacuten causa que la
pendiente de la curva de sustentacioacuten sea significativamente mas baja que la
de un perfil o un ala con alto aspect ratio
La teoriacutea del ala tradicional pronostica una correlacioacuten lineal entre el
coeficiente de sustentacioacuten y el aacutengulo de ataque Esto permite una
estimacioacuten del coeficiente de sustentacioacuten del ala basada en datos
obtenidos por un perfil o por otra ala en tridimensional
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛minus+=
1212
11ARAR
CL
παα [Ecuacioacuten 29]
La cual puede ser usada para resolver el aacutengulo de ataque requerido de una
ala nueva (subiacutendice 2) basados en los datos obtenidos para el ala o el perfil
existente (subiacutendice 1) esto soacutelo depende del aspect ratio del ala [Ecuacioacuten
29]
Se ha demostrado sin embargo que para alas con aspect ratio iguales o
menores que 15 el coeficiente de sustentacioacuten no es linealmente
dependiente del aacutengulo de ataque para aacutengulos de ataque largos luego
entonces la ecuacioacuten [Ecuacioacuten 29] no es valida Esto se debe a la existencia
de dos fuentes de sustentacioacuten lineal y no lineal La sustentacioacuten lineal es el
resultado de la suposicioacuten de que los voacutertices libres y liacutemites tras el ala se
encuentran en el mismo plano Para alas con bajo aspect ratio no siendo este
el caso pues los vortices libres son arrojados corriente abajo en un aacutengulo el
cual es aproximadamente la mitad del aacutengulo de ataque del ala Esto crea
un componente de sustentacioacuten no lineal el cual causa que el coeficiente de
sustentacioacuten de un ala de bajo aspect ratio en un alto aacutengulo de ataque sea
mayor que el pronosticado por la teoriacutea lineal
La componente no lineal es tambieacuten responsable de que la perdida ocurra en
altos aacutengulos de ataque Gersten mostroacute que la teoriacutea lineal es mantenida
valida cerca de la condicioacuten de 0 sustentacioacuten pero la salida desde un
aacutengulo de ataque significante seraacute mayor de 10deg Como un MAV esta para
operar en altos aacutengulos de ataque la teoriacutea lineal no es aconsejable y sus
predicciones de linealidad no deben ser hechas αLC
Una forma de comparar las diferentes formas de plataforma alar es
comparando sus curvas de sustentacioacuten La pendiente de la curva de CL vs
α para cada modelo a cada numero de Re es calculado aplicando el meacutetodo
de regresioacuten linear
Para asumir estas graficas linealmente solo se toma los valores de
coeficientes de sustentacioacuten que corresponden a los aacutengulos de ataque entre
10ordm y -10ordm Esta suposicioacuten no es totalmente precisa Los valores del
coeficiente de sustentacioacuten obtenidos teoacutericamente fueron comparados con
las predicciones de las curvas experimentales a traveacutes de la ecuacioacuten claacutesica
[Ecuacioacuten 27]
El paraacutemetro de Glauert (τ ) es equivalente a un factor de eficiencia y varia
tiacutepicamente entre 005 y 025 y el valor de se tomo basados en los 0a
promedios determinados por las pendientes en dos dimensiones (infinite
wings)
Las graacutefica 34 muestra los coeficientes de sustentacioacuten y arrastre contra
aacutengulo de ataque de las diferentes formas de ala para los modelos con
AR=10 a un Rec=100000 asiacute logramos observar los cambios en estas
curvas cuando aumentamos el numero de Reynolds pero con la misma
superficie alar
Graacutefica 34 Coeficiente de sustentacioacuten para AR=1 a un Re=100000
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications
editado por Thomas J Muller volume 195
Este coeficiente estaraacute en funcioacuten de la pendiente del mismo y del borde
ataque Teoacutericamente es calculado a traveacutes de la [Ecuacioacuten 30]
)( 0=minus= LL aC αα [Ecuacioacuten 30]
Donde
αLCa = = Pendiente del Coeficiente sustentacioacuten del ala (finite wing)
α = Angulo de ataque de la aeronave
= Es el aacutengulo de ataque cuando la sustentacioacuten es cero (L= 0) 0=Lα
De los valores previos y de la tabla 13 los valores son
αLCa = = 003032
α = 0deg
= -5deg 0=Lα
degdeg=degminusminus== 5)1(030320))5(0(0303200αLC
151600 ==αLC
Teoacutericamente este es el coeficiente de sustentacioacuten del ala sin embargo este
valor no tiene en cuenta los efectos de los vortices en las puntas alares
manifestaacutendose de manera significativa en los bajos AR pero no el tipo de
recubrimiento con la que es forrada el ala lo cual puede incrementar el valor
del coeficiente
Por medio de Raymer se puede obtener una opcioacuten alterna para el caacutelculo
del Coeficiente con los efectos de bajo AR incluidos y para el caacutelculo de la
pendiente
AREl disentildeo seraacute de bajo si
( )( )LEcAR
Λ+le
cos13
1
[Ecuacioacuten 31]
Debido a que aquiacute el flujo con vorticidad domina la aerodinaacutemica se deben
tener en cuenta los paraacutemetros de correccioacuten de ahusamiento que estaacuten
mostrados en las graficas 35 y 36
Graacutefica 35 Correccioacuten de los factores del taper ratio para bajos aspect ratios
Fuente Daniel P Raymer
Graacutefica 36 Correccioacuten de los factores del taper ratio para bajos aspect ratios
Fuente Daniel P Raymer
Teniendo en cuenta las graficas 35 y 36 si
846670=λ017=ΛLE
Entonces
062501 =c
( )( )17cos1062503+
leAR
952542leAR
0831=AR
952542081 le
Cumpliendo esta condicioacuten se deberaacute tener en cuenta los efectos de la
vorticidad en la aerodinaacutemica del disentildeo El coeficiente de sustentacioacuten
maacuteximo base para un ala de baja relacioacuten de aspecto ( )baseCLmax esta definida
por la grafica 37
Graacutefica 37 Coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo base para un ala de baja relacioacuten de aspecto
Fuente Daniel P Raymer
Para la utilizacioacuten de esta grafica es necesario saber Δy que es el paraacutemetro
de la forma de ataque y el valor de la [Ecuacioacuten 32]
( ) LEAc Λ+ cos11 β
[Ecuacioacuten 32]
bull Paraacutemetro de la forma del borde ataque El coeficiente de
sustentacioacuten maacuteximo esta tambieacuten a su vez relacionado con el paraacutemetro de
la forma del borde ataque (ΔY) el cual ha sido definido como la separacioacuten
vertical entre dos puntos de la parte superior del perfil los cuaacuteles estaacuten a
015 y 6 de la cuerda medido cuerda abajo desde el borde ataque
Este paraacutemetro ha sido usado para desarrollar meacutetodos en la construccioacuten
de la curva de sustentacioacuten por encima del stall y para alas de baja relacioacuten
de aspecto
Graacutefica 38 N ndash 60 Paraacutemetro de la forma del borde ataque
Fuente Autores
Para el perfil N - 60 se tomo un C = 100 mm
mmPCPmmPCP
66150150
22
11
=rArr==rArr=
Estos valores se determinaron para la obtencioacuten de un porcentaje de
cualquier perfil
Para estos valores se determino un valor ΔY= 408 mm equivalente a
408C
La figura 39 muestra los puntos sobre la parte superior delantera del ala que
determinan el paraacutemetro de la forma del borde de ataque
Figura 39 Paraacutemetro de la forma del borde de ataque
Fuente Autores
Entonces si
21 Mminus=β [Ecuacioacuten 33] KRTa = [Ecuacioacuten 34]
Resolviendo la [Ecuacioacuten 34] se obtiene
41=K ksmR osdot= 22 287 kT m
02800 26996=
)2699628741( 22 kksma oo timessdottimes= sma 34329=
avM = [Ecuacioacuten 35]
00364334329
12==
smsmM
Resolviendo la [Ecuacioacuten 33] se obtiene
21 Mminus=β
199933600036431 2 asymp=minus=β
1=β
Ahora resolviendo la [Ecuacioacuten 32] se obtiene
0831=A
062501 =c 017=ΛLE
( ) LEAc Λ+ cos11 β
( ) 10044117cos1
083031106250 =+ o
( ) 100441cos11 =Λ+ LEAcβ
Entonces para este valor de ( ) 100441cos11 =Λ+ LEAcβ
relacionado con la
Relacioacuten de Aspecto y para un paraacutemetro de la forma del borde de ataque
se determina el valor de ( )baseCLmaxCY 084=Δ a partir de la grafica 37
( ) 151max =baseCL
Se obtiene ahora el valor del incremento del Coeficiente de Sustentacioacuten
maacuteximo para alas de baja relacioacuten de aspecto maxCLΔ
Graacutefica 39 Incremento del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo
Fuente Daniel P Raymer
( )LE
tgAc Λsdot+12 [Ecuacioacuten 36]
Donde
2c 8466670=λ Se determina a partir de la grafica 35 con un valor de
Entonces resolviendo la [Ecuacioacuten 36] se obtiene
87502 =c
0831=A 017=ΛLE
( )LE
tgAc Λsdot+12
( )LE
tgAc Λsdot+12
( ) 62084201708303118750 0 =+ tg
( ) 620842012 =sdot+ ΛLEtgAc
Ahora para el valor de ( ) 620842012 =sdot+ ΛLEtgAc y para la velocidad de
operacioacuten de se obtiene un valor de 110max minus=ΔCL036430=M a partir de
la Grafica 36 este valor negativo indica una disminucioacuten del coeficiente de
sustentacioacuten maacuteximo
Esto se debe a la relacioacuten de aflechamiento (Taper Ratio) y el aacutengulo de
aflechamiento (Sweep Angle) siendo necesario la disminucioacuten de uno y el
aumento del otro respectivamente para poder aprovechar de manera
efectiva los efectos de vorticidad dominantes en este tipo de alas con baja
relacioacuten de aspecto sin embargo el aumento del aflechamiento yo
ahusamiento sacrificara espacio y estabilidad necesarios este vehiculo
Entonces la maacutexima sustentacioacuten de un ala de baja relacioacuten de aspecto esta
determinada por la [Ecuacioacuten 37]
( ) maxmaxmax CLCLCL base Δ+= [Ecuacioacuten 37]
Si
( ) 151max =baseCL
110max minus=ΔCL
Resolviendo la [Ecuacioacuten 37] se obtiene
)110(151max minus+=CL
maxCL = 104
Ahora el aacutengulo de ataque para maacutexima sustentacioacuten subsoacutenica
maxCLα de las alas de baja relacioacuten de aspecto se define por las graficas 40 y 41
Graacutefica 40 Angulo base del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo
Fuente Daniel P Raymer
( ) 100441cos11 =Λ+ LEAcβ
( ) 0533max
=baseCLαPara se obtiene un valor a partir
de la grafica 40 que es el valor del aacutengulo base
Ahora se determina el incremento del aacutengulo de ataque para la sustentacioacuten
maacutexima subsoacutenica de alas de baja relacioacuten de aspecto maxCLαΔ a partir de la
grafica 41
Graacutefica 41 Incremento del aacutengulo de ataque del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo
Fuente Daniel P Raymer
Al igual que el coeficiente maacuteximo de sustentacioacuten el aacutengulo de ataque del
coeficiente de sustentacioacuten y su incremento estaacuten en funcioacuten del
ahusamiento del aacutengulo de aflechamiento y de la relacioacuten de aspecto de la
plataforma alar manifestaacutendose de manera positiva al aumentar la relacioacuten
de aspecto en el caso del micro avioacuten su bajo AR determina un incremento
significativo en este aacutengulo debido a los efectos estudiados
Para conocer el valor del aumento del aacutengulo es necesario conocer el valor
de la [Ecuacioacuten 38]
[ ]2)2(1 λ+ΛLECOSA [Ecuacioacuten 38]
Sabiendo que
0831=A o
LE 17=Λ
846670=λ
Se resuelve la [Ecuacioacuten 38]
[ ] 005494)8466702(1)17(083031 2 =+oCos
[ ] 005494)2(1 2 =+Λ λLECOSA ( ) 620842012 =sdot+ ΛLEtgAcSi y
se obtiene el valor del incremento del aacutengulo de ataque (
036430=M
maxCLαΔ ) debido a
las condiciones geomeacutetricas y de operacioacuten del ala a traveacutes de la grafica 41
o
CL 6max
=Δα
Ahora podemos determinar el valor del aacutengulo de ataque de la sustentacioacuten
maacutexima subsoacutenica del ala e baja relacioacuten de aspectomaxCLα
( )maxmaxmax CLbaseCLCL ααα Δ+= [Ecuacioacuten 39]
Siendo
( ) 0533max
=baseCLα
oCL 6
max=Δα
Se resuelve la [Ecuacioacuten 39] entonces ooo
CL 5396533max
=+=α
oCL 539
max=α
La cual me representa un aumento considerable en el cual puedo aumentar
el maxCLα permitiendo tener una mayor rata de ascenso
Estos datos de maxCLα y son valores a considerar los cuales presentan
valores ideales que en la practica se veraacuten afectados por otros factores
muy considerables
maxCL
Para la determinacioacuten del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo es
posible calcularlo por otros medios maacutes praacutecticos [Ecuacioacuten 40]
maxCL
4maxmax cos90 cClCL Λsdotsdot= [Ecuacioacuten 40] La cual tiene en cuenta el aflechamiento del ala a frac14 de la cuerda y el
coeficiente maacuteximo de sustentacioacuten del perfil
4cΛ
maxCl
Donde
50391max =Cl con 011=α
04 901812=Λc
Resolviendo la [Ecuacioacuten 40] obtenemos
901812cos5039190max sdotsdot=CL
319341max =CL
El valor del coeficiente de sustentacioacuten maacuteximo puede ser obtenido por
diferentes medios como se ha comprobado sin embargo dos de sus valores
oscilan entre 104 y 131934 por otra parte el valor obtenido de multiplicar la
pendiente de la curva de sustentacioacuten del ala
por el valor del aacutengulo de maacutexima
sustentacioacuten previamente encontrado nos determina un
intervalo para [Ecuacioacuten 41]
)(1 003032 - 00264340 CL deg=α
oCL 539
max=α
maxCL
αα LCL CCL
maxmax = [Ecuacioacuten 41]
)1(03032002643400539 00max minus=CL
El intervalo entre el que estaraacute el coeficiente de sustentacioacuten del ala maacuteximo
en funcioacuten del aacutengulo de ataque seguacuten la [Ecuacioacuten 41] es
[ ]197641044141max minusCL
Estos valores para el coeficiente de sustentacioacuten variacutean entre 104 y 131
para todos los casos calculados de esta manera se selecciona el mas bajo
con la intencioacuten de abarcar el menor margen de error y asi poder obtener un
factor de seguridad
638 Velocidad de Peacuterdida Es la velocidad en la cual los efectos de separacioacuten de capa limite y de
burbuja de separacioacuten predomina provocando la perdida de produccioacuten de
sustentacioacuten del ala sabiendo que esta disminuiraacute a medida que aumenta el
aacutengulo de ataque teniendo en cuenta que al tener un mayor aacutengulo se
tendraacute mas sustentacioacuten hasta cierto punto
max2
21 sCLvCLqswL STALLρ=== [Ecuacioacuten 42]
Despejando de la [Ecuacioacuten 42] obtenemos STALLv
max
2sCL
wvSTALL ρ= [Ecuacioacuten 42a]
Entonces si 31
2800 1028119 mkgmminustimes=ρ
20207750 ms =
Nw 783840=
Resolviendo la [Ecuacioacuten 40] obtenemos
04102077501028119783840231 timestimestimes
times= minus mkg
vSTALL
smvSTALL 841828=
Lo cual nos demuestra que los MAVs son maacutes eficientes para cubrir zonas
maacutes amplias con una mayor velocidad pero los vehiacuteculos de Flapping o
Rotorcraft son maacutes eficientes para los sostenidos (hovering)
639 Resistencia El total de la resistencia en el ala tridimensional consiste
de tres componentes resistencia debida a la friccioacuten resistencia debida a la
presioacuten y resistencia debida a la sustentacioacuten inducida por el voacutertice
ipf DDDD ++= [Ecuacioacuten 43]
Tambieacuten puede ser expresado como la suma de la resistencia viscosa y la
resistencia inducida por la sustentacioacuten
iDvDD CCC += [Ecuacioacuten 44]
bull Grosor de capa limite δ coeficiente de friccioacuten de la piel y
esfuerzo cortante en un punto
Cf
wτ en flujo laminar Las formulas para
estas cantidades pueden ser obtenidas de la teoriacutea de capa limite laminar la
cual esta mas allaacute del alcance de este trabajo sin embargo por medios
experimentales se ha podido determinar de manera muy aproxima el valor
de estos
bull Laminar Se realizan los correspondientes anaacutelisis para un cuerpo
inmerso en un fluido laminar y turbulento hacieacutendose notar la diferencia de
magnitudes presentes en los dos tipos de flujo
El grosor de la capa limite laminar es
x
xRe
25=δ [Ecuacioacuten 45]
Donde
mcmcx 1388180881813 ===
91000Re =
Resolviendo la [Ecuacioacuten 45] se obtiene
91000138818025 mtimes
=δ
39320023930 mmm ==δ
Este valor del grosor de la capa limite es para un flujo laminar y su valor es
considerablemente pequentildeo cabe mencionar la importancia del numero de
Reynolds en el cual operara el vehiculo que a su vez dependeraacute de las
condiciones de la atmoacutesfera como la densidad la velocidad de vuelo y
longitud del Micro avioacuten
Este valor es directamente proporcional a la raiacutez cuadrada de la longitud
[Ecuacioacuten 46] 21xpropδ [Ecuacioacuten 46]
Entonces el grosor de la capa limite laminar δ crece paraboacutelicamente
x esta tambieacuten en funcioacuten de El esfuerzo cortante wτ y una manera de
determinar este esfuerzo es al relacionarlo aerodinaacutemicamente con el
coeficiente de friccioacuten de la piel local [Ecuacioacuten 47] fxc
infininfininfin
equivequivqV
c wwfx
τρτ
221
[Ecuacioacuten 47]
El coeficiente de friccioacuten de la piel local es adimensional y es definido como
el esfuerzo cortante local dividido por la presioacuten dinaacutemica en el borde de
salida da la capa liacutemite de la teoriacutea de capa limite [Ecuacioacuten 48]
xfxc
Re6640
= [Ecuacioacuten 48]
Si
91000Re =x
Entonces resolviendo la [Ecuacioacuten 48]
002201091000
6640==fxc
A partir de esto se determina el esfuerzo cortante local wτ asiacute
infintimes= qc fxwτ [Ecuacioacuten 49]
Si
Paq 823966=infin
239Nm 014707940
8239660022010
=
times=
w
w
τ
τ
Es de observarse que tanto como fxc wτ variacutean en proporcioacuten de para
capa limite laminar lo que significa que los dos valores decrecen a lo largo
de la superficie en la direccioacuten del flujo
21minusx
La variacioacuten del esfuerzo cortante local wτ a lo largo de la superficie permite
calcular el arrastre de friccioacuten total de la piel debido al flujo de aire sobre una
forma aerodinaacutemica Cabe mencionar que la fuerza aerodinaacutemica neta sobre
un cuerpo es fundamentalmente debida a la distribucioacuten de la presioacuten y lo
esfuerzos cortantes sobre la superficie
El coeficiente de arrastre de friccioacuten total de la piel se obtiene a partir de la
ecuacioacuten
LfC
Re3281
= [Ecuacioacuten 50]
Sabiendo que es el numero de Reynolds basados en la longitud L total
Al medirse sobre el ala entera se calcula para un L=
LRe
c tenieacutendose como
paraacutemetro de longitud su cuerda media
91000ReRe == cL
004402091000
3281==fC
El valor del coeficiente de friccioacuten de la piel local esta basado en el
numero de Reynolds local y es funcioacuten de
fxc
xxRe por otra parte el coeficiente
de friccioacuten de piel total esta basado en el numero de reynolds para una
longitud por esto no deben confundirse estos dos valores
LRe
L
Graacutefica 42 Variacioacuten del coeficiente de friccioacuten vs numero de Reynolds para
flujo a baja velocidad
Fuente Libro Introduction to flight John D Anderson Jr La graacutefica 42 nos determina la variacioacuten del coeficiente de friccioacuten de la piel
con numero de reynolds para flujo de baja velocidad ademaacutes compara el
flujo laminar y turbulento observando que el flujo que gobierna el micro
vehiculo es laminar Existe ahora otro factor ademaacutes del bajo aspect ratio y
es el bajo numero de Reynolds lo cual se vera reflejado en un aumento
considerable en el La resistencia por friccioacuten puede ser obtenida
ahora si conozco la resistencia de arrastre por friccioacuten ( )
fC fD
fC
ff qsCD = [Ecuacioacuten 51]
2
21 vq ρ=
3928110 mkg=ρ
smv 12=
20207750 ms =
( )( )23 1292811021 smmkgq =
Paq 6682392=
004402002077506682392 2 timestimes= mPaDf
NDf 0006111=
Como la parte superior e inferior del ala estaacuten expuestas al flujo la
resistencia total por friccioacuten seraacute el doble del obtenido
( )NDTotal f 000611112=
ND
TOTALf 2122152 001222230=
bull Flujo turbulento Sin embargo bajo las mismas condiciones de flujo la
capa limite turbulenta seraacute mucho mas gruesa que la capa limite laminar
como muestra la figura 40
Figura 40 Comparacioacuten capa liacutemite turbulenta y laminar
Fuente Libro Introduction to flight John D Anderson Jr El estudio de turbulencia es un esfuerzo mayor en la dinaacutemica de fluidos hoy
en diacutea siendo un problema teoacuterico de la fiacutesica aun no resuelto Como
consecuencia de esto la capa limite turbulenta es un resultado experimental
[Ecuacioacuten 52]
20Re370
x
x=δ [Ecuacioacuten 52]
Entonces
000523m91000
138818037020 =
times=
x
δ
Como resultado la capa limite laminar crece aproximadamente a razoacuten de
Esto esta en contraste a la variacioacuten lenta de para capa limite
laminar Como resultado la capa limite turbulenta crece mas raacutepido y es mas
gruesa que la capa limite laminar
54x 21x
El coeficiente de friccioacuten local de la piel para flujo turbulento puede ser
aproximado [Ecuacioacuten 51]
20Re05920
xfxc = [Ecuacioacuten 53]
Si entonces 91000Re =x
0006032791000
0592020 ==fxc
Se determina el esfuerzo cortante local wτ para condiciones turbulentas asiacute
infintimes= qc fxwτ [Ecuacioacuten 54]
Si
Paq 823966=infin
2m0403130N
82396600603270
=
times=
w
w
τ
τ
Comparaacutendose al flujo laminar el esfuerzo cortante wτ en flujo turbulento es
casi tres veces maacutes grande
Y el coeficiente de friccioacuten total e la piel esta dado aproximadamente por la
[Ecuacioacuten 55]
20Re0740
LfC = [Ecuacioacuten 55]
Si 91000ReRe == Lx
Resolviendo la [Ecuacioacuten 53] se obtiene
0007540991000
074020 ==fC
Entonces si el flujo es turbulento el arrastre por friccioacuten de la piel seraacute
ff qsCD = [Ecuacioacuten 56]
Entonces si
Paq 6682392= 20207750 ms =
00754090=fC
Resolviendo la [Ecuacioacuten 54] se obtiene
00104687N
0075409002077508239266
=
=
f
f
D
D
De esta maneta el arrastre total seraacute en flujo turbulento
( )NDTURBULENTOTotal f 001048872=
ND
TOTALf 0020937= Como se aprecia el arrastre por fraccioacuten de la piel de capa limite turbulenta
es casi el doble del obtenido para laminar confirmando entonces que el
wτ (laminar) lt wτ (turbulento)
En realidad siempre el flujo comienza del borde de ataque como laminar
entonces corriente arriba de la superficie la capa limite laminar comienza a
ser inestable y pequentildeas raacutefagas de flujo turbulento comienzan a crecer en
el flujo Finalmente sobre cierta regioacuten llamada regioacuten de transicioacuten la capa
limite llega a ser completamente turbulenta para propoacutesitos de anaacutelisis es
utilizada la figura 38 donde la capa laminar inicia desde el borde ataque y
crece paraboacutelicamente corriente abajo en un punto de transicioacuten se
convierte en capa limite turbulenta creciendo a una rata mas raacutepida sobre el
orden de El valor de donde ocurre dicha transicioacuten es el valor criacutetico 54x x
crx donde este definiraacute el nuacutemero de Reynolds (Re) critico para la transicioacuten
como
infin
infininfin=μ
ρ crx
xVcr
Re [Ecuacioacuten 57]
El fenoacutemeno de transicioacuten de flujo laminar a turbulento ha sido estudiado en
varias ocasiones Obviamente por que el esfuerzo cortante es diferente para
los dos flujos El conocer donde ocurre la transicioacuten sobre la superficie es
vital para la prediccioacuten acertada del arrastre de friccioacuten de la piel La
localizacioacuten del punto de transicioacuten depende de muchas variables tales como
Re M transferencia de calor a oacute de la superficie turbulencia en las liacuteneas
de corriente rugosidad en la superficie y gradiente de presioacuten
Determinar el numero de Reynolds critico es fundamental en el disentildeo de
este tipo de vehiacuteculos para conocer el comportamiento del flujo gobernante
sobre la superficie del micro vehiculo
Figura 41 Transicioacuten de flujo laminar a flujo turbulento
Fuente Libro Introduction to flight John D Anderson Jr
Determinamos si existiera alguna zona de transicioacuten en el cuerpo despueacutes
del paso del flujo
De la experiencia el 5105Re times=crX
Despejando de la [Ecuacioacuten 57] crX
vX crX
cr ρμ Re
= [Ecuacioacuten 57a]
smv 12=
smkg sdottimes= minus 107891 5μ
Resolviendo la [Ecuacioacuten 57a] se obtiene
smmkgsmkgX cr 12947270
1051078913
55
timestimestimessdottimes
=minus
mX cr 786910=
Se ha denotado que la presencia de friccioacuten en un fluido produce dos
fuentes de arrastre
bull El arrastre de friccioacuten de la piel debido a los esfuerzos en las
superficies expuestas al flujo
bull Arrastre por presioacuten debido a la separacioacuten del flujo
El arrastre total el cual es causado por los efectos de viscosidad es entonces
Pf DDD += [Ecuacioacuten 58]
Donde
D = Es la resistencia total debido a los efectos viscosos
fD = Es la resistencia debido a la friccioacuten de la piel es menor para flujo
laminar y mayor para turbulento
PD = Es la resistencia debido a la separacioacuten (resistencia por presioacuten) es
mayor para laminar y menor para turbulento
bull Resistencia total La resistencia aerodinaacutemica total es la suma de la
resistencia paraacutesita y la inducida [Ecuacioacuten 59]
wPf DDDD ++= [Ecuacioacuten 59]
Donde
wD = Es la resistencia por ondas que es igual a 0
Entonces los coeficientes de friccioacuten son [Ecuacioacuten 60]
dpfd CCC += [Ecuacioacuten 60]
bull Resistencia paraacutesita Sabiendo que esta resistencia no es funcioacuten de la
sustentacioacuten se determina por la resistencia del perfil donde la resistencia
de un perfil alar se puede descomponer a su vez en otras dos
1 Resistencia de presioacuten Debida a la forma de la estela
2 Resistencia de friccioacuten Debida a la viscosidad del fluido
bull Resistencia adicional Es la resistencia provocada los componentes de
un avioacuten que no producen sustentacioacuten como por ejemplo el fuselaje o las
goacutendolas subalares
bull Resistencia de interferencia Cada elemento exterior de un avioacuten en
vuelo posee sus capas liacutemite pero por su proximidad eacutestas pueden llegar a
interferir entre siacute lo que conduce a la aparicioacuten de esta resistencia
bull Resistencia inducida Alternativamente el coeficiente de resistencia
total del ala curvada tambieacuten puede ser escrito asiacute
( 2
minmin dragLLDD CCKCC minus+= ) [Ecuacioacuten 61]
Donde K es el coeficiente que toma en cuenta tanto la resistencia del vortice
como la variacioacuten en la resistencia debida a la presioacuten causada por el
incremento del aacutengulo de ataque y depende principalmente del plataforma
del ala
El coeficiente de resistencia inducida puede ser escrito como
Re
2
ACC L
iD π= [Ecuacioacuten 62]
La cual muestra que esto solo depende en el coeficiente de sustentacioacuten el
aspect ratio y el factor de eficiencia de Oswald el cual depende del
plataforma del ala y es siempre menor que 1 Este factor justifica las fuerzas
no oacuteptimas y la resistencia viscosa debida a la sustentacioacuten (Kroo 2001)
Cuando escribimos en teacuterminos de fuerzas actuales la [Ecuacioacuten 62] se
convierte en
ebvLDi 22
21
2
πρ= [Ecuacioacuten 62a]
La cual ahora muestra que la fuerza de resistencia inducida no depende del
aspect ratio pero si de la envergadura del ala esto revela que la resistencia
inducida puede ser reducida al aumentare la envergadura
Alternativamente los winglets pueden ser adicionados al modelo El efecto
producido por los winglets es similar al de la extensioacuten de la envergadura
(Whitcomb 1976) pero esta uacuteltima no puede hacerse debido a las limitaciones
de tamantildeo impuestas en el MAV Como todos los teacuterminos en las
[Ecuaciones 62 y 62a] continuacutean siendo iguales los winglets afectan el valor
de e Un MAV con winglets efectivos debe tener un e mayor que 1 y siacute tiene
winglets adicionales incrementan el primero de los dos teacuterminos en la
[Ecuacioacuten 44] debido a la larga aacuterea de superficie
Para un perfil sin curvatura alar
LDoD kCCC += [Ecuacioacuten 63]
ARek
sdotsdot=π
1Siendo [Ecuacioacuten 64]
La diferencia esta en que se posiciona en el mismo punto de Si la
relacioacuten o curvatura no es muy significante se desprecia la diferencia y se
usa la de
DoC mindC
DoC
Para nuestro perfil la curvatura alar = 622 en 30 C
002680 == =Lo CdCd
0
0 05minus==Lα
030450min minus=DragCL Sabiendo que entonces es necesario calcular el aacutengulo de
ataque necesario para alcanzar este valor sabiendo que la pendiente del
coeficiente de sustentacioacuten del ala es A partir de la
[Ecuacioacuten 30] se obtiene la [Ecuacioacuten 65]
5646180=designCl
)1(030320 0=a
)( 0=minus= LL aC αα
aCaCaa
aaC
LL
LL
LL
+=
+=minus=
=
=
=
0
0
0
αα
αααα
aCL
L += =0αα [Ecuacioacuten 65]
Para una condicioacuten de vuelo recto y nivelado el coeficiente de sustentacioacuten
requerido=coeficiente de sustentacioacuten de disentildeo
5646180==
L
LdisentildeoL
CCC
Entonces aplicando la [Ecuacioacuten 65] el aacutengulo de ataque necesario para
este coeficiente a la velocidad de crucero seraacute
0
00
62213)1(030320
5646180)05(
=
+minus=
α
α
Este valor de aacutengulo de ataque tan alto necesario para alcanzar la
sustentacioacuten necesaria esta relacionado con la baja pendiente del
coeficiente de sustentacioacuten sin embargo los efectos de vorticidad no son
incluidos de manera muy acertada en esta provocando el calculo de un
aacutengulo muy elevado Sin embargo las pruebas en el tuacutenel de viento
demuestran que este se reduce hasta en un 50
Para los anaacutelisis de arrastre inducido se realizan con un valor del coeficiente
de sustentacioacuten de CL=057608 en un aacutengulo de ataque α=14deg para efectos
praacutecticos y de margen de error
bull Meacutetodo de eficiencia de de la envergadura de oswald Sabiendo que
una distribucioacuten de sustentacioacuten eliacuteptica en una ala (3D) tiene un factor 1=e
siendo este el valor ideal la realidad es que muy pocas alas tienen esta
distribucioacuten debido a los costos de fabricacioacuten y dificultades externas que
afectan el desempentildeo
El factor de eficiencia de Oswald esta tiacutepicamente entre 07 y 085
Numerosos meacutetodos de estimacioacuten para e han sido desarrolladas por varios
antildeos [Ecuacioacuten 66] como los hechos por Glauert y Weissinger Estos tienden
a producir resultados mas altos que los obtenidos en un avioacuten real Los
modelos presentados son
Factor para una aeronave de ala aflechada
( )( ) 13cos04501614 150680 minusΛtimesminus= LEAe [Ecuacioacuten 66]
Para la [Ecuacioacuten 66] Si para ala flechada pero por tener el micro
avioacuten un se desprecia esta ecuacioacuten y se usa la [Ecuacioacuten 67]
para una ala recta
030gtΛLE
017=ΛLE
( ) 64004501781 680 minustimesminus= Ae [Ecuacioacuten 67]
Entonces si A=108303 aplicando la [Ecuacioacuten 67] se obtiene
( ) 64008303104501781 680 minustimesminus=e
051=e siendo este un valor no posible marcado por dos hechos
1 Por medio de las ecuaciones propuestas por Glauert y Weissinger
siempre se obtienen valores por encima de los reales
2 Estas ecuaciones no tienen en cuanta los factores que afectan una
baja relacioacuten de aspecto
De esta manera se desprecia este valor teoacuterico y se procede a la utilizacioacuten
de un valor obtenido experimental bajo condiciones similares en un
Re=100000 y un AR=1 para plataforma alar Zimmerman Inversa pruebas
realizadas por Gabriel E Torres y Thomas J Mueller en la Universidad de
Notredame
Graacutefica 43 Promedio de K vs AR para varios valores de l
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications
editado por Thomas J Muller volume 195
Para la [Ecuacioacuten 64] K esta en funcioacuten de l donde depende de la forma
del aacutengulo diheacutedro y del aacutengulo de aflechamiento del ala Para aeronaves
con altos AR en altos nuacutemeros de Reynolds es usualmente es un valor
dado entre 08 y 09 Para pequentildeos AR en bajos nuacutemeros de Reynolds es
mucho maacutes pequentildeo La graacutefica 43 muestra el promedio de K vs AR para
varios valores de
l
l
l
l
Esta graacutefica muestra que la mayoriacutea de valores apropiados de para bajas
relaciones de aspecto esta aproximadamente entre 06 y 07 La inexactitud
en la valores de K en la figura 32 estaacuten en un promedio de
l
+ 009 + 005 y +
003 para AR = 05 1 y 2 respectivamente
=ePara efectos praacutecticos se selecciona un 065 De esta manera es posible
calcular el coeficiente de arrastre inducido
Resistencia Inducida Ahora resolviendo la [Ecuacioacuten 62] se obtiene
AReCLCDi sdotsdot
=π
2
Sabiendo que
576080=LC a deg=14α
650=e
083031=AR
Entonces
( )083031650
576080 2
timestimes=πDiC
15005890=DiC
bull Resistencia polar
002680 == =Lo CdCd 15005890=DiCEntonces si y aplicando la forma
modificada de la [Ecuacioacuten 44] se obtiene
DidD CCC +=0
1500589002680 +=DC
17685890=DC
Este valor es comparable con el obtenido por los experimentos previos de
Torres y Muller plasmados en la grafica 44 para un AR=1 y un Re=100000
Grafica 44 Coeficiente de arrastre vsα
Fuente Libro Fixed and flapping wing aerodynamics air vehicle applications
editado por Thomas J Muller volume 195
Ahora se determina el arrastre total y la sustentacioacuten para el ala en =α 14deg
Aplicando la [Ecuacioacuten 68]
TOTALDTOTAL CsqD = [Ecuacioacuten 68]
Siendo
Paq 6682392= 20207750 ms =
Entonces
1768589002077508239268 timestimes= PaD
ND 25290=
Ahora se determina la sustentacioacuten aplicando la [Ecuacioacuten 69] se obtiene
qsCLL = [Ecuacioacuten 69]
Si
576780=LC
Entonces
57608002077508239268 timestimes= PaL
NL 82368890=
6310 Rendimiento Empuje Y Potencia El rendimiento del vehiacuteculo es
tiacutepicamente expresado en teacuterminos de la relacioacuten de sustentacioacuten ndash arrastre
DL
CC
D
L = [Ecuacioacuten 70]
Y la duracioacuten maacutexima de vuelo es gobernada por el paraacutemetro de autonomiacutea
de vuelo
D
L
CC 23
[Ecuacioacuten 71]
En las [Ecuaciones 70 y 71] se muestra que el rendimiento y la autonomiacutea de
vuelo pueden ser mejoradas a traveacutes de la reduccioacuten de la resistencia
haciendo interesante la buacutesqueda de disentildeadores de Micro aviones
Un alto C tambieacuten puede conducir a un alto coeficiente de arrastre CL D Esto
puede ser por el incremento de la resistencia inducida de acuerdo con la
[Ecuacioacuten 62] este incremento de la resistencia es debido al alto aacutengulo de
ataque requerido para lograr el coeficiente de sustentacioacuten necesaria o a la
resistencia adicional causada por la adicioacuten de aacuterea de la superficie de los
winglets El incremento de la resistencia no es lo suficientemente alta para
compensar los beneficios ganados por la reduccioacuten en la resistencia
inducida La eficiencia aerodinaacutemica de la relacioacuten de la [Ecuacioacuten 70] seraacute
26325290824690
=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛
NN
DL
bull Empuje para condicioacuten de crucero Para una condicioacuten de vuelo
nivelado seguacuten las [Ecuaciones 68 y 69] se plantea
qsCLwL ==
DqsCTD ==
Entonces se obtiene la [Ecuacioacuten 72]
DqsCqsCL
Tw
DL
==
⎟⎠⎞⎜
⎝⎛
=
DCCL
wT [Ecuacioacuten 72]
Y sabiendo que
grmm 80= 2
2800 79809 smg =
79809080=w
Nw 78380=
Obtenemos
26397980080 2smKgT times
=
NT 24040=
Debe considerarse que este empuje esta relacionado con el coeficiente
CLprototipo=057678 obtenido teoacutericamente por el ala en cierto aacutengulo de
ataque sin embargo debe tenerse en cuenta que el CLdisentildeo es menor que
lo cual afecta directamente el empuje al producir una
reduccioacuten de este es decir el calculo se realizoacute para un estado de vuelo
nivelado con un coeficiente mas alto obtenido por el ala no obstante si
5646180=DisentildeoCl
reemplazamos las ecuaciones 13 63 y 64 en la ecuacioacuten 72 se obtiene el
empuje para el coeficiente de disentildeo es decir para el peso del vehiculo
( )22
2
2
000
0
qswkqsC
qswqskqsCkCCqs
kCCqsw
wT ddLd
Ld
+=⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛+=+=
⎟⎟⎟⎟⎟
⎠
⎞
⎜⎜⎜⎜⎜
⎝
⎛
+
=
ARqswqsCT dlπ
2
0+=
Si
Paq 6682392=
20207750 ms =
00268=oCd
Nw 78380=
650=l
083031=AR
Entonces el empuje para vuelo recto y nivelado seraacute
02077508239266083031650)78380(0268002077508239266
2
π+=T
NTdesign 23730=
De esta manera se nota una reduccioacuten del 15 comparado con el empuje
calculado para el coeficiente de sustentacioacuten obtenido teoacutericamente para el
ala a un cierto aacutengulo de ataque de esta manera se ve reflejada la
proporcionalidad inversa entre el coeficiente de sustentacioacuten y el empuje al
notarse la disminucioacuten del empuje y al aumentar la sustentacioacuten
bull Potencia para condicioacuten de crucero Sabiendo que en condicioacuten de
crucero el vuelo es recto y nivelado se puede determinar la potencia
necesaria a partir de la mecaacutenica claacutesica con la expresioacuten
VTP qq ReRe =
Reemplazando la ecuacioacuten 1363 64 y 72 obtenemos
VsV
wAR
sCVVqs
kwsqCVCC
wP ddDL
q 121 2
21
22
2
Re 00 ⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛+=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛+=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
ρπρ
l
VsARwsCVP dq ρπ
ρl
23
Re2
21
0+=
Debe observarse que el primer teacutermino de la ecuacioacuten es la potencia
requerida para cero sustentacioacuten y el segundo es la potencia requerida para
la sustentacioacuten inducida
Entonces si
312800 1028119 mkgminustimes=ρ
[ ]smV 12= 20207750 ms =
00268=oCd
Nw 78380=
650=l
083031=AR
020775012928110083031650)78380(2
2020775002680)12(928110 23
Re π+=qP
[ ]WattP q 8482Re =
La ecuacioacuten se puede representar de otra forma VTP qq ReRe =
LDLq Cs
WCC
wP
2Re ρ⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=
3
23
Re 2
L
Dq Cs
CwPρ
=
Esta es la potencia necesaria para una condicioacuten de vuelo recto y nivelado
es decir de crucero y al igual que con el empuje seraacute inversamente
proporcional al coeficiente de sustentacioacuten asiacute al aumentar el coeficiente
disminuiraacute la potencia Para el disentildeo del actual micro avioacuten se tiene en
cuenta un mayor coeficiente obtenido a partir de ala
Al utilizar el coeficiente obtenido teoacutericamente la potencia seraacute
VTP teoricoTeorico =
NTTeorico 24080=
smV 12=
1224080=TeoricoP
[ ]WattsPTeorico 892=
De esta manera se ve reflejado la importancia de la relacioacuten aerodinaacutemica
entre C CL D en el empuje al notarse que un aumento de esta rata produciraacute
una reduccioacuten del empuje por otra parte la potencia seraacute inversamente
proporcional a la relacioacuten DL CC 23 Asiacute la potencia miacutenima seraacute obtenida a la
maacutexima rata de DL CC 23 de esta forma es posible determinar la velocidad de
crucero ideal para una condicioacuten aerodinaacutemica especifica determinando la
menor potencia
bull Potencia requerida para una rata de ascenso esta potencia estaraacute
directamente relacionada con la rata de ascenso requerida por el
vehiculo
1
21
19 2
12
3minus
⎟⎟⎟⎟⎟
⎠
⎞
⎜⎜⎜⎜⎜
⎝
⎛
⎟⎟⎟⎟⎟
⎠
⎞
⎜⎜⎜⎜⎜
⎝
⎛⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
+= p
D
Lasc
CCsw
RCwP ηρ
[Ecuacioacuten 73]
Donde RC es la rata de ascenso del Micro avioacuten y Pη es la eficiencia de la
heacutelice siendo este un valor menor que 1 ( 1ltη ) La eficiencia es una
cantidad importante y un producto directo de la aerodinaacutemica de la heacutelice La
eficiencia de la heacutelice vendraacute directamente con la utilizacioacuten o no de una caja
reductora en la planta motriz para el JANA 01 la utilizacioacuten de una caja
reductora planetaria determina un 80=Pη ya que la no utilizacioacuten de la
caja reductora disminuye la eficiencia a un 68 aprox debido a las perdidas
producidas por la velocidad en las puntas de la heacutelice ademaacutes del
doblamiento de la misma debido a los esfuerzos de traccioacuten lo primero lo
corrige la caja reductora pero se debe considerar el incremento de peso de
esta y lo segundo es controlable de manera parcial con los materiales de
fabricacioacuten de la heacutelice
Sin embargo para efectos de caacutelculos se toma un factor de seguridad y se
aproxima la eficiencia de la heacutelice a un 70 debido a la utilizacioacuten de
materiales estaacutendar en Micro heacutelices para el caso poliacutemeros siendo lo ideal
de Fibra de Carboacuten pero que debido a meacutetodos de fabricacioacuten y adquisicioacuten
no es realizado
Para el JANA 01 la rata de ascenso seraacute en la cual el Micro avioacuten pueda
alcanzar raacutepidamente la altura de crucero sin incurrir en perdidas por un alto
aacutengulo de ataque la rata de ascenso seraacute de 3 ms correspondiente a una
velocidad de vuelo de 14 ms la cual es la velocidad que produce la mejor
relacioacuten de potencia de acuerdo con los caacutelculos anexos de potencia a
diferentes alturas en un aacutengulo de ataque de 1237deg
Para la [Ecuacioacuten 73] si
|70=Pη
)(3 smRC = 20207750 ms =
Nw 78388802600 =
312600 10472649 mkgminustimes=ρ
Se determinan los coeficientes para V= 14 ms a una h=2600 con lo cual se
determina la potencia optima en estas condiciones
010150128=DC
4064581902600
=LC
( ) ( )( ) 1
21
709472640
10150128040645819019
020775078390
3783902
12
3
minus
⎥⎥⎥⎥⎥
⎦
⎤
⎢⎢⎢⎢⎢
⎣
⎡
⎟⎟⎟⎟⎟
⎠
⎞
⎜⎜⎜⎜⎜
⎝
⎛⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
+=ascP
Esta es la potencia necesaria para alcanzar la rata de ascenso deseada a la
velocidad de operacioacuten planteada
bull Tiempo de ascenso como es sabido este tiempo debe ser miacutenimo
debido a la necesidad de alcanzar la altitud de crucero lo antes posible Por
esta razoacuten el tiempo de ascenso del Micro avioacuten debe ser considerado
)(5053 WattPasc =
ademaacutes de otras razones como lo es la maniobrabilidad y capacidad de
sobrepasar obstaacuteculos en una condicioacuten de respuesta raacutepida
Sabiendo que la rata de ascenso es la velocidad vertical del Micro avioacuten y la
velocidad es simplemente la rata del tiempo del cambio de la distancia se
plantea
RCdhdt = [Ecuacioacuten 74]
Donde es la distancia a evaluar que para el caso seraacute la altura y la
variacioacuten de esta es el tiempo por conocer y RC la rata de ascenso del Micro
avioacuten
h
Entonces
int=2
1
h
h RCdht
Siendo h y h2 1 la altura deseada y la altura inicial respectivamente Para
Bogota
)200()(3
1)26002800(11 2800
2600
2800
2600m
smmm
RCdh
RCRCdht =minus=== intint
[ ]st 6766=
bull Vuelo en Planeo Siendo de gran importancia el conocimiento del
comportamiento del Micro avioacuten en una situacioacuten de No-Potencia las fuerzas
actuantes en el vehiculo son el peso el empuje y el arrastre el empuje es
cero porque la potencia esta apagada El vuelo en planeo crea una aacutengulo
con respecto a la horizontal el cual seraacute inverso a la relacioacuten aerodinaacutemica
(LD) buscando el valor miacutenimo de este aacutengulo el LD deberaacute ser el
maacuteximo de esta manera el rango de alcance en planeo seraacute el maacuteximo
pudiendo cubrir una mayor distancia en un estado critico
DL
tag 1=θ [Ecuacioacuten 75]
En el aacutengulo de crucero
(LD)=325
2531
=θtag
deg= 117θ
Sin embargo bajo los datos obtenidos en el tuacutenel de viento se confirman los
caacutelculos previos de las fuerzas aerodinaacutemicas actuantes en el Micro avioacuten
de esta manera se determina un (LD) maacutex=445 con lo cual se diminuye el
aacutengulo de banqueo sin potencia a
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛= minus
45411
min tagθ
deg= 6712minθ
El rango cubierto bajo la condicioacuten anterior estaraacute determinado por la altura
en la que se encuentre el Micro avioacuten y el aacutengulo miacutenimo de planeo asiacute
maxmax ⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛==
DLh
taghRθ
[Ecuacioacuten 76]
Donde R es el rango maacuteximo de alcance en planeo y h la altura de vuelo del
Micro avioacuten ejemplo para la altura de crucero de 200 mts R seria
[ ] ( )454200max mR =
[ ]mR 890max =
Lo cual es un alto alcance para este tipo de vehiacuteculos
bull Planta motriz Como se menciono previamente el disentildeo actual esta
basado en un motor eleacutectrico lo cual se analiza a continuacioacuten
Histoacutericamente existen dos tipos de propulsioacuten para los Micro aviones los
motores de combustioacuten interna y los motores eleacutectricos Seguacuten la experiencia
de otros disentildeadores con ambos sistemas se pueden concluir las ventajas y
desventajas de estos asiacute
Motores de Combustioacuten Interna poseen un alto empuje de salida
caracteriacutestica deseada en cualquier motor debido a posibles fallas en el
calculo del peso general del Micro avioacuten con lo cual existe un factor de
seguridad para el correcto funcionamiento del vehiculo el sistema en general
disminuye su peso debido al combustible consumido durante el vuelo el alto
rendimiento incrementa el rango del vehiculo con un buen tanque de
combustible por otra parte su difiacutecil operacioacuten inicial (starter) debido a su
pequentildeo tamantildeo el sistema de potencia inconsistente la susceptibilidad a
cambios bruscos de altitud el apagado involuntario en vuelo los problemas
con el combustible al necesitarse de experiencia para la mezcla ideal la caja
de vuelo que representa dificultades de transporte haciendo tedioso su
desplazamiento las perdidas debido a la baja eficiencia teacutermica la difiacutecil
adquisicioacuten al solo servir un tipo de motor el alto ruido ademaacutes de
inconvenientes de alta vibracioacuten que determinan problemas de estabilidad
en el Micro avioacuten y la limitacioacuten del no poderse controlar su velocidad ya que
por su pequentildeo tamantildeo el operador no posee control sobre el carburador
haciendo constante su empuje bajo cualquier condicioacuten de vuelo son
factores que hacen desistir del uso de este tipo de sistema de propulsor a
pesar de esto se menciona un motor (figura 42) de posible uso para un
investigacioacuten alterna para el intereacutes de alguacuten otro grupo
Figura 42 Especificaciones del motor Micro-Flite Cox Tee-Dee 0010
Fuente Paacutegina Web cox
Peso 14 g0010
in3Desplazamiento RPM 30000Empuje Estaacutetico Maacuteximo 95 gDiaacutemetro Interno Cilindro (Bore) 0237 inCarrera (Stroke) 0226 in
1 1736 inAltura (Height)
El motor Micro-Flite Cox Tee-Dee 0010 es un motor de combustioacuten de un
solo pistoacuten y comercialmente no posee acelerador de faacutebrica sin la
posibilidad de aceleracioacuten a traveacutes del carburador el control de la velocidad
es perdido Sin embargo seguacuten la investigacioacuten realizada existe una
compantildeiacutea estadounidense que proporciona la opcioacuten de aceleracioacuten para el
Tee-Dee (PET) el cual funciona de manera similar a los modelos de mayor
tamantildeo Sin embargo debe tenerse en cuenta la difiacutecil adquisicioacuten de este
motor y su sistema de aceleracioacuten
Motor eleacutectrico el vuelo eleacutectrico ha tomado mas fuerza debido al desarrollo
de motores mas eficientes que mejoran la principal desventaja de los
motores eleacutectricos que es su baja relacioacuten potenciapeso haciendo que su
uso sea tenido en cuenta a pesar de esto cabe mencionar sus desventajas
como son su peso constante debido a que sus bateriacuteas a pesar de su
descarga no reducen su peso bajo empuje necesidad de alta fuente de
energiacutea que representa grandes paquetes de bateriacuteas que a pesar de la
posible utilizacioacuten de bateriacuteas de Litio significan espacio y peso no permitido
en los Microaviones sin embargo la utilizacioacuten de bateriacuteas de tamantildeo
reducido faacutecil adquisicioacuten y carga como las seleccionadas previamente
compensan este hecho por otra parte dentro de las ventajas presentes en
los motores eleacutectricos se encuentran su faacutecil operacioacuten al no necesitarse de
sistemas externos para su arranque simplemente la carga de sus sistemas
de alimentacioacuten y aceleracioacuten a traveacutes de controles de velocidad
electroacutenicos baja vibracioacuten y bajo ruido ideal para aplicaciones de discrecioacuten
soportan cambios bruscos de altitud desarrollan una alta eficiencia y a traveacutes
de cajas reductoras mejoran su rendimiento y corrigiendo su desventaja de
baja relacioacuten potenciapeso se han desarrollado motores con escobillas
(Brushed) de alto rendimiento y la innovacioacuten en el vuelo radio controlado de
motores sin escobillas (Brushless) que desarrollan altas relaciones de
potenciapeso optimizando el vuelo eleacutectrico
bull Motores con y sin escobillas Tanto motores de explosioacuten como
eleacutectricos desde sus inicios respectivos en el mundo RC han mantenido su
constitucioacuten En el caso eleacutectrico el motor es de estator (parte estaacutetica)
constituido por los dos imanes y de rotor (parte en movimiento) constituido
por un inducido de tres delgas y el colector con la consiguiente necesidad de
escobillas Aunque el rendimiento energeacutetico es bastante superior al de un
motor de explosioacuten (en eacutestos hay una inevitable peacuterdida de energiacutea en el
calor de los gases de escape) en colector y escobillas se produce una
considerable peacuterdida y siendo escasa la autonomiacutea de un coche eleacutectrico no
estaacuten los tiempos para perder watios
En el motor sin escobillas (figura 43) el rotor incorpora magnetos y el estator
contiene embobinado en este caso la conmutacioacuten es implementada
electroacutenicamente con la transmisioacuten del amplificador que usa un swicth
semiconductor para cambiar la corriente del embobinado basado en la
posicioacuten de retroalimentacioacuten del rotor
El motor eleacutectrico de corriente continua sin escobillas es una realidad antigua
ya utilizada en la industria aunque por la elevada cantidad de componentes
electroacutenicos necesarios para regularlo era imposible su aplicacioacuten en el
mundo RC Hasta ahora
Figura 43 Motor sin escobillas
Fuente Pagina Web sin escobillas motor
Este motor tiene dos antecedentes claros
Motor de corriente alterna siacutencrono trifaacutesicobull En el estator se disponen
las bobinas que alimentadas por corriente trifaacutesica producen un campo
magneacutetico giratorio que arrastra un sencillo rotor En el caso maacutes simple
tenemos los motores en jaula de ardilla El inconveniente de estos motores
es su velocidad fija dependiendo del nuacutemero de polos y de la frecuencia
industrial para 50 Hz la velocidad maacutexima es 50 rps oacute 3000 rpm
Motores paso a pasobull Son motores de constitucioacuten parecida a los
anteriores en que se emula la corriente trifaacutesica mediante electroacutenica Se
usan para posicionamiento siendo frecuentes en los PCs (impresoras
discos duros etc)
Las ideas fundamentales para el motor eleacutectrico RC de corriente continua sin
escobillas son
o En el estator se situaraacuten las bobinas siendo el rotor los imanes (figura
44) Colector y escobillas (y ESC claacutesico) se eliminan de un plumazo o El regulador electroacutenico excitaraacute a partir de la corriente continua de
las bateriacuteas las bobinas del estator de forma secuencial produciendo
un campo magneacutetico giratorio que arrastraraacute el rotor
o La regulacioacuten de velocidad se realizaraacute variando la frecuencia de
excitacioacuten de las bobinas
Figura 44 Motor de corriente continuacutea sin colector de tres delgas
Fuente Motores eleacutectricos para RC
Un aspecto que no debe pasarse por alto seraacute el calor desprendido En el
motor claacutesico las bobinas se mueven lo que favorece su disipacioacuten En estos
motores las bobinas no se mueven aunque estaacuten en contacto con la carcasa
del motor y por tanto cercanos al ambiente
En el regulador de un motor sin escobillas deberemos ajustar
o Anchura de pulso para velocidad maacutexima neutro y frenada maacutexima
o Tipo de freno con o sin marcha atraacutes Un freno sin marcha atraacutes se
logra insertando corriente continua en los bobinados sin variar la
excitacioacuten de bobinas
o Intensidad de frenada
o Arranque brusco o suave
o Avance de corriente
Tensioacuten de corte se programa la tensioacuten por debajo de la cual se interrumpe
la corriente hacia los bobinados a fin de evitar la sobre descarga del paquete
de bateriacuteas Es importante adecuarla al paquete de bateriacuteas usado
A continuacioacuten se hace una comparacioacuten entre los motores con y sin
escobillas mostrando las diferencias ventajas y desventajas que estos
tienen
La conmutacioacuten electroacutenica en el motor sin escobillas elimina una de las
mejores limitaciones del motor con escobillas los cuales han sido el
mantenimiento y el reemplazo de las escobillas y el conmutador
Adicionalmente los motores sin escobillas ofrecen una ventaja la mejor
disipacioacuten de calor ya que el embobinado estaacute en la parte de afuera y
reducen la inercia porque el rotor de magneto permanente compara la
armadura DC
Uacuteltimamente los motores sin escobillas pueden generar maacutes picos de
potencia desde que no tengan liacutemites de conmutacioacuten debido a la mecaacutenica
(escobillaconmutador) cambiando los resultados en un excesivo chisporreteo
en motores DC El beneficio de este es que es maacutes liviano y tiene raacutepida
aceleracioacuten por otro lado los motores DC no son tan caros y pueden ofrecer
menos ondas en el torque de cualquier disentildeo en el motor
Las ventajas del motor sin escobillas son su alta eficiencia y versatilidad con
un control de circuito cerrado el proceso de conmutacioacuten asegura que el
motor esta generando un maacuteximo torque para cualquier amplitud de
excitacioacuten eleacutectrica La desventaja de este sistema del motor es la
complejidad adicional de la electroacutenica que reduce la confiabilidad del
sistema e incrementa el costo y el peso
La principal ventaja del motor con escobillas es su simplicidad de operacioacuten
estos motores ofrecen alta eficiencia y alto control sobre el motor sin
escobillas sin la necesidad de conmutacioacuten electroacutenica La desventaja de
este motor es su vida limite que esta entre 50 a 200 horas ademaacutes son de
muy bajo costo
bull Motores sin nuacutecleo (coreless) El desarrollo de este tipo de motores
(coreless) empezoacute a mediados de los antildeos 30 pero fue hasta inicios de los
60 que empezaron a ser producidos Las principales ventajas que presentan
este tipo de motores incluyen baja inercia bajo vibracioacuten y alta eficiencia
Como el nuacutecleo no tiene hierro la baja masa del motor permite una
aceleracioacuten y desaceleracioacuten maacutes raacutepida que cualquier otro tipo de motor
Otros beneficios adicionales que se ganan eliminando el nuacutecleo feacuterrico
incluyen ausencia de campos magneacuteticos que disminuyen la eficiencia en
motores convencionales ademaacutes de de disminuir la inductancia del rotor y la
resultante de arco que es causada principalmente por esta inductancia El
beneficio de eliminar esta resultante de arco es que se disminuye el ruido del
motor y se aumenta la vida de los cepillos
Estos motores se clasifican por la forma del rotor y pueden ser ciliacutendricos o
de disco Los rotores se enrollan tiacutepicamente en un sesgo o panal para que
el centro ayude a producir el troqueacute requerido las liacuteneas de flujo se extienden
radialmente a traveacutes del hueco aeacutereo Estos motores son normalmente
pequentildeos debido a que son elaborados de metales precisos (oro platino
plata)
Los uacuteltimos adelantos en el disentildeo de este tipo de motores incluyen el
reemplazo de aleaciones de AlNiCo por magnetos de samarium-cobalto La
aceleracioacuten tiacutepica para estos motores es de 150000 radsec2 esto supera
los 30000-50000 radsec2 disponibles para servomotores con rotor de
nuacutecleo de hierro
bull Heacutelices
Una heacutelice es un perfil rotando que genera mucho empuje tal como un ala
genera sustentacioacuten Al igual que un ala la heacutelice esta disentildeada para una
condicioacuten de vuelo en particular Una heacutelice tiene un coeficiente de
sustentacioacuten de disentildeo seleccionado (usualmente alrededor de 05) y la
torcedura (twist) de el perfil es seleccionado para proporcionar el perfil optimo
en determinado aacutengulo de ataque bajo condiciones de disentildeo Debido a que
la velocidad tangencial se incrementan en las secciones perfiladas de la
heacutelice desde el centro a su exterior se hace necesario una reduccioacuten
progresiva de los aacutengulos de ldquopitchrdquo hiendo desde la raiacutez hasta la punta
Los motores empleados desarrollan muy altas velocidades del orden de
15000-35000 RPM que determinan altas velocidades en las puntas de la
heacutelices produciendo perdidas ademaacutes de altos esfuerzos determina una
alta consideracioacuten del material de la heacutelice
La heacutelice (figura 45) es el elemento fiacutesico que se conecta o instala en el eje
del motor El motor se encarga de hacer girar la heacutelice entre 2500
revoluciones y 22000 revoluciones por minuto para lograr ejercer la fuerza
de atraccioacuten del aire (Las revoluciones dependeraacuten del modelo y capacidad
del motor) Cada motor dependiendo de su capacidad y fuerza en HP
(caballos de fuerza) tendraacute una heacutelice ideal y especifica no se pueden
instalar heacutelices al azar Si se instala una heacutelice muy pequentildea el motor se
sobre revolucionaraacute causando efectos negativos y si la heacutelice es muy grande
entonces le faltara fuerza al motor
Figura 45 Heacutelice
Fuente Pagina Web heacutelices de radio control
Es importante reconocer la nomenclatura establecida para las heacutelices
Baacutesicamente en la parte central se encuentran dos nuacutemeros multiplicados
por ejemplo (12 X 8) El primer numero (12) significa la longitud total de la
heacutelice (Largo) y el segundo numero significa la curvatura que tiene la heacutelice
y es denominada PASO El paso de las heacutelices es la curvatura o el aacutengulo que tiene la heacutelice (Figura
46) las liacuteneas de color rojo representan el flujo de aire que es interceptado
por la heacutelice La imagen de la izquierda tan solo intercepta tres liacuteneas de flujo
de aire y la imagen de la derecha intercepta 5 liacuteneas de flujo de aire
Entonces podemos concluir que a mayor PASO mayor cantidad de liacuteneas
de flujo de aire interceptadas por la heacutelice en consecuencia mayor seraacute la
cantidad de aire que se ponga en movimiento
Figura 46 Paso de la heacutelice
Fuente Pagina Web heacutelices de radio control
Desde el punto de vista del motor la longitud y el paso de las heacutelices afectan
su funcionamiento es decir a mayor PASO mayor seraacute la cantidad de aire
interceptado por la superficie de la heacutelice (Resistencia) y en consecuencia el
motor perderaacute algunas revoluciones para el caso contrario el motor ganara
revoluciones
Ahora analizando el paraacutemetro de longitud tenemos que a mayor longitud el
motor perderaacute revoluciones y a menor longitud el motor ganara algunas
revoluciones Por ejemplo si tenemos dos motores con exactamente las
mismas caracteriacutesticas en fuerza cilindrada marca etc pero en el motor
numero uno tenemos una heacutelice de 12 X 7 y el motor numero 2 tenemos una
heacutelice de 12 X 9 se puede observar claramente que ambos motores tienen la
heacutelice con la misma longitud (Largo = 12 Pulgadas) pero ambos motores
tienen las heacutelices con diferente PASO El motor numero uno que tiene la
heacutelice con paso 7 tendraacute mayor revoluciones pero menos agarre o atraccioacuten
del aire que el motor numero dos que tiene un paso 9 De otro lado el motor
numero dos que tiene una heacutelice de paso 9 tendraacute menos revoluciones y
mas absorcioacuten de aire que el motor numero uno
Las heacutelices son fabricadas teniendo en cuenta dos variantes Las de alta
eficiencia y las de uso general Existen tan solo dos paraacutemetros (Longitud y
Paso) que pueden variar en una gran cantidad de combinaciones y que
puedes faacutecilmente confundirse y cometer un error en seleccionar la heacutelice
adecuada para el modelo aunque esta decisioacuten no es algo critico siempre y
cuando se encuentren dentro de los paraacutemetros aceptables
Dependiendo de la calidad de la heacutelice esta requeriraacute ser balanceada para
que el motor pueda rendir a su maacutexima eficiencia El desbalance de una
heacutelice trae consigo factores negativos que se aplican directamente al modelo
y al motor Los factores negativos son causados por la vibracioacuten Desde el
punto de vista de un motor la vibracioacuten es su enemigo mortal por que acorta
raacutepidamente su vida tambieacuten la vibracioacuten hace que el motor no proporcione
las revoluciones que puede dar y dependiendo de la cantidad de vibracioacuten
pueden presentarse fallas de funcionamiento Desde el punto de vista del
modelo la vibracioacuten es enemiga de las partes que estaacuten unidas con
pegamento tambieacuten es enemiga de las partes electroacutenicas sin embargo el
mayor dantildeo es el generado al motor del modelo La tabla 15 muestra
diferentes tipos de heacutelices que pesan menos de 10gr con sus respectivas
especificaciones que se encuentran en el mercado
Tabla 15 Heacutelices de menos de 10gr
Fabricante Modelo Diaacutemetro
(cm) lt de paso
(cm) Peso g
(oz) Valor (US)
2-Alabes hiacutebridos ROOMFLIGHT 102 NO
009 (0003) 1200
3-Alabes hiacutebridos ROOMFLIGHT 102 NO
015 (0005) 1800
2-Alabes hiacutebridos ROOMFLIGHT 152 NO
016 (0006) 1200
3-Alabes hiacutebridos ROOMFLIGHT 152 NO
021 (0007) 1800
GWS EP-2510 65 25 04 075
(001)
GWS EP-2508 65 20 05
(002) 075
KENWAY U-80 80 22 07
(002) 175
GWS EP-3030 76 76 07
(002) 085
GWS EP-3020 76 50 09
(003) 085 GWS EP-4025 102 65 11(004) 095 GWS EP-4040 102 102 11(004) 100
12 (004) TECHNIK CARBOacuteN 160 120 2400
GWS EP-4540 114 102 14
(005) 100
GWS EP-5030 127 76 14
(005) 100 15
(005) KampP PLAacuteSTICO 85 AJUSTABLE 300
GWS EP-5043 127 109 16
(006) 100
GWS EP-6050 152 127 21
(007) 135
GWS EP-6030 152 76 22
(008) 125 23
(008) TECHNIK CARBOacuteN 200 100 2400 28
(010) TECHNIK CARBOacuteN 230 120 2600
GWS EP-7035 178 89 29
(010) 145 33
(012) TECHNIK CARBOacuteN 180 100 3400
GWS EP-7060 178 152 33
(012) 145 34
(012) TECHNIK CARBOacuteN 250 120 290 39
(014) TECHNIK CARBOacuteN 280 120 320 40
(014) BRAUN CARBOacuteN 256 160 2800
RC ARC-2 222 NO 40
(014) 180 GWS EP-8043 203 109 42 175
(015)
GWS EP-8060 203 152 43
(015) 175
GWS EP-8040 203 102 52
(018) 175
GWS EP-9047 228 119 53
(019) 195
GWS EP-9070 228 179 56
(020) 195
GWS EP-9050 229 127 71
(025) 195
GWS EP-1080 254 203 76
(027) 200
GWS EP-1047 254 119 80
(028) 200
GWS EP-1180 279 203 83
(029) 225
GWS EP-1060 254 152 90
(032) 200
GWS EP-1147 279 119 10
(035) 225
Fuente Autores
Normalmente las heacutelices no estaacuten balanceadas por lo que toca realizar este
trabajo Para eliminar la vibracioacuten o desbalance de una heacutelice se tienen
disponibles dos meacutetodos correctivos El primero es un balance del estado
estaacutetico (alance Horizontal de la Heacutelice) de la heacutelice y el segunda es un
balance del estado dinaacutemico de la heacutelice (No es una heacutelice girando si no un
anaacutelisis adicional en cualquier otro punto diferente al estado horizontal) Por
lo general solo se realiza el balance estaacutetico lo cual se puede decir que es
suficiente solamente para algunos tamantildeos de heacutelices pero para otros este
balance es tan solo la mitad del camino recorrido La diferencia es enorme
cuando se aplican ambos balances sobre todo en las heacutelices con longitudes
superiores a 11 pulgadas no siendo este el caso del disentildeo propuesto
bull Disentildeo de la heacutelice para el micro avioacuten Estos micro aviones usan
heacutelices de plaacutestico desarrolladas para pequentildeos modelos de aviones
algunas de estas heacutelices son modificadas cortando y lijando las
comercialmente disponibles dependiendo de la misioacuten especiacutefica del micro
avioacuten Desde que el rendimiento de la heacutelice es critico para el eacutexito de las
misiones de los micro aviones se desarrollo una metodologiacutea de disentildeo de
la heacutelice el cual permite un incremento significativo en la eficiencia de estas
heacutelices pequentildeas
Esta metodologiacutea es conocida como el disentildeo de micro heacutelices En este
disentildeo el modelo tridimensional de la geometriacutea de la heacutelice es creado
usando un software de modelamiento de soacutelidos Los modelos de la
estereolitografiacutea en las mitades de los moldes superior e inferior son luego
creados desde un modelo soacutelido virtual Las figuras 47 y 48 muestran la
geometriacutea de los moldes de la heacutelice La heacutelice fue fabricada unidireccional y
por compuestos de fibra de carbono
Figura 47 Mitad superior del molde de la heacutelice
Fuente wwwmicroheacutelicescom
Figura 48 Mitad inferior del molde de la heacutelice
Fuente wwwmicroheacutelicescom
La validacioacuten del disentildeo de la heacutelice y series de pruebas son desarrollados
en el tuacutenel de viento El torque y el empuje son medidos usando el balance
mostrado en la figura 49 Este balance es construido usando tres celdas de
cargas desde escalas comercialmente disponibles
Figura 49 Balance para el rendimiento de la heacutelice
Fuente wwwmicroheacutelicescom
La graacutefica 45 muestra el empuje contra las RPM y la velocidad de corriente
libre para una heacutelice disentildeada bajo esta metodologiacutea de disentildeo de micro
heacutelices La graacutefica muestra excelente acuerdo entre los datos experimentales
y las predicciones de los coacutedigos La heacutelice fue disentildeada para producir 10
gramos de empuje a 25 mph y 5250 RPM
Graacutefica 45 Empuje Vs RPM y velocidad de corriente libre para una heacutelice de
381 pulgadas
Fuente wwwmicroheacutelicescom
La graacutefica 46 muestra la eficiencia de la heacutelice contra las RPM y la velocidad
para la heacutelice La mejor eficiencia de la medicioacuten fue del 83 mientras que
el coacutedigo predeciacutea un pico de eficiencia del 82
Graacutefica 46 Eficiencia versus RPM y velocidad de corriente libre para una
heacutelice de 381 pulgadas
Fuente wwwmicroheacutelicescom
Como la eficiencia del motor es mas alta a velocidades mayores un
insignificante sacrificio en la eficiencia de la heacutelice disminuye la eficiencia
total del sistema de propulsioacuten Ademaacutes se nota que el pico de eficiencia
incrementa con el aumento de la velocidad de corriente libre debido a un
nuacutemero de Reynolds mayor
Un paraacutemetro fundamental en el rendimiento del Micro avioacuten es la eficiencia
alcanzada por la heacutelice de esta manera debe seleccionarse una heacutelice ideal
de acuerdo con la necesidad plantada asiacute los paraacutemetros fundamentales de
la heacutelice como son su paso diaacutemetro y material determinaran el desempentildeo
del sistema propulsor para el JANA 01 la seleccioacuten se realiza de acuerdo
con el diaacutemetro necesario en el disentildeo a traveacutes de la [Ecuacioacuten 77] 4060 PD = [Ecuacioacuten 77]
[ ]WattsPMax 8=En el motor seleccionado la potencia maacutexima desarrollada es
con la utilizacioacuten de 5 a 7 celdas de Ni-Cd o NiMH oacute 2-3 celdas de Li
[ ]4 8060 WattD =
[ ] [ ]cmmd 091010090 ==
[ ]cmd 10=
La relacioacuten de avance es equivalente al aacutengulo de ataque del ala pero
normalmente es llamado ldquosip functionrdquo o ldquoprogression factorrdquo relaciona la
distancia del movimiento de la aeronave con una revolucioacuten de la heacutelice es
decir es la relacioacuten de la velocidad que lleva la aeronave con el numero de
revoluciones que lleva la heacutelice por segundo multiplicado por el diaacutemetro de
la heacutelice
nDVJ = [Ecuacioacuten 78]
Donde
V = velocidad de la aeronave = 12 ms
D = Diaacutemetro de la heacutelice = 01 m
n = RPM para el motor seleccionado seraacute de 4333 rpmvolt si el sistema es
directo oacute de 1083 rpmvolt si es utilizada la caja reductora planetaria el
disentildeo actual utiliza la caja reductora descrita posteriormente y utiliza 6
celdas de 12 volts con lo cual obtengo 72 volts de la bateriacutea en conjunto
asiacute
)(27)(1083 voltvoltrpmn =
[ ]srevrpmn 130)(7798 asymp=
Entonces reemplazando en la [Ecuacioacuten 78]
[ ][ ] [ ]msrev
smJ10130
12=
923360=J
6311 Estabilidad Y Control Como fue mencionado previamente la
configuracioacuten alar planteada es la de ala voladora lo cual determina el hecho
de no poseer empenaje asiacute el cabeceo de la aeronave seraacute realizado por
elevadores encontrados en el ala misma y no el empenaje como en las
aeronaves convencionales sin embargo el alabeo es llevado a cabo de la
misma manera que en las aeronaves convencionales a traveacutes de los
alerones para el caso de los micro aviones y la configuracioacuten de ala delta
(ala voladora) el control se realiza por medio de los elevones que es una
combinacioacuten de los sistemas elevadores y alerones para el vuelo radio
controlado (RC) la manipulacioacuten del Micro avioacuten debe hacerse teniendo en
cuenta la mezcla entre los dos sistemas indicando una cierta habilidad del
controlador
Sabiendo que el concepto de estabilidad indica que un Micro avioacuten que se
encuentre en estado estable sufriera alguna perturbacioacuten retornara por si
solo a su estado inicial determina la importancia de realizar un estudio de
estabilidad estaacutetica y estabilidad dinaacutemica La estabilidad dinaacutemica de los
Micro aviones es todo un proyecto por si solo debido a la complejidad que su
anaacutelisis representa por motivo de su pequentildeo tamantildeo y al hecho que para
esta clase de vehiacuteculos se pierde toda la capacidad de vuelo al entrar en
vibracioacuten dinaacutemica
bull Estabilidad Estaacutetica Longitudinal Describe los diferentes momentos y
fuerzas que afectan el vehiculo en el sistema de ejes estables como el
arrastre la sustentacioacuten y los momentos que se generan alrededor del centro
aerodinaacutemico denominado momento de cabeceo ademaacutes se tiene en cuenta
otros factores que alteran la estabilidad como la influencia de las superficies
de control
bull Fuerzas y momentos aerodinaacutemicos longitudinales
o Coeficiente de sustentacioacuten (CL) Para determinar el coeficiente de
sustentacioacuten [Ecuacioacuten 79] se deben tener en cuenta las diferentes
contribuciones estas dependen de la geometriacutea inicial del Micro avioacuten es
decir la contribucioacuten de la plataforma alar del estabilizador horizontal y la
contribucioacuten de la sustentacioacuten debido al cambio en el aacutengulo de ataque
([ ) ]hhWFWFO Leeh
hhLLLL Ci
dd
SSCCCC
αααδτα
εεεαηα ++++minus++= 0 [Ecuacioacuten 79]
Sabiendo que la configuracioacuten es ala voladora los teacuterminos dependientes del
estabilizador vertical desaparecen
WFhhWFO LLh
hLLL CCSSCCC
00 0 asymp+minus= εηα
WFO LL CC0
= [Ecuacioacuten 80]
Para el caso del JANA 01 se tiene en cuenta la contribucioacuten de la plataforma
alar y la variacioacuten de la sustentacioacuten con el aacutengulo de ataque
Como JANA 01 no posee estabilizador horizontal de la [Ecuacioacuten 80] se
obtiene
151600
00
=
=
L
LL
C
CCWF
Donde se toma al valor uacutenicamente de la contribucioacuten que hace la plataforma
[Ecuacioacuten 30] y esta se establece seguacuten las propiedades del perfil N 60 a un
Reynolds de 91000 y el valor obtenido del coeficiente de sustentacioacuten en el
ala a un aacutengulo de ataque de cero grados
El siguiente componente que hace parte del coeficiente es la contribucioacuten de
la sustentacioacuten debido al cambio del aacutengulo de ataque del vehiculo
wfLL CC αα =
Que se asume como la contribucioacuten de la plataforma alar este valor se
asume de las graficas de la variacioacuten del coeficiente de sustentacioacuten
[Graficas 32 y 33] con el nuacutemero de Reynolds y de los valores obtenidos en
el calculo de la pendiente de sustentacioacuten [Ecuaciones 23 26 27 y 28] que
dependen de la forma de la superficie alar
030320=αLC para un AR=1 y un numero de Reynolds de 91000
Las contribuciones debido al estabilizador horizontal poseen un valor de 0
como se menciono previamente
0=
=
hi
hhi
L
hhLL
CSSCC η
α
De esta manera de la [Ecuacioacuten 79] se determina
ααWFWFO LLL CCC +=
Si el aacutengulo de ataque se definioacute en α=14deg [Ecuacioacuten 65] el coeficiente seraacute
degdeg+= 14)1(3032015160LC
576080=LC
o Coeficiente de Arrastre (CD) El coeficiente de arrastre depende
baacutesicamente de dos contribuciones el arrastre parasito y el arrastre inducido
el primero es causado por la misma razoacuten del perfil y el segundo es
proporcional a la sustentacioacuten
La variacioacuten del coeficiente de arrastre con el aacutengulo de ataque esta
directamente relacionada con el coeficiente de sustentacioacuten y la geometriacutea
del perfil este coeficiente de arrastre en un estado estable depende de
αDC
factores como el aacuterea mojada del vehiculo el aacutengulo de ataque la presioacuten
dinaacutemica la deflexioacuten de las superficies de control y el numero de Mach y
reynolds
Este coeficiente es un indicador adimensional de las fuerzas retardantes del
movimiento producida sobre el perfil Se define como el arrastre sobre el
producto de presioacuten dinaacutemica del aire y la superficie alar El coeficiente de
resistencia es pequentildeo y aproximadamente constante para aacutengulos de
ataque pequentildeos pero para aacutengulos de ataque mayores su variacioacuten es
proporcional al cuadrado del coeficiente de sustentacioacuten El coeficiente de
arrastre de nuestro MAV se encontroacute como el desarrollo de la siguiente
formula en la cual el factor de es proporcionado basaacutendose en la grafica
del vs
0DC
DC α del perfil N 60 el cual tiene un valor de 00268
AeCCC L
DD π
2
0 +=
Como ya se conocen los valores del AR y el Coeficiente de Oswald el valor
del coeficiente de arrastre para JANA 01 es
17685890=DC
La variacioacuten de este coeficiente debido al cambio de aacutengulo de ataque del
JANA 01 la obtenemos con esta ecuacioacuten
eARCC
C LLD
2π
α
α= [Ecuacioacuten 81]
576080=LC
030320=αLC
083031=AR
650=e
6500830310303205760802
πα=DC
01579560=αDC
o Coeficiente del momento de cabeceo Este coeficiente posee como
contribucioacuten importante y la primera es generalmente positiva y esta
relacionada con el del perfil y con el momento que genera fuerza de
sustentacioacuten de la plataforma alar con respecto al centro de gravedad
0mCαmC
0mC
Esta derivada es el indicador adimensional de coacutemo las distribuciones de
presioacuten y esfuerzos cortantes provocan la rotacioacuten del vehiculo vieacutendose
esto como un momento en alguacuten punto del perfil
El coeficiente de momento es praacutecticamente constante en el punto
denominado centro aerodinaacutemico
Para el caso del JANA 01 el coeficiente de momentos [Ecuacioacuten 82] esta
formado por dos teacuterminos el y ya que por no poseer estabilizador
horizontal los coeficientes que estaacuten relacionados con este tendraacuten un valor
de cero
0mCαmC
emhmmmm ehiCiCCCC δα
δα+++=
0 [Ecuacioacuten 82]
El [Ecuacioacuten 83] a su vez depende del que es el coeficiente de
momentos alrededor del centro aerodinaacutemico del ala que para el caso en
particular se toma el coeficiente de momentos a cero aacutengulo de ataque del
perfil N 60 Tambieacuten es importante el coeficiente de sustentacioacuten a cero
aacutengulo de ataque
0mCwfacmC
wfLC0
( ) ( ) 000εη
α cgach
hLaccgLmm xxSSCxxCCC
hhwfwfwfacminus+minus+= [Ecuacioacuten
83]
La contribucioacuten de la plataforma alar a este coeficiente se encuentra a partir
de la [Ecuacioacuten 84] que depende del AR y el aacutengulo e el borde de ataque o
aflechamiento (Λ ) LE
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡Λ+Λ
==)(2
)( 2
LE
LEmmm CosA
CosACCCoairfoilwwfac
[Ecuacioacuten 84]
Entonces si
04420minus=oairfoilmC seguacuten los valores obtenidos para el perfil N 60 en
Re=91000
deg=Λ 17LE
⎥⎦
⎤⎢⎣
⎡deg+deg
minus==)17(2083031
)17(083031)04420(2
CosCosCC
wwfac mm
01460minus=wmC
Para el caacutelculo del debido a la configuracioacuten del JANA 01 la [Ecuacioacuten
83] se concierte en la [Ecuacioacuten 83a]
0mC
( )wfwfwfqc accgLmm xxCCC minus+=
00 [Ecuacioacuten 83a]
wfacx que es la posicioacuten del centro aerodinaacutemico del Micro avioacuten es
determinado para la plataforma alar del JANA 01 asiacute para [ ]cmc 881813= y
un se obtiene [cmcroot 15= ]( ) cccx rootacwf
250+minus=
)881813250()88181315( +minus=wfacx
[ ]cmxwfac 594=
Entonces el coeficiente de cabeceo con respecto a la variacioacuten del aacutengulo de
ataque se determina a traveacutes de la [Ecuacioacuten 83a]
( ) ( ) ⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ minusminus
αεη
α ddxx
SSC cghac
hhL h
1minusminus=αα
xxCC accgLm wfwf
( )594203030320 minus=αmC
04210minus=αmC
Debido a la configuracioacuten alar del JANA 01 las contribuciones del
estabilizador horizontal se omiten
( ) 0=minusminus= cghach
hLm xxSSCC
hhiη
α
0=minus=ehe hhLm VCC τη
αδ
bull Aerodinaacutemica de elevones Las plataformas alares seleccionadas no
pueden utilizar los tres ejes convencionales para los sistemas de control de
vuelo debido a su forma delta por consiguiente estos vehiacuteculos utilizan unos
dispositivos llamados elevones que son la combinacioacuten de aleroacuten con
elevador
Los elevones son usados como alerones ya que controlan el movimiento del
vehiacuteculo a lo largo del eje longitudinal El eje longitudinal es una liacutenea
imaginaria que va desde la nariz hasta la cola del vehiacuteculo Ademaacutes son
usados como elevadores pues controla el movimiento a lo largo del eje
lateral
Las superficies de control en el disentildeo propuesto son los elevones estos se
mueven hacia arriba y hacia abajo junto con el control de cabeceo y en
direcciones contrarias (arriba-abajo) para el control de alabeo ya que estaacuten
montados en el borde de salida de las alas los elevones tienen mucho
menos momento para dar influencia que los elevadores en una cola trasera
convencional ademaacutes tienen mucho menos autoridad de cabeceo Este
limitado control de potencia significa que el centro de gravedad no puede ser
movido satisfactoriamente tan adelante como en un avioacuten convencional ya
que los timones no son fuertes suficientemente para el balanceo del vehiacuteculo
Al mismo tiempo si el avioacuten tiene un computador con un sistema de control
de vuelo el cabeceo limitado de los elevones significa que el sistema de
control de vuelo tiene menos habilidad para compensar la inestabilidad
cuando el centro de gravedad esta muy atraacutes El computador puede dar
comandos para los elevones pero los elevones tienen suficiente control de
potencia para hacer que el avioacuten haga lo que el computador manda menos
potencia en el timoacuten desde los elevones significa que el computador tiene
menos para trabajar con el control del avioacuten
Los elevones tienen que ser lo suficientemente largos para controlar el
cabeceo y el alabeo al mismo tiempo Un solo eje para la superficie de
control como en el aleroacuten o timoacuten usan toda la deflexioacuten para el control de su
propio eje el elevoacuten no puede ya que siempre tiene suficiente disponibilidad
para controlar cabeceo y alabeo al mismo tiempo
Cuando el elevoacuten tiene una deflexioacuten total para un eje tiene que estar
disponible para reflectar y permitir el control de otro eje si se necesita La
deflexioacuten efectiva maacutexima para un elevoacuten es la misma como para otra
superficie de control entonces el elevoacuten tiene que tener mas aacuterea para
controlar los dos ejes ya que puede usar solo cerca de la mitad del total del
aacuterea para controlar el cabeceo y la otra mitad para controlar el alabeo Los
elevones tambieacuten tienen complicaciones para el sistema de control Para las
deflexiones del control de alabeo en un ala voladora se necesitan un par de
elevones iguales u opuestos ya que los elevones son tan buenos controlando
cabeceo como alabeo
Las dimensiones del elevoacuten son obtenidas a partir del 15 de la cuerda
media y de la mitad de la envergadura del ala estos valores se basan en los
paraacutemetros de eficiencia de control del vehiacuteculo pues si fuera muy grande
seria demasiado sensible a cambios de movimiento bruscos y si por el
contrario fuese mas pequentildeo el elevoacuten no tendriacutea la suficiente aacuterea para
manejar el vehiculo
bull Centro de gravedad El centro de gravedad esta situado como punto de
partida en el primer tercio o 33 de la cuerda del ala lo que ocurre es que el
ala no siempre tiene planta rectangular y lo maacutes importante no siempre se
trata de un avioacuten convencional como en el caso del disentildeo desarrollado
Para aclarar este asunto y evitar que una mala colocacioacuten sea la causa de
fracasos hay que saber dos cosas En queacute porcentaje deberiacutea estar y doacutende
se situacutea ese punto en la geometriacutea del ala
El siacutembolo por el que se representa suele ser cualquiera de los tres
representados en la figura 50 Los anglosajones suelen usar el central o el de
la derecha pues ademaacutes ellos se refieren a eacutel como Balance Nosotros
usaremos el de la izquierda
Figura 50 Siacutembolos del centro de gravedad
Fuente wwwcenterofgravitycom
El punto referido lo condiciona exclusivamente al tipo de perfil alar y la forma
de la plataforma alar Tampoco tiene una localizacioacuten milimeacutetrica pues hay un
margen seguacuten el perfil alar dentro del que puede estar situado como se
indica en el cuadro adjunto (figura 51) Fuera de ese margen no puede haber
un vuelo estable Dentro de eacutel las posiciones maacutes adelantadas daraacuten un
vuelo pesado de nariz maacutes seguro en un principio mientras se conocen las
reacciones del modelo Si se busca maacutes maniobrabilidad para un vuelo
acrobaacutetico por ejemplo iremos a posiciones maacutes retrasadas
Figura 51 Posicioacuten del CGw seguacuten tipo de perfil
wwwcenterofgravitycom Fuente
bull Porcentaje En este punto uacutenicamente se toma el perfil del ala sin tener
en cuenta por el momento si el ala es en flecha y si tiene una cuerda maacutes
grande que otra
Existe un punto en los perfiles llamado foco que estaacute siempre al 25 de la
cuerda y es sobre el que se toman todos los paraacutemetros de comportamiento
En un perfil auto estable el cual se caracteriza por tener un centro de
presiones praacutecticamente invariable lo que significa que si el centro de
gravedad se coloca justo al 25 de la cuerda se obtendraacute un
comportamiento neutro pero tambieacuten quiere decir que cualquier
perturbacioacuten por pequentildea que sea va a mover el modelo asiacute que nunca se
podriacutean soltar los mandos y el vuelo seriacutea increiacuteblemente criacutetico Por lo tanto
el centro de gravedad tiene que ir situado delante de ese 25
bull Demasiado adelantado Si pesa mucho de nariz loacutegicamente va a
tender a picar por lo que los elevones tendraacuten que ir mas levantados de lo
normal para mantener el vuelo recto eso prevendraacute que a altos aacutengulos de
ataque el flujo del aire por los extradoacutes tienda a desprenderse puesto que
el elevoacuten estaacute levantado esto hace que se pueda seguir manteniendo el
control Se produce una resistencia antildeadida lo que hace que el modelo
adquiera menos velocidad El modelo es en teacuterminos generales maacutes estable
bull Demasiado Retrasado Si pesa mas de cola el modelo tenderaacute a subir
por lo que los elevones ahora tendraacuten que ir mas bajos para mantener el
vuelo recto eso haraacute que a altos aacutengulos de ataque el flujo de aire que
circula por el extradoacutes se desprende mucho antes que en el caso anterior ya
que el elevoacuten esta mas bajo por lo que se pierde el control En un primer
momento el modelo se muestra maacutes raacutepido y aacutegil pero solo hasta que se
produce la entrada en peacuterdida
Por estas razones siempre es preferible partir de un centro de gravedad
adelantado para posteriormente y tras sucesivas pruebas ir retrasaacutendolo para
aumentar las prestaciones y agilidad con un grado de seguridad En un ala
volante rara vez se encuentran modelos con el ala con planta rectangular
las razones son muchas retrasar los marginales con respecto al centro de
gravedad asiacute como los elevones un centro de gravedad mas alejado de la
nariz una zona de mas sustentacioacuten en el centro que en las puntas motivos
estructurales resistencias etc
Una vez conocido el porcentaje del centro de gravedad en el perfil hay que
saber en que cuerda situarlo esto lleva a encontrar la cuerda media
aerodinaacutemica (MAC en ingleacutes) Para ello hay dos meacutetodos el graacutefico y el
matemaacutetico a continuacioacuten se explica cada uno de estos meacutetodos
bull Meacutetodo graacutefico
1 Se traza una liacutenea que une el punto medio de las cuerdas maacutexima y
miacutenima
2 A la cuerda miacutenima se le prolonga por delante la longitud de la cuerda
maacutexima
3 A la cuerda maacutexima se le prolonga por detraacutes la longitud de la cuerda
miacutenima
4 Se unen con una liacutenea los puntos obtenidos en los pasos 2 y 3
5 Donde se corta la liacutenea obtenida en el punto 4 con la obtenida en el
punto 1 estaacute el MAC
6 Calcular el porcentaje deseado sobre esa cuerda
7 Se proyecta perpendicularmente ese punto sobre la cuerda maacutexima
eacutese es el centro de gravedad
Este meacutetodo presenta inconvenientes ya que normalmente no se puede
realizar a tamantildeo real pues resultan grandes dimensiones y si se hace a
escala lo errores tambieacuten se multiplican por dicha escala
bull Meacutetodo matemaacutetico
Existen foacutermulas para hacer todo el proceso anterior que son complejas y
basadas en trigonometriacutea loacutegicamente pero que gracias a la informaacutetica y a
algunos programadores Hoy diacutea existen programas (tabla 16) que lo
calculan a la perfeccioacuten solo con introducir los datos de la geometriacutea del
modelo
Para obtener el CG se calcula la posicioacuten del centro de gravedad (CG) en
un modelo se mide desde el borde de ataque del ala del avioacuten hasta la raiacutez
de la cuerda Si necesitamos saber el porcentaje de la Cuerda Media
Aerodinaacutemica (MAC) para la posicioacuten del centro de gravedad
Tabla 16 Datos Iniciales en el Programa
ENTRAR VALORES 1 RAIacuteZ DE LA CUERDA (A) 2 PUNTA DE LA CUERDA (B) 3 DISTANCIA SWEEP (S) 4 MEDIA ENVERGADURA (Y) 5 PUNTO DE BALANCE DEL MAC 6 DISTANCIA SWEEP A EL MAC copy 7 CUERDA MEDIA AERODINAacuteMICA (MAC) 8 MAC DISTANCIA DESDE LA RAIacuteZ (d)
PUNTO DE BALANCE A LA RAIacuteZ DE LA CUERDA (CG) 9
Fuente wwwcenterofgravitycom
La figura 52 muestra un esquema sencillo de como el programa mencionado
realiza el calculo del centro de gravedad para un ala especifica y de las
ecuaciones que este usa para realizar dicho caacutelculo
Figura 52 Centro de Gravedad En el Programa Java
ECUACIONES
C = (S(A+2B)) (3(A+B))
MAC = A-(2(A-B)(05A+B) (3(A+B)))
d = (2Y(05A+B)) (3(A+B))
CG = MAC BP(MAC) + C
Fuente wwwcenterofgravityjavacom
Este programa tambieacuten admite alas en varios trapecios asiacute como la funcioacuten
de guardar el modelo ademaacutes de dar maacutes datos sobre la geometriacutea como
son la superficie alar carga alar alargamiento y afilamiento Resulta de gran
intereacutes marcar en el modelo el porcentaje de punto de partida asiacute como el
25 de modo que despueacutes de varias pruebas de vuelo y siempre partiendo
de un centro adelantado poder retrasarlo en busca del optimo rendimiento
teniendo en cuenta en todo momento los liacutemites
APLICACIOacuteN DEL CG EN LOS DIFERENTES TIPOS DE ALA
bull Ala Rectangular Es el ejemplo maacutes sencillo posible vemos como la
cuerda (distancia seguacuten el eje longitudinal del avioacuten entre el borde de ataque
-el anterior- y el de fuga -el posterior- del ala) es la misma desde la raiacutez hasta
la punta del ala asiacute que medimos el 30 (si es el que corresponde a al
tipo de perfil) de esta cuerda a partir del borde de ataque Una vez localizado
el punto se hace desde eacutel una perpendicular al eje longitudinal del avioacuten y
ahiacute estaraacute localizado el centro de gravedad (figura 53) A lo largo de esta
liacutenea es donde se puede comprobar el balance del vehiculo
Figura 53 Centro de gravedad en un ala rectangular
Fuente wwwcenterofgravitycom
bull Ala Trapezoidal En este tipo de ala se debe hallar la Cuerda Media
(CM) tambieacuten llamada Cuerda Media Aerodinaacutemica (MAC) En cuanto a la
longitud se sabe de antemano que es la media aritmeacutetica de la cuerda en la
raiacutez de ala C-1 y la del extremo C-2 pero tiene ser localizada
geomeacutetricamente Para ello se dibuja a tamantildeo real o a escala la planta alar
y se traza una liacutenea que una los dos puntos medios o centros geomeacutetricos
(Cg) de las dos cuerdas extremas Despueacutes se prolonga a partir del borde
de salida (figura 54) Se unen los dos extremos de estas prolongaciones con
una liacutenea que va a cortar a la que uniacutea los dos Cg y en esa interseccioacuten se
halla la Cuerda Media que es paralela al eje longitudinal del avioacuten Sobre ella
se mide el que corresponde al perfil y desde ahiacute se traza una
perpendicular al eje longitudinal del avioacuten lo que daraacute la situacioacuten exacta del
Centro de gravedad
Figura 54 Ubicacioacuten del CG en un ala trapezoidal
Fuente wwwcenterofgravitycom
bull Alas En Flecha Se calcula exactamente del mismo modo que las
trapezoidales Lo uacutenico a destacar es lo retrasado que queda el centro de
gravedad comparado con las rectangulares de ahiacute que los aviones con ala en
flecha tengan la nariz tan corta (figura 55)
Figura 55 Centro de gravedad en un ala flecha
Fuente wwwcenterofgravitycom
bull Centro de gravedad en un ala voladora El balance en un ala
voladora se obtiene ubicando el centro de gravedad lo maacutes atraacutes posible para
mantener estable el control de cabeceo sobre el vehiacuteculo desde que el ala
voladora tenga un pequentildeo momento en la cola el ala seraacute maacutes sensitiva al
balanceo
EL momento en la cola de un ala voladora es la distancia desde centro
aerodinaacutemico del elevoacuten hasta el centro de gravedad este momento
usualmente no esta muy lejos ya que los elevones no tiene mucha accioacuten de
palanca Si el ala es muy pesada de nariz requeriraacute mucha deflexioacuten hacia
arriba de los elevones para volar por esta razoacuten es mejor empezar el
procedimiento de balanceo con alguacuten peso extra en la nariz y un pequentildeo
reflejo en los elevones
El procedimiento el balanceo del micro avioacuten se hace primero encontrando el
balanceo neutral para el ala esto se hace colocando alguacuten peso adicional en
la nariz Esto permite conocer si se esta cerca para el balance del vuelo para
lograr esto se puede pegar un gancho un poco delante del centro de
gravedad dando al vehiacuteculo despeje derecho sin tratar de rotar Una vez que
se tiene el balance del vehiacuteculo se puede mover el peso de la nariz un poco
hacia atraacutes lo que permitiraacute tener el balanceo oacuteptimo Generalmente se
puede mover el peso hacia atraacutes y re balancear el vehiacuteculo hasta que se
varieacute el control de cabeceo luego se mueve hacia delante hasta lograr el
balance deseado Esto determina el centro de gravedad y el punto de
balance que se quiere para el control de habilidad una vez que se esta
seguro del centro de gravedad se puede tener un ala con una mejor relacioacuten
de planeo y velocidad
Habieacutendose seleccionado la configuracioacuten ldquoala voladorardquo con el fin de
maximizar el aacuterea efectiva de sustentacioacuten para una dimensioacuten lineal
maacutexima se procede a calcular el centro de gravedad de la misma Las alas
voladoras tienen caracteriacutesticas de estabilidad en el cabeceo (pitch) que
requieren que el centro de gravedad (CG) de la aeronave este mas
adelantado comparado con el de una configuracioacuten convencional (con
empenaje) En la mayoriacutea de casos una aeronave sin cola (sin empenaje)
necesita tener su CG localizado en aproximadamente 15 de la cuerda El
peso y lugar de los componentes albergados en el Micro avioacuten es crucial en
la estabilidad Con el objeto de lograr una localizacioacuten del CG en el 15 la
mayoriacutea de los componentes deben ser ubicados por delante de la mitad de
la cuerda Una posibilidad es de incorporar todos los componentes en un
fuselaje central Esta opcioacuten es tratada en un modelo alterno desarrollado
mas adelante sin embargo representa perdidas debido al incremento del
aacuterea frontal del Micro avioacuten manifestadas en un aumento considerable en el
arrastre En las alas voladoras los componentes se situacutean dentro del ala
distribuidos uniformemente en la estructura Este ajuste permite una
minimizacioacuten del aacuterea frontal (y desde luego menor arrastre por friccioacuten) pero
tiene la desventaja de incrementar el momento de inercia del alabeo del
Micro avioacuten Debido a la ubicacioacuten de peso cerca de las puntas alares el
vehiculo es mas susceptible a problemas de alabeo a pesar de esto la
seleccioacuten de un perfil de un considerable espesor permite situar los
componentes mas centralizados reduciendo los inconvenientes planteados
previamente
CGxAhora se obtiene el calculo de la posicioacuten del centro de gravedad ( ) La
figura 56 muestra un esquema de las posiciones de centro aerodinaacutemico y
de gravedad para el disentildeo JANA 01
( ) cccx rootCG 150+minus=
)881813150()88181315( +minus=CGx
[ ]cmxCG 203=
Figura 56 Posicioacuten del centro aerodinaacutemico y de gravedad del JANA 01
Fuente Autores
64 PUNTAS ALARES La forma de la punta tiene dos efectos sobre el desempentildeo aerodinaacutemico
subsoacutenico La forma afecta el aacuterea mojada de la aeronave pero solo por una
pequentildea extensioacuten Un efecto mas importante es la influencia de tener la
forma de las puntas alares sobre el espaciamiento de los voacutertices en la
puntas
Una punta alar redondeada (visto nariz arriba) faacutecilmente permite que el aire
fluya alrededor de la punta alar una punta alar afilada hace este proceso
mas difiacutecil reduciendo el arrastre inducido La mayoriacutea de las nuevas puntas
alares de bajo arrastre usan alguna forma de borde afilado A decir verdad
una simple punta cortada ofrece menos resistencia que una redondeada
Los end plates (figura 57) son un tipo de punta alar y su efecto se conoce
desde los principios del vuelo El aacuterea mojada de los end plates crea arrastre
por si misma Tambieacuten un ala con end plates tiene incremento de
envergadura efectiva de solo el 80 del incremento actual causado por la
adiciones de la altura de los end plates a la envergadura del ala Sin
embargo los end plates pueden ser muy efectivos cuando la envergadura es
limitada como en el caso del JANA 01 donde el dimensionamiento lineal
esta preestablecido a una medida fija de esta manera se hace adecuado el
uso de este sistema adicional en las puntas alares
Figura 57 END-PLATE
Fuente Libro Daniel P Raymer
Una versioacuten avanzada de los end plates ofrecen un bajo arrastre para una
misma aacuterea incrementando la envergadura son los winglets con los que es
posible obtener una reduccioacuten del arrastre por la utilizacioacuten de la energiacutea
disponible en los voacutertices de las puntas alares
El Winglet es curvado y torcido (cambered ndashtwisted) produciendo que el flujo
de vorticidad rotacional en la punta alar cree una fuerza de sustentacioacuten
sobre el que tiene una componente delantera Esta componente de
sustentacioacuten delantera actuacutea como un arrastre ldquonegativordquo reduciendo el
arrastre total del ala
Un winglet disentildeado apropiadamente puede potencialmente proveer un
incremento efectivo de la envergadura de hasta del doble por la adicioacuten de la
altura de los winglets a la envergadura del ala Los winglets proveen grandes
beneficios cuando la vorticidad en la punta alar es fuerte para alas de bajo
aspect ratio se notan maacutes las ventajas del uso de los winglets comparado
con un ala de alta relacioacuten de aspecto
Un problema con los winglets es que agregan peso detraacutes del eje elaacutestico del
ala lo cual puede agravar tendencias de alabeo Por esto la curvatura y la
torcedura del winglet deben ser optimizadas para una velocidad especiacutefica
Por esta razoacuten para otras velocidades de disentildeo el winglet proveeraacute menor
beneficio
Son estas las razones por las cuales los winglets tienden a ser usados mas
como dispositivos adicionales para alas existentes que requieran una mayor
eficiencia sin un gran redisentildeo sin necesidad de aumentar el AR
641 Winglets Los winglets (figura 58) son baacutesicamente pequentildeas alas
atadas a las puntas de las alas del vehiacuteculo y orientadas en un aacutengulo
determinado existen diferentes tipos de winglets La funcioacuten del winglet es
reducir el esfuerzo de vorticidad de las puntas alares redistribuir la
sustentacioacuten a traveacutes del ala y asiacute reducir el arrastre inducido
El arrastre inducido cuenta con aproximadamente 40 del arrastre de
crucero total Cualquier reduccioacuten en esta contribucioacuten de arrastre es
bastante significativo en el rendimiento de cualquier aeronave
Los beneficios de los winglets no son gratis Su instalacioacuten como fue
mencionado agrega peso (bending moment) y friccioacuten por la piel del aacuterea
superficial
Figura 58 Efecto de los winglets sobre el flujo de vorticidad en las puntas alares
Fuente Performance Fundamentals aerodynamics Boeing
La motivacioacuten para el uso de los winglets en los microaviones se ve
manifestada de esta manera en la condicioacuten de dimensionamiento maacuteximo
en la envergadura ademaacutes de la buacutesqueda de sistemas alternos para el
aumento del desempentildeo aerodinaacutemico Como se menciono previamente el
tamantildeo de winglet debe ser adecuado para una condicioacuten de velocidad
necesaria de esta manera se realizan diferentes pruebas a varios tamantildeos
de winglets aplicables al disentildeo el fundamento del tamantildeo de estos esta
relacionado con porcentajes para su dimensioacuten y con el rendimiento
aerodinaacutemico a bajo numero de reynolds
Los diferentes winglets son probados en el ala baacutesica (figura 59) desarrollada El disentildeo en 3D de todos los modelos a probar y de ala baacutesica
fueron realizados en Rhinoceros 30 software de disentildeo CAD para la
creacioacuten de soacutelidos complejos
Figura 59 Ala Baacutesica
Fuente Autores Rhinoceros 30
La figura 60 muestra la nomenclatura baacutesica del winglet que posteriormente
se prueba en el tuacutenel de viento pero cambiando la cuerda y la envergadura
del winglet
Figura 60 Nomenclatura del winglet
Fuente Autores
Las pruebas se realizan para diferentes cuerdas y envergaduras de los winglets (tabla 17)
Tabla 17 Dimensioacuten de winglets
DIMENSIONAMIENTO DE LOS WINGLETS
ΛLEw bw XwC Ctw Crw ФwTIP
O (mm)
C
() C
C
CGrd (mm) (mm) (mm) Grdroot root root root
A 266 1690 253
5 385
5 513
0 597
6 5783 7695 8964 900
0
B 266 1690 253
5 822
2 1233
3 530 795 137
6 2064 900
0
C 266 1690 253
5 305
5 591
4 676
0 1014
1 900
0 4582 8871180
0 305
5 616
0 676
1 1014
1 900
0 C 266 1200 4582 9240Bajo319
5 305
5 569
4 676
1 1014
1 900
0 C 266 2130 4582 8541Alto
D 266 1690 253
5 228
4 663
5 748
1 1122
1 900
0 3426 9952180
0 228
4 688
0 1032
0 748
1 1122
1 900
0 D 266 1200 3426Bajo319
5 228
4 641
4 748
1 1122
1 900
0 D 266 2130 3426 9621Alto
E 266 1690 253
5 501
2 400
0 484
6 7518 6000 7269 900
0
F 00 1690 253
5 153
3 846
7 1270
0 846
7 1270
0 900
0 2300
Fuente Autores
A continuacioacuten se muestra la nomenclatura de la tabla 14
C Cuerda de la raiacutez del ala = 150mm root
Λ Angulo de aflechamiento en el borde de ataque del winglet LEw
Envergadura del winglet bw
XwC Localizacioacuten del winglet medido en la parte superior del ala
con respecto al borde de ataque de la raiacutez y el punto de unioacuten del winglet y el ala
C Cuerda en la punta del winglet tw
C Cuerda de la raiacutez del winglet rw
Ф Angulo de inclinacioacuten (Cant angle) w
AR 108303 para el ala baacutesica 12AR Para winglets de dimensionamianto pequentildeo Aefectiva
La figura 61 muestra todos los tipos de winglets probados en el tuacutenel de
viento teniendo en cuenta las diferentes cuerdas encontrando asiacute el de
mayor desempentildeo para poder obtener la mayor eficiencia del micro avioacuten
Figura 61 Tipos de winglets analizados
Fuente Autores
Para los diferentes winglets se realizan los caacutelculos teoacutericos aerodinaacutemicos
A continuacioacuten se realizan los caacutelculos teoacutericos de los coeficientes de
sustentacioacuten y resistencia para los diferentes winglets utilizando las
ecuaciones usadas en el modelo base
Conociendo los siguientes paraacutemetros
083031=AR Paq 823966=7174682 =Λc 250=τ
76498140=η 650=e 846670=λ026800=dC
)1(80654)1(083890 00 radGradoCa l === α
⎥⎦⎤
⎢⎣⎡ += )(911 b
bARA wefectiva [Ecuacioacuten 84]
Ahora utilizado las siguientes ecuaciones especificas mencionadas durante
el desarrollo del documento y la [Ecuacioacuten 84] se obtiene la tabla 18
J
tgAR
ARC
cEfectivo
EfectivoL =
+Λ++
=
)4)1((2
2)
3571(
22
2
2
η
πα
2 LD CCi
Κ=
( )H
ARa
aCL =+⎟
⎠⎞
⎜⎝⎛+
=τ
π
α
1
3571 0
0 iDdD CCC +=0
IARa
aa =+
=)(3571 10
0
lπ l1ARπ
=Κ
Tabla 18 Coeficientes para los winglets
COEFICIENTE DE SUSTENTACIOacuteN Y DE ARRASTRE PARA LOS DIFERENTES WINGLETS
ARwing a C C CL CL K C C D Lα Lα Di DTIPO α=11 e=O6
5 α=11 α=11 Newto
n Aefecti
va H I J α=14
o o o o
0036
0033
0682
0574
0113
0140 1431 0032 0342 0194A
0036
0033
0682
0574
0113
0140 1431 0032 0342 0194B
0036
0033
0682
0574
0113
0140 1431 0032 0342 0194C
0034
0031
0654
0551
0112
0138 1330 0030 0368 0192CBajo
0037
0034
0706
0595
0114
0141 1521 0033 0322 0195CAlto
0682 D 1431
0036
0033
0574
0113
0140 0032 0342 0194
0034
0031
0654
0551
0112
0138 1330 0030 0368 0192DBajo
0037
0034
0706
0595
0114
0141 1521 0033 0322 0195DAlto
0036
0033
0682
0574
0113
0140 1431 0032 0342 0194E
0036
0033
0682
0574
0113
0140 1431 0032 0342 0194F
0030
0027
0576
0485
0106
0133
Baacutesica 1083 0026 0452 0185
Fuente Autores
Se nota claramente las ventajas obtenidas con los winglets por el aumento
del AR efectivo ademaacutes debido al incremento de la envergadura esta
ventaja es calculable de manera lineal La energizacioacuten del flujo por parte de
la vorticidad en las puntas alares muestra sus cualidades distinguieacutendose el
aumento de la rata sustentacioacuten-arrastre Tabla 19
Tabla 19 Aumento del rendimiento
TIPO CLCD
A 4111B 4111C 4111
C 3978Bajo
C 4229Alto
D 4111D 3978Bajo
D 4229Alto
E 4111F 4111
Baacutesica 3641
Fuente Autores
Una de las principales ventajas es la obtencioacuten de un mayor Coeficiente de
sustentacioacuten CLdesign para un aacutengulo de ataque especifico (α) asiacute reluce el
hecho de disminuir con los winglets el aacutengulo de ataque de crucero αcruise de
un a ya que se puede obtener la sustentacioacuten necesaria para
el peso del Micro avioacuten
o14=α o11=α
El winglet tipo ldquoDrdquo (graacutefica 47) presenta las mejores cualidades al
incrementar la sustentacioacuten y no tanto el arrastre como en los otros modelos