sae aerodesign mÉxico 2016

SAE AERODESIGN MÉXICO

2016

“iikim”

Por:

Aldaid Ángeles Ángeles, Rodrigo Valdez Rodríguez, Melesio Ruiz Olguín,

Brandon Alexis Cano Díaz, Josué García Ramírez, Oscar Mauricio Barraza

Vázquez, Antonio Melchor Ortiz, y Saúl Romo Romo

Equipo #04

REPORTE

Minds rising us to the sky

UPMH-IA “iikim” I

ÍNDICE

RESUMEN …………………………………………………………………………………… II

NOMENCLATURA …………………………………………………………………………. III

INTRODUCCIÓN …………………………………………………………………………… 1

METODOLOGÍA ……………………………………………………………………………. 4

CONCEPTO …………………………………………………………………………………. 6

AERODINÁMICA …………………………………………………………………………… 8

ESTRUCTURAS ……………………………………………………………………………. 22

GRÁFICA DE PREDICCIÓN DE CARGA ……………………………………………….. 24

ANEXO 1 - PLANO DE LA ESTRUCTURA

UPMH-IA “iikim” II

RESUMEN

El presente documento detalla la construcción del aeromodelo iikim cuyo proceso de diseño

se llevó a cabo en la Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH) con la

finalidad de participar en la competencia SAE aerodesign México. Se incluyen los resultados

obtenidos por los procedimientos referenciados a lo largo del documento para la estimación

de todos los valores numéricos fundamentales aplicados, la descripción y análisis del diseño.

Como datos generales el aeromodelo de iikim se ha diseñado con una envergadura de 2.43 m

y una superficie alar de 1.18 m2. El perfil utilizado en el diseño del ala es el FX74-CL-5140 ya

que por sus propiedades aerodinámicas permite generar un alto coeficiente de levantamiento

y uno mínimo de resistencia al avance.

Dentro de la competencia mencionada se busca que el aeromodelo en cuestión tenga la

capacidad de transportar la mayor carga útil. Se tiene previsto que la carga útil sea

aproximada a los 11 kg considerando un peso del aeromodelo en vacío de 5 kg; de acuerdo

con la gráfica de predicción de carga presentada posteriormente.

UPMH-IA “iikim” III

NOMENCLATURA

𝐴𝑅 Alargamiento

𝑏 Envergadura

𝐶 Cuerda

𝐶𝐴𝑀 Cuerda aerodinámica media

𝐶𝐷 Coeficiente de resistencia al avance

𝐶𝐿 Coeficiente de levantamiento

𝐶𝑡 Cuerda de punta

𝐶𝑟 Cuerda de raíz

𝐶𝑇 Coeficiente de tracción

𝐷 Resistencia al avance

𝑑 Diametro

𝐹 Fuerza

𝐹𝑎 Fuerza de aceleración

𝐹𝑐 Fuerza al contacto con la pista

𝐹𝑓 Fuerza al final de carrera de aterrizaje

𝐹𝑚 Fuerza media aceleración constante

𝑔 Aceleración de gravedad [9.81𝑚

𝑠]

𝑘 Factor de cálculo para carrera

𝑙 Brazo de momento

𝑙𝑡 Distancia de aterrizaje

𝐿 Levantamiento

𝑙1 Longitud de superficie de control

𝑛 Revoluciones por segundo

𝑃 Perimetro

𝑅𝑒 Número de Reynolds

𝑆 Superficie

𝑆1 Deflexión máxima de superficie de

control

𝑆2 Deflexión máxima de servomotores

𝑇 Empuje

𝑇0 Torque

𝑣 Volumen

𝑉 Velocidad

𝑉𝑝 Velocidad de desplome

𝑊 Peso

𝑋ℎ𝑎 Distancia de pista para aterrizaje

𝑧 Altitud

Subíndices

𝑒ℎ Estabilizador Horizontal

𝑚𝑎𝑥 Máximo

𝑚𝑖𝑛 Minimo

𝑠 Estático

𝑒𝑣 Estabilizador Vertical

𝑤 Ala

Letras Griegas

α Angulo de ataque

λ Conicidad

𝜙𝑓 Coeficiente de fricción para pista de

aterrizaje de asfalto

µ Viscosidad Dinámica

ν Viscosidad Cinemática

𝜌 Densidad

UPMH-IA “iikim” 1

INTRODUCCIÓN

A continuación es presentado el proceso para el diseño y fabricación de un

aeromodelo de carga, el cual está en función de requerimientos y metas de diseño planteados

por la competencia nacional SAE Aero Design México 2016 organizada por el Society of

Automotive Engineers (SAE). Esta sociedad es la encargada de la organización de

competencias a nivel global relacionado al diseño aeronáutico. En México esta competencia

se organiza desde el año 2010, siendo esta, una competencia intercolegial en donde se

reúnen reconocidas universidades del país, y en la cual se tiene como objetivo el apoyo a la

mejor preparación a carreras de ingeniería aeronáutica y afines.

El proceso de diseño utilizado para la definición del aeromodelo contempla la utilización de un

proceso de diseño (metodología) la cual trabaja a través de áreas, que son: concepto,

aerodinámica, estructuras, manufactura, y calidad; las cuales durante el diseño mantienen una

retroalimentación entre los avances y los resultados formando un proceso iterativo.

OBJETIVO GENERAL

Diseñar un aeromodelo de carga siguiendo la reglamentación otorgada por la organización

SAE México, este objetivo se puede desglosar en los siguientes objetivos particulares, que se

enlistan a continuación:

Generación de un concepto de aeromodelo original,

Diseño aerodinámico con consideraciones de aeromodelo de carga,

Propuestas de configuración y diseño propio, y

Fabricación y ensamble del aeromodelo.


REQUERIMENTOS

A continuación se muestra una lista de requerimientos del concurso que deben cumplirse

durante el diseño, planificación y producción del aeromodelo, los cuales se enlistan en la

tabla 1.

Tabla 1 Requerimientos del Concurso.

R1 Dimensiones 4,445mm

R2 3 minutos para un despegue exitoso

R3 Límite de peso bruto 30kg

R4 Restricción de materiales plásticos reforzados con fibra

(FRP)

R5 Batería de 6 celdas (22.2 Volt) Litio Polímero. 3000mah,

25c.

R6 Limitador de potencia de 1000 watt

R7 Ayuda Giroscópica Prohibida

R8 Interruptor de corte de la batería (Shunt Plug)

R9 Para la carga útil no se permitirán pesas de plomo, baterías

o demás sistemas eléctricos del aeromodelo como carga útil

R10 bahía de carga limitación (102x102x254mm+2mm-0mm)

R11 Spiners o tuercas de seguridad necesarios


Durante todo el proceso se tomaron en cuenta las limitaciones entre las más importantes se

menciona el peso máximo de 30kg por lo que se pensó en materiales ligeros con gran

resistencia, la distribución estratégica de apartados para la colocación de diversos

componentes, así como garantizar las dimensiones mencionadas en el requerimiento 10,

hélices de fibras compuestas fueron añadidas al aeromodelo para cumplir el requerimiento 12,

así como la elección de una batería capaz de proveer la energía necesaria para

funcionamiento de la planta motriz. Cada una de estas consideraciones toma solución en el

apartado de la manufactura.

Continuación tabla 1

R12 No hélices metálicas

R13 Superficie de control no debe tener holgadura excesiva

R14 15 minutos para presentación

R15 Material comercial


METODOLOGÍA

La metodología se enfocó en el desarrollo de los conceptos fundamentales para

satisfacer los requerimientos de la competencia ya mencionados previamente. A continuación

en la tabla 2, se enlistan las metas de diseño establecidas por el equipo. A partir de los

objetivos generales de diseño del equipo se establecieron áreas de trabajo individuales en las

cuales se incluyó el área de calidad con la finalidad de retroalimentar y comunicar a las

diversas áreas del equipo para diseñar y fabricar un aeromodelo presentable, funcional y

competente. En el organigrama siguiente se muestra la jerarquía dentro del equipo de trabajo.

Tabla 2 Metas de diseño (Objetivos establecidos por el equipo).

1 Generar el suficiente levantamiento

2 Minimizar los efectos del arrastre

3 Tener una estabilidad longitudinal y vertical

4 Sea maniobrable

5 Que la estructura sea la adecuada para soportar las fuerzas ejercidas

sobre el modelo

6 Minimizar el peso del aeromodelo para aumentar su carga útil

7 Obtener las distancias requeridas para despegue y aterrizaje


Figura 1 Diagrama de las áreas participantes en el diseño del aeromodelo.

En la figura 1, se muestran las áreas de interés del equipo de diseño, en donde: concepto se

encarga de hacer contribuciones con soluciones propias que sean acordes con los

requerimientos; aerodinámica se encarga de diseñar las superficies sustentadoras del

aeromodelo, con la finalidad de disminuir los efectos negativos de las fuerzas de arrastre;

estructuras se encarga del análisis de los materiales y la forma en que reaccionaran ante

diferentes condiciones de carga, manufactura define los procesos para la fabricación de los

componentes; y calidad realiza el seguimiento a las actividades de trabajo de las demás

áreas, permitiendo la intercomunicación entre todas las áreas.

AEROMODELO

"iikim"

CONCEPTO

AERODINÁMICA

ESTRUCTURAS

MANUFACTURA

CALIDAD


CONCEPTO

El proceso de diseño del aeromodelo fue realizado analizando cada componente de

forma individual para garantizar un alto nivel de desempeño de cada uno de ellos. Como se

mencionó en las secciones anteriores se consideró el concepto de un diseño original que

produjera una cantidad mínima de arrastre en conjunto con las restricciones establecidas por

la competencia (véase tabla 1). A partir de esto se concibo un boceto para visualizar de forma

general el concepto del aeromodelo a diseñar, así mismo se hizo un dibujo asistido por

computadora en el software Solid Works, obteniendo un primer bosquejo como es mostrado

en la figura 2.

(c)

Figura 2 Concepto del aeromodelo. (a) Boceto, (b) Modelo CAD preliminar, (c) Concepto

detallado

(b) (a)


(c)

Figura 3 Grafica Polar del Perfil FX74_CL5_140. (a) CLo vs CDo, (b) CLo vs α, (c) Perfil

aerodinámico FX74_CL5_140

SELECCIÓN DEL PERFIL AERODINÁMICO

Las características necesarias para el perfil a seleccionar son:

Alto coeficiente de levantamiento

Mínimo coeficiente de arrastre

Gran eficiencia aerodinámica

Número de Reynolds de 330,000

Para la selección del perfil del ala se utilizó el software XFLR5, el cual permite analizar

perfiles, alas, aviones y superficies sustentadoras que operen en condiciones de bajo número

Reynolds (relación entre inercia y viscosidad de un cuerpo en una longitud característica).

Múltiples barridos de coeficientes aerodinámicos en perfiles fueron realizados, así como en la

gráfica polar del ala, siendo elegido el FX74_CL5_140, y presentado en la figura 3.

(a) (b)


AERODINÁMICA

DISEÑO EN PLANTA DEL ALA

El diseño en planta del ala consiste de la selección de la mejor geometría de ala,

permitiendo satisfacer el objetivo 2.Las diferentes geometrías alares fueron consideradas las

siguientes: La cuadrada, elíptica y trapezoidal como es mostrado en la figura 4.

Figura 4 Geometrías alares

Hablando de geometría en términos de desempeño aerodinámico, la forma rectangular tiene

una elevada resistencia inducida. Mientras que un ala trapezoidal tiene un alto nivel de

complejidad para su fabricación, pero posee mejores características aerodinámicas que la

rectangular, reduce en un 25% la resistencia inducida. Considerando las ventajas y

desventajas de cada geometría se eligió tener una forma de planta del ala con elementos

rectangulares y trapezoidales, predominando la forma trapezoidal con conicidades variables.

CONFIGURACIÓN DE ALA

La configuración de diseño, fue enfocada en la colocación del ala relativo al fuselaje, por lo

que se basó en el cumplimiento de los objetivos 3 y 6, resaltando así el objetivo 6, el cual se

enfoca en el máximo aligeramiento del aeromodelo para tener una máxima carga útil.


Al generar un análisis de configuración apropiada se concluyó que el ala alta tiene ventajas de

limpieza aerodinámica, ayuda a disminuir el efecto suelo que pudiera producirse durante el

aterrizaje, y la posible colisión con objetos extraños en el suelo que pudieran dañar la

estructura. Teniendo como único inconveniente la sujeción del ala al fuselaje.

Se tuvo presente el centro de gravedad del aeromodelo ya que al tener la carga puede variar

el centro de gravedad, por lo que el ala está configurada para que el centro de gravedad varíe

mínimamente con respecto a la carga

CONFIGURACIÓN DE EMPENAJE

El estabilizador horizontal provee estabilidad longitudinal en el cabeceo, el cual tiene un

movimiento de nariz hacia arriba y hacia abajo. El estabilizador vertical provee estabilidad en

el movimiento de guiñada, en el cual los movimientos de la nariz son hacia la derecha e

izquierda. (Véase figura 5).

Figura 5 Grados de libertad

Se consideró que el empenaje debe tener un perfil simétrico debido a que provee una

reducción excepcional de arrastre y una cantidad moderada de levantamiento. Seleccionando

el empenaje en H que consiste de un estabilizador (fijo o movible) y de un elevador movible


para el manejo de los grados de libertad del cabeceo. Este puede tener también un ángulo

diedro o ángulo diedro negativo, tiene la ventaja de poder ser posicionado a través de la parte

baja del fuselaje, también puede ser posicionado en la parte alta (con un ángulo diedro

negativo), o en cualquier lugar en medio de la configuración de media cola. Para un ángulo de

ataque alto, el empenaje en H no debe permanecer dentro del estela del ala, de otra manera

esto debe ser para ampliar su efectividad. Este tipo de empenaje es más pesado que una cola

convencional, pero el efecto en la placa final permite una menor cola horizontal.

SUPERFICIES DE CONTROL

Un requerimiento de SAE es mantener la maniobrabilidad y control del aeromodelo durante el

vuelo, la necesidad de una excelente fijación de las superficies de control; los movimientos

que deben ser controlados son alabeo, guiñada y el cabeceo (movimientos del

aeromodelo).Los alerones son implementados para el control del alabeo, el timón vertical

para el control de la guiñada, y el elevador para el control del cabeceo. Los controles de

superficie serán accionados mediante servos de tamaño variable, generando movimientos

realizados por las superficies de control, estas superficies se adaptan a las formas del ala y

del empenaje.

FUSELAJE

El fuselaje es uno de los principales elementos estructurales de un aeromodelo, ya que son

unidos el ala, el empenaje, la planta motriz y el tren de aterrizaje, además de atender esa

función, proporciona un rendimiento favorable al propósito a que se destine el avión,

mantienen simetría en el plano vertical y mantienen una sección transversal constante. El


fuselaje también puede producir pequeñas cantidades de levantamiento pero este es

típicamente rechazado en el concepto de las etapas de configuración de estudio por el

arrastre que genera. Desde un punto de vista aerodinámico es importante que el cuerpo sea

delgado para el aire, para que este sea capaz de fluir alrededor de él, y así generar pocos

efectos bajos de arrastre. Las dimensiones del fuselaje fueron diseñadas conforme a la bahía

de carga, y contrarrestar los efectos del arrastre además de proveer una estabilidad

longitudinal, para la localización del empenaje tenemos una distancia conforme al centro de

masa del aeromodelo teniendo un volumen del empenaje, proveyendo un momento de

cabeceo por el que la cola aumenta sin necesitar una superficie de control larga, el efecto de

este diseño mantendrá un peso bajo y aumentara la estabilidad del aeromodelo.

TREN DE ATERRIZAJE

El tren de aterrizaje es un componente esencial debido a que cumple las siguientes funciones:

Soporta el aeromodelo cuando se encuentra en tierra, en la carrera de despegue y aterrizaje,

así como el frenado en la pista. El tren de aterrizaje consiste en un subsistema de un soporte

rígido, el cual se encarga de absorber los impactos generados durante los aterrizajes con un

rápido descenso, en la figura 6 se presenta un esquema que representa al tren de aterrizaje.

Figura 6 Tren de aterrizaje tipo triciclo, propuesto para el aeromodelo.


El tren de aterrizaje tipo triciclo con rueda de nariz, es el más dominante en las aeronaves,

esto es debido a que requiere de una menor cantidad de potencia para que la aeronave pueda

despegar, además de distribuir equitativamente el peso de toda la aeronave en los tres

puntos (tren de nariz, y tren principal).

Dentro de los conceptos de diseño del aeromodelo, el equipo considero que el tren de

aterrizaje sea fijo, debido a que tiene ala alta y no existe espacio suficiente para albergar un

tren fuselado.

HÉLICE

El empuje generado mediante la hélice es una componente de levantamiento producida por

las palas en una dirección de vuelo. Esto actúa como una fuerza propulsiva, la propela puede

tener de dos a 7 u 8 palas, esto se basa en la teoría de momentum de disco actuador (plano

discal) en el cual la propela es representada por una área de disco “A”, se asume que el

empuje se distribuye de forma uniforme sobre el área del disco y los efectos de la punta son

ignorados, si el disco se encuentra girando o no, es irrelevante debido a que el flujo a través

de él es analizado sin rotación, las aeronaves pequeñas tienen de 2 a 3 palas, siendo en este

caso una propela de tipo tractor, porque se encuentra en la parte delantera de la aeronave. La

hélice debe mantener las RPM constantes, tratándose de un motor eléctrico, el encargado de

controlar esto es el controlador de velocidad asignado por SAE México.


ANÁLISIS DE ARRASTRE EN 3D

Para el análisis de arrastre en 3D, se consideró en la polar del aeromodelo y es aproximado

mediante la ecuación (1).

2

minmin ***

1CLCL

ARerCDCD

(1)

Donde, r es un coeficiente de corrección, y e es la eficiencia de la superficie aerodinámica,

comúnmente ala, y también es conocido como factor de Oswald. El CDmin es la contribución

mínima de arrastre generada por fricción del viento a la piel del aeromodelo, el CL es el

coeficiente de levantamiento que se encuentra en función del ángulo de ataque, y por ultimo

AR es el alargamiento del ala.

A continuación, se presenta la gráfica polar característica de la aeronave, figura 7, a partir de

la cual da inicio la caracterización de los regímenes de potencia para la obtención de los

rangos de potencia en los cuales la aeronave se tendrá que desempeñar durante el vuelo.

Figura 7 Polar del aeromodelo.


Figura 8 Potencias

POTENCIA REQUERIDA Y POTENCIA DISPONIBLE

En el proceso de selección de una planta motriz fue necesario determinar el valor de la

potencia requerida por el aeromodelo así como la potencia disponible. Estos parámetros de

diseño conllevan el tener presente la altitud de operación, y densidad de la ubicación. En la

figura 8 se muestran las curvas de potencia disponible junto con potencia requerida, en

función de la velocidad y la densidad, considerando el peso del aeromodelo.

VELOCIDAD DE ASCENSO

El ascenso es considerado como una maniobra en la cual se combinan potencia y altitud cuya

finalidad es lograr un incremento en la altura del aeromodelo. Para calcular la velocidad de

Ascenso (Vc) se utiliza la ecuación (2):

)sin(VVc (2)


Figure 9 Triangulo de velocidades en ascenso

Es necesario conocer la velocidad real (V), la cual se obtiene de las expresiones

)sin(2

1 2 mgSCLyLV para finalmente obtener la ecuación (3):

SCl

mgV

1

)cos(2

(3)

Después de obtener V se calcula la velocidad de Ascenso (Vc) con la ecuación (2) utilizando

ángulos de ataque positivos.La tabla 3, se muestra los resultados de las velocidades de

Ascenso a diferentes ángulos de ataque positivos a una altitud de 1870 msnm.

Tabla 3 velocidad de ascenso

Vuelo en ascenso

ϴ CL V (m/s) Vc (m/s)

3 0.8601 17.34 0.9075

5 1.0117 15.96 1.3918

7 1.1633 14.86 1.8116

9 1.3150 13.94 2.1818

11 1.4666 13.16 2.5122

13 1.6182 12.48 2.809

15 1.7699 11.88 3.0771

17 1.9215 11.35 3.3194

19 2.0731 10.86 3.5384

19.15 2.0845 10.83 3.5540


Figura 10 Triangulo de velocidades de descenso

VELOCIDAD DE DESCENSO

El descenso se define como una maniobra en la cual el aeromodelo disminuye su altitud de

manera controlada volando en una trayectoria descendente ya sea con potencia aplicada o sin

aplicación de la misma. Para abandonar el vuelo de crucero es necesario reducir la potencia

del motor y de esta manera iniciar un descenso a velocidad constante.

Para conocer la velocidad de descenso (Vs), se establece la ecuación (4):

sinVVs (4)

Es necesario conocer sin , el cual se obtiene del triángulo de fuerzas (Figura 10) resultando

la ecuación (5):

22sin

DL

D

CC

C

(5)

También es necesario conocer el valor de velocidad real V, el cual se obtiene de las

expresiones 𝐿 =1

2𝜌𝑉2𝑆𝐶𝑙 y 𝐿 − 𝑚𝑔𝑐𝑜𝑠𝛾 = 0 para finalmente obtener la ecuación (6):

LSC

WV

1

cos2

(6)

22cos

DL

L

CC

C

(7)


Tabla 4 Velocidad de Descenso

VUELO EN DESCENSO

α sen ϒ cos ϒ V (m/s) Vs (m/s)

-8 0.9781 0.2080 50.2797 49.1804

-7 0.6871 0.7265 43.9371 30.1909

-6 0.4494 0.8933 36.5027 16.4058

-5 0.3047 0.9524 31.4243 9.5755

-4 0.2201 0.9755 27.8397 6.1283

-3 0.1577 0.9875 25.2188 3.9779

-2 0.1255 0.9921 23.1777 2.9098

-1 0.1053 0.9944 21.5524 2.2712

0 0.0972 0.9953 20.2174 1.9660

Finalmente, los valores de velocidad real V y sin 𝛾 se calcula la velocidad de descenso con la

ecuación (4).La tabla 4 se muestra los resultados de las velocidades de descenso (Vs) a

diferentes ángulos de ataque negativos a una altitud de 1870 msnm.

DISTANCIA DE DESPEGUE

El cálculo de la longitud de despegue tiene como consideración la característica del terreno

que provoca una fuerza de fricción en dirección opuesta a la tracción, esta fuerza es calculada

mediante la siguiente expresión:

)( LWR f (8)

Siendo R el valor de la fuerza de fricción. Asumiendo que el valor de levantamiento y el

arrastre durante la carrera del despegue varían en función de la velocidad, se puede obtener

un valor promedio de las fuerzas de resistencia al avance )( LWR f . El cálculo para la

estimación de la distancia está definido por la ecuación (9).

F

mVTd

2

2

(9)


De donde:

)( LWDTF f (10)

Para la obtención de la velocidad de despegue que se alcanza durante la carrera de

despegue, se obtiene de la siguiente manera:

max

22.12.1

ClS

WVV

w

pd

(11)

Considerando un factor de seguridad de 1.2. Despejando la ecuación para el despegue es la

presentada en la ecuación (12).

)]([2

2

LWDT

g

WV

Tf

d

d

(12)

CARRERA DE ATERRIZAJE

Para obtener la distancia recorrida durante la carrera de aterrizaje es necesario conocer la

velocidad de desplome, y utilizar el siguiente sistema de ecuaciones:

2

2

1pDTa SVCD (13)

WF ff (14)

Conociendo dichos valores se obtiene la siguiente relación, en donde k es una constante

dependiente de la zona de aterrizaje.

f

c

a

Ta

F

F

F

D (15) fm FkF * (16)


Por último se sustituyen los valores en la siguiente ecuación (17).

m

p

tF

V

g

Wl

2

*2 (17)

Como se puede observar en la tabla siguiente la distancia requerida para disminuir la

velocidad del aeromodelo sin frenos durante la carrera de aterrizaje es de 54.43 m a la altitud

de Querétaro. Por otra parte contemplando el total de la carga útil posible en el aeromodelo la

distancia requerida es de 151.77m lo cual se encuentra fuera de los parámetros requeridos

por la competencia que establece una distancia de 122m al aterrizaje. Debido a esto se

propone la adición de un freno aerodinámico cuyo objetivo es disminuir la velocidad en la

carrera de aterrizaje y por otra parte se propone realizar pruebas de vuelo y apoyarse en la

habilidad del piloto.

W(Kg) 5 10 16

Altitud(m) 0 1800 0 1800 0 1800

0.25223236 0.25223236 0.50446471 0.60691135 0.80714354 0.97105816

Fa (N) 0.1 0.1 0.2 0.2 0.32 0.32

Fc/Ff 2.52232357 2.52232357 2.52232357 3.03455675 2.52232357 3.03455675

K 1.8331 1.8331 1.8331 2.104 1.8331 2.104

Fm (N) 0.18331 0.18331 0.36662 0.4208 0.586592 0.67328

lt (m) 45.248434 54.4374808 90.4968681 94.8567928 144.794989 151.770868

𝑫𝑻𝒂(𝐍)

Tabla 5 Características del despegue y aterrizaje del aeromodelo


Figura 11 Dimensiones del motor

PLANTA MOTRIZ

La planta motriz fue seleccionada conforme a los cálculos realizados en la parte de potencias

disponibles y requeridas. A partir de esto se determinó que el motor debe cumplir con las

siguientes especificaciones:

14 polos magnéticos de neodimio.

Kv de 540 RPM/volt.

Corriente continua de 85 amperes.

Resistencia de 0.020 ohms.

Potencia mayor a los 1000 watts

Tomando en cuenta estos parámetros fue seleccionado un motor Scorpion SII-4020-540KV

por ser opción más viable para cumplir con la misión del aeromodelo. El motor elegido es

Scorpion SII-4020-540KV el cual tiene un peso de 672 gr.

AUTONOMÍA DE LA BATERÍA

Para determinar la autonomía de la batería fue necesario conocer las respectivas corrientes

de carga de cada dispositivo del aeromodelo, además de la capacidad de la batería. Cabe

mencionar que para conocer la corriente de carga en el limitador de potencia se hizo un

análisis estadístico con limitadores similares y se obtuvo un promedio esta corriente.


Tabla 6 Corriente de carga de cada componente eléctrico

Componente Cantidad Corriente de carga /Unidad (Amp)

Corriente de carga total (Amp)

Motor Scorpion SII-4020

1 43.33 43.33

S3003 Futaba Servo 8 0.008 0.04

SAE Limiter V2 1 0.02 0.02

Receiver 9X8C-V2 1 0.2 0.2

∑(𝐂𝐨𝐫𝐫𝐢𝐞𝐧𝐭𝐞 𝐝𝐞 𝐜𝐚𝐫𝐠𝐚) 43.59

Tabla 7 Capacidad de la batería

Componente Cantidad Capacidad (mAh)

Turnigy nano-tech 1 6000

Una vez obtenida la corriente de carga de todos los componentes se procede a utilizar la

ecuación para calcular la autonomía de la batería.

7.0*)(arg

)(

mAosdispositivlosporconsumidaacdeCorriente

mAhbaterialadeCapacidadAutonomia (18)

En donde: la constante de 0.7 se considera debido a los diversos factores que pueden afectar

la eficiencia de la batería. La autonomía obtenida por una batería estimada es de

hAutonomia 096.0 , lo cual es equivalente a min77.5Autonomia .


ESTRUCTURAS

CENTRO DE GRAVEDAD

En el proceso de estimación de los centros de gravedad, se utilizó el programa el

diseño SOLIDWORKS® debido a que facilita la ubicación de dicho centros de forma

aproximada. Inicialmente se tienen que generar cada uno de los componentes de la estructura

de la aeronave, asignar una densidad propia a cada uno, ver tabla 8, y posteriormente

ensamblar todas las piezas que formen a la estructura, tal y como se presentara en el plano

anexo. En la aproximación realizada se considera la masa de la batería, del motor, hélice y

carga útil. En la tabla 8, se presentan las masas, densidades y materiales empleados.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL

La estabilidad longitudinal se consigue principalmente a través del tamaño adecuado del

estabilizador horizontal y la colocación apropiada del centro de gravedad del avión. Una

medida importante de la eficacia de la cola es el coeficiente de volumen del estabilizador

horizontal que se obtiene con la siguiente expresión c

HH

HS

lSV .

Tabla 8 Masa, densidad de los materiales

Componente Masa (𝒈𝒓) Densidad

(𝒌𝒈/𝒎𝟑)

Material

Ala 735.23 140 Madera balsa

Empenaje 113.7 140 Madera balsa

Fuselaje 908.65 140 Madera balsa

Baterías 908 - Plástico

Servos 37.2 - Plástico

Tren de aterrizaje total

840.04 - Aluminio y caucho

Motor 672 - Acero

Larguero 8.78 500 Madera de pino


Figura 12 Ubicación del centro de gravedad con carga útil.

Un aeromodelo estable típicamente tiene un valor de 𝑉𝐻 entre 0.3 y 0.6. Otro criterio para la

estabilidad longitudinal es que el centro de gravedad del aeromodelo debe sentarse muy

cerca del centro aerodinámico del ala. Para superficies de sustentación típicos, este punto

está muy cerca de 25% de la cuerda media del ala. Sin embargo, para un perfil aerodinámico

altamente combado, este punto se desplaza un poco hacia adelante.

185.3 mmm

UNIVERSIDAD POLITÉCNICA METROPOLITANA DE HIDALGO (UPMH)

iikim

Equipo #04

4 2 7

552

427

2

3 64

57

1492.95

57

A

243

0

732

52 1

106

1

4

6

8

A A

B B

4

4

3

3

2

2

1

1

LA INFORMACIÓN INCLUIDA EN ESTEDIBUJO PERTENECE EXCLUSIVAMENTE A<NOMBRE DE LA COMPAÑÍA>. QUEDA PROHIBIDA LA REPRODUCCIÓN TOTAL OPARCIAL SIN EL PREVIO CONSENTIMIENTOPOR ESCRITO DE <NOMBRE DE LA COMPAÑÍA>.

INFORMACIÓN CONFIDENCIALY DE MARCA

SIGUIENTE ENSAMBLAJE UTILIZADO EN

APLICACIÓN

LAS COTAS SE EXPRESAN EN PULGADASTOLERANCIAS:FRACCIONALANGULAR: MÁQUINA PLIEGUE 2 LUGARES DECIMALES 3 LUGARES DECIMALES

INTERPRETAR TOLERANCIAGEOMÉTRICA POR:

MATERIAL

ACABADOVariados

DIBUJADO

VERIFICADO

INGENIERÍA

FABRICACIÓN

CALIDAD

COMENTARIOS:

FECHANOMBRE

TÍTULO:

TAMAÑO

BN.º DE DIBUJO REV

PESO: ESCALA: 1:20

SI NO SE INDICA LO CONTRARIO:

HOJA 1 DE 1

iikim 3

Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH)

iikim aircraft

ENVERGADURA

Informacion Pertinente

PESO EN VACIOModelo y

marca del motor

Centro de gravedad

Evergadura del

empenaje

Cuerda de raiz y

cuerda de punta

2430mm 5KgScorpion s ii 4020-

5401106mm 185.3mm

670mm(cr) y

320mm(ct)

EQUIPO iIKIM 20/01/2016

V. Delgado

Aeronautica

21/01/2016

5Kg

Resumen de peso y balance del aeromodelo

Elemento Descripcion Cantidad

MotorA Linea datum

B Centro de gravedad

AlaFuselaje

Empenaje horizontalEmpenaje vertical

1234567

1111122

Estabilizador horizontalEstabilizador vertical

8 Aleron 2

2

sae aerodesign mÉxico 2016

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