INSTITUTO POLITCNICO NACIONAL

Escuela Superior de Ingeniera Mecnica y Elctrica

Unidad Azcapotzalco

Seccin de Estudios de Posgrado e Investigacin

DISEO AERODINMICO DE UN

PROTOTIPO DE VEHCULO AREO NO

TRIPULADO (UAV)

T E S I N A PARA OBTENER EL DIPLOMA DE LA

ESPECIALIDAD EN INGENIERA MECNICA CON

OPCIN:

INGENIERA DE PROYECTO MECNICO

PRESENTA:

ING. VCTOR MANUEL DELGADO ROMERO

.

DIRECTOR:

DR. JAIME PACHECO MARTNEZ

MXICO D. F. JUNIO 2010

ndice general

Agradecimientos 8

Resumen 9

Abstract 10

Glosario 11

Nomenclatura 14

1. Introduccin 17

1.1. Antecedentes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17

1.2. Justicacin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18

1.3. Objetivos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18

1.4. Metodologa de Diseo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

2. Estado del Arte 21

2.1. Historia de los UAV en Mxico. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

2.2. Clasicacin de los UAV. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

1

3. Marco Terico 25

3.1. Fundamentos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

3.2. Perl Aerodinmico. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28

3.3. Geometra de Ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

3.4. Empenaje de Cola, Fuselaje y Tren de Aterrizaje. . . . . . . . . . . . . . . . . 32

3.5. Ejes y Movimientos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33

3.6. Fuerzas Aerodinmicas. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34

4. Diseo Conceptual 35

4.1. Generacin Conceptual. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35

4.2. Evaluacin Conceptual. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

5. Diseo Aerodinmico 40

5.1. Parmetros de Vuelo y Condiciones Dimensionales. . . . . . . . . . . . . . . . 40

5.2. Fuselaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48

5.3. Tren de Aterrizaje. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49

5.4. Grca Polar. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51

5.5. Modelo CAD . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

5.6. Comparativa Aerodinmica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55

6. Conclusiones y Evaluacin de Resultados 57

Trabajos a Futuro 59

Bibliografa 60

A. Perles Aerodinmicos 63

2

B. Mtodo Aplicado Para la Obtencin de la Grca Polar 70

C. Plano de Diseo 83

3

ndice de guras

1.1. Metodologa de Diseo Propuesta. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

2.1. Tlaloc I. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

2.2. Tlloc II. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

2.3. S4 Ehcatl. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

2.4. G1 Guerrero. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

2.5. E2 Colibr. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

3.1. Perl Aerodinmico. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28

3.2. Tipos de Ala y Caractersticas Geomtricas, Vista en Planta. (a) Ala Rectan-gular, (b) Ala Trapezoidal sin Flechado, (c) Ala Flechada, (d) Ala Delta. . . . 29

3.3. Proyeccin del Torcimiento Geomtrico en una Ala Trapezoidal Sin Flechado. . 32

3.4. Ejemplos de: (a) Empenaje de Cola, (b) Fuselaje, (c) Tren de Aterrizaje. . . . 33

3.5. Ejes de la Aeronave y sus Correspondientes Momentos Aerodinmicos. . . . . 34

4.1. Conceptos Generados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

5.1. Cuerda en Funcin de la Distancia del Ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42

5.2. Cuerda en Funcin de la Distancia del Estabilizador Horizontal. . . . . . . . . 44

5.3. Cuerda en Funcin de la Distancia del Estabilizador Vertical. . . . . . . . . . . 47

4

5.4. Coecientes de Resistencia al Avance del Fuselaje. . . . . . . . . . . . . . . . . 49

5.5. Coecientes Aerodinmicos Totales del UAV. (a) CLT vs F , (b) CDT vs F ,(c) CLT vs CDT , (d) T vs F . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52

5.6. Fuerzas Aerodinmicas Totales del UAV. (a) LT vs F , (b) DT vs F , (c) LTvs DT , (d) T vs F . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53

5.7. Proyecto: UAV VIR-01. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

5.8. Aeronaves Ehecatl y Khni. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56

5.9. Grca T vs F de las aeronaves VIR-01, Ehecatl y Khni. . . . . . . . . . . 56

A.1. Perl Aerodinmico GOE 227 (MVA H,37). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64

A.2. Perl Aerodinmico NACA 0012. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64

A.3. Grca Polar CLo vs CDo del Perl GOE 227 (MVA H,37). . . . . . . . . . . . 67

A.4. Grcas CLo vs o y CDo vs o del Perl GOE 227 (MVA H,37). . . . . . . . . 67

A.5. Grcas CLoCDo

vs o y CMo vs o del Perl GOE 227 (MVA H,37). . . . . . . . . 68

A.6. Grca Polar CLo vs CDo del Perl NACA 0012. . . . . . . . . . . . . . . . . . 68

A.7. Grcas CLo vs o y CDo vs o del Perl NACA 0012. . . . . . . . . . . . . . 69

A.8. Grcas CLoCDo

vs o y CMo vs o del Perl NACA 0012. . . . . . . . . . . . . . 69

B.1. Distribucin del Levantamiento a lo Largo de la Semi-Envergadura del Ala. . . 73

B.2. Distribucin del Levantamiento a lo Largo de la Semi-Envergadura del Estabi-lizador Horizontal. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75

5

ndice de cuadros

3.1. Ejemplos de Aeronaves de Ala Fija. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

3.2. Ventajas y Desventajas por Geometra de Ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

4.1. Criterios de Diseo, Obligatorios y Deseables. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36

4.2. Escala Fundamental de Comparacin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

4.3. Matriz Comparativa para la Importancia Relativa de los Criterios de DiseoDeseables. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

4.4. Matriz Comparativa Normalizada. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

4.5. Importancia Relativa de los Criterios de Diseo Deseables. . . . . . . . . . . . 38

4.6. Evaluacin Conceptual. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

5.1. Parmetros de Vuelo del UAV. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

5.2. Condiciones Dimensionales del Ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42

5.3. Condiciones Dimensionales del Estabilizador Horizontal. . . . . . . . . . . . . 44

5.4. Condiciones Dimensionales del Estabilizador Vertical. . . . . . . . . . . . . . . 47

5.5. Supercies y Resistencias al Avance de los Objetos del Tren de Nariz. . . . . . 50

5.6. Supercies y Resistencias al Avance de los Objetos del Tren Principal. . . . . . 50

5.7. Materiales Considerados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

5.8. Mximas Eciencias Aerodinmicas por Aeronave . . . . . . . . . . . . . . . . 55

6

A.1. Coordenadas del Perl GOE 227 (MVA H,37), por Porcentaje de Cuerda. . . . 65

A.2. Coordenadas del Perl NACA 0012, por Porcentaje de Cuerda. . . . . . . . . . 66

B.1. Datos Necesarios para Obtener la Pendiente de Levantamiento del Perl del Ala. 71

B.2. Variables y Factores del Ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71

B.3. Resultados de la Distribucin del Levantamiento a lo Largo de la Semi-Envergaduradel Ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73

B.4. Datos Necesarios para Obtener la Pendiente de Levantamiento del Perl delEstabilizador Horizontal. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74

B.5. Variables y Factores del Estabilizador Horizontal. . . . . . . . . . . . . . . . . 74

B.6. Resultados de la Distribucin del Levantamiento a lo Largo de la Semi-Envergaduradel Estabilizador Horizontal. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75

B.7. Coecientes de Levantamiento y de Resistencia al Avance del UAV. . . . . . . 79

7

Agradecimientos

Al Consejo Nacional de Ciencia y Tecnologa (CONACYT), por el apoyo brindado alotorgarme la beca necesaria para cumplir con mi especializacin y tesina.

Al Instituto Politcnico Nacional y la SEPI ESIME Unidad Azcapotzalco por permitirmecontinuar con mi educacin dentro de sus instalaciones y ser un orgulloso politcnico.

Al Dr. Jaime Pacheco Martnez por todo su apoyo y asesoramiento para desarrollar untrabajo de calidad.

Al Dr. Jos de Jess Rubio vila por todas sus recomendaciones.

A todos mis profesores de la especializacin en ingeniera mecnica de la opcin de proyectomecnico. Gracias por compartir su valioso conocimiento Dra. Maricela Guadalupe FigueroaGarca, Dr. Pedro Alejandro Tamayo Meza, Dr. Luis Armando Flores Herrera y Dr. Manuel

Faran Carbajal Romero.

Al M. en C. Rogelio Gerardo Hernndez Garca de la ESIME Unidad Ticomn por susvaliosos consejos y asesoras.

Al Dr. Hilario Hernndez Moreno de la ESIME Unidad Ticomn por ser un ejemplo comopersona e investigador. Gracias por motivarme en continuar con mis estudios... ya solo

faltan las tesis de maestra y doctorado.

Al Ing. Rubn Olvera Oliva por su ayuda y colaboracin para lograr esta tesina. Sin l, sudedicacin y trabajo de tesina, yo no hubiera podido realizar nada.

A todos los miembros de mi familia por su comprensin y motivacin. Gracias totales a mimadre Graciela Romero Cortes, mi to Eusebio Diego Cortes Camarillo y mi hermanito

David Delgado Romero.

A la seorita Janet Esbehidy Nava Snchez por permanecer a mi lado y ser unaextraordinaria amiga, compaera, novia y persona.

8

Resumen

Este trabajo es centrado en el estudio aerodinmico de un vehculo areo no tripulado,comenzando con un concepto que es dimensionado de acuerdo con las ecuaciones clsicas dela aerodinmica.

Esta aeronave es evaluada considerando un bajo nmero de Reynolds de 5 105.

Durante el proceso de diseo el concepto es perfeccionado hasta obtener una aeronaveaerodinmicamente eciente y estable.

Los principales resultados obtenidos son los coecientes de levantamiento y de resistenciaal avance totales en funcin del ngulo de ataque del fuselaje. Estos coecientes son empleadosen la construccin de la grca polar.

Palabras clave: estudio aerodinmico, vehculo areo no tripulado, nmero deReynolds, grca polar.

9

Abstract

This dissertation is centered in the aerodynamic study of an unmanned aerial vehicleprototype, beginning with a concept that is sized in accordance with classical equations of theaerodynamic; it is evaluated considering a low Reynolds number of 5 105.

During the design process the concept is improved up to achieve an aircraft e cient andstable aerodynamically.

The principal results obtained are total lift and drag coe cients in function of fuselageangle. These coe cients are employed in the building of drag polar.

key words: aerodynamic study, unmanned aerial vehicle protoype, Reynoldsnumber, drag polar.

10

Glosario

Aerodinmica Es la ciencia que estudia los efectos que aparecen cuandoun cuerpo es introducido en una corriente de aire.

Ala Componente de una aeronave el cual viaja a travs delviento relativo a una velocidad lo sucientemente nece-saria, para que se produzcan las fuerzas de levantamien-to y de resistencia al avance.

Alern Son unas supercies de mando y control que se encuen-tran en los extremos de las alas y su misin es llevar acabo los virajes del avin a ambos lados a travs de unmovimiento de alabeo.

Altitud Es la distancia vertical de un punto de la Tierra respectoal nivel del mar (S:N:M:)

Centro Aerodinmico Punto en el cual actan las fuerzas aerodinmicas.

Centro de Gravedad Punto de aplicacin de la fuerza peso en un cuerpo y quees siempre el mismo, sea cual sea la posicin del cuerpo.

Centroide Punto que dene el centro geomtrico de un objeto.

Coeciente Adimensional Son todas aquellas magnitudes que no tienen unidades,o cuyas unidades pueden expresarse como relacionesmatemticas puras.

11

Densidad Es una magnitud escalar referida a la cantidad de masacontenida en un determinado volumen.

Desplome Perdida de levantamiento con cualquier incremento dengulo de fuselaje.

Estabilidad Dinmica Un cuerpo es dinmicamente estable si, fuera de supropia voluntad eventualmente regresa y permanece enuna posicin de equilibrio sobre un periodo de tiempo.

Estabilidad Esttica Si las fuerzas y momentos que actan en un cuerpo cau-sados por una perturbacin tienden a regresar al cuerpoa su posicin de equilibrio el cuerpo es estticamenteestable.

Extrads Curvatura superior de un perl aerodinmico.

Flap Situado en el borde de salida del ala. Aumenta el coe-ciente de levantamiento del ala mediante el aumento desupercie en el extrads del ala.

Intrads Curvatura inferior de un perl aerodinmico.

Levantamiento Es la fuerza total a merced a la cual se vence la traccinde la gravedad y el peso de la aeronave.

Material Compuesto Es la unin de dos o ms materiales fsicamente difer-entes y mecnicamente separables, creado con la ideade adquirir propiedades fsico-mecnicas. Este materialest conformado por la matriz y el refuerzo.

Metodologa Conjunto de procedimientos basados en principios lgi-cos, utilizados para alcanzar una gama de objetivos querigen en una investigacin cientca.

Nmero de Reynolds Es un nmero de expresin adimensional utilizado paracaracterizar el movimiento de un uido (Relacin entrelas fuerzas de inercia y viscozas).

12

Perl Aerodinmico Cuerpo que puesto en una corriente de aire tiene una for-ma tal que le permite aprovechar al mximo las fuerzasque se originan por estas variaciones de presin y veloci-dad.

Resistencia al Avance Es la fuerza total que se opone al movimiento otraslacin de un cuerpo, cuando este se encuentra enmovimiento.

Resistencia Inducida Es producida por el incremento del levantamiento con-forme vara el ngulo de fuselaje.

Resistencia Parsita Es causada por cualquier supercie de una aeronave queno produzca levantamiento, es decir que solo produzcaresistencia al avance.

Slat Son supercies aerodinmicas en el borde de ataque delala jadas, las cuales permiten aumentar el ngulo deataque del ala y alcanzar un incremento en la fuerza delevantamiento.

Spoiler Es un freno aerodinmico, permite incrementar la fuerzade resistencia al avance de la aeronave. Los spoilers estnpresentes en la parte superior del ala.

Viscosidad Cinemtica Se obtiene como cociente de la viscosidad dinmica (oabsoluta) y la densidad.

Winglet Utilizados en los extremos de las alas. Bsicamente bus-can incrementar la fuerza de levantamiento debido alincremento de seccin de ala. Adems de contribuir a ladisminucin de la vorticidad (rotulacin de un uido),en las puntas de ala.

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Nomenclatura

a Pendiente de levantamiento.ae Pendiente de la curva de levantamiento de la seccin efectiva.ao Pendiente de levantamiento del perl.AR Alargamiento.b Envergadura.c Cuerda.c Cuerda promedio.ct Cuerda de punta.cr Cuerda de raz.cy Cuerda en funcin de la distancia.ac Centro aerodinmico.Mac Cuerda aerodinmica media.CD Coeciente de resistencia al avance.CDo Coeciente de resistencia al avance del perl.CDi Coeciente de resistencia al avance inducida.C 0D Coeciente de resistencia al avance referido a la supercie alar.CL Coeciente de levantamiento.CLo Coeciente de levantamiento del perl.Clt Coeciente de levantamiento total de la seccin.Cla Coeciente de levantamiento adicional.Clb Coeciente de levantamiento basico.C 0L Coeciente de levantamiento referido a la supercie alar.CM Coeciente de momento.D Resistencia al avance.e Eciencia del ala, factor de oswald.E Permetro de la supercie dividido entre dos veces la envergadura.

g Constante de la aceleracin debida a la gravedadh9;81 m

seg2

i.

14

GC Centro de gravedad.i ngulo de incidencia.J Factor de avance.l Distancia entre centros aerodinmicos del ala y estabilizador horizontal.L Levantamiento.La Coeciente de carga adicional.Lb Coeciente de carga basico.M Momento.P Permetro.S Supercie.V Velocidad.Vc Velocidad de crucero.y Distancia.% Porcentaje.

Letras griegas

ngulo de echado. ngulo diedro. ngulo de ataque. Eciencia aerodinmica. Desviacin de la estela producida por el ala. Estacin." Torcimiento. Conidad. Viscosidad absoluta o dinmica. Viscosidad cinemtica. Constante pi [3;1416]. Densidad.

15

Subndices

c4

Un cuarto de la cuerda.1 Flujo libre.F Fuselaje.h Estabilizador horizontal.ir Importancia relativa.LE Borde de ataque.LG Tren de aterrizaje.m Material.max Mximo.m{n Mnimo.MG Tren principal.N Guiada.NG Tren de nariz.P Cabeceo.par Parasitas.R AlabeoT Total.TE Borde de salida.o Perl.v Estabilizador vertical.w Ala.

16

Captulo 1

Introduccin

Todo comienzo tiene su encanto.

Johann Wolfgang Goethe (1749-1832).

1.1. Antecedentes.

Los UAV (Unmanned Aerial Vehicle) vuelan sin tripulacin humana a bordo. Son usadosmayoritariamente en aplicaciones militares. Es posible referirse a ellos no solo como UAV,tambin se les puede llamar como vehculo areo no tripulado o aeronaves.

Los UAV no deben ser confundidos con aeromodelos, ya que un aeromodelo tiene comofuncin principal servir como entretenimiento para el operador. Aunque existe la posibilidadde que aeromodelos sean adaptados o diseados para propsitos distintos a los de solamenteentretener a un operador, por ejemplo: si a un aeromodelo son adaptados sistemas de controldistintos a los que posee con nes de investigacin, como adicionar un equipo de video parareconocimiento de zonas geogrcas, pueden ser entonces dejar de ser considerados comoaeromodelos y pasan a ser UAV. Enmuchas ocasiones a pesar de tener una funcin en especcay por lo tanto ser considerados como UAV, algunos autores comienzan el nombre de susaeronaves por las siglas ACR (Aeromodelo por Control Remoto), esto tiene que ver ms conel alcance de sus vehculos, as como a travs de que es controlado.

El ejemplo ms antiguo de los vehculos areos no tripulados, fue desarrollado durante lasegunda guerra mundial para entrenar a los operarios de los caones antiareos. Sin embargo,no es hasta poco ms que a nales del siglo XX cuando operan mediante radio control con

17

todas las caractersticas de autonoma. Estas aeronaves han demostrado sobradamente endiferentes escenarios y especialmente en la guerra del golfo (1990-1991) y en la guerra deBosnia (1992-1995), el gran potencial que pueden tener. En cuanto a la obtencin, manejo ytransmisin de la informacin, gracias a la aplicacin de nuevas tcnicas de proteccin de lamisma (guerra electrnica, criptografa), por lo que resulta posible conseguir comunicacionesms seguras y ms difciles de detectar.

Pases con un alto desarrollo aeronutico y aeroespacial como Estados Unidos han llevadoeste tipo de vehculos a niveles de desempeo muy altos, gracias a tres estudios principales, queson: aerodinmico, estructural, as como de estabilidad y control, permitiendo que sean pti-mos principalmente para estrategias militares, de logstica e investigacin. Siendo el estudioaerodinmico el inicial para que los otros dos estudios funcionen adecuadamente.

En el 2006, Hydra Technologies de Mxico [26], se convirti en la primera compaa es-tablecida en el pas para el desarrollo, dise y manufactura de UAV, logrando reconocimientointernacional, por la creacin del S4 Ehcatl. Cuyo propsito esencial es el vigilar y monitorearterrenos peligrosos y fronteras mexicanas. Esta es la nica empresa mexicana que construyeeste tipo de aeronaves; las cuales son controladas desde una unidad mvil en un lugar remoto.

1.2. Justicacin.

En Mxico han existido algunos vehculos areos no tripulados, mas sin en cambio los estu-dios y metodologas a partir de las cuales estos fueron diseados no son reveladas fcilmente.

A nivel nacional, es importante comenzar a realizar estudios detallados con relacin a laaerodinmica de los UAV, para poder contar con una base solida y posteriormente realizar losestudios complementarios que permitan su construccin. Esto con la nalidad de desencadenarconocimiento que fortalezca el desarrollo aeronutico en Mxico.

1.3. Objetivos.

El objetivo general de este trabajo es el diseo aerodinmico de un UAV para misionesde reconocimiento. Este objetivo general puede desglosarse en los siguientes objetivos partic-ulares:

Identicar en el estado del arte lo concerniente a los diferentes UAV a nivel nacional.

18

Considerar el aditamento de equipo de video en el dimensionado, ya que se pretendeque la funcin principal del UAV sea la de reconocimiento.

Obtener el modelo conceptual de un vehculo areo no tripulado, entregando como re-sultado una aeronave de ala ja; avin.

Implementar una metodologa de diseo con la intencin de obtener en el presente tra-bajo un diseo aerodinmico con los mejores resultados posibles, a sabiendas de que loobtenido debe estudiarse y ajustarse de ser necesario en etapas posteriores.

Utilizar criterios de diseo aerodinmico en el dimensionado de los componentes.

Desarrollar la grca polar del UAV.

Entregar como producto nal un plano del UAV con sus tres vistas e isomtrico. Di-cho plano es de un carcter genrico y puede ser modicado de acuerdo con etapasposteriores, procesos de manufactura, materiales y tecnologa disponible.

1.4. Metodologa de Diseo.

Para este proyecto en especico se parte de una metodologa propuesta, como se presentaen la Figura 1.1. Como todo proyecto se considera que ya se cuenta con un objetivo generalclaramente identicado, una vez claro este punto, de acuerdo con la Figura 1.1, se parte dela etapa del diseo conceptual en donde se obtiene el modelo conceptual (el cual es la ideageneral de lo que se pretende disear, desde su forma y caractersticas principales). Previo ala siguiente etapa (diseo aerodinmico), se deben denir aquellas variables a partir de lascuales se iniciara, estas son el dimensionado de aquellos componentes principales del UAV,adems de los parmetros de vuelo. Una vez culminado el diseo aerodinmico se toma ladecisin de si este es viable o no, en caso de serlo pasa a las siguientes etapas y de no serlo seregresa al proceso del dimensionado y parmetros de vuelo iniciales.

En caso de que en las etapas posteriores al diseo aerodinmico (estudios principalescomplementarios), ver Figura 1.1, se tengan incongruencias en los resultados, puede procedersea retroalimentar el sistema, desde estas etapas o en etapas previas, hasta optimizar el diseolo mas posible, previo la construccin de un primer prototipo.

La metodologa aplicada al presente trabajo ataca esencialmente a la etapa del diseoaerodinmico, resolvindolo por mtodos numricos; considerando ecuaciones ya establecidas.

19

Figura 1.1: Metodologa de Diseo Propuesta.

20

Captulo 2

Estado del Arte

El pasado me ha revelado la estructura del futuro.

Pierre Teilhard de Chardin (1881-1955).

2.1. Historia de los UAV en Mxico.

A continuacin se detalla una investigacin a nivel nacional sobre los UAV con el propsitode tener un contexto histrico de referencia. De esta manera se tiene una resea general sobrelos UAV: Tlloc I, Tlloc II, S4 Ehecatl, G1 Guerrero y E2 Colibr. Dentro de estos, los ltimostres han sido diseados y construidos en el pas por la empresa Hydra Technologies S.A. deC.V. Mientras que el resto son producto de investigacin por parte de profesores y alumnosde la Escuela Superior de Ingeniera Mecnica y Elctrica Unidad Ticomn (ESIME-UT), endonde se imparte la carrera de ingeniera aeronutica.

Tlloc I: El proyecto toma sus orgenes en el ao de 1979, partiendo de las necesidadesdel departamento de estimulacin de lluvia, dependiente de la entonces secretaria de recursoshidrulicos y cuyos requerimientos se enfocaban en el acondicionamiento de sus aeronaves conequipo de investigacin y de estimulacin articial de lluvia. La ESIME-UT propuso el diseoy construccin de un UAV-RPV, a n de satisfacer las necesidades de la citada secretaria, loque dio origen al Proyecto ACR-Tlloc I, ver Figura 2.1 [2].

Tlloc II: El Proyecto ACR-Tlloc I, a travs del tiempo ha tenido cambios en su propsi-to, debido al surgimiento de nuevas propuestas de aplicacin, tales como pruebas de equipo

21

Figura 2.1: Tlaloc I.

Figura 2.2: Tlloc II.

electrnico, adems de la posibilidad de ser transferido al sector productivo agrcola, cam-biando su nombre a Proyecto ACR-Tlloc II, ver Figura 2.2 [5]. Una de las diferencias mssignicativas entre ambos modelos ha sido la modicacin en el diseo, pasado de un estabi-lizador convencional a una conguracin tipo Canard.

S4 Ehcatl: Es un sistema integrado de clase mundial, disponible y probada para unavariedad de misiones. El S4 Ehcatl que se presente en la Figura 2.3 [26], esta especcamentediseado casos de desastre ambientales, recogiendo muestras, adems funciona para altitudesconsiderablemente grandes e incorpora un paquete completo de sensores especializados, in-cluyendo sensores electro ptico para su cmara, y una variedad de opciones para sensores deimagen trmicos. Otra caracterstica sobresaliente es la alta resolucin area en su sistema decmara fotogrca, la cual forma parte de su equipo estndar.

G1 Guerrero: Es un eciente, prctico y verstil vehculo areo no tripulado, tiene todaslas caractersticas necesarias para ser eciente en incontables situaciones. Su resistencia, rangoy sensores de poder a lo largo de toda su construccin robusta, el G1 Guerrero mostrado enla Figura 2.4 [26] es capaz de despegar desde las ms grandes altitudes, es una poderosaherramienta para aplicaciones civiles y militares; como en vigilancia y rastreo.

22

Figura 2.3: S4 Ehcatl.

Figura 2.4: G1 Guerrero.

E2 Colibr: Es la aeronave ms pequeo de la familia de Hydra Technologies S.A. de C.V.Es un equipo ligero y de fcil transporte, diseado para las labores de inteligencia, vigilanciay reconocimiento areo. El E2 Colibr de la Figura 2.5 [26], es una herramienta nica, verstily de bajo costo, indispensable para operaciones tcticas de cualquier cuerpo de seguridadmoderno.

Figura 2.5: E2 Colibr.

23

2.2. Clasicacin de los UAV.

Autores como Peterson [9] y Booth [10], manejan un orden similar para la clasicacinde los UAV, acorde a su misin principal suelen ser clasicados en seis tipos: De Combate;cuya funcin es combatir y llevar a cabo misiones peligrosas. De Investigacin; comnmenteen ellos se prueban e investigan los sistemas en desarrollo. De Blanco; sirven para simularaviones o ataques enemigos en los sistemas de defensa de tierra o aire. De Reconocimiento; seemplean exclusivamente para registrar, enviar o administrar informacin.

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Captulo 3

Marco Terico

Si no conozco una cosa, la investigare.

Luis Pasteur (1822-1895).

3.1. Fundamentos.

Aerodinmica: Es la ciencia que estudia los efectos que aparecen cuando un cuerpo esintroducido en una corriente de aire. Para los efectos del estudio es lo mismo que la masa deaire este en reposo y el que se mueve es el cuerpo o viceversa, las fuerzas intervinientes son lasmismas. La presencia de dicho cuerpo modica la reparticin de presiones y velocidades delas partculas de aire, originando fuerzas denominadas levantamiento y resistencia al avance.

Aeronave de Ala Fija: En esta aeronave el viento relativo viaja a una velocidad nece-saria, lo suciente, para que se produzcan las fuerzas de levantamiento y de resistencia alavance. Lo comn en las alas jas son los aviones, ejemplos de esta aeronave se presentan enel Cuadro 3.1 [25].

25

Cuadro 3.1: Ejemplos de Aeronaves de Ala Fija.

1) Planeadores

2) Construccin casera

3) Ultraligeros

4) Turbohlice y Turbo reactores: (a)Transporte, (b) De carga

(a) (b)

5) Anbios y otantes

6) Militares: (a) Cazas, (b) Patrullajey bombarderos

(a) (b)

7) Supersnicos

8) No convencionales: (a) Canard, (b)Alas voladoras, (c) UAV

(a) (b)

(c)

26

Cuadro 3.2: Ventajas y Desventajas por Geometra de Ala.

Geometra deala

Ventajas Desventajas

Rectangular Gran facilidad de produccin eideal para bajas velocidades.

Mala aerodinmica y mal com-portamiento estructural a ve-locidades altas y pobre manio-brabilidad.

Trapezoidalsin echado

Menor resistencia al avancea altas velocidades y ahorrode peso estructural, debido amenor cantidad de estructuraen sus puntas.

Mal comportamiento durantela prdida de sustentacin.

Flechada Buen comportamiento aerod-inmico y estructural a altasvelocidades, buena maniobra-bilidad, incremento signicati-vo de la velocidad por seccinde cuerda a lo largo de la en-vergadura y menor resistenciaal avance a altas velocidades.

Dicultad en su produccin(tiempo y detalle) y mayor re-sistencia al avance a bajas ve-locidades.

Delta Ideal para altas velocidades ypara aeronaves con alta man-iobrabilidad.

Critica a bajas velocidades ypoco maniobrable, poca efec-tividad durante el aterrizaje yalta resistencia al avance a ba-jas altitudes.

27

3.2. Perl Aerodinmico.

Ochoa [6], dene un perl aerodinmico como cualquier seccin del ala cortada por unplano paralelo a la cuerda de la misma. Otra denicin a considerar es la dada por Flores [4],Se llama as al cuerpo que puesto en una corriente de aire tiene una forma tal que le permiteaprovechar al mximo las fuerzas que se originan por estas variaciones de presin y velocidad.

Figura 3.1: Perl Aerodinmico.

Los perles se pueden dividir en dos tipos: simtricos y asimtricos. Un perl simtricoes un perl sin combadura, es decir la lnea de la curvatura media y la lnea de cuerdacoincide. Debido a esta condicin geomtrica, el perl simtrico tiene un bajo costo y es defcil construccin con respecto a un perl asimtrico. Por otra parte los perles asimtricostienen la ventaja de generar mayor levantamiento y mejores prestaciones ante la entrada enprdida de sustentacin o desplome, la cual ocurre a altos ngulos de ataque. Un ejemplo deun perl aerodinmico es el de la Figura 3.1 [18]. En esta gura se presenta lo que conforma alos perles aerodinmicos. Siendo: La lnea de cuerda; aquello que une al borde de ataque y al

28

borde de salida. La cuerda; es la longitud del perl de inicio a n (todas las dimensiones de losperles se miden en trminos de la cuerda). La lnea de curvatura media; es la lnea media entreel extrads y el intrads (supercie superior e inferior respectivamente). La curvatura mxima;es la distancia mxima entre la lnea de curvatura media y la lnea de cuerda. La posicin de lacurvatura mxima es importante en la determinacin de las caractersticas aerodinmicas deun perl.Mximo espesor; es la distancia mxima entre el extrads e intrads. Radio del bordede ataque; es una medida del alamiento del borde de ataque. Extrads; Curvatura superiorque conforma a un perl aerodinmico. Intrads; Curvatura inferior que conforma a un perlaerodinmico.

En la geometra de un perl existen cuatro variables principales: Conguracin de la lneade curvatura media (si esta lnea coincide con la lnea de cuerda, el perl es simtrico. Enlos perles simtricos la supercie superior e inferior tiene la misma forma y equidistan de lalnea de cuerda), espesor, localizacin del espesor mximo y radio del borde de ataque.

Figura 3.2: Tipos de Ala y Caractersticas Geomtricas, Vista en Planta. (a) AlaRectangular, (b) Ala Trapezoidal sin Flechado, (c) Ala Flechada, (d) Ala Delta.

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3.3. Geometra de Ala.

Los cuatro tipos de ala basicas son las mostradas en la Figura 3.2 [18]. Estas son: Rectan-gular (a), Trapezoidal sin echado (b), Flechada (c) y Delta (d). Adems, en el Cuadro 3.2[25], se nombran las ventajas y desventajas para cada una de las geometras.

Los parametros que permiten calcular y denir las caracteristicas especicas de cada ala,se describen a continuacin:

1. Supercie alar (Sw): rea supercial, vista en planta del ala. Una porcin de estarea debe ser cubierta por el fuselaje.

2. Envergadura del ala (bw): Distancia medida de punta a punta en el ala.

3. Cuerda alar promedio (cw): Promedio geomtrico de la cuerda en el ala. El cocientede la supercie alar y la envergadura del ala, es igual a la cuerda alar promedio. Deacuerdo con la Ecuacin (3.1) [18].

cw =Swbw

(3.1)

4. Alargamiento del ala (ARw): Para alas rectangulares es la relacin entre la enver-gadura y la cuerda promedio, de acuerdo con la Ecuacin (3.2) [18], mientras que paraalas cuyas geometras sean distintas a las rectangulares, ser el cuadrado de la enver-gadura entre la supercie, de acuerdo a la Ecuacin (3.3) [18]. El alargamiento es unarelacin de la neza del ala y es usada en determinadas caractersticas aerodinmicas yde peso estructural. Tpicamente la relacin del alargamiento vara desde 35 para altodesempeo en planeadores hasta 2 para jet de combate supersnico.

ARw =bwcw

(3.2)

ARw =b2wSw

(3.3)

5. Cuerda de raz del ala (crw): Es la cuerda en la lnea central del ala.

6. Cuerda de punta del ala (ctw): Es medida como la cuerda ms lejana desde el centrodel ala y medida en la punta de la misma.

30

7. Conicidad en el ala (w): Est dada por la relacin entre la cuerda de punta y la cuerdade raz, de acuerdo con la Ecuacin (3.4) [18]. La conicidad afecta a la distribucin dellevantamiento y al peso estructural. Un ala rectangular tiene una relacin de 1 mientrasque un ala delta tendr una relacin de 0, al ser su cuerda de punta inexistente.

w =ctwcrw

(3.4)

8. Angulo de echado del ala (w): Se mide como el ngulo entre la lnea de cuerdade punta y perpendicular a la cuerda de raz, ambas al 25%. Este ngulo causa deniti-vamente cambios en el mximo levantamiento (mejorando su distribucin a lo largo dela envergadura del ala), incrementos de velocidad por seccin del ala y ayuda a que laaeronave cuenta con un mejor comportamiento estructural.

9. Cuerda aerodinmica media del ala (Macw): Es usada junto con la supercie alarpara adimensionalizar los momentos de cabeceo. Puesto que, la cuerda aerodinmicamedia representa un promedio el cual, siendo multiplicado por el producto de la seccinde coecientes de momento promedio, la presin dinmica y el rea del ala, da comoresultado los momentos para el ala completa. La cuerda aerodinmica media est dadapor la Ecuacin (3.5) [18].

Macw =2

Sw

Z bw2

0

[cyw ]2dyw (3.5)

10. Angulo diedro del ala (w): Aquel ngulo formado entre un plano horizontal conte-niendo la cuerda de raz y un plano medio entre la supercie ms alta y ms baja delala. Si el ala se encuentra por debajo del plano horizontal, su ngulo se le conoce comongulo aniedro

0w

. El ngulo diedro afecta las caractersticas de estabilidad lateral

de una aeronave.

11. Torcimiento del ala ("w): Se dene como la situacin donde las secciones de cuerdasde raz y de punta a lo largo de la semi-envergadura

bw2

para la distribucin de las

secciones del perl no coinciden con respecto al eje longitudinal del vehculo, como semuestra en la Figura 3.3 [18]. La funcin del torcimiento es disminuir el ngulo dedistribucin de cargas y as evitar desplome en la seccin que involucra al alern y asaunque haya desplome en la seccin del empotre, no lo existir en la seccin del alern.

12. Angulo de Ataque del ala (w): Es la resultante de sumar, el ngulo de ataque delfuselaje (F ); es el ngulo formado por el fuselaje de la aeronave medido desde su ejelongitudinal con respecto a la horizontal del viento relativo y el ngulo de incidencia

31

del ala (iw); se dene como el ngulo que existe entre la cuerda de raz terica y que seextiende a travs de toda el ala y el eje longitudinal del fuselaje.

Todas las ecuaciones y terminos explicados hasta este momento, pueden ser idealializadosen trminos de otros componentes del UAV, como el estabilizador horizontal o vertical.

Figura 3.3: Proyeccin del Torcimiento Geomtrico en una Ala Trapezoidal Sin Flechado.

3.4. Empenaje de Cola, Fuselaje y Tren de Aterrizaje.

Empenaje de cola: Se compone de un estabilizador horizontal y otro vertical. El esta-bilizador horizontal; cumple con la funcin de producir un momento aerodinmico conocidocomo Momento de cabeceo (a travs del eje transversal), el cual produce movimiento haciaarriba o hacia abajo en la aeronave; empleando un elemento conocido como Timn de Pro-fundidad. El estabilizador vertical; produce mediante un elemento conocido como Timn deDireccin el Momento de guiada (a travs del eje vertical de la aeronave), este momentoproduce un movimiento lateral en la aeronave a izquierda o derecha.

Fuselaje: Es la parte central de una aeronave, donde se aloja tripulacin, carga (mercancay pasajeros, en el caso de los aviones). Especcamente en los UAV es la parte donde se alojanlos sistemas y equipos que sirven para dirigirlo, tambin sirve como estructura central a lacual se acoplan sus dems partes, como las alas, el motor y el tren de aterrizaje.

32

Figura 3.4: Ejemplos de: (a) Empenaje de Cola, (b) Fuselaje, (c) Tren de Aterrizaje.

Tren de aterrizaje: Entre los propsitos del tren de aterrizaje estn: aceptar cargasestticas y dinmicas emergentes durante el despegue y aterrizaje, para proteger la estructura,absorber y disipar la energa de los impactos durante el aterrizaje en supercies rugosas.

Un ejemplo de Empenaje de cola, Fuselaje y de Tren de aterrizaje son mostrados en laFigura 3.4.

3.5. Ejes y Movimientos.

En la Figura 3.5 [18], se presentan los momentos aerodinmicos de una aeronave (todosen direccin positiva, a travs de sus ejes: transversal, longitudinal y vertical). Momento decabeceo: es aquel momento que acta a travs del eje transversal y que produce movimientohacia arriba o hacia abajo. Momento de guiada: es aquel que produce un movimiento laterala izquierda o derecha, a travs del eje vertical. Momento de alabeo: es aquel que permite

33

que la aeronave gire a travs de su propio eje en un plano, en este caso del longitudinal.Adems, todas las fuerzas que producen momentos en una aeronave, idealmente deben deestar en equilibrio con respecto a un punto, dicho punto es mejor conocido como el centro degravedad.

Figura 3.5: Ejes de la Aeronave y sus Correspondientes Momentos Aerodinmicos.

3.6. Fuerzas Aerodinmicas.

Como se mencion anteriormente en la seccin 3.1, las dos fuerzas aerodinmicas esencialesson: el levantamiento (L), obtenido mediante la Ecuacin (3.6) [15] y la resistencia al avance(D), obtenido con la Ecuacin (3.7) [15].

L =1

21V

21SCL (3.6)

D =1

21V

21SCD (3.7)

Donde: 1 es la densidad en ujo libre, V1 es la velocidad en ujo libre del cuerpo(Aeronave, Objeto, etc.), que se desplaza a travs de un uido, S es la supercie del cuerpo,CL es el coeciente de levantamiento y CD es el coeciente de resistencia al avance.

34

Captulo 4

Diseo Conceptual

La imaginacin es ms importante que el conocimiento. El conocimiento es limitado, laimaginacin rodea el mundo.

Albert Einstein (1879-1955).

4.1. Generacin Conceptual.

Existen innidad de mtodos para generar conceptos en un diseo, uno de los ms so-bresalientes es la tormenta de ideas o Brainstorming como es mejor conocido. Este mtodopermite generar tantos conceptos como sea posible, considerando incluso el producir conceptosa partir de otros ya existentes.

Estos conceptos deben cumplir ciertos parmetros, llamados criterios de diseo, con loscuales nalmente se evaluaran cada uno de los conceptos, esto con la intencin de cumplir elobjetivo principal del presente trabajo; el diseo aerodinmico de un UAV para misiones dereconocimiento. Sea criterio de diseo toda aquella meta o necesidad, para el presente trabajo.

Los criterios de diseo en base a los cuales sern generados y por ltimo seleccionado unmodelo conceptual, se muestran en el Cuadro 4.1. En este Cuadro se puede apreciar que loscriterios de diseo son catalogados como Deseables. Estos se ponderan uno a uno contra smismos empleando el proceso de jeararquia analtica o AHP (Analytic Hierarchy Process),para dar una importancia relativa propia de cada criterio u Obligatorios (Aquellos criteriosque de no cumplirse el producto puede considerarse como insatisfactorio en todo aspecto).

35

Cuadro 4.1: Criterios de Diseo, Obligatorios y Deseables.

TipoSimbologa Criterio de Diseo Obligatorios Deseables

CD1 Buen comportamiento aerodinmico. XCD2 Buen comportamiento estructural. XCD3 Traccin en la hlice, producida medi-

ante un motor a gasolina.X

CD4 Materiales para su construccin: mate-riales compuestos (en su mayora).

X

CD5 Consideracin de un compartimiento oseccin para alojar equipo de video.

X

CD6 Tren de aterrizaje triciclo jo. XCD7 Fcil de construir. XCD8 Resistencia al avance total mnima, en

condiciones de vuelo en crucero.X

CD9 Resistencias parasitas minimas. XCD10 Buena apariencia en el diseo. XCD11 Control mediante un sistema de radio

control.X

El Mtodo AHP [23], fue desarrollado por Saaty en 1995. Aplicado al presente trabajo,permite ponderar los criterios de diseo deseables. Para ponderar los criterios de diseo seemplea la escala de referencia mostrada en el Cuadro 4.2.

En el Cuadro 4.3, inicia la evaluacin de los criterios de diseo. Para la comparacin decada criterio, el valor es entero cuando escala de comparacin favorece a la opcin colocadaa la izquierda de la matriz, de lo contrario el valor es fraccionado debido a que se preere laopcin colocada en la parte superior de la matriz. Posteriormente la matriz es normalizadadividiendo cada uno de los valores asignados entre el resultado total de cada columna, adems,se considera la unidad como el 100%.

En la ltima columna del Cuadro 4.4, se presenta el porcentaje de importancia relativa(%ir), para cada uno de los criterios de diseo.

36

Cuadro 4.2: Escala Fundamental de Comparacin.

Intensidad deImportancia

Denicin

1 Igual Importancia3 Poca Importancia5 Alta Importancia7 Mucha Importancia9 Extrema Imporancia

Cuadro 4.3: Matriz Comparativa para la Importancia Relativa de los Criterios de DiseoDeseables.

CD4 CD7 CD8 CD9 CD10 CD11CD4 1 1=9 1=7 1=7 9 5CD7 9 1 1=7 7 7 7CD8 7 7 1 7 7 7CD9 7 1=7 1=7 1 9 7CD10 1=9 1=7 1=7 1=9 1 1=5CD11 1=5 1=7 1=7 1=7 5 1Total 24;31 8;54 1;71 15;40 38;00 27;20

Cuadro 4.4: Matriz Comparativa Normalizada.

CD4 CD7 CD8 CD9 CD10 CD11 %irCD4 0;04 0;01 0;08 0;01 0;24 0;18 0;09CD7 0;37 0;12 0;08 0;45 0;18 0;26 0;24CD8 0;29 0;82 0;58 0;45 0;18 0;26 0;43CD9 0;29 0;02 0;08 0;06 0;24 0;26 0;16CD10 0;00 0;02 0;08 0;01 0;03 0;01 0;03CD11 0;01 0;02 0;08 0;01 0;13 0;04 0;05Total 1 1 1 1 1 1 1

37

Cuadro 4.5: Importancia Relativa de los Criterios de Diseo Deseables.

GI %ir Criterio1 0;43 CD82 0;24 CD73 0;16 CD94 0;09 CD45 0;05 CD116 0;03 CD10

4.2. Evaluacin Conceptual.

Los criterios de diseo catalogados como deseables y sus respectivos valores se presentanen el Cuadro 4.5.

En el caso de los criterios de diseo obligatorios, dado que todos cuenta con la mismaimportancia y de no cumplirse el productor nal de este trabajo, puede considerarse comoinsatisfactorio, el valor de %ir, es unitario.

En la Figura 4.1, se presentan los conceptos de UAV ms relevantes generados. Paraevaluarlos se considera el Mtodo Pugh [23], primero, se debe tomar uno de los conceptoscomo referencia, posteriormente, los dems conceptos sern comparados uno a uno contra elconcepto de referencia y se dar un valor unitario (+) cuando el concepto que se comparacumple mejor con el criterio de diseo del concepto de referencia, por otro lado un valorunitario de () si no lo cumple y un (0) si ambos conceptos cumplen de manera adecuadacon el requerimiento. Los valores asignados se multiplican por cada valor de %ir, de cadacriterio de diseo. Posteriormente, se suma el valor de cada columna y se obtiene un total,el concepto con el valor ms alto es el elegido y considerado como Modelo Conceptual. Laevaluacin conceptual se muestra en el Cuadro 4.6.

Finalmente, el modelo conceptual que mejor cumple con los criterios de diseo planteadosal inicio es el Concepto 8. Las caractersticas geomtricas y de forma ms sobresalientes quese pretende tenga el UAV, de acuerdo con el concepto elegido, son: un ala y un estabilizadorhorizontal echado, posicin de ala media, posicin del estabilizador horizontal en T y unestabilizador vertical trapezoidal.

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Figura 4.1: Conceptos Generados.

Cuadro 4.6: Evaluacin Conceptual.

ConceptoCriterio %ir 1 2 3 4 5 6 7 8CD1 1;00 0 +CD2 1;00 R + 0 + + +CD3 1;00 E 0 0 0 0 0 0 0CD4 0;09 F 0 0 0 0 0 0 0CD5 1;00 E 0 0 0 0 0 0 0CD6 1;00 R 0 0 0 0 0 0 0CD7 0;24 E 0 CD8 0;43 N 0 CD9 0;16 C 0 CD10 0;03 I + +CD11 0;05 A 0 0 0 0 0 0 0Total 2;86 0;86 0;03 2;80 0;86 0;86 +1;20

39

Captulo 5

Diseo Aerodinmico

La persona que simplemente observa el vuelo de un pjaro se queda con la impresin deque l no piensa nada para hacerlo.

El pjaro ha aprendido el arte del equilibrio; esta habilidad no es evidente ante nuestrosojos. Slo aprendemos a apreciarla cuando tratamos de imitarla.

Wilbur Wright (1867-1912).

5.1. Parmetros de Vuelo y Condiciones Dimensionales.

El nmero de Reynolds (RE), para el cual son elaborados todos los clculos es de 5 105.Este valor es fundamental en la obtencin de los coecientes aerodinmicos de todos loscomponentes. Se recomienda consultar el Apndice A.

Se consideran condiciones ambientales a nivel del mar; obtenidas desde tablas de atmosferaestndar del libro Introduction to Flight [15]. La velocidad de crucero (Vc), a la cual volara elUAV para estas condiciones se obtiene mediante la Ecuacin (5.1) [15].

RE =1cwVc1

(5.1)

Vc =(5105)(1;78105 Kgmseg )(1;23Kg

m3)(0;38m)

= 19;48 mseg

40

Cuadro 5.1: Parmetros de Vuelo del UAV.

Parmetro de vuelo Cantidad

Vc

hmseg

i19;48

h [m] 0;00

1Kgm3

1;23 102

1hKgmseg

i1;78 105

1hm2

seg

i1;46 105

RE [] 5 105

En el Cuadro 5.1, se muestran los parmetros de vuelo; estas son condiciones ambientalesy de uso normal para el UAV.

En el Cuadro 5.2, se muestran las condiciones dimensionales del ala, a partir de las cualesse da inicio a los clculos para obtener el ala echada del UAV acorde a las necesidadesplanteadas en captulos previos, los valores iniciales propuestos para el ala son: la envergadura(bw), el alargamiento (ARw) y las cuerdas de raz (crw) y de punta (ctw). Se considera unperl aerodinmico llamado GOE 227 (MVA H,37).

Despejando la supercie alar (Sw), de la Ecuacin (3.3), se determina dicha supercie.

Sw =b2wARw

= 1;13m2

Empleando la Ecuacin (3.1), se determina la cuerda promedio alar (cw).

cw =Swbw= 0;38m

La conicidad del ala (w), se determina con la Ecuacin (3.4).

w =ctwcrw

= 0;50

41

Figura 5.1: Cuerda en Funcin de la Distancia del Ala.

Cuadro 5.2: Condiciones Dimensionales del Ala.

Condicin Dimensional CantidadSw [m

2] 1;13

cw [m] 0;38

crw [m] 0;50

ctw [m] 0;25

Macw [m] 0;3872

ywMac [m] 0;6768

bw [m] 3;00

ARw [] 8;00w [] 0;50"w [

] 0;00iw [

] 3;00w [

] 1;52wLE [

] 18;54w c

4[] 16;37

Perl aerodinmico GOE 227 (MVA H,37)Geometra Flechada

42

En la Figura 5.1 se representa la variacin de la cuerda en funcin de la distancia del ala(cyw). Esto mismo se detalla con la Ecuacin (5.2) [18], basada en la ecuacin de la recta.

cyw =0;25 0;501;50 0;00yw + 0;50 (5.2)

La cuerda aerodinmica media del ala (Macw), se determina con la Ecuacin (3.5).

Macw =2Sw

R bw2

0[cyw ]

2dyw =2;001;13

R 3;002;00

0

h0;250;501;500;00yw + 0;50

i2dyw = 0;387 2m

La distancia del ala en la que se encuentra la cuerda aerodinmica media, se obtiene comose muestra a continuacin.

ywMac = (0;3872 0;50)1;500;000;250;50

= 0;676 8m

En cuanto a los valores del ngulo diedro del ala (w), el ngulo de echado del ala alborde de ataque (wLE) y el ngulo de echado del ala a un cuarto de la cuerda (w c

4), fueron

obtenidos con la ayuda del software de diseo UGS NX 6.0.

En el caso del estabilizador horizontal, idealmente se considera que su supercie, es equiv-alente a 20% de la supercie alar (Sw), como lo muestra la Ecuacin (5.3).

Sh = 0;20Sw (5.3)

Sh = 0;20Sw = 0;23m2

Empleando la Ecuacin (3.2), proponiendo un alargamiento del estabilizador horizontal(ARh) y despejando la envergadura del estabilizador horizontal (bh).

ARh = 5;00

bh =pARhSh = 1;06m

La cuerda promedio del estabilizador horizontal, se determina con la Ecuacin (3.1).

ch =Shbh= 0;20m

43

Figura 5.2: Cuerda en Funcin de la Distancia del Estabilizador Horizontal.

Cuadro 5.3: Condiciones Dimensionales del Estabilizador Horizontal.

Condicin Dimensional CantidadSh [m

2] 0;23

ch [m] 0;20

crh [m] 0;25

cth [m] 0;15

Mach [m] 0;1882

yhMac [m] 0;3275

bh [m] 1;06

ARh [] 5;00h [] 0;60"h [

] 0;00ih [

] 0;00h [

] 1;18hLE [

] 23;31h c

4[] 21;24

Perl aerodinmico NACA 0012Geometra Flechada

44

Se emplea la Ecuacin (3.4), para encontrar la conicidad del estabilizador horizontal (h).Las cuerdas de raz y de punta del estabilizador horizontal son propuestas.

cth = 0;15m

crh = 0;25m

h =cthcrh= 0;60

La Ecuacin (5.4), determina la recta para los puntos sealados en la Figura 5.2.

cyh =0;15 0;250;53 0;00yh + 0;25 (5.4)

La cuerda aerodinmica media del estabilizador horizontal (Mach), se determina con laEcuacin (3.5).

Mach =2Sh

R bh2

0[cyh ]

2dyh =2;000;23

R 1;062;00

0

h0;150;250;530;00yh + 0;25

i2dyh = 0;188 2m

A continuacin se muestra el como se determina la distancia del estabilizador horizontal(yhMac), a la cual se encuentra Mach.

yhMac = (0;1882 0;25)0;530;000;150;25

= 0;327 5m

Finalmente, en el Cuadro 5.3, se muestran todas las condiciones dimensionales para elestabilizador horizontal.

Para determinar las condiciones dimensionales del estabilizador vertical se sigue un pro-cedimiento similar al presentado previamente. Se considera que la supercie del estabilizadorvertical (Sv), equivale a 16% de la supercie alar (Sw), como se muestra en la Ecuacin (5.5).

Sv = 0;16Sw (5.5)

Sv = 0;16Sw = 0;18m2

45

Empleando la Ecuacin (3.3), y proponiendo el alargamiento del estabilizador vertical(ARv), se obtiene la envergadura del estabilizador vertical (bv).

ARv = 2;00

bv =pARvSv = 0;60m

Empleando la Ecuacin (3.1), en trminos del estabilizador vertical, se obtiene la cuerdapromedio del estabilizador vertical (cv).

cv =Svbv= 0;30m

Dado que las cuerdas de raz y punta son propuestas, se emplea la Ecuacin (3.4), paradeterminar la conicidad del estabilizador vertical (v).

ctv = 0;26m

crv = 0;34m

v =ctvcrv= 0;76

Siguiendo el mismo procedimiento expuesto previamente, se obtiene la cuerda aerodinmi-ca media del estabilizador vertical (Macv). La Figura 5.3, representa la vista lateral sobrela variacin de la cuerda en funcin de la distancia para el estabilizador vertical, en cual semuestra rotado 90 hacia la derecha, esto es por cuestiones prcticas para la obtencin de laEcuacin (5.6), la cual es la ecuacin de la recta para los puntos sealados en la Figura 5.3.

cyv =0;26 0;340;30 0;00yv + 0;34 (5.6)

Macv =2Sv

R bv2

0[cyv ]

2dyv =2;000;18

R 0;602;00

0

h0;260;340;300;00yv + 0;34

i2dyv = 0;301 8m

yvMac = (0;3018 0;34)0;300;000;260;34

= 0;143 3m

En la realidad, el estabilizador vertical, no emplea toda su envergadura, si no solamente lamitad, es decir bv

2. Mismo es el caso de la supercie Sv

2. En esta seccin se considero el mismo

procedimiento empleado en el ala y el estabilizador horizontal, para evitar complicacionesdurante los clculos.

46

Figura 5.3: Cuerda en Funcin de la Distancia del Estabilizador Vertical.

Cuadro 5.4: Condiciones Dimensionales del Estabilizador Vertical.

Condicin Dimensional CantidadSv [m

2] 0;18Sv2[m2] 0;09

cv [m] 0;30

crv [m] 0;34

ctv [m] 0;26

Macv [m] 0;3018

yvMac [m] 0;1433

bv [m] 0;60bv2[m] 0;30

ARv [] 2;00v [] 0;76"v [

] 0;00iv [

] 0;00Perl aerodinmico NACA 0012

Geometra Trapezoidal

47

5.2. Fuselaje.

El dimensionado del fuselaje fue propuesto est basado en el perl GOE 228 (MVA H,38).Este perl es ideal debido a que se desea una resistencia al avance mnima y una seccinconsiderable para trabajar y adicionar componentes esenciales como el motor, el equipo devideo y en caso de ser necesario contrapesos. Adems de la estructura que da forma al fuselaje.

Es necesario hacer un recordatorio de que el fuselaje es un componente del UAV, el cualidealmente solo genera resistencia al avance. Para determinar el coeciente de resistencia alavance del fuselaje (CDF ), se consulto el libro Theory of Flight [19], en la pgina 512. En estareferencia se muestran dos grcas, una para fuselaje de seccin cuadrada y otra para unode seccin circular. Debido a la forma del fuselaje del presente trabajo se opta por elegir loscoecientes para el fuselaje circular.

En la Figura 5.4, se muestran los valores de CDF en funcin del ngulo de ataque delfuselaje (F ), obtenidos de la referencia previamente citada. Adems, se adiciona el coecientede resistencia al avance del fuselaje referido a la supercie alar (C

0DF), obtenido mediante la

Ecuacin (5.7) [24].

En caso de necesitar mayor explicacin sobre el trmino referido a la supercie alar,Consulte el Apndice B, para ms informacin.

C0DF= CDF

SFSw

(5.7)

El valor de la supercie del fuselaje (SF ), se obtuvo a travs del software UGS NX 6.0.Se considera toda la supercie que conforma al fuselaje y no solo la proyectada en la vistatransversal. Esto es debido a que los coecientes de resistencia al avance del fuselaje cambiancon respecto a F .

SF = 1;4837 m2

48

-10 -5 0 5 10 150

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

0.14

0.16

0.18

0.2

aF ( )

C D

C DF v s aFC D F v s aF

Re = 5 x 105

Figura 5.4: Coecientes de Resistencia al Avance del Fuselaje.

5.3. Tren de Aterrizaje.

Al igual que en el fuselaje, el dimensionado del tren de aterrizaje es propuesto. Adems,se considera uno de los criterios de diseo (CD6, Tren de aterrizaje triciclo jo).

Para medir la supercie del tren de aterrizaje, se considera la vista frontal del tren (aquellaque es baada por el uido). Posteriormente se obtienen las dimensiones y nalmente lasupercie de cada componente que forma parte del tren de nariz, en el Cuadro 5.5, se describenlos objetos que conforman al tren de nariz, el valor de la supercie proyectada para cada uno yun coeciente de resistencia al avance por objeto (CDObjeto). Este suele ser obtenido de textosde aerodinmica, como los referenciados en el presente trabajo, dependiendo de la seccintransversal (dimensiones y forma).

Finalmente, se obtiene el coeciente de resistencia al avance referido a la supercie alarpor cada objeto (C

0DObjeto

) y la suma de estos es el coeciente de resistencia al avance del trende nariz referido a la supercie alar (C

0DNG

).

49

Cuadro 5.5: Supercies y Resistencias al Avance de los Objetos del Tren de Nariz.

Objeto No. de objetos SObjeto CDObjeto C0DObjeto

[m2] [] []Soporte 1 0;0071 1;2 0;0076Llanta 1 0;0022 1;1 0;0021

Cuadro 5.6: Supercies y Resistencias al Avance de los Objetos del Tren Principal.

Objeto No. de objetos SObjeto CDObjeto C0DObjeto

[m2] [] []Soporte 2 0;0147 1;2 0;0156Llanta 2 0;0044 1;1 0;0042

La Ecuacin (5.8) [24], idealiza la obtencin de C0DNG

.

C0DNG

=1

Sw

XCDObjetoSObjeto

NG

(5.8)

C0DNG

= 0;0097

El mismo proceso realizado para la obtencin de resistencias, se sigue para el tren principal,en el Cuadro 5.6, se muestran los resultados para los objetos del tren principal. La Ecuacin(5.9) [24], idealiza esta situacin.

C0DMG

=1

Sw

XCDObjetoSObjeto

MG

(5.9)

C0DMG

= 0;0199

Los valores de C0DNG

y C0DMG

, se consideran constantes para todo ngulo de fuselaje.

50

5.4. Grca Polar.

Una vez concluido el diseo de cada uno de los componentes que conforman al UAV, desdeel punto de vista aerodinmico, se realiza el clculo de la grca polar, mismo que es detalladoen el Apndice B.

En la Figura 5.5, es presentada la relacin entre los coecientes de levantamiento totales(CLT ), de resistencia al avance totales (CDT ) y eciencia aerodinmica totales (T ). A travsde dicha gura es posible interpretar el comportamiento aerodinmico del UAV, conforme ala variacin del ngulo de ataque del fuselaje (F ). Esto es debido a los parmetros de vuelopreestablecidos (Implcitos en el Nmero de Reynolds) y condiciones dimensionales de cadauno de los componentes detalladas desde el inicio de este captulo.

La Figura 5.5 (c), es la conocida como grca polar. Considerando a Anderson [15], esposible determinar una ecuacin propia que represente su comportamiento considerando loscoecientes totales de levantamiento y de resistencia al avance. La Ecuacin (5.10), permiteaproximar el comportamiento de la grca analizada. Todas las variables de la ecuacin sonconocidas, excepto r, este es un valor numrico constante, el cual se obtiene empricamente yse considera ideal cuando los valores de la ecuacin, se aproximen a los gracados.

Por ltimo, la Ecuacin (5.11) [15], es la ecuacin propia de la grca polar del UAV. Seconsidera un error promedio porcentual de 3.65%, con respecto a los resultados obtenidos enel Cuadro B.7. La Ecuacin (5.11), es vlida hasta el ltimo valor antes del desplome.

CDT = CDT; mn +

r +

1

ewARw

(CLT CLT ; min Drag)2 (5.10)

CDT = 0;1228 + 0;1391 (CLT 0;4410)2 (5.11)

Considerandos los mismos parmetros de vuelo del Cuadro 5.1. Es posible expresar loscoecientes de la Figura 5.5, en cantidades mensurables, es decir determinar las fuerzas delevantamiento totales (LT ) y de resistencia al avance totales (DT ).

Para ello se emplean las Ecuaciones (3.6) y (3.7). Donde notese que V1 equivale a Vc.Adems, la densidad del ujo libre (1), debe estar expresada en unidades de

UTMm3. Por lo

tanto su valor equivale a 0.12 UTMm3.

Los resultados de las fuerzas se presentan en la Figura 5.6 y son expresados en Kg.

51

-10 -5 0 5 10 150

0.5

1

1.5

2

a F( )

C L T

-10 -5 0 5 10 150.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

a F( )

C D T

0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.60

0.5

1

1.5

2

C DT

C L T

-10 -5 0 5 10 151

2

3

4

5

6

7

a F( )

b T

R e = 5 x 1 0 5

( a )

( c )

( b )

( d )

Figura 5.5: Coecientes Aerodinmicos Totales del UAV. (a) CLT vs F , (b) CDT vs F ,(c) CLT vs CDT , (d) T vs F .

Como se puede apreciar, pese a que se estn manejando condiciones ambientales a nivel delmar, los resultados son muy aceptables, considerando que el peso total del UAV, se encontraraen un rango de los 13 a 16Kg. Mientras que el UAV, puede cargar hasta un mximo de 50.1052Kg, siendo esto antes del desplome.

En base a los resultados obtenidos, se recomienda que el rango seguro de eciencia seadesde los 0 hasta los 8, para F . Siendo la eciencia mxima T; max = 6;3533 a los 2

.

52

-10 -5 0 5 10 150

10

20

30

40

50

60

aF()

L T( K g )

-10 -5 0 5 10 152

4

6

8

10

12

14

16

a F( )

D T( K g )

2 4 6 8 10 12 14 160

10

20

30

40

50

60

D T( K g )

L T( K g )

-10 -5 0 5 10 151

2

3

4

5

6

7

aF( )

bT

R e = 5 x 1 0 5

( b )( a )

( c ) ( d )

Figura 5.6: Fuerzas Aerodinmicas Totales del UAV. (a) LT vs F , (b) DT vs F , (c) LTvs DT , (d) T vs F .

53

Cuadro 5.7: Materiales Considerados.

Material mKgm3

Material Compuesto 1240

Aleacin Aluminio 6061 2711

5.5. Modelo CAD

En la Figura 5.7, se presenta un modelo CAD del UAV, diseado en UGS NX 6.0, el cualha servido de apoyo durante todo el proyecto, el UAV es llamado como VIR-01.

El modelo mostrado sirve como una aproximacin del UAV, el rango de peso estimado deeste modelo va desde los 14 a 16 Kg. Para mayores detalles consulte el trabajo desarrolladopor Olvera [1].

Todos sus componentes, excepto el tren de aterrizaje son de material compuesto (bra devidrio y resina epoxi), se considera un espesor de 2 mm como piel y un tren de aterrizajecon material de Aleacin Aluminio 6061, el peso de las llantas en el tren es despreciado, porconsiderarse como mnimo. Las densidades de los materiales (m), empleadas para estimar lospesos de los componentes se presenta en el Cuadro 5.7.

Figura 5.7: Proyecto: UAV VIR-01.

54

Cuadro 5.8: Mximas Eciencias Aerodinmicas por Aeronave

VIR-01 Ehecatl KhniTmax [] 6.3533 5.4182 9.9756F [] 2 4 6

5.6. Comparativa Aerodinmica

Considerando que: desde el punto de vista aerodinmico, la aeronave diseada enel presente trabajo (VIR-01) puede ser comparada con aeromodelos nacionales; diseadasrecientemente, como el Ehecatl de Gutirrez y Morales [2] y el Khni de Mondragn [3],mostradas en la Figura 5.8.

La comparacin mostrada en la Figura 5.9, se hace conrespecto a la eciencia aerodinmicatotal (T ) y su variacin en funcin del ngulo de fuselaje (F ). Lamentablemente esta esgenrica debido a los diferentes nmeros de Reynolds a los cuales cada una de las aeronaveshan sido diseadas.

Como se puede apreciar la aeronave Khni resulta ser ms eciente en apariencia quelas otras dos, esto se debe sobretodo a la poca resistencia al avance que tiene su fuselaje.Revisando los datos de Mondragn [3], su mximo coeciente de levantamiento es de 1.18,el cual para su caso particular puede ser aceptable. Aunque muchos ingenieros y analistaspodrian considerarlo como bajo.

En cuanto a las curvas de VIR-01 y Ehecatl, ambas son muy similares y mantienen uncomportamiento aceptable, la diferencia ms signicativa es a que valor de ngulo de ataquedel fuselaje, es alcanzada su mxima eciencia aerodinmica. Esto quiere decir que entre menorsea el ngulo de ataque al cual se alcance la mxima eciencia aerodinmica, la aeronave puedeser considerada como ms ecaz, ya que en palabras ms simples le costara menos trabajolograr su punto optimo. Por lo tanto bajo esta consideracin VIR-01, resulta ser mas ecienteque las otras dos aeronaves.

En el Cuadro 5.8, se muestra la comparacin realizada para las aeronaves VIR-01, Ehecatly Khni.

55

Figura 5.8: Aeronaves Ehecatl y Khni.

-10 -5 0 5 10 15 20 25-2

0

2

4

6

8

10

12

aF

bT

VIR-01 Re=5x10 5

Ehecatl Re=3.5x10 5

Khni Re= 6x10 5

Figura 5.9: Grca T vs F de las aeronaves VIR-01, Ehecatl y Khni.

56

Captulo 6

Conclusiones y Evaluacin deResultados

Hay quienes miran las cosas como son y se preguntan Por qu?, pero existimos otrosque miramos las cosas como nunca han sido y nos preguntamos Por qu no?.

Sir Alex Ferguson.

A lo largo del presente trabajo fue posible lograr los objetivos propuestos, alcanzando lossiguientes resultados:

Se identico en el estado del arte las caractersticas, tipos y usos de los diferentes UAVconstruidos a nivel nacional.

Se obtuvo un modelo conceptual de un vehculo areo no tripulado, desarrollado y elegidoimplementando los mtodos Brainstorming, AHP y Pugh.

Se considero en el diseo del fuselaje que este tuviera un espesor considerable para laadicin de un equipo de video y dems sistemas necesarios, pero que a su vez no generararesistencia al avance considerable.

Se implemento una metodologa de diseo propuesta, a travs de la cual los avancespreliminares continuaban depurndose hasta alcanzar los resultados ms ptimos, con-siderando durante todo el proceso de diseo al modelo conceptual seleccionado, loscriterios de diseo y los parmetros de vuelo propuestos.

57

Fueron considerados criterios de diseo aerodinmico mediante la implementacin delas ecuaciones clsicas de la aerodinmica para el dimensionado de cada uno de loscomponentes del UAV.

Se da entrega de los coecientes aerodinmicos del UAV; a travs de los cuales se con-struyo la llamada grca polar. Todos los clculos fueron hechos para un Re = 5 105.

Por ltimo, empleando criterios de diseo aerodinmico se entrega un plano genrico delUAV.

Los resultados obtenidos en el presente trabajo pueden ser considerados como satisfactoriosdebido a que se logro estudiar el comportamiento del ala y el estabilizador horizontal debidoa la inuencia del ngulo de echado.

Se escribi un Apndice B, en el que se detallan todas las ecuaciones necesarias paraconstruir la grca polar, se explica cada paso a seguir y se presentan los resultados para estecaso en particular.

Los resultados de las fuerzas aerodinmicas que se presentan en la Figura 5.6, en condi-ciones a nivel del mar son muy aceptables, ya que el peso total del UAV, se encontrara en unrango de los 13 a 16 Kg. Mientras que el UAV, puede cargar hasta un mximo de 50.1052Kg, siendo esto antes del desplome (perdida de levantamiento con cualquier incremento dengulo). Adems, se recomienda que el rango seguro de eciencia sea desde los 0 hasta los6, para F . Siendo la eciencia mxima T; max = 6;3533 a los 2

:

58

Trabajos a Futuro

El vehculo areo no tripulado diseado desde el punto de vista aerodinmico es parte deuna primera etapa, lo siguiente es estudiar estructuralmente a los materiales propuestos quecubren a los componentes principales; descritos en 5.5. Adems de disear y evaluar toda suestructura interna.

Como es sabido la etapa aerodinmica se cumpli en el presente trabajo y la de estabilidadesttica longitudinal tambin en el trabajo desarrollado por Olvera [1]. Pero para trabajosfuturos se sugiere realizar los regmenes de potencia y actuaciones de vuelo, as como laestabilidad dinmica.

Otra etapa es la de la adicin de sistemas electrnicos y el diseo de las supercies parael control de la aeronave y sus movimientos.

Ajustar el plano de diseo, que se entrega en el Apndice C, de ser necesario, una vezculminadas todas las etapas necesarias para optimizar el diseo.

Finalmente, se considera como un trabajo culminante de todas las etapas la manufacturadel UAV.

59

Bibliografa

[1] R. Olvera Oliva, Estabilidad Esttica de un Vehculo Areo no Tripulado,Proyecto VIR-01, Tesina para la Obtencin del Diploma de Especializacin en Inge-niera Mecnica Bajo la Lnea de Automatizacin de Procesos Industriales, IPN ESIME-UA, 2011.

[2] A. Gutirrez Torres, A. Morales De la paz, Diseo Conceptual, Aerodinmico yConstruccin con Materiales Compuestos de un Aeromodelo de Carga conBases del Concurso SAE AERO DESIGN 2008, Tesis para la Obtencin del Ttulode Ingeniero en Aeronutica, IPN ESIME-UT, 2009.

[3] C. A. Mondragn Casillas,Diseo Conceptual de una Aeronave de Radio Controlpara el Concurso DBF 2010, Tesis para la Obtencin del Ttulo de Ingeniero enAeronutica, IPN ESIME-UT, 2010.

[4] D.R. Flores Galindo, Diseo de Perles Aerodinmicos, Tesis para la Obtencin delTtulo de Ingeniero en Aeronutica, IPN ESIME-UT, 2006.

[5] A. Snchez Castro, Anlisis Aerodinmico del Prototipo ACR-Tlloc II, Tesispara la Obtencin del Ttulo de Ingeniero en Aeronutica, IPN ESIME-UT, 1997.

[6] G. Ochoa Cruz, Anlisis y Modelado del Prototipo de un Aerogenerador, Tesispara la Obtencin del Grado de Maestro en Ingenieria en Manufactura, IPN ESIME-UA,2010.

[7] G. Deloera Flores, Simulacin de Velocidad para el Control de Giro en Turbinasde Viento de Dos y Tres Palas por Medio de Matlab, Tesis de Maestra delTecnolgico de Estudios Superiores de Ecatepec, 2009.

[8] L. Giusseppe, Aerodynamic and Structural Design of a Small Nonplanar WingUAV, Thesis for the Degree of Master of Science in Aerospace Engineering, Universityof Dayton, 2008.

60

[9] M.E. Peterson, The UAV and the Current and Future Regulatory Construct forIntegration into the National Airspace System, Thesis for the Degree of Master ofLaws, McGill University, 2005.

[10] C.E. Booth, Surveillance Using Multiple Unmanned Aerial Vehicles, Thesis forthe Degree of Master of Science in Space Systems, Wright-Patterson Air Force Base,Ohio, 2009.

[11] J. J. Rubio Avila, M. Figueroa, J. Pacheco, M. Jimenes-Lizarraga, Observer designbased in the mathematical model of a wind turbine, International Journal ofInnovative Computing, Information and Control, Aceptado.

[12] J. J. Rubio, A. Ferreyra, M. Salazar, G. Deloera, F. Baruch, Topics Related withthe Wind Turbine, WSEAS Transactions on Computers, ISSN: 1109-2750, Incluida enScopus, Vol. 7, Issue 8, 1169-1178, 2008.

[13] I.H. Abbott, A.E. Von Doenho , Theory of Wing Sections: Including a Summaryof Airfoil Data, New York, USA, 1949.

[14] J.D. Anderson, Fundamentals of Aerodynamics. Maryland, USA, 1991.

[15] J.D. Anderson, Introduction to Flight, Maryland, USA, 1989.

[16] J.D. Anderson, Computational Fluid Dynamics, Maryland, USA, 1995.

[17] D.P. Raymer, Aircraft Design: a Conceptual Approach, 2006.

[18] J.J Bertin, Aerodynamics for Engineers, New Jersey, USA, 1998.

[19] R. Von Mises, Theory of Flight, Nueva York, USA, 1959.

[20] A. Lennon , Basics of R/C Model Aircraft Design: Practical Techniques forBuilding Better Models, USA, Air Age Inc.

[21] D.G. Hull, Fundamentals of Airplane Flight Mechanics, Texas, USA, 2007.

[22] B.W. McCormick, Aerodynamics, Aeronautics and Flight Mechanics, Pennsylva-nia, USA, 1994.

[23] E. Gmez, S. Martnez, El Proyecto - Diseo en Ingeniera, Valencia, Espaa, 2001.

[24] F.H. Rodrguez Ibarra, Mtodo para la Obtencin de la Grca Polar de unAvin, Mxico, Distrito Federal, 2008.

61

[25] E. Bravo Garca,Metodologa para la Determinacin de los Coecientes Aerod-inmicos de una Aeronave, Mxico, Distrito Federal, 2008.

[26] >, 2010.

[27] >, 2010.

62

Apndice A

Perles Aerodinmicos

Los coecientes aerodinmicos, correspondientes al Reynolds de 5 105 se obtienen medi-ante el software PROFILI 2.28b [27]. Se busca que los coecientes de levantamiento mximos(CLo; max) sean altos. As como determinar si su coeciente de resistencia al avance es mnimo(CDo; mn) ya que se busca disminuir la fuerza de resistencia al avance y por ende reducir elconsumo de combustible del UAV. Se sabe que si el coeciente de momento del perl (CMo)tiene una pendiente cerca a cero, se tendr una buena estabilidad en la aeronave. Por ltimose desea que la relacin de CLo

CDosea lo mejor posible en funcin al incremento del ngulo de

ataque del perl, entre mejor relacin se tendr la calidad del perl ser mayor, esta relacinsuele llamarse neza o rendimiento aerodinmico del perl (o).

Los perles aerodinmicos elegidos y que cumplen con las condiciones nombradas previ-amente son: GOE 227 (MVA H,37); para el ala y el NACA 0012; para los estabilizadoreshorizontal y vertical. La forma de estos perles se presenta en la Figuras A.1 y A.2, respecti-vamente.

Hay que recordar que lo nico que permite la sustentacin en la aeronave son: el ala y elestabilizador horizontal, cualquier otra parte de la aeronave que evite un ujo libre de aireproduce resistencia al avance.

En el caso del Estabilizador vertical, no se pretende que este produzca sustentacin, perosi se requiere que tenga una resistencia mnima.

Las coordenadas necesarias para generar las curvaturas de los perles GOE 227 (MVAH,37) y NACA 0012, se presentan en los Cuadros A.1 y A.2, respectivamente.

Desde la Figura A.3 hasta la A.8, se presentan las grcas correspondientes a los coe-

63

Figura A.1: Perl Aerodinmico GOE 227 (MVA H,37).

Figura A.2: Perl Aerodinmico NACA 0012.

cientes aerodinmicos para los perles empleados. Las grcas fueron obtenidas desde PRO-FILI 2.28b, para un nmero de Reynolds de 5 105, para las condiciones de vuelo en crucerodel UAV y por lo tanto todo clculo ser en base a este nmero de Reynolds. Los datos delos perles descritos al inicio de este apndice se obtienen de estas grcas y son tiles parala construccin de la polar del UAV.

64

Cuadro A.1: Coordenadas del Perl GOE 227 (MVA H,37), por Porcentaje de Cuerda.

Extrads Intradsx y x y

1;0000 0;0030 1;0000 0;0000

0;9000 0;0381 0;9000 0;0201

0;8000 0;0692 0;8000 0;0322

0;7000 0;0973 0;7000 0;0343

0;6000 0;1184 0;6000 0;0314

0;5000 0;1355 0;5000 0;0215

0;4000 0;1406 0;4000 0;0086

0;3000 0;1377 0;3000 0;00630;2500 0;1323 0;2500 0;01380;2000 0;1228 0;2000 0;01920;1500 0;1084 0;1500 0;02270;1000 0;0879 0;1000 0;02610;0750 0;0752 0;0750 0;02680;0500 0;0585 0;0500 0;02660;0250 0;0377 0;0250 0;02230;0125 0;0254 0;0125 0;01660;0000 0;0000 0;0000 0;0000

65

Cuadro A.2: Coordenadas del Perl NACA 0012, por Porcentaje de Cuerda.

Extrads Intradsx y x y

1;0000 0;0013 1;0000 0;00130;9000 0;0145 0;9000 0;01450;8000 0;0262 0;8000 0;02620;7000 0;0366 0;7000 0;03660;6000 0;0456 0;6000 0;04560;5000 0;0529 0;5000 0;05290;4000 0;0580 0;4000 0;05800;3000 0;0600 0;3000 0;06000;2500 0;0594 0;2500 0;05940;2000 0;0574 0;2000 0;05740;1500 0;0534 0;1500 0;05340;1000 0;0468 0;1000 0;04680;0750 0;0419 0;0750 0;04190;0500 0;0355 0;0500 0;03550;0250 0;0261 0;0250 0;02610;0125 0;0188 0;0125 0;01880;0000 0;0000 0;0000 0;0000

66

Figura A.3: Grca Polar CLo vs CDo del Perl GOE 227 (MVA H,37).

Figura A.4: Grcas CLo vs o y CDo vs o del Perl GOE 227 (MVA H,37).

67

Figura A.5: Grcas CLoCDo

vs o y CMo vs o del Perl GOE 227 (MVA H,37).

Figura A.6: Grca Polar CLo vs CDo del Perl NACA 0012.

68

Figura A.7: Grcas CLo vs o y CDo vs o del Perl NACA 0012.

Figura A.8: Grcas CLoCDo

vs o y CMo vs o del Perl NACA 0012.

69

Apndice B

Mtodo Aplicado Para la Obtencinde la Grca Polar

A continuacin se presenta como se obtuvo la grca polar para el prototipo de vehculoareo no tripulado (UAV) propuesto a lo largo del presente trabajo. El procedimiento a seguirpara la obtencin de la polar puede variar de autor en autor, en el caso especico de estetrabajo se sigui una lnea similar a la del mtodo expuesto por Rodrguez [24]. Las variacionesrealizadas tienen la nalidad de optimizar el diseo del UAV acorde a los criterios de diseoestablecidos y al modelo conceptual obtenido en el cuarto captulo.

En caso de necesitar consultar alguna condicin dimensional consulte los Cuadros 5.2, 5.3y 5.4.

Inicialmente, se determina la distribucin del levantamiento a lo largo de la semi-envergaduradel ala; se considera el mtodo expuesto por Anderson [15]. Este consiste en dividir a la semi-envergadura del ala en estaciones (w) y obtener la distancia para cada estacin (yw), estadistancia se mantiene dentro de un rango de la semi-envergadura y es determinado mediantela Ecuacin (B.1) [24]. En la Figura 5.1, se representa la variacin de la cuerda en funcin dela distancia (cyw), particularmente en este trabajo la Ecuacin (5.2), determina esta situacin.

Los valores de estacin son constantes, ya que se obtiene informacin relevante para laconstruccin de la grca polar, por cada una de ellas en el libro Theory of Wing Sections[13].

yw = wbw2

(B.1)

70

Cuadro B.1: Datos Necesarios para Obtener la Pendiente de Levantamiento del Perl delAla.

No. ow [] CLow []1 2;00 0;73682 4;00 1;4241

Cuadro B.2: Variables y Factores del Ala.

Dato CantidadowL=0 [

] 7;9224aow

1

0;1146

aew1

0;0888

aw1

0;0867

Pw [m] 7;7401

ew [] 0;8106Jw [] 0;4500

CLow; max [] 1;8503ow; max [

] 11;00

Posteriormente, la pendiente de levantamiento del perl del ala (aow), es obtenida emple-ando valores desde la grca CLow vs ow del perl GOE 227 (MVA H,37), ver Figura A.4.Especcamente cuando la curva se mantiene sin perturbacin alguna que produzca algunavariacin signicativa (Parte lineal). Para est pendiente es usada la Ecuacin (B.2) [24]. Losvalores con los cuales se obtuvo se detallan en el Cuadro B.1. Lo siguiente es determinar lapendiente de la curva de levantamiento de la seccin efectiva del ala (aew). Empleando laEcuacin (B.3) [5]. De esta ecuacin surgen algunas variables como el permetro del ala (Pw),el cual se obtuvo construyendo un modelo CAD del ala empleando el software UGS NX 6.0.

aow =CLow2 CLow1ow2 ow1

(B.2)

aew =2aowbwPw

(B.3)

La constante, llamada factor de avance del ala (Jw). es obtenida del libro Theory of WingSections [13] en la pgina 17. En el Cuadro B.2, se agrupan las variables ya han sido denidas.

71

El coeciente de levantamiento adicional del ala (Claw), se determina con la Ecuacin(B.4) [24]. El coeciente de carga adicional del ala (Law), se lee en las pginas 14 y 15 dellibro Theory of Wing Sections [13]. Para leer este valor se utiliza el alargamiento (ARw) y laconicidad del ala (w); se tendr un valor para cada estacin.

Claw = LawSwcywbw

(B.4)

El coeciente de levantamiento bsico del ala (Clbw), se determina con la Ecuacin (B.5)[24]. Para el caso particular de este trabajo este coeciente es nulo, debido a que no existetorcimiento en el ala ("w). En caso de necesitar el coeciente de carga bsico del ala (Lbw),este se lee en las pginas 12 y 13 del libro Theory of Wing Sections [13], en la misma formaque Law .

Clbw = Lbw"waewSwcywbw

(B.5)

Por ltimo, para obtener el coeciente de levantamiento total de la seccin del ala (Cltw), seutiliza la Ecuacin (B.6) [5], existe un valor de Cltw por estacin. Para determinar el coecientede levantamiento mximo del ala completa (CLw; max), se incrementa el valor de CLw , hastaencontrar el Cltw , en donde la curva sea tangente al coeciente de levantamiento mximo delperl del ala (CLow; max).

Cltw = (Clbw + CLwClaw)cos w c

4

(B.6)

Los resultados obtenidos, se muestran a detalle en el Cuadro B.3. En donde se destacaCLw; max . El valor de este coeciente es de 1;8218, lo cual es bastante bueno, dado que CLow; maxes de 1;8503. Esto es debido al ngulo echado del ala a un cuarto de la cuerda (w c

4), este

ngulo trae como consecuencia una disminucin en el coeciente de levantamiento total dela seccin del ala (Cltw), en forma proporcional al coseno del echado, por lo que se necesitacontinuar incrementando CLw , hasta alcanzar la tangencia con el CLow; max , como se muestraen la Figura B.1.

El mismo procedimiento descrito previamente, debe seguirse, para la semi-envergadura delestabilizador horizontal. Los resultados obtenidos se presentan en los Cuadros B.4, B.5 y B.6.

72

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 10

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

2

ew

Cltw

CLow,max = 1.8503

CLw,max = 1.8218

R e = 5 x 1 0 5

Figura B.1: Distribucin del Levantamiento a lo Largo de la Semi-Envergadura del Ala.

Cuadro B.3: Resultados de la Distribucin del Levantamiento a lo Largo de laSemi-Envergadura del Ala.

CLw; max = 1;8218

w [] yw [m] c(yw) [m] Law [] Claw [] Cltw []0;0000 0;0000 0;5000 1;3000 0;9750 1;7042

0;2000 0;3000 0;4500 1;2360 1;0300 1;8004

0;4000 0;6000 0;4000 1;1280 1;0575 1;8485

0;6000 0;9000 0;3500 0;9880 1;0586 1;8503

0;8000 1;2000 0;3000 0;7790 0;9738 1;7021

0;9000 1;3500 0;2750 0;6120 0;8345 1;4587

0;9500 1;4250 0;2625 0;4750 0;6786 1;1861

0;9750 1;4625 0;2563 0;3520 0;5151 0;9004

1;0000 1;5000 0;2500 0;0000 0;0000 0;0000

73

Cuadro B.4: Datos Necesarios para Obtener la Pendiente de Levantamiento del Perl delEstabilizador Horizontal.

No. oh [] CLoh []

1 1;00 0;10402 2;00 0;2102

Cuadro B.5: Variables y Factores del Estabilizador Horizontal.

Dato CantidadohL=0 [

] 0;00aoh

1

0;1047

aeh1

0;0681

ah1

0;0735

Ph [m] 3;2614

eh [] 0;9007Jh [] 0;2500

CLoh; max [] 1;1755oh; max [

] 13;00

Mientras que la grca de distribucin del levantamiento de este componente se muestra enla Figura B.2.

Posteriormente, es necesario identicar los ngulos concernientes al eje longitudinal de laaeronave. Estos son: el ngulo de ataque del fuselaje (F ), para la mayora de los casos, esteintervalo va desde los 8 hasta 14. El ngulo de ataque del ala (w) de acuerdo con laEcuacin (B.7) [24], es la resultante de sumar, el ngulo de ataque del fuselaje y el ngulode incidencia del ala (iw); se dene como el ngulo que existe entre la cuerda de raz tericay que se extiende a travs de toda el ala y el eje longitudinal del fuselaje. Para este trabajoiw = 3

.

El mximo ngulo de ataque del ala (w; max), se alcanza l cuando el coeciente delevantamiento del ala completa (CLw), empleando la Ecuacin (B.12) [24], es igual al mximocoeciente obtenido por la distribucin de levantamiento a lo largo de la semi-envergadura delala.

w = F + iw (B.7)

74

Cuadro B.6: Resultados de la Distribucin del Levantamiento a lo Largo de laSemi-Envergadura del Estabilizador Horizontal.

CLh; max = 1;0952

h [] yh [m] cyh [m] Lah [] Clah [] Clth []0;0000 0;0000 0;2500 1;2720 1;0793 1;1018

0;2000 0;1061 0;2300 1;2230 1;1280 1;1515

0;4000 0;2121 0;2100 1;1400 1;1516 1;1755

0;6000 0;3182 0;1900 1;0080 1;1254 1;1488

0;8000 0;4243 0;1700 0;7900 0;9858 1;0063

0;9000 0;4773 0;1600 0;6000 0;7955 0;8120

0;9500 0;5038 0;1550 0;4490 0;6145 0;6273

0;9750 0;5171 0;1525 0;3220 0;4479 0;4572

1;0000 0;5303 0;1500 0;0000 0;0000 0;0000

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 10

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

eh

Clth

Re = 5 x 10 5

CLoh,max = 1.1755

CLh,max = 1.0952

Figura B.2: Distribucin del Levantamiento a lo Largo de la Semi-Envergadura delEstabilizador Horizontal.

75

Al ser nulo el torcimiento del ala ("w), el valor del ngulo de cero levantamiento del ala(wL=0), es igual al ngulo de cero levantamiento del perl del ala (owL=0). De acuerdo conla Ecuacin (B.8) [24].

wL=0 = owL=0 + Jw"w (B.8)

Debido a la inuencia del echado, la eciencia del ala (ew), se determina, mediante laEcuacin (B.9) [17]. La cual es aplicable para alas echadas con ngulos de echado al bordede ataque menores o iguales a los 30.

ew = 1;78(1 0;045AR0;68w ) 0;64 (B.9)

Solamente en caso de que se estudie un ala con un ngulo de echado mayor a los 30, laEcuacin (B.10) [17], debe ser empleada.

ew = 4;61(1 0;045AR0;68w ) (cos wLE) 3;1 (B.10)

Al igual que ew, la obtencin de la pendiente del ala (aw), varia debido al efecto delechado, por lo que se emplea la Ecuacin (B.11) [5].

aw =aow

1 + 57;3aowewARw

(B.11)

Mediante la Ecuacin (B.12) [24], se obtiene un CLw (para cada w), hasta llegar al mximoobtenido en la distribucin del levantamiento a lo largo de la semi-envergadura.

CLw = aw(w wL=0) (B.12)

Posteriormente, se emplea la Ecuacin (B.13) [24], para encontrar los diferentes valores deresistencia al avance inducida del ala (CDiw).

CDiw =C2Lw

ewARw(B.13)

Por ltimo, la resistencia al avance del ala (CDw), se obtiene al sumar CDiw y CDow (re-sistencia al avance del perl del ala), ver Ecuacin (B.14) [24].

76

Para cada w existe un CDow , de acuerdo con la grca de la Figura A.4. Como se puedeapreciar en esta grca, PROFILI 2.28b maneja un intervalo para el ngulo de ataque desde8 hasta 13, entonces para determinar los coecientes de resistencia al avance del perl delala para ngulos mayores, se considera una regla de tres y al resultado multiplicarlo por unincremento de 1;15. En su defecto suponer valores de resistencia para adecuar la tendenciaque tienen las grcas.

CDw = CDow + CDiw (B.14)

Autores como Lennon [20], consideran que la distancia entre centros aerodinmicos debe serde 2;50 veces el valor de la cuerda aerodinmica media del ala (Macw). Pero esa consideracinno es satisfactoria para todos los casos. Es por ello que se realizo un estudio de estabilidadesttica longitudinal y se determino que la distancia entre centros aerodinmicos (l), es viablepara 1;51 m. En caso de necesitar el preciso y detallado anlisis sobre la distancia previamentenombrada, consulte el trabajo desarrollado por Olvera [1].

La desviacin de la estela producida por el ala (), afecta signicativamente al ngulode ataque del estabilizador horizontal (h), su inuencia se determina mediante la Ecuacin(B.15) [24]. Posteriormente h, se determina con la Ecuacin (B.16) [24]. El valor de ih = 0.

= 18CLw0;3w

AR0;725w

3Macwl

0;25(B.15)

h = w iw + ih (B.16)

Los coecientes de levantamiento y de resistencia al avance del estabilizador horizontal(CLh y CDh, respectivamente), se obtienen de la misma manera que CLw y CDw .

Todo coeciente obtenido de alguna supercie del UAV, debe referirse a la supercie alar;situacin idealizada en la Ecuacin (B.17) [24]. La justicacin de esto radica en que sedebe tener un mismo parmetro de referencia; en caso de que se requiera obtener las fuerzaspresentes en el UAV (fuerzas en funcin de la supercie alar).

C0DObjeto

= CDObjetoSObjetoSw

(B.17)

En el caso particular de los coecientes referidos al estabilizador horizontal. El coecientede levantamiento del estabilizador horizontal referido a la supercie alar (C

0Lh), se obtiene con

77

la Ecuacin (B.18) [24], mientras que el coeciente de resistencia al avance del estabilizadorhorizontal referido a la supercie alar (C

0Dh), se obtiene empleando la Ecuacin (B.19) [24].

Esto es debido a una consideracin de eciencia del 75% por parte del estabilizador horizontal.

C0Lh= 0;75CLh

ShSw

(B.18)

C0Dh= 0;75CDh

ShSw

(B.19)

En el caso particular del estabilizador vertical solo se considera que existe resistencia alavance, es por ello que solo se determina la resistencia al avance del estabilizador verticalreferido a la supercie alar (C

0Dv). Donde el valor de CDv , corresponde a la resistencia al

avance del perl del estabilizador vertical a 0 (CDv = 0;0061). Por lo que C0Dv= 0;0005.

C0Dv = CDv

Sv2Sw

(B.20)

Aquellos coecientes de resistencia existentes en los componentes del UAV; que no pro-ducen coecientes de levantamiento, son agrupados como coecientes de resist