Estefanía Barrón Machado Ana Belén Díaz Quintero José

Antonio López Orantes

Ángel Ortigosa Romero Mª

Luz Santamaría Moreno

Manuel Villegas Díaz

•Interés mundial por Vehículos no tripulados.•Gran abanico de aplicaciones.•Creciente demanda en misiones de vigilancia motivado por:

Aspectos económicos.Versatilidad.

Misión                                       Diseño

DISEÑOEvolución del diseño

DISEÑO

Dimensiones:‐Semiesfera: r = 15 cm‐Tronco de cono:  r = 15 cm; R=    50 cm; L=55 cm‐

Cilindro: L=100 cm; r=50 cm

Marrón  CuadernasGris  Cuadernas maestrasLargueros cada 30º

DISEÑOAlas

Envergadura: 302 cmCuerda: 38 cm

DISEÑOWinglets

NACA 0012

Largo: 10 cmCuerda: 38 cm

DISEÑOCola en V

NACA 0012 Largo: 45.2 cmCuerda: 22.35 cm

DISEÑOTren de aterrizaje

Triciclo fijo con ruedas simples

DISEÑOMotor

Hélice de 46 cm de  diámetro.

DISEÑOCarga de pago y combustible

DISEÑOResultado final:

DISEÑOResultado final:

OBJETIVOS

•Cálculo de pesos.•Cálculo del centro de gravedad.•Comparativa.

ESTRUCTURAS

COMPONENTES PESO (g)

Fuselaje 5203,72

Ala 4485,06

Winglets 343,57

Cola 476,01

Tren de aterrizaje delantero 600,00

Tren de aterrizaje principal 900,00

Servos 240,00

Motor 1700,00

Sistema de compensación 166,00

Adhesivo 1500,00

PESO EN VACIO 15614,36

COMPONENTES PESO (g)

Fuselaje 5203,72

Ala 4485,06

Winglets 343,57

Cola 476,01

Tren de aterrizaje delantero 600,00

Tren de aterrizaje principal 900,00

Servos y adhesivo 1740,00

Motor 1700,00

Combustible 2900,00

Sistema de compensación 166,00

Carga de pago 15000,00

PESO TOTAL 33514,36

COMPONENTES Xi (cm)

Fuselaje 113,30

Ala 120,00

Winglets 120,00

Cola 210,00

Tren de aterrizaje delantero 67,60

Tren de aterrizaje principal 140,00

Motor 223,00

Combustible 160,00

Sistema compensador 20,00

Carga de pago 1 95,00

Carga de pago 2 75,00

Carga de pago 3 95,00

Cdg final 113,90

Componentes Peso Inicial (g) Peso final (g) Xi inicial (cm) Xi final (cm)

Fuselaje 4378,52 5203,72 170,00 113,30

Ala 6477,24 4485,06 150,00 120,00

Winglets 1000,07 343,57 150,00 120,00

Cola 602,15 476,01 317,105 210,00

Tren delantero 700,00 600,00 210,00 67,60

Tren principal 1000,00 900,00 101,50 140,00

Motor 1700,00 1700,00 335,00 223,00

Combustible 2000,00 2900,00 145,00 160,00

S. compensador 0,00 166,00 0,00 20,00

Carga de pago 1 5000,00 5000,00 145,00 95,00

Carga de pago 2 5000,00 5000,00 90,00 75,00

Carga de pago 3 5000,00 5000,00 90,00 95,00

Fuselaje Céfiro Vulcano I Vulcano II

Peso fuselaje 1 1,39 1,57

Longitud fuselaje 1 2,25 1,59

Cociente Peso/Longitud

1 0,62 0,99

Ala Céfiro Vulcano I Vulcano II

Peso del ala 1 1,47 1,05

Envergadura 1 1,42 1,08

Superficie alar 1 1,84 1,06

Cuerda encastre 1 1,09 0,97

Cociente Peso/Superficie

1 0,79 0,99

AERODINÁMICA

Objetivos

Perfiles

Conseguido 0DC

Polar

Coeficiente de sustentación

Eficiencia Aerodinámica

ESTIMACIÓN

Configuración Limpia Configuración Sucia

0170162,00 =DC 025072032,00 =DC

0DC

NACA –

0012NACA – 2410

PERFILES

CLα

=5,9809816 CLα

=5,09279516 

CL0 corregido

0,206342601

CL0

0

Coeficiente de Sustentación

ααLLL CCC += 0

α5,092790,20634+=LC

LLDD CkCkCC 22

10 −+=

L/D max 27,6397432CL max 1,6285193

K1 0,042136352

Cl min drag 0,206342601

K2 0,017389049

Polar 

LLD CCC *017389.0*042136.0017.0 2 −+=LLD CCC *017389.0*042136.002507.0 2 −+=

Eficiencia AerodinámicaValores Obtenidos de E

Mejoras y Continuación del desarrollo

E óptima limpia 18,67284813

E óptima sucia 15,38320288

Aplicar Estrechamiento

Mejora Fuselaje

OBJETIVOS•Obtención de curvas T/W vs W/S.•Determinación del punto de diseño.•Estimación de las fracciones de peso.•Generación de curvas Pneed‐Pdisp.•Optimización del crucero y la espera.•Techo teórico.•Diagrama V‐n.•Diagrama Carga de pago‐Radio de acción.

Curvas T/W vs W/S

Planta Motora

Pout 2,929 kW 

Cilindrada 39,70 cc

Peso 1,70 kg

Diámetro  (cm)46 cm

Punto de diseño

Planta Motora

Pout 3,149kW 

Cilindrada 42,714 cc

Peso 1,824 kg

Diámetro (cm) 47,11 cm

T/W 0,35

W/S 280 (Pa)

Para el cumplimiento de todos los requisitos:

Estimación de las fracciones de peso

Distancias de Aterrizaje y Despegue

SEGMENTOS DEL ATERRIZAJE DISTANCIAS (m)

Rodadura 66,58

Rotación 18,03

Transición 39,12

Descenso 88,78

Distancia de despegue 212,49

SEGMENTOS DEL DESPEGUE DISTANCIAS (m)

Rodadura 129,35

Rotación 18,03

Transición 49,75

Ascensión 30,63

Distancia de despegue 227,8

•Consideración de los tres segmentos.•No se requieren flaps.

Curvas Pneed‐Pdisp

Optimización de crucero y espera

•Imposibilidad de volar a velocidad óptima.•Palanca óptima para crucero 0,8.•Fracción de peso constante y eficiencia máxima.•Menor consumo.

Optimización de crucero y espera

•Posibilidad de volar a velocidad cercana  a la óptima.•Palanca óptima para autonomía 0,6.•Fracción de peso constante y eficiencia máxima.•Menor consumo.

Techo teórico

•Curvas de Empuje para palanca 1.•Alcance del techo a bajas velocidades.

Diagrama V‐n

•Líneas de Ráfagas.•Limitación Estructural.•Cargas  Aerodinámicas.•Factor de Carga máximo.

Diagrama Carga de pago‐Radio de acción

•Aumento elevado del alcance.•Posibilidad de cumplir distintas misiones.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Y LATERAL

OBJETIVOS

TRIMADO LONGITUDINALESTABILIDAD LATERAL: VIENTO CRUZADOESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINALCUMPLIMIENTO FAR 23CRITERIOS DE ESTABILIDAD

ESTABILIDAD ESTÁTICA  LONGITUDINAL

Equilibrado de fuerzas 

ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL

Margen estático: 16,63%

ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINALÁngulo de ataque y deflexión del timón de profundidadCrucero 1: α= 0,01256 rad = 0,72º

δ=0,0118 rad = 0,677º

Incidencias: iw=0º it = -0,007 rad= -0,4º

Coeficiente de resistencia: CDitrimmed= 0,0367%

ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL

Variación de α y δ con el consumo de combustible

ESTABILIDAD ESTÁTICA LATERAL

Dimensionado de las superficies de controlCola en V: timón de cola

Alerones 

ESTABILIDAD ESTÁTICA LATERALConfiguración del ala y ángulo diedro

Ala media, Г=2ºCrucero 1:W/S=182,4 lb/ft s2

Crucero 2:W/S=180,81 lb/ft s2

Beta

ALA ALTA  Г=2º

15º

ALA MEDIA Г=0º

15º

ALA MEDIA Г=2º

15º

ALA MEDIA Г=4º

15º

ф 29,616º 15,74º 16,42º 17,1º

δa 2,876º 0,493º 2,876º 5,24º

δr 15,67º 18,88º 15,67º 12,48º

Beta 0º 5º 10º 15º

ф(varia con V) 6,245E‐04º 5,45º 10,926º 16,42º

δa 1,11E‐04º 0,968º 1,95º 2,876º

δr 6,53E‐04º 5,62º 10,89º 15,67º

Beta 0º 5º 10º 15º

ф(varia con V) 6,3E‐04º 5,5º 11,024º 16,57º

δa 1,11E‐04º 0,968º 1,95º 2,876º

δr 6,53E‐04º 5,62º 10,89º 15,67º

ESTABILIDAD ESTÁTICA LATERALAla media, diedro=2º: Crucero 1 y 2, Beta = 15º

Beta 15º

Ф

(varia con V) 16,42º

δa 2,876º

δr 15,67º

Beta 15º

Ф

(varia con V) 16,57º

δa 2,876º

δr 15,67º

ESTABILIDAD DINÁMICA  LONGITUDINAL

Modo Short period 1813,72 −= snspω 4423,1=spζ

ESTABILIDAD DINÁMICA  LONGITUDINAL

Modo fugoide 13326,0 −= snphω 0534,0=phζ

ESTABILIDAD DINÁMICA  LONGITUDINAL

24423,130,0 <=< spζ

04,005345,0 >=phζ

CRITERIOS DE ESTABILIDADCriterio “Forward Speed Stability”:

Criterio “Side Speed Stability”:

Criterio “Vertical Speed Stability”:

Criterio “Angle of attack stability”:

Criterio “Angle of Sideslip Stability”:

Criterio “Pitch Rate Stability”:

Criterio “Effect of Forward Speed on Pitching Moment”:

Criterio “Effect of Sideslip on Rolling Moment”:

CONCLUSIONES

•Diseño simple

•Uso de materiales convencionales y conocidos

•Requisitos aerodinámicos cumplidos:

CD0 y eficiencia aerodinámica adecuados.Solución de compromiso entre las partes.

Comprobación de Requisitos

MEJORAS

Aligerar las costillas previo estudio detallado.Estudio estático y dinámico de la estructura.Disminución del diámetro del fuselaje con el fin de:

Mejorar estética.Mejorar aerodinámica.Reducir planta motora.Utilizar modelos de cálculo más exactos en propulsión y actuaciones.

• Especificaciones de diseño:

- MTOW no superior a 70 Kg.

- Autonomía definida por la misión.

- Velocidad de crucero mínima ~ 90 Km/h.

- Velocidad máxima ~ 200 Km/h.

- Distancia de despegue y aterrizaje inferior a 300 m.

- Altitud de crucero de operación de 300 m sobre el nivel del suelo con una velocidad de subida mínima de 500 ft/min.

- Cumplir la misión establecida.

• Especificaciones de diseño:

- Ser capaz de alojar la carga de pago.

- Planta motora convencional con motores 2T o 4T pero utilizando plantas motoras disponibles “off the shelf”.

- Fácil construcción y reparación.

- Diseño fácilmente adaptable para misiones con mayor carga de pago ó autonomía.

- Uso de materiales y tecnologías disponibles.

- Ala fija.