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Titulación:

Grado en Ingeniería en Tecnologías Aeroespaciales

Alumno (nombre y apellidos):

Alejandro Domínguez Moreno

Título del TFG:

Estudio de un sistema de propulsión para UAV de autonomía infinita

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Director/a del TFG:

Luis Manuel Pérez Llera

Convocatoria de entrega del TFG:

Junio del 2015

Contenido de este volumen:

DOCUMENTO 2.- ANEXO

ANNEX

Lista de Contenido

I ESTUDIO ENERGÉTICO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1

I.1 Cálculo de la irradiación solar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2

I.2 Cálculo de la variación de la eficiencia de las células fotovoltaicas . . . 5

I.2.1 Implementación en MATLAB . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7

I.3 Estudio preliminar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9

I.3.1 Script principal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9

I.3.1.1 Explicación del script . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13

I.3.2 Cálculo de la irradiación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13

I.3.3 Cálculo de la potencia requerida . . . . . . . . . . . . . . . . . 15

I.3.4 Resultados del estudio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

I.3.4.1 Variación del balance energético a lo largo del año . . 16

I.3.4.2 Influencia de los parámetros aerodinámicos . . . . . . 18

I.3.5 Influencia de la altura de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

I.4 Estudio selección del UAV . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

I.4.1 Megastar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

I.4.1.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

I.4.1.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

I.4.2 Shadow . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

I.4.2.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

I.4.2.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

I.4.3 Phoenix . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

I.4.3.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

I.4.3.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

I.4.4 SantBernat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

I.4.4.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

I.4.4.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

I.4.5 Albatros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

I.4.5.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

I.4.5.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

I.5 Estudio del desarrollo de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28

I.5.1 Estudio del UAV seleccionado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28

I.5.1.1 Script principal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29

I.5.1.2 Explicación del script . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

I.5.1.3 Funciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40

I.5.1.4 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

Alejandro Domínguez Moreno I

ANNEX

I.5.2 Aplicación de las modificaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . 44

I.5.2.1 Cálculo de las modificaciones . . . . . . . . . . . . . . 44

I.5.2.2 Evolución 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 44

I.5.2.3 Evolución 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56

I.5.2.4 Evolución 3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67

I.5.2.5 Evolución 4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79

I.5.2.6 Evolución 5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91

I.5.2.7 Evolución 5 - Después del centrado . . . . . . . . . . . 103

I.6 Estudio de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116

I.6.1 Solución Final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116

I.6.1.1 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127

I.6.2 Evolución de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130

I.6.2.1 Original . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131

I.6.2.2 Evolución 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132

I.6.2.3 Evolución 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133

I.6.2.4 Evolución 3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134

I.6.2.5 Evolución 4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135

I.6.2.6 Evolución 5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136

I.6.2.7 Solución final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

I.6.3 Carga de pago . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

I.6.4 Caso extremo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148

I.6.4.1 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160

I.7 Equilibrio térmico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163

I.7.1 Implementación en MATLAB . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163

II ESTUDIO AERODINÁMICO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166

II.1 Estudio del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167

II.1.1 Perfil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167

II.1.2 Alargamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168

II.1.3 Análisis computacional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169

II.1.4 Alargamiento máximo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171

II.2 Estudio de la cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173

II.2.1 Dimensionado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173

II.2.2 Perfil y alargamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173

II.3 Resistencia del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175

II.3.1 Cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje . . . . . . . . . . . 175

II.4 Dimensionado de superficies de control . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176

II.4.1 Alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176

II.4.2 Timón de profundidad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 178

Alejandro Domínguez Moreno II

ANNEX

II.4.3 Timón de dirección . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 179

II.5 Estudio de las evoluciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181

II.5.1 Base . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182

II.5.2 Evolución 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 183

II.5.3 Evolución 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184

II.5.4 Evolución 3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185

II.5.5 Evolución 4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 186

II.6 XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188

II.6.1 Propiedades del aire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188

III ESTUDIO DEL SISTEMA PROPULSIVO . . . . . . . . . . . . . . . . . . 190

III.1 Componentes del sistema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 191

III.2 Selección de la hélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192

III.3 Selección del motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 199

III.4 Dimensionado de las fuentes de energía . . . . . . . . . . . . . . . . . 200

III.5 Ubicación de los paneles fotovoltaicos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202

III.5.1 Ocupación del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202

III.5.2 Ocupación de los alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203

III.5.3 Ocupación del estabilizador horizontal . . . . . . . . . . . . . . 203

III.5.4 Ocupación del estabilizador vertical . . . . . . . . . . . . . . . 204

III.5.5 Factor de ocupación global . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 204

III.6 Dimensionado final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 205

III.7 Estimación del rendimiento de las baterías . . . . . . . . . . . . . . . . 206

III.7.1 Estimación inicial . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 206

III.7.2 Estimación final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 206

IV ESTUDIO ESTRUCTURAL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 208

IV.1 Base del estudio estructural . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209

IV.1.1 Materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209

IV.1.2 Hipótesis del estudio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 210

IV.1.3 La pieza prismática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 211

IV.2 Estudio preliminar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213

IV.3 Estudio del centro de gravedad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 215

IV.3.1 Cálculo del centro de gravedad final . . . . . . . . . . . . . . . 216

IV.4 Estudio del ala original . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218

IV.4.1 Crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218

IV.4.1.1 Cargas aplicadas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218

IV.4.1.2 Cálculo de esfuerzos y momentos . . . . . . . . . . . . 219

IV.4.1.3 Cálculo de las inercias . . . . . . . . . . . . . . . . . . 221

IV.4.1.4 Cálculo de la tensión máxima . . . . . . . . . . . . . . 221

Alejandro Domínguez Moreno III

ANNEX

IV.4.2 Estática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 222




IV.4.3 Conclusiones de la hipótesis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 224

IV.5 Estudio de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225

IV.5.1 Estudio del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225





IV.5.2 Estudio de la cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 228





IV.5.3 Estudio del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 233

V ESTUDIO DE LA AVIÓNICA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 236

V.1 Conexión del sistema de potencia . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 237

V.2 Controlador de Velocidad Electrónico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 238

V.3 Sistema de Gestión de Energía Solar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239

V.3.1 Maximum Power Point Tracker . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239

V.3.2 Gestor de batería . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241

V.3.2.1 Control de carga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241

V.3.2.2 Módulos de baterías . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241

V.3.2.3 Convertidor DC-DC . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242

V.3.3 Unidad de conversión de potencia . . . . . . . . . . . . . . . . 242

VI ESTUDIO DE LA CARGA DE PAGO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 243

VI.1 Base del estudio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 244

VI.2 Incorporación de una cámara . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 245

VII ESTUDIO ECONÓMICO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 249

VII.1 Análisis de costes del UAV modificado . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250

VII.1.1 Consideraciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250

VII.1.2 Estimación del material del UAV modificado . . . . . . . . . . . 250

VII.1.3 Estimación de los costes de las fuentes de energía . . . . . . . 251

VII.1.4 Presupuesto del UAV modificado . . . . . . . . . . . . . . . . . 251

VII.2 Estudio de mercado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 253

VIII IMPACTO AMBIENTAL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 254

Alejandro Domínguez Moreno IV

ANNEX

IX PLANIFICACIÓN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 256

IX.1 Calendario de planificación inicial . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 257

IX.1.1 Tabla de tareas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 259

IX.1.2 Diagrama de Gantt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 260

IX.2 Desarrollo del trabajo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 261

IX.2.1 Tabla de tareas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 261

IX.2.2 Diagrama de Gantt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 262

Alejandro Domínguez Moreno V

ANNEX

Lista de Figuras

I.1.1 Interfaz de GEOSOL - V2.0. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3

I.1.2 Distribución horaria de irradiación solar durante el 22 de diciembre

en Barcelona . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4

I.1.3 Distribución horaria de irradiación solar durante el 21 de junio en

Barcelona . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4

I.2.1 Dependencia de la eficiencia con la temperatura de utilización y el

nivel de irradiación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5

I.2.2 Acotaciones realizadas sobre la gráfica . . . . . . . . . . . . . . . 6

I.3.1 Balance energético por unidad de masa durante el mes de diciembre 17

I.3.2 Balance energético por unidad de masa durante el mes de junio . 17

I.3.3 Balance incrementando el CD0 hasta 0.2 . . . . . . . . . . . . . . 18

I.3.4 Balance incrementando el coeficiente parabólico hasta 0.2 . . . . 19

I.3.5 Balance incrementando el coeficiente lineal hasta 0.2 . . . . . . . 20

I.3.6 Balance energético por unidad de masa a 1000 m de altura . . . . 21

I.4.1 Balance energético por unidad de masa del UAV Megastar a 100m

de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

I.4.2 Balance energético por unidad de masa del UAV Shadow a 100 m

de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

I.4.3 Balance energético por unidad de masa del UAV Phoenix a 100 m

de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

I.4.4 Balance energético por unidad de masa del UAV SantBernat a

100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

I.4.5 Balance energético por unidad de masa del UAV Albatros a 100 m

de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

I.5.1 Balance energético horario a 100 m de altura . . . . . . . . . . . . 43

I.5.2 Balance energético horario a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . 44

I.5.3 Balance energético horario de la Evolución 1 a 1000 m de altura . 55

I.5.4 Balance energético horario de la Evolución 1 a 100 m de altura . . 56





I.5.9 Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia ae-

rodinámica de la Evolución 3 a 1000 m de altura . . . . . . . . . . 89

I.5.10 Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia ae-

rodinámica de la Evolución 3 a 100 m de altura . . . . . . . . . . . 90

Alejandro Domínguez Moreno VI

ANNEX





I.5.15 Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio

del centro de gravedad a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . 114

I.5.16 Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio

del centro de gravedad a 100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . 115

I.6.1 Balance energético horario de la solución a 1000 m de altura . . . 127

I.6.2 Balance energético horario de la solución a 100 m de altura . . . . 128

I.6.3 Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a

1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129

I.6.4 Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a

100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130

I.6.5 Balance energético horario por unidad de masa del UAV original a

1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131

I.6.6 Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 1

a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132


a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133


a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134


a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135


a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136

I.6.11 Balance energético horario por unidad de masa de la solución final

a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

I.6.12 Balance energético a 16 m/s durante el mes de junio a 1000 m de

altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160

I.6.13 Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes de

junio a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 161

I.6.14 Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes de

junio a 100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162

II.1.1 Eppler 399 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167

II.1.2 Eppler 216 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167

II.1.3 Perfil interpolado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167

II.1.4 Resultados con el perfil Eppler 399 . . . . . . . . . . . . . . . . . 170

Alejandro Domínguez Moreno VII

ANNEX

II.1.5 Resultados con el perfil Eppler 216 . . . . . . . . . . . . . . . . . 170

II.1.6 Resultados con el perfil interpolado . . . . . . . . . . . . . . . . . 171

II.1.7 Comparación entre las dos alas de máximo alargamiento . . . . . 172

II.2.1 Eficiencia aerodinámica según el ARh . . . . . . . . . . . . . . . . 174

II.5.1 Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 100 m de altura 182

II.5.2 Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 1000 m de altura 183

II.5.3 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 1 a 100 m de altura . . . 183








III.1.1 Esquema del sistema propulsivo de la aeronave modificada . . . . 191

III.2.1 Eficiencia en función del Re de la hélice. Fuente: [12] . . . . . . . 193

III.2.2 Efectos del Re en la eficiencia y avance de la hélice. Fuente: [12] 194

III.2.3 rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 4000 rpm) . . . . . 196

III.2.4 rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 3000 rpm) . . . . . 197

III.2.5 Rendimiento en función de J a distintas rpm . . . . . . . . . . . . 198

IV.4.1 Diagramas del ala original para la condición de crucero por las

fuerzas en el eje y . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219

IV.4.2 Diagramas del ala original para la condición de crucero por las

fuerzas en el eje z . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 220

IV.4.3 Diagramas del ala original para la condición estática . . . . . . . . 223

IV.5.1 Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por las

fuerzas en el eje y . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 226

IV.5.2 Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por las

fuerzas en el eje z . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 227

IV.5.3 Diagrama de fuerzas distribuidas a lo largo de la barra de la cola

modificada para la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . 231

IV.5.4 Diagrama de Ty a lo largo de la barra de la cola modificada para

la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 231

IV.5.5 Diagrama de Mz a lo largo de la barra de la cola modificada para

la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 232

V.1.1 Diagrama de bloques con las conexiones del sistema de potencia

de aeronave modificada . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 237

Alejandro Domínguez Moreno VIII

ANNEX

V.2.1 Esquema de la entrega de potencia de un controlador PWM .

Fuente: Apex Microtechnology . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 238

V.3.1 Esquema simplificado del LT8490. Fuente: Linear Technology . . 239

V.3.2 Esquema del funcionamiento del convertidor buck-boost. Fuente:

Wikipedia Commons . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 240

VI.2.1 Balance energético a 100 m con carga de pago . . . . . . . . . . . 246

VI.2.2 Balance energético a 1000 m con carga de pago . . . . . . . . . . 246

VI.2.3 Balance energético a 100 m con autopilot . . . . . . . . . . . . . . 247

VI.2.4 Balance energético a 1000 m con autopilot . . . . . . . . . . . . . 248

Alejandro Domínguez Moreno IX

ANNEX

Lista de Tablas

I.7.1 Propiedades de los materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165

II.1.1 Parámetros de las alas estudiadas . . . . . . . . . . . . . . . . . 169

II.1.2 Parámetros de las alas con alargamiento máximo . . . . . . . . . 171

II.2.1 Parámetros de las superficies aerodinámicas según el ARh . . . 174

II.3.1 Resultados del cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje . . . . 175

II.4.1 Parámetros originales de las superficies del ala . . . . . . . . . . 176

II.4.2 Parámetros nuevos de las superficies del ala . . . . . . . . . . . . 177

II.4.3 Parámetros originales de las superficies del estabilizador horizontal178

II.4.4 Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador horizontal

y del timón de profundidad dimensionado . . . . . . . . . . . . . . 179

II.4.5 Parámetros originales de las superficies del estabilizador vertical 179

II.4.6 Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador vertical y

del timón de dirección dimensionado . . . . . . . . . . . . . . . . 180

II.5.1 Dimensiones de las superficies aerodinámicas de las diferentes

versiones de la aeronave estudiada . . . . . . . . . . . . . . . . . 182

II.6.1 Propiedades del aire a 100 m . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189

II.6.2 Propiedades del aire a 1000 m . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189

III.2.1 Potencia que entrega la hélice durante un vuelo a 8m/s a distintas

revoluciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 196

III.2.2 Resultados del estudio de la hélice seleccionada . . . . . . . . . 198

III.5.1 Ocupación del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202

III.5.2 Ocupación de los alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203

III.5.3 Ocupación del estabilizador horizontal . . . . . . . . . . . . . . . 203

III.5.4 Ocupación del estabilizador horizontal . . . . . . . . . . . . . . . 203

IV.1.1 Propiedades del material compuesto . . . . . . . . . . . . . . . . 209

IV.1.2 Propiedades del Menzolit® . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 210

IV.2.1 Resultados del estudio preliminar del ala . . . . . . . . . . . . . . 213

IV.3.1 Centro de gravedad y momento de cada componente . . . . . . . 216

IV.3.2 Centro de gravedad y momento de cada componente final . . . . 216

IV.4.1 Cargas sobre el ala original en la condición de crucero . . . . . . 218

IV.4.2 Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición

de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218

IV.4.3 Resultados del estudio del ala original para la condición de crucero 219

IV.4.4 Parámetros de la sección de los largueros originales . . . . . . . 221

IV.4.5 Cargas sobre el ala original en la condición estática . . . . . . . . 222

Alejandro Domínguez Moreno X

ANNEX

IV.4.6 Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición

estática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 222

IV.4.7 Resultados del estudio del ala original para la condición estática . 223

IV.5.1 Cargas sobre el ala modificada en la condición de crucero . . . . 225

IV.5.2 Fuerzas según su dirección sobre el ala modificada en la condi-

ción de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225

IV.5.3 Resultados del estudio del ala modificada para la condición de

crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 226

IV.5.4 Parámetros de la sección de los largueros originales . . . . . . . 227

IV.5.5 Fuerzas según su dirección sobre las barra de la cola modificada

en la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 229

IV.5.6 Resultados del estudio de la cola modificada para la condición de

crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 230

IV.5.7 Parámetros de la sección de las barras . . . . . . . . . . . . . . . 232

IV.5.8 Cargas puntales del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 234

IV.5.9 Parámetros de la sección del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . 234

VI.2.1 Características de la carga de pago incorporada . . . . . . . . . . 245

VII.1.1 Cálculos de fibra de carbono . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250

VII.1.2 Cálculos de poliéster . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250

VII.1.3 Coste de las células fotovoltaicas . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251

VII.1.4 Coste de baterías . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251

VII.1.5 Coste del UAV modificado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252

VII.2.1 Precio de venta de aeronaves similares . . . . . . . . . . . . . . . 253

Alejandro Domínguez Moreno XI

ANNEX

ANEXO I

ESTUDIO ENERGÉTICO

Alejandro Domínguez Moreno 1

ANNEX

I.1. Cálculo de la irradiación solar

El software GEOSOL – V 2.0 diseñado y programado por Alejandro L. Hernández,

Docente de la Maestría y Especialidad en Energías Renovables de la Facultad de

Ciencias Exactas de la Universidad Nacional de Salta, permite obtener la distribu-

ción en cualquier localización del planeta a lo largo de un día del año escogido por

el usuario. La localización se introduce a modo de coordenadas de latitud y lon-

gitud. Como se estudia el caso de Barcelona, los valores de latitud y longitud son

respectivamente 41 y 2, ambos positivos [26]. Para estudiar los casos extremos,

se escogen los días 22 de diciembre y 21 de junio, el solsticio de invierno y verano

respectivamente, en otras palabras, los días con menor y mayor cantidad de horas

de Sol.

Este software permite obtener una estimación de la distribución horaria de irradia-

ción solar mediante varios modelos [13]:

· Método de día claro de Page: cuenta con la desventaja que únicamente es

aplicable a los días sin nubosidad. Además requiere información de dos pa-

rámetros que varían en gran medida de un día para otro, como son la tempe-

ratura ambiente y la humedad relativa.

· Método de día claro hotel: como en el caso del modelo anterior, es solamente

aplicable a los días sin nubosidad. De la misma manera también resulta im-

preciso debido a que realiza las estimaciones según una selección del clima

de la locación dando a escoger entre 4 opciones: tropical, verano de latitud

media, invierno de latitud media y verano subártico

· Método de Liu – Jordan: éste modelo posibilita realizar las estimaciones ho-

rarias sobre cualquier localización a partir de la irradiación solar global diaria

media mensual. A partir de los valores diarios de irradiación solar global re-

gistrados durante un mismo mes del año y promediados a lo largo de varios

años, se puede obtener este dato. Por este motivo, al derivar de un promedio,

este método contabiliza una media con días claros, seminublados o nublados,

siendo la estimación más conservativa que la de los dos modelos anteriores.

Después de valorar los tres modelos, se escoge realizar los cálculos mediante el

método de Liu – Jordan de cielo anisotrópico debido a que a partir de la media dia-

ria de radiación global medida en Barcelona por la Agencia Estatal de Meteorología

es posible obtener estimaciones conservativas. Por medio de la serie histórica que

comprende las mediciones entre 1975 y 2012, se obtienen los datos de 6 MJ en


ANNEX

diciembre, y 24.5 MJ en junio como valores de irradiación media diaria global en

Barcelona [3].

Sin embargo, como se puede observar en la Figura I.1.1 el programa requiere de

información adicional. Se introduce el huso horario, cuyo valor en Barcelona es de

GMT+1. En lo que refiere a los datos del plano, para simplificar los cálculos se hace

la hipótesis de que los paneles fotovoltaicos están en paralelo con la superficie

terrestre, es decir, la pendiente es igual a 0 y por consiguiente el valor de azimut

no afecta al resultado. De la misma manera, y suponiendo que no se colocarán

paneles en el intradós de la aeronave, el coeficiente de albedo no repercute en

la estimación de la irradiación. En cuanto a la altura sobre el nivel de mar, es un

parámetro que no afecta al resultado del cálculo utilizando este método.

Figura I.1.1: Interfaz de GEOSOL - V2.0.A la derecha los parámetros introducidos para el cálculos de la distribución deirradiación durante el 21 de diciembre. A la izquierda, se muestra el resultado.

Con todos los datos necesarios introducidos, el software realiza el cálculo de la

distribución diferenciando en irradiación directa y difusa (Figuras I.1.2 y I.1.3). Sin

embargo, ambas son formas de radiaciones solares y por lo tanto aprovechables

para los paneles fotovoltaicos [24].


ANNEX

Figura I.1.2: Distribución horaria de irradiación solar durante el 22 de diciembre enBarcelona

Figura I.1.3: Distribución horaria de irradiación solar durante el 21 de junio en Bar-celona


ANNEX

I.2. Cálculo de la variación de la eficiencia de las células

fotovoltaicas

A partir de los datos del fabricante, se procede a la obtención de los datos de la

variación de la eficiencia de las células en función de la temperatura y los niveles de

irradiancia [4] (Figura I.2.1). La información viene en forma de gráfica por lo que es

necesario extraer la información realizando mediciones sobre ella. Para realizarlas

con presión se utiliza la herramienta de CAD SolidWorks (Figura I.2.2).

Figura I.2.1: Dependencia de la eficiencia con la temperatura de utilización y elnivel de irradiación

La Figura I.2.1 muestra la dependencia de la eficiencia con la temperatura de uti-

lización y el nivel de irradiación. La eficiencia está expresada en % del valor en

el test en condiciones estándar (STC), donde la irradiancia es 1000 W/m2 y la

temperatura 25 C.


ANNEX

Figura I.2.2: Acotaciones realizadas sobre la gráfica

A partir de las acotaciones de la gráfica, se encuentra la escala de la imagen a

partir de las medidas de los ejes de coordenadas y el valor de puntos estratégicos

para la obtención de la función de la eficiencia en función de la irradiancia para

25 C y 80 C. Se encuentra que la relación eje-cota vertical es de 0.1446, mientras

que la relación eje-cota horizontal es de 1.2450. Las dos funciones obtenidas a

partir de las conversiones son rectas definidas a trozos pues la gráfica tiene un

fuerte comportamiento lineal a trozos.

Para T = 25 C:

0 < J < 312.027 W/m2 → % cambio de eficiencia = 90 + 0.023321497 · J (1)

312.027 < J < 500W/m2 → % cambio de eficiencia = 97.277+0.007023974·J (2)

500 < J < 750 W/m2 → % cambio de eficiencia = 98.597 (3)

750 < J → % cambio de eficiencia = 98.589 + 0.0056010991 · J (4)

Para T = 80 C:

0 < J < 200.025 W/m2 → % cambio de eficiencia = 80 + 0.04748505·J (5)


ANNEX

200.025 < J < 250W/m2 → % cambio de eficiencia = 89.498+0.016783485·J (6)

250 < J < 500 W/m2 → % cambio de eficiencia = 90.337 + 0.01019812·J (7)

500 < J < 750 W/m2 :→ % cambio de eficiencia = 92.886 + 0.006449747·J (8)

750 W/m2 < J → % cambio de eficiencia = 94.499 + 0.005177151·J (9)

Para obtener el valor de la eficiencia expresada en tanto por uno, teniendo en

cuenta que es de 25 en STC:

Eficiencia = 25 % cambio de eficiencia/10000 (10)

De esta manera, cuando la temperatura de utilización de las células fotovoltaicas

se encuentra entre 25 C y 80 C, se realiza una interpolación entre ambas tempe-

raturas al nivel de irradiancia correspondiente para obtener el valor de la eficiencia.

I.2.1. Implementación en MATLAB

A continuación se muestra la función de MATLAB que realiza la interpolación:

1 f u n c t i o n [ eta ] = eta_JT ( J , T )2 % Esta func ion devuelve e l v a l o r de l a e f i c i e n c i a3 % en func ion de :4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5 %T : temperatura de l a placa (oC)6 i f J==07 eta =0;8 else9

10 t he ta =(T−25)/(80−25) ;11 eta=eta_25 ( J ) + the ta * ( eta_80 ( J )−eta_25 ( J ) ) ;12 end13 end


ANNEX

Donde eta_25 y eta_80 son las funciones de la eficiencia en función de la irradian-

cia a 25 C y 80 C respectivamente.

1 f u n c t i o n [ eta ] = eta_25 ( J )2 % Esta func ion devuelve e l v a l o r de l a e f i c i e n c i a a 80oC3 % en func ion de :4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5

6 k=25; %e f i c i e n c i a STC7 j = [0 ,312.027 ,500 ,750] ;8 p=[0.023321497 ,0.007023974 ,0 ,0.005610991];9 e f f = [90.000 ,97.277 ,98.597 ,98.597] ;

10 i =1;11 whi le J> j ( i ) && i < leng th ( j )12 i = i +1;13 end14 eta=k * ( e f f ( i −1)+(J− j ( i −1) ) *p ( i −1) ) /1 e4 ;15

16

17 end

1 f u n c t i o n [ eta ] = eta_80 ( J )2 % Esta func ion devuelve e l v a l o r de l a e f i c i e n c i a a 80oC3 % en func ion de :4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5

6 k=25; %e f i c i e n c i a STC7 j = [0 ,200.025 ,250.000 ,500.000 ,750.000] ;8 p=[0.04748505 ,0.016783485 ,0.01019812 ,0.006449747 ,0.005177151];9 e f f = [80.000 ,89.498 ,90.337 ,92.886 ,94.499] ;

10 i =1;11 whi le J> j ( i ) && i < leng th ( j )12 i = i +1;13 end14 eta=k * ( e f f ( i −1)+(J− j ( i −1) ) *p ( i −1) ) /1 e4 ;15

16

17 end

Cabe decir, que cuando a lo largo del desarrollo de la solución se cambian las

células utilizadas por las de eficiencia mayor del mismo fabricante, debido a las

hipótesis realizadas, solo realiza la modificación de cambiar la eficiencia de 25 a

28.8 (Ecuación 10, parámetro k en las funciones de MATLAB).


ANNEX

I.3. Estudio preliminar

La totalidad de los cálculos se realizan a partir del software matemático MATLAB.

I.3.1. Script principal

1 %NOMENCLATURA2

3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )6 % nh : numero de horas de l d ia7 %T : temperatura de u t i l i z a c i ó n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)8 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)9 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)

10 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)11 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)12 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)13 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA14 % dens : densidad de l a i r e ( kg /m^3)15 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r16 % t a i l f : f a c t o r de ocupación de los paneles en e l a la y l a co la f r e n t e a l a

ocupacion de l a la17 % rendp : rend imiento de l prop18 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero19 % mto : masa maxima de despegue de l a aeronave estudiada ( kg )20 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)21 % v c r d i s : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )22 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)23 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada24 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada25 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada26 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave

estudiada27 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)28 % bat : masa de b a t e r i a necesar ia para a lbergar toda l a energ ia obtenida ( kg )29 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema30 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s ) . Var iab le de l problema31 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )32 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )33 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )34 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )35 % vs : ve loc idad de entrada en perdida (m/ s )36

37 c l ea r38 c lose a l l39 t i c40 UAV= ’MEGASTAR ’ ;41 mes = ’ d i c ’ ;42

43 T=80;44 nh=24;


ANNEX

45 n=100; % numero de puntos46

47 % Parametros energét icos48 t =zeros (1 , nh ) ;49 J=zeros (1 , nh ) ;50 P_S=zeros (1 , nh ) ;51

52

53 f o r i =1:nh54 t ( i ) = i −1;55 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;56 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;57 end58

59 Ea_S=cumsum(P_S) ;60 batmas_S=max(Ea_S) /350 ;61

62 % A l t i t u d63 h=100;64 a l f a i s a =1−6.5e−3*h /288 .15 ;65 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;66

67 % Parametros aerodinamicos y de vuelo68

69 ocup =0.95;70 t a i l f =1;71 rendp =0.85;72 Pto_Pcr =5;73

74 % Carga de parametros75 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;76 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;77 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;78 aeropar= f i l e I D 3 ;79 mto=aeropar ( 1 ) ;80 Sw=aeropar ( 2 ) ;81 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;82 hdis=aeropar ( 4 ) ;83 cd0=aeropar ( 5 ) ;84 k1a=aeropar ( 6 ) ;85 k2a=aeropar ( 7 ) ;86 CLmax=aeropar ( 8 ) ;87 f c l o s e ( f i l e ) ;88

89

90 mto_Sw_UAV=mto /Sw;91 bat=batmas_S *Sw* ocup ;92 xUAV=[mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] ;93 yUAV=[0 , 20000] ;94

95 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .15 , n ) ;96 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . * t a i l f . / mto_Sw ;97 vcrv= l inspace (0 ,20 ,n ) ;98


ANNEX

99 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;100 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;101 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;102 f ( 1 ) = f i g u r e ( 1 ) ;103

104 f o r j =1: leng th ( vcrv )105

106 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise (mto_Sw , vcrv ( j ) , rendp , cd0 , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;107

108 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;109 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;110 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ or ’ ,xUAV,yUAV) ;111 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Energia vs Sw a d i f e r e n t e s veloc idades de

crucero ’ ) ;112 x l a b e l ( ’ mto /Sw ( kg /m^2) ’ ) ;113 y l a b e l ( ’Ec / mto (Wh) ’ ) ;114 ax is ( [ 0 mto_Sw_UAV*1 .5 0 500] )115

116 hold on117 end118

119 %V s t a l l120 vs= s q r t (2 *9 .81*mto_Sw / dens /CLmax) ;121

122

123 l e v e l =logspace (0 ,2 .5 , n ) ;124

125 f ( 2 ) = f i g u r e ( 2 ) ;126 s u r f ( vcrv , mto_Sw , Eeq_mto ) ;127 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Balance energe t ico por unidad de masa vs Carga a l a r

y v_c_r ’ ) ;128 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;129 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;130 z l a b e l ( ’ Balance /M_T_O (Wh/ kg ) ’ ) ;131 ax is ( [ 0 20 0 mto_Sw_UAV*1.15 0 500] )132 cax is ( [ min ( l e v e l ) max( l e v e l ) ] ) ;133

134

135

136 f ( 3 ) = f i g u r e ( 3 ) ;137 contour ( vcrv , mto_Sw , Eeq_mto , ’ l e v e l L i s t ’ , l eve l , ’ f i l l ’ , ’ on ’ ) ;138 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Balance energe t ico por unidad de masa vs Carga a l a r

y v_c_r ’ ) ;139 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;140 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;141 z l a b e l ( ’ Balance /M_T_O (Wh/ kg ) ’ ) ;142 ax is ( [ 0 v c r d i s *1.15 0 mto_Sw_UAV* 1 . 1 5 ] )143 hold on144 a= l inspace (1 ,1 , n ) ;145 p lo t3 ( vs , mto_Sw , a ) ;146 p lo t3 ( [ vc rd is , v c r d i s ] , yUAV, [ 1 , 1 ] ) ;147 p lo t3 (yUAV,xUAV, [ 1 , 1 ] ) ;148 c = co lo rba r ;149 c . Label . S t r i n g = ’ Energia (Wh/ kg ) ’ ;


ANNEX

150 f ig3name =[ ’ Balance_ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes ] ;151 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;152

153 f ( 4 ) = f i g u r e ( 4 ) ;154 contour ( vcrv , mto_Sw , Eeq_mto , ’ l e v e l L i s t ’ , l eve l , ’ f i l l ’ , ’ on ’ ) ;155 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Balance energe t ico por unidad de masa vs Carga a l a r

y v_c_r ’ ) ;156 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;157 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;158 z l a b e l ( ’ Balance /M_T_O (Wh/ kg ) ’ ) ;159 ax is ( [ 0 20 0 8 ] )160 c = co lo rba r ;161 c . Label . S t r i n g = ’ Energia (Wh/ kg ) ’ ;162 f ig4name =[ ’ Balance_ajustado_ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes ] ;163 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;164

165 f ( 5 ) = f i g u r e ( 5 ) ;166 s u r f ( vcrv , mto_Sw , Pto_mto ) ;167 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Pto vs Carga a l a r y Cruise Speed ’ ) ;168 x l a b e l ( ’ Cruise Speed (m/ s ) ’ ) ;169 y l a b e l ( ’ Mto /Sw ( kg /m^2) ’ ) ;170 z l a b e l ( ’ Pto / mto (W/ kg ) ’ ) ;171 hold on172 p lo t3 (yUAV,xUAV, [ 1 , 1 ] ) ;173 ax is ( [ 0 10 0 mto_Sw_UAV*1.15 0 100] )174

175

176

177 f ( 6 ) = f i g u r e ( 6 ) ;178 p l o t ( t , J , ’ b . ’ , t , P_S, ’ r . ’ , t , Ea_S) ;179 t i t l e ( ’ D is t rubuc ión ho ra r i a de potenc ia y energ ia ’ ) ;180 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;181 y l a b e l ( ’P(W) E(Wh) ’ ) ;182 ax is ( [ 0 24 0 500] )183

184 toc

Este script lee los parámetros de la aeronave a partir de un fichero .txt con el

siguiente formato y con el nombre ‘AEROPAR_’ y el nombre en mayúscula del

UAV. El ejemplo que se muestra es de los parámetros del UAV MEGASTAR[23]:

mto = 7 ;

Sw = 0.98 ;

vcrd = 13 ;

hd = 100 ;

cd0 = 0.0301 ;

k1a = 0 ;

k2a = 0.0595 ;


ANNEX

CLmax = 1.71 ;

I.3.1.1. Explicación del script

· Línea 40: Nombre de la aeronave.

· Línea 41: Mes del estudio.

· Líneas 53-59: Cálculo de la irradiación solar y la potencia por unidad de su-

perficie que absorben las células fotovoltaicas.

· Líneas 62-65: Cálculo de la densidad del aire a la altura de vuelo mediante

el modelo de la Atmósfera Estándar Internacional.

· Líneas 67-72: Definición de parámetros.

· Líneas 74-87: Carga de la información de los parámetros de la aeronave.

· Líneas 90-91: Cálculo de la carga alar de la aeronave y de la masa de bate-

rías necesarias.

· Líneas 92-117: Cálculo y generación de la gráfica de energía frente a la carga

alar a diferentes velocidades de crucero a partir de la función de la potencia

para el vuelo en crucero..

· Líneas 120: Cálculo de la velocidad de entrada en pérdida.

· Líneas 123-182: Generación de las diferentes gráficas.

Además de las funciones mostradas anteriormente para el cálculo de la eficiencia

de las fotovoltaicas, este script utiliza las siguientes:

I.3.2. Cálculo de la irradiación

1 f u n c t i o n [ J ] = J_h ( h ,mes)2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora y de l mes .4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5 % h : hora de l d ia [ hora ]6 %mes : mes de l año [ s t r i n g ]7 i f strcmp ( ’ ene ’ ,mes) ==18 J=J_hene ( h ) ;9 e l s e i f strcmp ( ’ jun ’ ,mes) ==1

10 J=J_hjun ( h ) ;11 e l s e i f strcmp ( ’ d i c ’ ,mes) ==112 J=J_hdic ( h ) ;13 else14 f p r i n t f ( ’ERROR: Mes i n c o r r e c t o o no d i spon ib l e \ n ’ ) ;


ANNEX

15 end16

17 end

1 f u n c t i o n [ J ] = J_hdic ( h )2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona durante e l d ia 22 de Diciembre mediante4 % e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora .5 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]6 % h : hora de l d ia [ hora ]7 swi tch h8 case 89 J =88.889;

10 case 911 J =180.556;12 case 1013 J =255.556;14 case 1115 J =297.222;16 case 1217 J =297.222;18 case 1319 J =255.556;20 case 1421 J =180.556;22 case 1523 J =88.889;24 otherwise25 J =0;26 end27 end

1 f u n c t i o n [ J ] = J_hene ( h )2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona durante e l d ia 1 de Enero mediante4 % e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora .5 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]6 % h : hora de l d ia [ hora ]7 swi tch h8 case 79 J =2.778;

10 case 811 J =105.556;12 case 913 J =211.111;14 case 1015 J =297.222;16 case 1117 J =347.222;18 case 1219 J =347.222;20 case 1321 J =297.222;22 case 1423 J =211.111;


ANNEX

24 case 1525 J =105.556;26 case 1627 J =2.778;28 otherwise29 J =0;30 end31 end

1 f u n c t i o n [ J ] = J_hjun ( h )2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona durante e l d ia 21 de Junio mediante4 % e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora .5 % J : rad iac ión so la r [W/m^2]6 % h : hora de l d ia [ hora ]7 swi tch h8 case 59 J =100.00;

10 case 611 J =227.778;12 case 713 J =372.222;14 case 815 J =516.667;16 case 917 J =644.444;18 case 1019 J =744.444;20 case 1121 J =797.222;22 case 1223 J =797.222;24 case 1325 J =744.444;26 case 1427 J =644.444;28 case 1529 J =516.667;30 case 1631 J =372.222;32 case 1733 J =227.778;34 case 1835 J =100.000;36 otherwise37 J =0;38 end39 end

I.3.3. Cálculo de la potencia requerida

1 f u n c t i o n [ Pto_mto ] = Pto_mto_cruise (mto_Sw , vcr , rendp , cd0 , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr )2 % Esta func ion ca l cu la e l va l o r de l a Potencia minima por unidad de masa durante

e l Takeof f en


ANNEX

3 % func ión de :4 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r [m^2 ]5 %mto_Sw : carga a l a r [ kg /m^2 ]6 % vcr : ve loc idad de crucero [m/ s ]7 % rend : rend imiento de l a h e l i c e8 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a9 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r

10 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r11 % dens : densidad de l a i r e [ kg /m^3 ]12 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia durante e l despegue y e l crucero13

14 g=9.81; % ace le rac ión de l a gravedad [m/ s ^2 ]15 q =0 .5 . * dens . * vcr . ^ 2 ; % pres ion dinamica [ Pa ]16 Pto_mto=q . * vcr . * Pto_Pcr . / mto_Sw . / rendp . * ( cd0+k1a . * g . * mto_Sw . / q+k2a . * ( g . * mto_Sw . / q )

. ^ 2 ) ;17 end

I.3.4. Resultados del estudio

I.3.4.1. Variación del balance energético a lo largo del año

Comparando los meses de menor y mayor cantidad de horas de sol se observa

la gran variación esperada en el balance energético (Figura I.3.1 y I.3.2). A me-

dida que se incrementa la irradiación solar, se puede incrementar la velocidad de

crucero para una misma superficie alar. También se incrementa el rango de super-

ficies alares posible para la autonomía infinita. Sin embargo, es más viable realizar

variaciones de velocidad a los largo del año que no cambiar la carga alar.


ANNEX

Figura I.3.1: Balance energético por unidad de masa durante el mes de diciembre

Figura I.3.2: Balance energético por unidad de masa durante el mes de junio


ANNEX

I.3.4.2. Influencia de los parámetros aerodinámicos

El coeficiente con mayor trascendencia en el balance energético es el de resisten-

cia parásita (Figura I.3.3). Si se incrementa dicho parámetro aumenta considera-

blemente el consumo energético.

Figura I.3.3: Balance incrementando el CD0 hasta 0.2

En cuanto al coeficiente parabólico de la polar, afecta principalmente a las cargas

alares posibles para cada velocidad, limitándolas considerablemente (Figura I.3.4).


ANNEX

Figura I.3.4: Balance incrementando el coeficiente parabólico hasta 0.2

Por último, el coeficiente lineal es el menos trascendental e incrementa su efecto a

medida que la velocidad de crucero aumenta (Figura I.3.5).


ANNEX

Figura I.3.5: Balance incrementando el coeficiente lineal hasta 0.2

I.3.5. Influencia de la altura de crucero

La potencia requerida disminuye con el aumento de altitud pero varía escasamente

a lo largo del rango de alturas del UAV (Figura I.3.6). Esto se cumple solo si se

considera la polar constante a las diferentes alturas y velocidades.


ANNEX

Figura I.3.6: Balance energético por unidad de masa a 1000 m de altura


ANNEX

I.4. Estudio selección del UAV

El código de MATLAB utilizado para esta parte del estudio es el mismo empleado

para el estudio preliminar. Únicamente requiere de la introducción de los paráme-

tros de cada aeronave, en mayúscula, en un archivo txt (AEROPAR_NOMBRE.txt).

Los parámetros se extraen de las Características de los Candidatos [Véase Carac-

terísticas de los candidatos en la Memoria].

Se les otorgará una mayor valoración a aquellas aeronave que obtengan balances

positivos de energía a velocidades y cargas alares lo más elevadas posible.

I.4.1. Megastar

I.4.1.1. Parámetros

mto = 7 ;

Sw = 0.98 ;

vcrd = 13 ;

hd = 100 ;

cd0 = 0.0301 ;

k1a = 0 ;

k2a = 0.0595 ;

CLmax = 1.71 ;


ANNEX

I.4.1.2. Resultados

Figura I.4.1: Balance energético por unidad de masa del UAV Megastar a 100 m dealtura

I.4.2. Shadow


mto = 55 ;

Sw = 3.09 ;

vcrd = 15.5 ;

hd = 1219.2 ;

cd0 = 0.0379 ;

k1a = -0.0317 ;

k2a = 0.0578 ;

CLmax = 2.08 ;


ANNEX

I.4.2.2. Resultados

Figura I.4.2: Balance energético por unidad de masa del UAV Shadow a 100 m dealtura

I.4.3. Phoenix


mto = 15 ;

Sw = 0.8 ;

vcrd = 16 ;

hd = 1000 ;

cd0 = 0.027 ;

k1a = -0.0072 ;

k2a = 0.0371 ;

CLmax = 1.45 ;


ANNEX

I.4.3.2. Resultados

Figura I.4.3: Balance energético por unidad de masa del UAV Phoenix a 100 m dealtura

I.4.4. SantBernat


mto = 110 ;

Sw = 2.75 ;

vcrd = 50 ;

hd = 3000 ;

cd0 = 0.01444 ;

k1a = 0 ;

k2a = 0.0349 ;

CLmax = 1.3 ;


ANNEX

I.4.4.2. Resultados

Figura I.4.4: Balance energético por unidad de masa del UAV SantBernat a 100 mde altura

I.4.5. Albatros


mto = 120 ;

Sw = 21.73 ;

vcrd = 20 ;

hd = 800 ;

cd0 = 0.0176 ;

k1a = 0 ;

k2a = 0.0366 ;

CLmax = 1.5 ;


ANNEX

I.4.5.2. Resultados

Figura I.4.5: Balance energético por unidad de masa del UAV Albatros a 100 m dealtura


ANNEX

I.5. Estudio del desarrollo de la solución

I.5.1. Estudio del UAV seleccionado

Debido a la introducción de nuevas hipótesis se requiere de un código nuevo, más

completo y complejo. Precio al estudio, es necesaria la obtención de las polares de

la aeronave [Véase apartado II.5]. Los datos de las polares son introducidos como

archivos .txt que se obtienen a partir de la exportación análisis realizado en XFLR5.

La nomenclatura de entrada es la siguiente: B-’velocidad de crucero’.0-’altura’.txt.

Las velocidades pueden ser 7, 8, 9 y 16 m/s, mientras que las alturas, 100 y

1000 m. En cuanto a la entrada de parámetros de la aeronave, se ven incremen-

tados respecto el estudio preliminar. A continuación se muestra el archivo AERO-

PAR_PHOENIX.txt:

mto = 11 ;

Sw = 0.8 ;

vcrd = 16 ;

hd = 1000 ;

cd0 = 0.027 ;

k1a = -0.0072 ;

k2a = 0.0371 ;

CLmax = 1.45 ;

c = 0.25 ;

cdbody = 0.0061 ;

Sv = 0.02 ;

lt = 0.931157 ;

Sh = 0.06 ;

mbase = 2.3580 ;

wskindens = 2.4325 ;

tdens = 2.360 ;

din = 0.012 ;

din = 0.015 ;

espar = 0.00147 ;


ANNEX

gros = 0.148 ;

ch = 0.1 ;

cv = 0.1 ;

Cabe decir que cada script de MATLAB genera automáticamente el archivo de la

siguiente evolución.

I.5.1.1. Script principal

A continuación se muestra el código que permite realizar el estudio de la aeronave

original con los paneles solares y las nuevas baterías. Además, permite obtener los

parámetros geométricos y másicos de la siguiente evolución según las condiciones

impuestas.

1 %NOMENCLATURA2

3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada

10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave

estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave

estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (

m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave

estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l


ANNEX

33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave

estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida

durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en

func ion de l a carga a l a r (W/ kg )82 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga

a l a r (Wh/ kg )


ANNEX

83 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa enfunc ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )

84 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t icoen func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )

85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de

l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de

l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)96 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e

a l a r (m^2)97 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e

a l a r (m)98 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r

(m)99 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion

de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)100 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e

a l a r ( kg )101 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion

de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )102 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e

a l a r (m^2)103 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )104 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)105 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a

s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave

(m)117 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)118 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )119 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )120 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)121 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)122 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)


ANNEX

123 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l ave loc idad (W)

124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para

obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia

i n f i n i t a142 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion143 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion144

145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;


ANNEX

174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig=aeropar (20) ;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184

185 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola186 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;187 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;188

189 % A l t i t u d190 h=1000;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =2;200 rmin =0 .1 ;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209

210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211

212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’B− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f

’ ) ;218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;


ANNEX

227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,

rmax ) ;231 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;232 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;233 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;234 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;235 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;236 end237 end238


241 % Parametros energét icos242

243 nh=24;244

245 i f mes== ’ d i c ’246 T= a l f a i s a *(273+11.1)−273;247 e l s e i f mes== ’ jun ’248 T= a l f a i s a *(273+25.2)−273;249 end250

251

252 t =zeros (1 , nh ) ;253 J=zeros (1 , nh ) ;254 P_S=zeros (1 , nh ) ;255

256


263

264 cbat =0.75;265 ocup =0.9 ;266

267 Ea_S=cumsum(P_S) ;268 batmas_S=max(Ea_S) /350* cbat ;269 Sce l l =0.00098;270 mcel l =180e−6;271

272 % Rendimientos273 rendmppt =0.97;274 rendbm=0.995;275 rendb =0.972;276 rendesc =0.99;277 rendm =0.86;278 rendp = [ 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 ] ;279


ANNEX

280 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;281

282

283

284 % Balance energe t ico285 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;286 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;287 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;288

289 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;290 Pto_Pcr =1;291 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;292 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;293

294

295 f o r j =1: nv296 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a

( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;297 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;298 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;299 end300

301

302 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s303 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a

( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;304 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;305 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;306 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;307 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;308 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;309

310 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia311 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;312 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;313

314 % Calculo de las modi f i cac iones315 AR=12.8;316 ARh=6;317 cdens=1580;318 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;319 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;320 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;321 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;322 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;323 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;324 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;325 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;326 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;327 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;328 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;329 fSso la r =@(S) ocup . * S ;330 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*

wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;


ANNEX

331 f carga=@(S) m(S) . / S ;332 fm=@(S) 15−m(S) ;333 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay

i t e r a t i o n s , se t to le rances334

335 % Nuevos parametros336 Sw= f s o l v e ( fm , Sw_orig , op t ions ) ;337 mto=m(Sw) ;338 b= fb (Sw) ;339 c= f c (Sw) ;340 Sv=fSv (Sw) ;341 Sh=fSh (Sw) ;342 bh=fbh (Sw) ;343 ch=fch (Sw) ;344 cv=ch ;345 bv=Sv / cv ;346 l t = f l t (Sw) ;347 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;348 Ssolar= fSso la r (Sw) ;349 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;350 bat=batmas_S * Ssolar ;351

352 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia353 renddia=rend . / rendb ;354 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;355 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;356 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a ( 1 ) , k1a

( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;357 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;358 E i n i =0;359 Enoche=0;360 E_t= E i n i ;361 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;362 Pa=Eabs / nh ;363 dias =2;364 f o r d ia =1: d ias365 f o r i =1:24366 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;367 i f Pcdia >Pin368 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;369 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;370 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;371 else372 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;373 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;374 end375 end376 end377 Enoche=Enoche / d ias ;378 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;379 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;380

381 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;382 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;


ANNEX

383 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;384 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;385 Drag=Pdrag . / vcrv ;386 Pprop=Pdrag ;387 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;388 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;389 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;390 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;391 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;392

393 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo1 . t x t ’ ;394 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;395 f i l e I D 1 =dat1 ;396 f i l e I D 2 =dat2 ;397 f i l e I D 4 =dat4 ;398 aeropar ( 1 ) =mto ;399 aeropar ( 2 ) =Sw;400 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;401 aeropar ( 4 ) =h ;402 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;403 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;404 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;405 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;406 aeropar ( 9 ) =c ;407 aeropar (11)=Sv ;408 aeropar (12)= l t ;409 aeropar (13)=Sh ;410 aeropar (21)=ch ;411 aeropar (22)=cv ;412 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;413 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;414

415 f o r i =1: leng th ( aeropar )416 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D

4 i ) ;417 end418 f c l o s e ( f i l e ) ;419

420 f i g u r e ( 1 )421 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;422 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de

crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;423 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;424 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;425 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida

a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )426 ax is ( [ 0 7 0 500] )427 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,

mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;428 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;429

430 f i g u r e ( 2 )431 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;


ANNEX

432 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades decrucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;

433 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;434 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;435 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’

Carga a l a r ac tua l ’ )436 ax is ( [ 0 7 0 500] )437 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,


440 f i g u r e ( 3 )441 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )442 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;443 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;444 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;445 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;446 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;447 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;448

449 f i g u r e ( 4 )450 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;451 f o r i =1:n452 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;453 end454 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )455 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;456 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;457 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;458 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’

Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )459 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )460 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;461 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;462

463 f i g u r e ( 5 )464 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;465 Pc_v=fPc_v ( v ) ;466 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;467 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;468 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;469 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;470 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de

entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )471 ax is ( [ 7 16 0 300] )472 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;473 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;474

475 % Comprobacion de l a po la r476 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;477 Cdreg=cd0 ( 1 ) +k1a ( 1 ) . * Clreg+k2a ( 1 ) . * Clreg .^2+ k3a ( 1 ) . * Clreg .^3+ k4a ( 1 ) . * Clreg . ^ 4 ;478 f i g u r e ( 6 )479 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , 1 ) ,CD( : , 1 ) . *1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;480 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;


ANNEX

481 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;482 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;483 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )484 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )485 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;486 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;487

488 f i g u r e ( 7 )489 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )490 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,

h_st r , ’m ’ ] ) ;491 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;492 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;493 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;494 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,

h_st r , ’m ’ ] ;495 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;496

497 toc

I.5.1.2. Explicación del script

A continuación, se explica de manera resumida el funcionamiento del script princi-

pal. Es importante remarcar, que el código mostrado en el apartado anterior es la

base de los diferentes scripts utilizados a lo largo del desarrollo de la solución.

· Línea 148: Nombre de la aeronave.

· Línea 149: Mes del estudio.

· Líneas 150-183: Carga de la información de los parámetros de la aeronave.

· Líneas 186-187: Cálculo de los coeficientes de cola.

· Líneas 190-197: Cálculo de las propiedades del aire la altura de vuelo me-

diante el modelo de la Atmósfera Estándar Internacional.

· Líneas 199-237: Generación de la regresión para obtener la polar aerodiná-

mica de la aeronave según la velocidad de crucero y la altitud. Realiza la

regresión a partir de los datos de CL y CD exportados en txt del correspon-

diente análisis en XFLR5. El programa permite realizar tanto una regresión

de segundo grado como una de cuarto. No obstante, a lo largo del estudio,

únicamente se emplea la regresión de segundo grado para obtener una polar

parabólica. Además, se realiza automáticamente la corrección de la resisten-

cia y se añade la resistencia del fuselaje [Véase apartado II.5].


ANNEX

· Líneas 257-261: Cálculo de la irradiación solar y la potencia por unidad de

superficie que absorben las células fotovoltaicas.

· Líneas 272-280: Definición de los diferentes rendimientos de la aeronave.

· Líneas 284-299: Cálculo del balance energético diario.

· Líneas 303-308: Cálculo de la carga alar máxima permitida para tener auto-

nomía infinita a 8 m/s.

· Líneas 310-312: Cálculo de la carga alar que requiere la mínima potencia.

· Líneas 319-326: Geometría de la aeronave en función de la superficie alar.

Se realiza la hipótesis de que los coeficientes de cola se conservan, así como

la relación entre el brazo de palanca de la cola y la envergadura. Imponiendo

un alargamiento de ala y de estabilizador horizontal -teniendo en cuenta que

ambos estabilizadores tiene la misma cuerda- es posible obtener todas las

superficies aerodinámicas.

· Líneas 327-330: Cálculo de la masa de la aeronave en función de la super-

ficie alar. Se realiza la hipótesis de que los espesores de las superficies se

conservan. Se considera que la altura de los largueros es igual al espesor

máximo del perfil y que tanto la piel de la cola como del ala tienen una densi-

dad superficial constante respecto a la del UAV original.

· Líneas 331-336: Cálculo de la superficie alar de la aeronave a una masa

dada, a partir de la función explicada anteriormente.

· Líneas 337-350: Definición de los parámetros de la siguiente evolución en

función de la superficie alar obtenida. Si el objeto del estudio es el análisis de

la versión actual, y no la obtención de una nueva versión, se debe imponer la

misma superficie alar y alargamientos.

· Líneas 353-378: Obtención del balance energético horario.

· Líneas 393-418: Generación del archivo txt con los parámetros de la aerona-

ve obtenida.

· Líneas 420-495: Generación de las diferentes gráficas.

I.5.1.3. Funciones

Además de las funciones utilizadas para el cálculo de la irradiación solar y la efi-

ciencia de las células fotovoltaicas, se requiere de las siguientes funciones:


ANNEX

1 f u n c t i o n [ Cd0 , k1a , k2a ] = po lar_reg (CL,CD, rmin , rmax )2 % Esta func ion elabora una regres ion de segundo grado a p a r t i r de l CL y CD3 % del a n a l i s i s rea l i zado en XFLR5 . La regres ion se l l e v a a cabo ent re un4 % v a lo r maximo de CL y uno minimo . Los coe f i en tes de l resu l tado de l a5 % regres ion corresponen con los c o e f i c i e n t e de l a po la r aerodinamica (Cd0 , k1a , k2a

)6 % La func ion es func ion de :7 %CL: c o e f i c i e n t e s de sus ten tac ion obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR58 %CD: c o e f i c i e n t e s de r e s i s t e n c i a obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR59 % rmin : v a l o r minimo de CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion

10 % rmin : v a l o r maximo de CL de l a regres ion11 i =0;12 f o r j =1: leng th (CL)13 i f CL( j ) >=rmin && CL( j ) <=rmax14 i = i +1;15 CLp( i ) =CL( j ) ;16 CDp( i ) =CD( j ) ;17 end18 end19 p= p o l y f i t (CLp ,CDp, 2 ) ;20 Cd0=p ( 3 ) ;21 k1a=p ( 2 ) ;22 k2a=p ( 1 ) ;23 end

1 f u n c t i o n [ Cd0 , k1a , k2a , k3a , k4a ] = polar_reg_4 (CL,CD, rmin , rmax )2 % Esta func ion elabora una regres ion de cuar to grado a p a r t i r de l CL y CD3 % del a n a l i s i s rea l i zado en XFLR5 . La regres ion se l l e v a a cabo ent re un4 % v a lo r maximo de CL y uno minimo . Los coe f i en tes de l resu l tado de l a5 % regres ion corresponen con los c o e f i c i e n t e de l a po la r aerodinamica (Cd0 , k1a , k2a

, k3a , k4a )6 % La func ion es func ion de :7 %CL: c o e f i c i e n t e s de sus ten tac ion obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR58 %CD: c o e f i c i e n t e s de r e s i s t e n c i a obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR59 % rmin : v a l o r minimo de CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion

10 % rmin : v a l o r maximo de CL de l a regres ion11 i =0;12 f o r j =1: leng th (CL)13 i f CL( j ) >=rmin && CL( j ) <=rmax14 i = i +1;15 CLp( i ) =CL( j ) ;16 CDp( i ) =CD( j ) ;17 end18 end19 p= p o l y f i t (CLp ,CDp, 4 ) ;20 Cd0=p ( 5 ) ;21 k1a=p ( 4 ) ;22 k2a=p ( 3 ) ;23 k3a=p ( 2 ) ;24 k4a=p ( 1 ) ;25 end

1 f u n c t i o n [ Pto_mto ] = Pto_mto_cruise (mto_Sw , vcr , rendp , cd0 , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr )2 % Esta func ion ca l cu la e l va l o r de l a Potencia minima por unidad de masa durante

e l Takeof f en


ANNEX

3 % func ión de :4 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r [m^2 ]5 %mto_Sw : carga a l a r [ kg /m^2 ]6 % vcr : ve loc idad de crucero [m/ s ]7 % rend : rend imiento de l a h e l i c e8 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a9 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r

10 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r11 % dens : densidad de l a i r e [ kg /m^3 ]12 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia durante e l despegue y e l crucero13


. ^ 2 ) ;17 end

1 f u n c t i o n [ Pto_mto ] = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcr , rendp , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens ,Pto_Pcr )

2 % Esta func ion ca l cu la e l va l o r de l a Potencia minima por unidad de masa durantee l Takeof f en

3 % func ión de :4 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r [m^2 ]5 %mto_Sw : carga a l a r [ kg /m^2 ]6 % vcr : ve loc idad de crucero [m/ s ]7 % rend : rend imiento de l a aeronave8 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a9 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r

10 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r11 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r12 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r13 % dens : densidad de l a i r e [ kg /m^3 ]14 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia durante e l despegue y e l crucero15


.^2+ k3a . * ( g . * mto_Sw . / q ) .^3+ k4a . * ( g . * mto_Sw . / q ) . ^ 4 ) ;19 end


ANNEX

I.5.1.4. Resultados

Figura I.5.1: Balance energético horario a 100 m de altura


ANNEX

Figura I.5.2: Balance energético horario a 1000 m de altura

I.5.2. Aplicación de las modificaciones

En este apartado se muestran los diferentes código de MATLAB utilizados para

realizar el estudio energético.

I.5.2.1. Cálculo de las modificaciones

Para poder dimensionar las diferentes evoluciones de la aeronave -como se explica

en el apartado I.5.1.2-, se elabora una función que calcula todas las dimensiones

del ala y la cola y el peso del UAV a partir de la superficie alar, fijando el alarga-

miento del ala, del estabilizador horizontal y la relación entre la envergadura y la

distancia entre la cola y el ala [Véase apartado II.2].

Este cálculo se encuentra implementado en el código de MATLAB [Véase las líneas

de código 314 hasta 350 del Script principal Estudio del UAV seleccionado].

I.5.2.2. Evolución 1


ANNEX

1 %NOMENCLATURA2






estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada


ANNEX

51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave




a l a r (Wh/ kg )83 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en

func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )84 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico

en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de




ANNEX









(m)117 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)118 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )119 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )120 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)121 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)122 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)123 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a

ve loc idad (W)124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para


ANNEX



145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo1 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig=aeropar (20) ;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184


189 % A l t i t u d190 h=100;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;


ANNEX

193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =2;200 rmin =0 .1 ;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209

210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211

212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’ evo1− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f

’ ) ;218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,




243 nh=24;244


ANNEX


251


256


263

264 cbat =0.75;265 ocup =0.9 ;266




282

283



294


( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;297 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;


ANNEX

298 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;299 end300

301




314 % Calculo de las modi f i cac iones315 AR=12.8;316 ARh=6;317 cdens=1580;318 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;319 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;320 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;321 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;322 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;323 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;324 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;325 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;326 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;327 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;328 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;329 fSso la r =@(S) ocup . * S ;330 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*

wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;331 f carga=@(S) m(S) . / S ;332 fm=@(S) 15−m(S) ;333 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay


335 % Nuevos parametros336 Sw= f s o l v e ( fm , Sw_orig , op t ions ) ;337 mto=m(Sw) ;338 b= fb (Sw) ;339 c= f c (Sw) ;340 Sv=fSv (Sw) ;341 Sh=fSh (Sw) ;342 bh=fbh (Sw) ;343 ch=fch (Sw) ;344 cv=ch ;345 bv=Sv / cv ;346 l t = f l t (Sw) ;347 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;348 Ssolar= fSso la r (Sw) ;


ANNEX

349 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;350 bat=batmas_S * Ssolar ;351

352 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia353 ve l =1;354 renddia=rend . / rendb ;355 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;356 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;357 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (

ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;358 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;359 E i n i =0;360 Enoche=0;361 E_t= E i n i ;362 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;363 Pa=Eabs / nh ;364 dias =2;365 f o r d ia =1: d ias366 f o r i =1:24367 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;368 i f Pcdia >Pin369 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;370 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;371 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;372 else373 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;374 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;375 end376 end377 end378 Enoche=Enoche / d ias ;379 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;380 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;381

382 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;383 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;384 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;385 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;386 Drag=Pdrag . / vcrv ;387 Pprop=Pdrag ;388 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;389 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;390 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;391 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;392 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;393

394 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo2−t10 . t x t ’ ;395 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;396 f i l e I D 1 =dat1 ;397 f i l e I D 2 =dat2 ;398 f i l e I D 4 =dat4 ;399 aeropar ( 1 ) =mto ;400 aeropar ( 2 ) =Sw;401 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;


ANNEX

402 aeropar ( 4 ) =h ;403 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;404 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;405 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;406 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;407 aeropar ( 9 ) =c ;408 aeropar (11)=Sv ;409 aeropar (12)= l t ;410 aeropar (13)=Sh ;411 aeropar (20)=gros_or ig ;412 aeropar (21)=ch ;413 aeropar (22)=cv ;414 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;415 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;416


4 i ) ;419 end420 f c l o s e ( f i l e ) ;421





432 f i g u r e ( 2 )433 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;434 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de

crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;435 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;436 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;437 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’



442 f i g u r e ( 3 )443 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )444 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;445 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;446 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;447 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;448 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;


ANNEX

449 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;450





477 % Comprobacion de l a po la r478 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;479 Cdreg=cd0 ( 1 ) +k1a ( 1 ) . * Clreg+k2a ( 1 ) . * Clreg .^2+ k3a ( 1 ) . * Clreg .^3+ k4a ( 1 ) . * Clreg . ^ 4 ;480 f i g u r e ( 6 )481 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , 1 ) ,CD( : , 1 ) . *1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;482 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;483 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;484 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;485 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )486 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )487 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;488 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;489



h_st r , ’m ’ ] ;497 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;498 toc


ANNEX

499

500 toc

Figura I.5.3: Balance energético horario de la Evolución 1 a 1000 m de altura


ANNEX



1 %NOMENCLATURA2





m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)


ANNEX

22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave

estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave


durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e


ANNEX

73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en














s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)


ANNEX

113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave





145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo2−t10 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;


ANNEX

163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig=aeropar (20) ;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184


189 % A l t i t u d190 h=100;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =2;200 rmin =0 .6 ;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209

210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211

212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’ evo2− ’ , v_s t r , ’ .0− t10− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;


ANNEX

217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f’ ) ;

218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,




243 nh=24;244


251


256

257 f o r i =1:nh258 t ( i ) = i −1;259 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;260 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;261

262 end263

264

265 cbat =0.75;266 ocup =0.9 ;267

268 Ea_S=cumsum(P_S) ;


ANNEX

269 batmas_S=max(Ea_S) /350* cbat ;270 Sce l l =0.00098;271 mcel l =180e−6;272



283

284



295



302




315 % Calculo de las modi f i cac iones316 AR=12.8*2;317 ARh=6;318 cdens=1580;319 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;320 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;


ANNEX

321 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;322 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;323 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;324 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;325 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;326 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;327 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;328 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;329 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;330 fSso la r =@(S) ocup . * S ;331 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*





ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;359 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;360 E i n i =0;361 Enoche=0;362 E_t= E i n i ;363 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;364 Pa=Eabs / nh ;365 dias =2;366 f o r d ia =1: d ias367 f o r i =1:24368 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;369 i f Pcdia >Pin370 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;371 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;


ANNEX

372 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;373 else374 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;375 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;376 end377 end378 end379 Enoche=Enoche / d ias ;380 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;381 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;382


395 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo3 . t x t ’ ;396 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;397 f i l e I D 1 =dat1 ;398 f i l e I D 2 =dat2 ;399 f i l e I D 4 =dat4 ;400 aeropar ( 1 ) =mto ;401 aeropar ( 2 ) =Sw;402 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;403 aeropar ( 4 ) =h ;404 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;405 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;406 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;407 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;408 aeropar ( 9 ) =c ;409 aeropar (11)=Sv ;410 aeropar (12)= l t ;411 aeropar (13)=Sh ;412 aeropar (20)=gros_or ig ;413 aeropar (21)=ch ;414 aeropar (22)=cv ;415 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;416 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;417


4 i ) ;420 end421 f c l o s e ( f i l e ) ;422

423 f i g u r e ( 1 )424 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;


ANNEX

425 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades decrucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;

426 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;427 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;428 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida










466 f i g u r e ( 5 )467 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;468 Pc_v=fPc_v ( v ) ;469 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;470 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;471 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;


ANNEX

472 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;473 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de


478 % Comprobacion de l a po la r479 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;480 ve l =1;481 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *

Clreg . ^ 4 ;482 f i g u r e ( 6 )483 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;484 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;485 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;486 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;487 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )488 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )489 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;490 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;491

492 toc



ANNEX



1 %NOMENCLATURA2





m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)


ANNEX

24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave



durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero


ANNEX

75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en














s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)


ANNEX

115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave





145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo3−ARH2 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;


ANNEX

165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig =0.104;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184


189 % A l t i t u d190 h=1000;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =4;200 rmin =0;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209

210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211


’ ) ;


ANNEX

218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,




243 nh=24;244


251


256


262 end263

264

265 cbat =0.75;266 ocup =0.9 ;267

268 Ea_S=cumsum(P_S) ;269 batmas_S=max(Ea_S) /350* cbat ;270 Sce l l =0.00098;


ANNEX

271 mcel l =180e−6;272



283

284



295



302




315 % Calculo de las modi f i cac iones316 AR=12.8*2;317 ARh=2;318 cdens=1580;319 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;320 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;321 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;322 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;


ANNEX

323 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;324 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;325 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;326 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;327 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;328 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;329 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;330 fSso la r =@(S) ocup . * S ;331 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*





ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;359 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;360 E i n i =0;361 Enoche=0;362 E_t= E i n i ;363 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;364 Pa=Eabs / nh ;365 dias =2;366 f o r d ia =1: d ias367 f o r i =1:24368 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;369 i f Pcdia >Pin370 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;371 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;372 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;373 else


ANNEX

374 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;375 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;376 end377 end378 end379 Enoche=Enoche / d ias ;380 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;381 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;382




4 i ) ;420 end421 f c l o s e ( f i l e ) ;422


crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;


ANNEX

426 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;427 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;428 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida












ANNEX








ANNEX


Debido a que en esta evolución se instalan células fotovoltaicas de mayor eficien-

cia, se realiza un cambio en las función que calculan la eficiencia de las células,

tal y como se explica en el apartado I.2.1. De la misma manera, el script principal

presenta la introducción de las modificaciones del sistema propulsivo.

1 %NOMENCLATURA2






estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion


ANNEX

43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave






en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)


ANNEX

91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de












ve loc idad (W)124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero


ANNEX

133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para



145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo4 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig =0.104;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184


ANNEX


189 % A l t i t u d190 h=100;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =4;200 rmin =0;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209

210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211



rmax ) ;231 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;232 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;233 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;234 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;235 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;236 end


ANNEX

237 end238



243 nh=24;244


251


256


262 end263

264

265 cbat =0.7176;266 ocup =0.9 ;267


273 % Rendimientos274 rendmppt =0.97;275 rendbm=0.995;276 rendb =0.972;277 rendesc =0.99;278 rendm =0.93;279 i f h==100280 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;281 e l s e i f h==1000282 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;283 end284

285


288

289

290 % Balance energe t ico


ANNEX

291 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;292 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;293 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;294


300



307




320 % Calculo de las modi f i cac iones321 AR=12.8*2;322 ARh=2;323 cdens=1580;324 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;325 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;326 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;327 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;328 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;329 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;330 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;331 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;332 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;333 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;334 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;335 fSso la r =@(S) ocup . * S ;336 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*




ANNEX

341 % Nuevos parametros342 Sw=Sw_orig ;343 mto=m(Sw) ;344 b= fb (Sw) ;345 c= f c (Sw) ;346 Sv=fSv (Sw) ;347 Sh=fSh (Sw) ;348 bh=fbh (Sw) ;349 ch=fch (Sw) ;350 cv=ch ;351 bv=Sv / cv ;352 l t = f l t (Sw) ;353 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;354 Ssolar= fSso la r (Sw) ;355 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;356 bat=batmas_S * Ssolar ;357



388 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;389 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;390 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;391 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;392 Drag=Pdrag . / vcrv ;393 Pprop=Pdrag ;


ANNEX

394 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;395 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;396 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;397 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;398 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;399



4 i ) ;425 end426 f c l o s e ( f i l e ) ;427






crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;441 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;442 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;


ANNEX

443 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’Carga a l a r ac tua l ’ )

444 ax is ( [ 0 7 0 500] )445 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,








Clreg . ^ 4 ;487 f i g u r e ( 6 )488 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;489 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;490 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;491 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;


ANNEX

492 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )493 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )494 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;495 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;496




En este apartado se realizan dos estudios. El primero se lleva a cabo con la efi-

ciencia de la Evolución 3, y el segundo con la de la propia Evolución 4.

Figura I.5.9: Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia aerodi-námica de la Evolución 3 a 1000 m de altura


ANNEX

Figura I.5.10: Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia aero-dinámica de la Evolución 3 a 100 m de altura



ANNEX



Además de las modificaciones introducidas, durante este estudio se tiene en cuen-

ta el equilibrio térmico de los paneles solares [Véase apartado I.7].

1 %NOMENCLATURA2





m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )


ANNEX

20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave



durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a


ANNEX

71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en














s u p e r f i c i e a l a r ( kg )107 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)108 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )109 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)


ANNEX

111 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)112 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)113 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)115 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)117 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave





146 c l ea r147 c lose a l l148 t i c149 UAV= ’PHOENIX−evo5 ’ ;150 mes = ’ d i c ’ ;151 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;152 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;153 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;154 dat1= f i l e I D 1 ;155 dat2= f i l e I D 2 ;156 aeropar= f i l e I D 3 ;157 dat4= f i l e I D 4 ;158 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;159 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;160 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;


ANNEX

161 hdis=aeropar ( 4 ) ;162 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;163 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;164 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;165 CLmax=aeropar ( 8 ) ;166 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;167 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;168 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;169 Sv_or ig=aeropar (11) ;170 l t _ o r i g =aeropar (12) ;171 Sh_orig=aeropar (13) ;172 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;185


190 % A l t i t u d191 h=1000;192 h_s t r=num2str ( h ) ;193 Ts l =288.15;194 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;195 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;196 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;197 Ta= a l f a i s a * Ts l ;198 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land199 nu=mu/ dens ;200 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;201 ngrad =4;202 rmin =0;203 rmax =1.4 ;204 nv =4;205 Re=zeros (1 , nv ) ;206 k4a=zeros (1 , nv ) ;207 k3a=zeros (1 , nv ) ;208 k2a=zeros (1 , nv ) ;209 k1a=zeros (1 , nv ) ;210 cd0=zeros (1 , nv ) ;211

212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213

214 f o r i =1: nv ;


ANNEX

215 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;216 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;217 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;218 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;219 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f





255

256 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;257 rendelec=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm ;258

259


262

263 nh=24;264

265 i f mes== ’ d i c ’266 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;


ANNEX

267 e l s e i f mes== ’ jun ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;269 end270

271


276 sigma=5.67e−8;277 a l f a =0.88;278 e p s i l =0 .8 ;279 a l f a _ p i n t =0.14;280 e p s i l _ p i n t =0.93;281

282

283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end313 end314

315 end316

317

318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320


ANNEX

321 Ea_S=cumsum(P_S) ;322 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;323 Sce l l =0.00098;324 Spanel= Sc e l l *20 ;325 mcel l =180e−6;326

327

328

329

330



341



348




361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;


ANNEX

373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;375 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;376 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;377 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*

wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;378 f carga=@(S) m(S) . / S ;379 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay


381 % Nuevos parametros382 Sw=Sw_orig ;383 mto=m(Sw) ;384 b= fb (Sw) ;385 c= f c (Sw) ;386 Sv=fSv (Sw) ;387 Sh=fSh (Sw) ;388 bh=fbh (Sw) ;389 ch=fch (Sw) ;390 cv=ch ;391 bv=Sv / cv ;392 l t = f l t (Sw) ;393 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;394 Ssolar= fSso la r (Sw) ;395 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;396 bat=batmas_S * Ssolar ;397


ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;404 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;405 E i n i =0;406 Enoche=0;407 E_t= E i n i ;408 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;409 Pa=Eabs / nh ;410 dias =2;411 f o r d ia =1: d ias412 f o r i =1:24413 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;414 i f Pcdia >Pin415 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;416 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;417 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;418 else419 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;420 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;421 end422 end423 end


ANNEX

424 Enoche=Enoche / d ias ;425 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;426 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;427




4 i ) ;465 end466 f c l o s e ( f i l e ) ;467



a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )474 ax is ( [ 0 7 0 500] )


ANNEX

475 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;












ANNEX








ANNEX


I.5.2.7. Evolución 5 - Después del centrado

1 %NOMENCLATURA2





m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)


ANNEX

22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave



durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o


ANNEX

73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en














s u p e r f i c i e a l a r ( kg )107 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)108 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )109 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)111 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)112 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)


ANNEX

113 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)115 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)117 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave





146 c l ea r147 c lose a l l148 t i c149 UAV= ’PHOENIX−evo5 ’ ;150 mes = ’ d i c ’ ;151 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;152 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;153 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;154 dat1= f i l e I D 1 ;155 dat2= f i l e I D 2 ;156 aeropar= f i l e I D 3 ;157 dat4= f i l e I D 4 ;158 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;159 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;160 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;161 hdis=aeropar ( 4 ) ;162 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;


ANNEX

163 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;164 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;165 CLmax=aeropar ( 8 ) ;166 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;167 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;168 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;169 Sv_or ig=aeropar (11) ;170 l t _ o r i g =aeropar (12) ;171 Sh_orig=aeropar (13) ;172 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;185



212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213

214 f o r i =1: nv ;215 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;216 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;


ANNEX

217 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;218 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;219 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f





255


259


262

263 nh=24;264

265 i f mes== ’ d i c ’266 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;267 e l s e i f mes== ’ jun ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;


ANNEX

269 end270

271



282

283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end313 end314

315 end316

317

318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320

321 Ea_S=cumsum(P_S) ;322 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;


ANNEX

323 Sce l l =0.00098;324 Spanel= Sc e l l *20 ;325 mcel l =180e−6;326

327

328

329

330



341



348




361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;


ANNEX

375 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;376 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;377 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*



381 % Nuevos parametros382 Sw=Sw_orig ;383 mto=21.41;384 b= fb (Sw) ;385 c= f c (Sw) ;386 Sv=fSv (Sw) ;387 Sh=fSh (Sw) ;388 bh=fbh (Sw) ;389 ch=fch (Sw) ;390 cv=ch ;391 bv=Sv / cv ;392 l t = f l t (Sw) ;393 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;394 Ssolar= fSso la r (Sw) ;395 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;396 bat =2.646;397


ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;404 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;405 E i n i =0;406 Enoche=0;407 E_t= E i n i ;408 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;409 Pa=Eabs / nh ;410 dias =2;411 f o r d ia =1: d ias412 f o r i =1:24413 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;414 i f Pcdia >Pin415 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;416 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;417 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;418 else419 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;420 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;421 end422 end423 end424 Enoche=Enoche / d ias ;425 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;


ANNEX

426 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;427




4 i ) ;465 end466 f c l o s e ( f i l e ) ;467




mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;


ANNEX











523 % Comprobacion de l a po la r524 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;


ANNEX

525 ve l =1;526 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *





Figura I.5.15: Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio delcentro de gravedad a 1000 m de altura


ANNEX

Figura I.5.16: Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio delcentro de gravedad a 100 m de altura


ANNEX

I.6. Estudio de la solución

I.6.1. Solución Final

A continuación, se muestra el código utilizado para el cálculo del balance energé-

tico para la solución final.

1 %NOMENCLATURA2






estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion


ANNEX

43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave


durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en




en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )86 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)87 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)88 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)89 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la90 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l


ANNEX

91 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)92 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca93 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de












ve loc idad (W)125 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)126 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)127 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)128 % E_t : contador de energia (Wh)129 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)130 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o131 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)132 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero


ANNEX

133 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero134 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)135 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)136 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)137 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)138 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)139 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)140 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para



146 c l ea r147 c lose a l l148 t i c149 UAV= ’PHOENIX−evo5 ’ ;150 mes = ’ d i c ’ ;151 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;152 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;153 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;154 dat1= f i l e I D 1 ;155 dat2= f i l e I D 2 ;156 aeropar= f i l e I D 3 ;157 dat4= f i l e I D 4 ;158 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;159 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;160 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;161 hdis=aeropar ( 4 ) ;162 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;163 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;164 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;165 CLmax=aeropar ( 8 ) ;166 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;167 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;168 cdbody=0.176385* aeropar (10) ;169 Sv_or ig=aeropar (11) ;170 l t _ o r i g =aeropar (12) ;171 Sh_orig=aeropar (13) ;172 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;


ANNEX

185



212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213


’ ) ;220 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;221 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;222 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;223 f c l o s e ( f i l e ) ;224 i f ngrad==2225 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;226 k4a ( i ) =0;227 k3a ( i ) =0;228 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;229 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;230 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;231 e l s e i f ngrad==4232 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,

rmax ) ;233 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;234 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;235 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;236 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;


ANNEX

237 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;238 end239 end240



255


259


262

263 nh=24;264

265 i f mes== ’ d i c ’266 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;267 e l s e i f mes== ’ jun ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;269 end270

271



282

283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;


ANNEX

291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end313 end314

315 end316

317

318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320


327

328

329

330



341


( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;


ANNEX

344 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;345 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;346 end347

348




361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;375 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;376 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;377 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*



381 % Nuevos parametros382 Sw=Sw_orig ;383 mto=20.571;384 b= fb (Sw) ;385 c= f c (Sw) ;386 Sv=fSv (Sw) ;387 Sh=fSh (Sw) ;388 bh=fbh (Sw) ;389 ch=fch (Sw) ;390 cv=ch ;391 bv=Sv / cv ;392 l t = f l t (Sw) ;393 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;394 Ssolar= fSso la r (Sw) ;


ANNEX

395 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;396 bat =3.280;397



428 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;429 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;430 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;431 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;432 Drag=Pdrag . / vcrv ;433 Pprop=Pdrag ;434 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;435 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;436 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;437 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody ) . / 1 . 2 ;438 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;439

440 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−SOLAR. t x t ’ ;441 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;442 f i l e I D 1 =dat1 ;443 f i l e I D 2 =dat2 ;444 f i l e I D 4 =dat4 ;445 aeropar ( 1 ) =mto ;446 aeropar ( 2 ) =Sw;447 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;


ANNEX

448 aeropar ( 4 ) =h ;449 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;450 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;451 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;452 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;453 aeropar ( 9 ) =c ;454 aeropar (11)=Sv ;455 aeropar (12)= l t ;456 aeropar (13)=Sh ;457 aeropar (20)=gros_or ig ;458 aeropar (21)=ch ;459 aeropar (22)=cv ;460 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;461 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;462


4 i ) ;465 end466 f c l o s e ( f i l e ) ;467 UAV= ’PHOENIX−SOLAR−SF ’ ;468 f i g u r e ( 1 )469 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;470 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de








488 f i g u r e ( 3 )489 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )490 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;491 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;492 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;493 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;494 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;


ANNEX







Clreg . ^ 4 ;527 f i g u r e ( 6 )528 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody ) ;529 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;530 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;531 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;532 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )533 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )534 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;535 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;536



h_st r , ’m ’ ] ;


ANNEX

544 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;545 toc

I.6.1.1. Resultados

Figura I.6.1: Balance energético horario de la solución a 1000 m de altura


ANNEX

Figura I.6.2: Balance energético horario de la solución a 100 m de altura


ANNEX

Figura I.6.3: Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a1000 m de altura


ANNEX

Figura I.6.4: Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a 100 mde altura

I.6.2. Evolución de la solución

En este apartado se presentan los distintos balances energéticos desde el UAV

original hasta la solución final. Para poder realizar la comparación con mayor faci-

lidad, los balances se llevan a cabo por unidad de masa.


ANNEX

I.6.2.1. Original

Figura I.6.5: Balance energético horario por unidad de masa del UAV original a1000 m de altura


ANNEX


Figura I.6.6: Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 1 a1000 m de altura


ANNEX




ANNEX

I.6.2.7. Solución final

Figura I.6.11: Balance energético horario por unidad de masa de la solución final a1000 m de altura

I.6.3. Carga de pago

Este estudio incorpora la potencia consumida por los sistemas de a bordo, tanto

por los incorporados (Tabla VI.2.1), como por el autopilot que se mantiene respecto

la aeronave seleccionada (consumo de 2.4 W ). Se considera que el consumo de

los componentes es constante e ininterrumpido.

1 %NOMENCLATURA2




estudiada


ANNEX

13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (




durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)


ANNEX

63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en













a l a r (m^2)


ANNEX

104 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )105 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)106 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a


(m)118 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)119 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )120 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )121 % Pconboard : consumo de los sistemas de a bordo (W)122 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)123 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)124 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)125 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a




147 c l ea r148 c lose a l l149 t i c150 UAV= ’PHOENIX−SOLAR ’ ;151 mes = ’ d i c ’ ;152 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;


ANNEX

153 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;154 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;155 dat1= f i l e I D 1 ;156 dat2= f i l e I D 2 ;157 aeropar= f i l e I D 3 ;158 dat4= f i l e I D 4 ;159 mto_or ig =21.007;160 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;161 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;162 hdis=aeropar ( 4 ) ;163 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;164 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;165 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;166 CLmax=aeropar ( 8 ) ;167 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;168 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;169 cdbody=0.176385* aeropar (10) ;170 Sv_or ig=aeropar (11) ;171 l t _ o r i g =aeropar (12) ;172 Sh_orig=aeropar (13) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;185


190 % A l t i t u d191 h=100;192 h_s t r=num2str ( h ) ;193 Ts l =288.15;194 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;195 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;196 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;197 Ta= a l f a i s a * Ts l ;198 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land199 nu=mu/ dens ;200 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;201 ngrad =4;202 rmin =0;203 rmax =1.4 ;204 nv =4;205 Re=zeros (1 , nv ) ;206 k4a=zeros (1 , nv ) ;


ANNEX

207 k3a=zeros (1 , nv ) ;208 k2a=zeros (1 , nv ) ;209 k1a=zeros (1 , nv ) ;210 cd0=zeros (1 , nv ) ;211

212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213



rmax ) ;233 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;234 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;235 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;236 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;237 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;238 end239 end240



255



ANNEX

259


262 Pconboard =2.4+2.4*2+12.3;263 nh=24;264


271



282

283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end


ANNEX

313 end314

315 end316

317

318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320


327

328

329

330



341



348




361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;


ANNEX

365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;375 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay


377 % Nuevos parametros378 Sw=Sw_orig ;379 mto=mto_or ig ;380 b= fb (Sw) ;381 c= f c (Sw) ;382 Sv=fSv (Sw) ;383 Sh=fSh (Sw) ;384 bh=fbh (Sw) ;385 ch=fch (Sw) ;386 cv=ch ;387 bv=Sv / cv ;388 l t = f l t (Sw) ;389 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;390 Ssolar= fSso la r (Sw) ;391 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;392 bat =3.280;393


ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;400 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;401 E i n i =0;402 Enoche=0;403 E_t= E i n i ;404 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;405 Pa=Eabs / nh ;406 dias =2;407 f o r d ia =1: d ias408 f o r i =1:24409 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;410 i f Pcdia >Pin411 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche−Pconboard ;412 E_t=E_t+Pin−Pcnoche−Pconboard ;413 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;414 else415 E_t=E_t+Pin−Pcdia−Pconboard ;416 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;


ANNEX

417 end418 end419 end420 Enoche=Enoche / d ias ;421 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;422 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;423


436 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−SOLAR−Payload . t x t ’ ;437 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;438 f i l e I D 1 =dat1 ;439 f i l e I D 2 =dat2 ;440 f i l e I D 4 =dat4 ;441 aeropar ( 1 ) =mto ;442 aeropar ( 2 ) =Sw;443 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;444 aeropar ( 4 ) =h ;445 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;446 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;447 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;448 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;449 aeropar ( 9 ) =c ;450 aeropar (11)=Sv ;451 aeropar (12)= l t ;452 aeropar (13)=Sh ;453 aeropar (20)=gros_or ig ;454 aeropar (21)=ch ;455 aeropar (22)=cv ;456 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;457 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;458


4 i ) ;461 end462 f c l o s e ( f i l e ) ;463


crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;467 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;468 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;


ANNEX

469 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumidaa 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )

470 ax is ( [ 0 7 0 500] )471 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,










Clreg . ^ 4 ;509 f i g u r e ( 6 )510 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody ) ;511 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;512 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;513 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;514 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )515 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )


ANNEX

516 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;517 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;518




528 f i g u r e ( 8 )529 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;530 ve l =2;531 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (

ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;532 Pc_v=fPc_v ( v ) ;533 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;534 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;535 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;536 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;537 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 9 m/ s ’ , ’ Velocidad de


542 toc

I.6.4. Caso extremo

En este apartado se modifica parte del código correspondiente a la elaboración de

gráficos para adecuarlos al estudio energético durante el mes de junio. El análisis

se lleva a cabo teniendo en cuenta el consumo constante e ininterrumpido de los

sistemas de a bordo.

1 %NOMENCLATURA2



estudiada


ANNEX

12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronaveestudiada

13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (



estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)


ANNEX

61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbidadurante e l d ia

62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en











a l a r ( kg )


ANNEX

102 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ionde l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )

103 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i ea l a r (m^2)

104 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )105 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)106 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a



ve loc idad (W)125 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)126 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)127 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)128 % tnoche : horas de baja o nula rad iac ion so la r ( h )129 % Pdisnoche : potenc ia d i spon ib l e durante l a noche (W)130 % E_t : contador de energia (Wh)131 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)132 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o133 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)134 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero135 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero136 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)137 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)138 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)139 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)140 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)141 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)142 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a143 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para



148 c l ea r


ANNEX

149 c lose a l l150 t i c151 UAV= ’PHOENIX−SOLAR ’ ;152 mes = ’ jun ’ ;153 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;154 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;155 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;156 dat1= f i l e I D 1 ;157 dat2= f i l e I D 2 ;158 aeropar= f i l e I D 3 ;159 dat4= f i l e I D 4 ;160 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;161 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;162 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;163 hdis=aeropar ( 4 ) ;164 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;165 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;166 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;167 CLmax=aeropar ( 8 ) ;168 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;169 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;170 cdbody=0.176385* aeropar (10) ;171 Sv_or ig=aeropar (11) ;172 l t _ o r i g =aeropar (12) ;173 Sh_orig=aeropar (13) ;174 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;175 wskindens=aeropar (15) ;176 tdens=aeropar (16) ;177 d in_o r i g =aeropar (17) ;178 dout_or ig=aeropar (18) ;179 espar_or ig=aeropar (19) ;180 gros_or ig =0.104;181 ch_or ig = aeropar (21) ;182 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;183 cv_or ig = aeropar (22) ;184 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;185 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;186 f c l o s e ( f i l e ) ;187


192 % A l t i t u d193 h=1000;194 h_s t r=num2str ( h ) ;195 Ts l =288.15;196 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;197 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;198 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;199 Ta= a l f a i s a * Ts l ;200 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land201 nu=mu/ dens ;202 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;


ANNEX

203 ngrad =4;204 rmin =0;205 rmax =1.4 ;206 nv =4;207 Re=zeros (1 , nv ) ;208 k4a=zeros (1 , nv ) ;209 k3a=zeros (1 , nv ) ;210 k2a=zeros (1 , nv ) ;211 k1a=zeros (1 , nv ) ;212 cd0=zeros (1 , nv ) ;213

214 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;215



rmax ) ;235 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;236 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;237 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;238 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;239 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;240 end241 end242


245 % Rendimientos246 rendmppt =0.97;247 rendbm=0.995;248 rendb =0.9987;249 rendesc =0.99;250 rendm =0.93;251 i f h==100252 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;253 e l s e i f h==1000254 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;


ANNEX

255 end256

257


261


264 Pconboard =2.4+2.4*2+12.3;265 nh=24;266


273



284

285 f o r i =1:nh286 t ( i ) = i −1;287 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;288 Tsup= Tc ie lo ;289 Tbool =0;290 nconv =10;291 whi le Tbool==0292 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;293 al fa_conv =0;294 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;295 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;296 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;297 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;298 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;299 Pr=mu_conv* cp / lambda ;300 f o r j =1: nconv ;301 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;302 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;303 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;304 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;305 end306 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;307 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;308 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;


ANNEX

309 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;310 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5311 Tbool =1;312 else313 Tsup=T( i ) ;314 end315 end316

317 end318

319

320 cbat =0.7176;321 ocup =1.005;322


329

330

331

332



343



350



359 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia360 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;


ANNEX

361 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;362

363 % Calculo de las modi f i cac iones364 AR=12.8*2;365 ARh=2;366 cdens=1580;367 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;368 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;369 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;370 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;371 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;372 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;373 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;374 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;375 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;376 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;377 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;378 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;379 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*



383 % Nuevos parametros384 Sw=Sw_orig ;385 mto=mto_or ig ;386 b= fb (Sw) ;387 c= f c (Sw) ;388 Sv=fSv (Sw) ;389 Sh=fSh (Sw) ;390 bh=fbh (Sw) ;391 ch=fch (Sw) ;392 cv=ch ;393 bv=Sv / cv ;394 l t = f l t (Sw) ;395 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;396 Ssolar= fSso la r (Sw) ;397 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;398 bat =3.280;399


ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) +Pconboard ;406 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;407 E i n i =0;408 Enoche=0;409 E_t= E i n i ;410 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;411 Pa=Eabs / nh ;


ANNEX

412 dias =2;413 tnoche =0;414 f o r d ia =1: d ias415 f o r i =1:24416 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;417 i f Pcdia >Pin418 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche−Pconboard ;419 E_t=E_t+Pin−Pcnoche−Pconboard ;420 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;421 tnoche=tnoche +1;422 else423 E_t=E_t+Pin−Pcdia−Pconboard ;424 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;425 end426 end427 end428 Enoche=Enoche / d ias ;429 tnoche=tnoche / d ias ;430 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;431 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;432 Pdisnoche =0.75* bat *550/ tnoche ;433


446 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−SOLAR−Payload . t x t ’ ;447 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;448 f i l e I D 1 =dat1 ;449 f i l e I D 2 =dat2 ;450 f i l e I D 4 =dat4 ;451 aeropar ( 1 ) =mto ;452 aeropar ( 2 ) =Sw;453 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;454 aeropar ( 4 ) =h ;455 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;456 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;457 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;458 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;459 aeropar ( 9 ) =c ;460 aeropar (11)=Sv ;461 aeropar (12)= l t ;462 aeropar (13)=Sh ;463 aeropar (20)=gros_or ig ;464 aeropar (21)=ch ;465 aeropar (22)=cv ;


ANNEX

466 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;467 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;468


4 i ) ;471 end472 f c l o s e ( f i l e ) ;473









494 f i g u r e ( 3 )495 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 4 , : ) + E i n i ( 4 ) , [ 0 nh* d ias + 1 ] , [ bat *550 bat *550 ] ) ;496 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;497 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;498 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;499 legend ( ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’ Energia maxima almacenable en las ba te r i as ’ ) ;500 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;501 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;502

503 f i g u r e ( 4 )504 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;505 f o r i =1:n506 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;507 end508 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )509 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;510 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;511 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;


ANNEX

512 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )

513 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )514 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;515 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;516

517 f i g u r e ( 5 )518 v= l inspace (7 ,20 ,n ) ;519 Pc_v=fPc_v ( v ) ;520 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche+Pconboard , ’ o ’ ) ;521 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;522 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;523 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;524 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de



Clreg . ^ 4 ;533 f i g u r e ( 6 )534 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody ) ;535 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;536 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;537 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;538 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )539 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )540 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;541 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;542

543 f i g u r e ( 7 )544 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 4 , : ) + E i n i ( 4 ) ) / mto ) ;545 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,

h_st r , ’m ’ ] ) ;546 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;547 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;548 legend ( ’ Balance a 16 m/ s ’ ) ;549 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,


552 f i g u r e ( 8 )553 v= l inspace (7 ,20 ,n ) ;554 ve l =4;555 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (

ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) +Pconboard ;556 Pc_v=fPc_v ( v ) ;557 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 500 ] , [5 20 ] , [ Pa Pa ] , [ 5 2 0 ] , [ Pdisnoche Pdisnoche ] , vcrv ,

Pcnoche+Pconboard , ’ o ’ ) ;558 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;


ANNEX

559 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;560 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;561 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 16 m/ s ’ , ’ Velocidad de

entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia d i spon ib l e durante l a noche’ , ’ Potencia consumida ’ )

562 ax is ( [ 7 20 0 500] )563 f ig8name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;564 p r i n t ( fig8name , ’−dpng ’ ) ;565

566 toc

I.6.4.1. Resultados

Figura I.6.12: Balance energético a 16 m/s durante el mes de junio a 1000 m dealtura


ANNEX

Figura I.6.13: Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes dejunio a 1000 m de altura


ANNEX

Figura I.6.14: Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes dejunio a 100 m de altura


ANNEX

I.7. Equilibrio térmico

Realizando la hipótesis de que el ala es una placa plana, es posible calcular la

temperatura superficial mediante un equilibrio térmico con el fin de comparar el

resultado con la hipótesis de que los paneles se encuentran a la temperatura del

aire. El equilibrio considera únicamente las trasmisiones de calor por radiación y

convección debido a que son las predominantes en la superficie.

En el extradós, considerando que este está formado exclusivamente por células

fotovoltaicas de GaAs, incide la diferencia entre la radiación solar absorbida y la

radiación solar que se transforma en energía eléctrica, mientras que se emite ra-

diación debido a la diferencia de temperatura entre los paneles y el cielo y calor de

convección por la diferencia con la temperatura del aire.

En cuanto al intradós, se le aplica una capa de pintura blanca con el fin de aumentar

la emisividad y lograr una menor temperatura de equilibrio del ala. Además de

emitir calor de convección y radiación, recibe la radiación solar que refleja la Tierra,

un albedo de 0.33 [10].

Por último, ambas superficie disipan el calor de las pérdidas que generan todos los

componentes eléctricos:

Qperdidas = Qabsorbida·(1− ηelec) (11)

Siendo:

ηelec = ηMPPT ·ηBM ·ηbat·ηESC ·ηm (12)

De esta manera, el equilibrio térmico se representa de la siguiente manera:

Qemit + Qconveccion = Qperdidas + Qsolar + Qalbedo (13)

Debido a que tanto la energía solar transformada, como el calor por convección,

dependen de la temperatura de los paneles, se realiza un proceso iterativo en

MATLAB mediante el metido de Gauss-Seidel para solucionar el equilibrio térmico

y conocer la temperatura de los paneles.

I.7.1. Implementación en MATLAB


ANNEX

1 f o r i =1:nh2 t ( i ) = i −1;3 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;4 Tsup= Tc ie lo ;5 Tbool =0;6 nconv =10;7 whi le Tbool==08 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;9 al fa_conv =0;

10 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;11 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;12 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;13 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;14 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;15 Pr=mu_conv* cp / lambda ;16 f o r j =1: nconv ;17 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;18 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;19 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;20 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;21 end22 con1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;23 con2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;24 con3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;25 T( i ) =( con1+con2+con3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;26 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−527 Tbool =1;28 else29 Tsup=T( i ) ;30 end31 end32

33 end

La primera parte del bucle calcula el coeficiente de convección. Éste se calcu-

la a partir de datos empíricos de convección forzada en placas planas para flujo

incompresible y flujo laminar (Re < 5 · 105). En primer lugar, se calculan las propie-

dades termofísicas a la temperatura de película Tm [5]. A continuación, se calcula

el número de Prandtl y localmente, el número de Reynolds y Nusselt en diferen-

tes puntos de la cuerda, para obtener finalmente el coeficiente de transferencia de

calor por convección total.

Una vez se obtiene el coeficiente, se calcula la temperatura de la superficie a par-

tir de la temperatura supuesta y los coeficientes de los materiales (Tabla I.7.1).

Si la diferencia entre la temperatura resultante y la supuesta es mayor que 10−5

-margen de error-, se repite todo el procedimiento adoptando la temperatura resul-

tante como la nueva supuesta. El bucle finaliza cuando la diferencia entre ambas

temperaturas es menor al margen de error impuesto.


ANNEX

αpaneles[10] 0.88εpaneles[10] 0.8αpintura[5] 0.14εpintura[5] 0.93

Tabla I.7.1: Propiedades de los materiales

Una vez finalizado el proceso iterativo para cada una de las horas del día, se

obtiene que los resultados obtenidos mediante el equilibrio térmico difiere durante

las horas de Sol entre 5−17 C más respecto la hipótesis inicial de temperatura de

funcionamiento de los paneles, lo cual indica que la hipótesis inicial era una buena

aproximación, pero optimista.


ANNEX

ANEXO II

ESTUDIO AERODINÁMICO


ANNEX

II.1. Estudio del ala

El estudio del ala se centra en la selección del alargamiento y del perfil de la aero-

nave modificada. En el momento del estudio, tal y como se explica en el Desarrollo

de la Solución, la evolución estudiada tiene una masa total de 15 kg.

II.1.1. Perfil

Durante el estudio, se comparan tres perfiles: el Eppler 399 (Figura II.1.1), el Eppler

216 (Figura II.1.2) y un perfil que resulta de una interpolación entre ambos (Figura

II.1.3).

Figura II.1.1: Eppler 399

Figura II.1.2: Eppler 216

Figura II.1.3: Perfil interpolado

Debido a que el perfil de la aeronave original, el Eppler 399, de 14.8 %, parece

resultar no muy eficiente a bajo Reynolds, se escoge como nuevo candidato a otro

perfil de la familia de los Eppler. El Eppler 216 está concebido para ser utilizado a


ANNEX

bajo Reynolds, y de hecho según la base de datos AirfoilTools, mediante cálculos

realizado con XFoil, este perfil es de los más eficientes a Reynolds bajos (Re <

200000) con un CLmax superior a 1.4.

No obstante, debido a su espesor de 10.4 %, podría comportar problemas estruc-

turales, por lo que también se estudia la solución intermedia. Esta solución (Figura

II.1.3) es un perfil interpolado entre ambos Eppler, obteniendo un perfil de 12 % de

espesor.

II.1.2. Alargamiento

Como se menciona durante la Definición de las posibles modificaciones, un incre-

mento del alargamiento supone una mejora considerable de la eficiencia aerodi-

námica, todo y que también disminuye el factor de Oswald [22]- si se mantiene

la forma en planta-, resultando, aun ser un efecto colateral desfavorable, en una

mejora de la eficiencia.

Para corroborar la mejora, se prueban para los 3 perfiles, los siguientes alarga-

mientos:

· Alargamiento original: 12.8

· Alargamiento original incrementado un 25: 16

· Alargamiento original incrementado un 50 %: 19.2



Para obtener los parámetros de las alas estudiadas (Tabla II.1.1), se introduce

el alargamiento y espesor del perfil correspondiente de cada ala en el código de

MATLAB utilizado para el estudio a 1000 m de altura de la Evo1 y obtención de la

Evo2 [Véase apartado I.5.2.2].


ANNEX

Alargamiento Espesor Envergadura (m) Cuerda (m)x1 0.148 6.0030 0.4690

x1.25 0.148 6.7257 0.4204x1.5 0.148 7.3772 0.3842

x1.75 0.148 7.9733 0.3560x2 0.148 8.5258 0.3330x1 0.104 6.1577 0.4811

x1.25 0.104 6.9030 0.4314x1.5 0.104 7.5726 0.3944

x1.75 0.104 8.1851 0.3650x2 0.104 8.7526 0.3419x1 0.120 6.0907 0.4758

x1.25 0.120 6.2874 0.4267x1.5 0.120 7.4893 0.3901

x1.75 0.120 8.0948 0.3614x2 0.120 8.6559 0.3381

Tabla II.1.1: Parámetros de las alas estudiadas

II.1.3. Análisis computacional

El estudio se lleva a cabo mediante el software XFLR5 con el método de LLT [Véa-

se apartado II.6]. Las condiciones de vuelo son las mismas para todas las alas

analizadas: propiedades del aire a 1000 m de altura y estudio a sustentación cons-

tante. El motivo es que la altura de 1000 m es la más crítica para la autonomía

infinita, y realizar el estudio a sustentación constante permite comparar la eficien-

cia de las diferentes alas en la condición de crucero a las distintas velocidades.

Los resultados corroboran que el Eppler 399 (Figura II.1.4) no es nada eficiente al

Reynolds de vuelo, mientras que Eppler interpolado (Figura II.1.5) y Eppler216 si

lo son (Figura II.1.6). Además se observa como la eficiencia se incrementa, como

era de esperar, con el alargamiento.


ANNEX

Figura II.1.4: Resultados con el perfil Eppler 399

Figura II.1.5: Resultados con el perfil Eppler 216


ANNEX

Figura II.1.6: Resultados con el perfil interpolado

Viendo las mejoras que produce el incremento del alargamiento, se decide estu-

diar el alargamiento máximo que permite la estructura para los dos perfiles más

eficientes, el Eppler 216 (Figura II.1.2) y el interpolado (Figura II.1.3).

II.1.4. Alargamiento máximo

En primer lugar, se observa que el perfil más eficiente es además el que permite

obtener una carga alar más baja, lo cual resulta un gran punto a favor. [Véase apar-

tado IV.2] Sin embargo no permite aumentar más el alargamiento, pues incremen-

tándolo un 125 respecto el original, se obtiene un factor de seguridad demasiado

bajo. En cuanto al perfil Eppler 216, sí que permite el aumento del alargamiento

hasta 125. En el caso del alargamiento de un 150, el factor de seguridad es dema-

siado bajo.

Con en el caso anterior, para obtener los parámetros de las alas con alargamiento

máximo (Tabla II.1.2), se introduce el alargamiento y espesor del perfil correspon-

diente de cada ala en el código de MATLAB utilizado para el estudio a 1000m de

altura de la Evo1 y obtención de la Evo2 [Véase apartado I.5.2.2]

Alargamiento Espesor Carga alar (kg/m2) Envergadura (m) Cuerda (m)x2 0.104 5.0125 8.7526 0.3419

x2.25 0.120 5.1253 9.1809 0.3188

Tabla II.1.2: Parámetros de las alas con alargamiento máximo

Así pues, estudiando el alargamiento máximo que permite el perfil interpolado, se

observa un incremento de la eficiencia a 8 m/s respecto el perfil Eppler 216, pero


ANNEX

es menor a 9 m/s (figura t10-12). No obstante, este aumento no es significativo

frente al incremento de carga alar que comporta.

De esta manera, teniendo en cuenta la importancia de tener una baja carga alar, y

que el objetivo es el de alcanzar la autonomía infinita durante el mes de diciembre,

el ala seleccionada tiene alargamiento de 25.6 y el perfil Eppler 216. Así pues,

el perfil seleccionado tiene una eficiencia muy elevada a la velocidad de crucero

para lograr la autonomía infinita 8 − 9m/s. El perfil interpolado obtiene una mejor

eficiencia a velocidades más elevadas, pero estas no juegan ningún papel en la

obtención de la autonomía infinita.

Figura II.1.7: Comparación entre las dos alas de máximo alargamiento


ANNEX

II.2. Estudio de la cola

II.2.1. Dimensionado

Debido a la función fundamental que tiene la cola de una aeronave, la de propor-

cionar estabilidad, cada cambio de ala requiere un cambio de la cola.

Para el cálculo de las superficies de cola se realiza la consideración de que los

coeficientes de volumen de cola (Ecuación 14 y Ecuación 15) son constantes res-

pecto los originales. Además, se estima que la relación entre la envergadura y la

distancia entre el centro aerodinámico del ala y el de las superficies de cola se

mantiene constante. De esta manera, y fijando un alargamiento del estabilizador

horizontal, es posible calcular todos los parámetros del estabilizador horizontal y

del vertical.

Vh =Sh·ltSw·c

(14)

Vv =Sv·ltSw·b

(15)

El proceso del dimensionado de las superficies de cola se realiza en los cálculos

energéticos mediante los scripts de MATLAB [Véase apartado I.5]. En cuanto a la

comprobación de la estabilidad de la aeronave, esta se realiza en cada análisis

aerodinámico en XFLR5 variando ligeramente los ángulos de incidencia de ala y

cola, y situando el centro de gravedad del UAV en la misma posición relativa en el

ala que la aeronave original 0.38c-0.39c.

II.2.2. Perfil y alargamiento

Después del cambio de perfil del ala, el espesor de este pasa de 14.8 a 10.4, por

este motivo, y teniendo en cuenta que para la elección del perfil de cola se tiene en

cuenta que este debe ser, para ambos estabilizadores, simétrico y de un espesor

un 2 menor que el del ala [27], se selecciona el Naca 0008. En cuento al alar-

gamiento del estabilizador horizontal, se realiza un estudio aerodinámico para ver

cuál de los dos propuestos, 2 y 4, además del de la aeronave original, 6, permiten

obtener una mejor eficiencia aerodinámica a la aeronave. Para obtener los pará-

metros de la aeronave con las diferentes cola (Tabla II.2.1), debido en el momento

del desarrollo en el cual se realiza el estudio, se introducen los alargamientos en

el código de MATLAB utilizado para el estudio a 1000 m de altura de la Evolución 2

y obtención de la Evolución 3 [Véase apartado I.5.2.3] .


ANNEX

AR del estabilizador vertical b(m) c(m) lt(m) bh(m) ch(m) bv(m) cv(m)

2 10.3690 0.4050 3.0172 0.5612 0.2806 0.3742 0.28064 10.3728 0.4052 3.0183 0.7940 0.1985 0.5923 0.19856 10.3728 0.4052 3.0188 0.9726 0.1621 0.6484 0.1621

Tabla II.2.1: Parámetros de las superficies aerodinámicas según el ARh

A partir de estos parámetros, se realiza el estudio aerodinámico mediante el soft-

ware XFLR5 aplicando el método VLM [Véase apartado II.6], bajo las condiciones

del aire a 1000 m de altura y sustentación constante.

Los resultados demuestran que la aeronave es más eficiente cuando el alarga-

miento del estabilizador vertical es igual a 2 (Figura II.2.1). Por ese motivo es la

solución escogida.

Figura II.2.1: Eficiencia aerodinámica según el ARh


ANNEX

II.3. Resistencia del fuselaje

Durante el desarrollo de la solución, se tiene en cuenta que esta parte del avión

no sufre variación. De esta manera, observando los parámetros que determinan

el coeficiente de resistencia (Ecuación 16) [19] y teniendo en cuenta que única-

mente cambia la superficie alar – la superficie de referencia-, se computa el nuevo

coeficiente como muestra la Ecuación 17.

CD0 =

∑iCfi·Swet· (FF )i

Sref·FI (16)

CDbodynuevo= CDbodyorig

·Sworig

Swnuevo

(17)

Este cálculo se realiza en MATLAB teniendo en cuenta que el grupo Phoenix con-

sidera que la superficie de referencia es Sw/2.

Sin embargo, cuando se produce la modificación del fuselaje, se requiere un nuevo

cálculo, que se explica en el siguiente apartado.

II.3.1. Cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje

Con el fin de obtener un resultado lo más preciso posible, y teniendo en cuenta

que la longitud del fuselaje original se ve altamente modificado, se procede a un

cálculo aproximado del nuevo CDbodyde la solución final.

Respecto al original, se considera que varía el factor de forma (FF ), la superficie

mojada y la de referencia. Para calcular el nuevo factor de forma, se aplica la fór-

mula de cálculos de factores de forma para fuselajes, Ecuación 18 [19] . Además,

la superficie mojada del fuselaje se aproxima a la de un cilindro.

FF = 1 +60

(lf/af )+ 0.0025(lf/af ) (18)

Sw(m2) lf (m) af (m) Swet(m2) FF CDbody

ratioOriginal 0.80 0.25 0.12 0.117 29.805 0.0061 1Final 4.43 1.416 0.12 0.556 6.114 0.00107595 0.176385

Tabla II.3.1: Resultados del cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje

Así pues, relacionando el CDbodyoriginal con los ratios entre los parámetros origi-

nales y los modificados se obtiene el nuevo CDbody(Tabla II.3.1).


ANNEX

II.4. Dimensionado de superficies de control

Con la finalidad de obtener una primera aproximación de las dimensiones de las

diferentes superficies de control, se considera, en primer lugar, que el incremento

de tamaño de cada superficie de control es proporcional al aumento de la superficie

a la que pertenece. Además, se busca mantener la efectividad de las distintas

superficies para mantener la funcionalidad respecto el original. Por último, para

acabar de definir los parámetros, se tiene en cuenta que se busca obtener el mayor

factor de ocupación posible de células fotovoltaicas de 50x19.6mm que forman

paneles de 20 de ellas en serie [Véase apartado III.4].

II.4.1. Alerones

El diseño del Phoenix cuenta con los siguientes parámetros de ala y alerones:

Envergadura de los alerones(colocados a partir de 50 b/2del ala)

0.72 m

Cuerda de los alerones 0.05 m

Superficie de los alerones 0.036 m2

Envergadura del ala 3.2 m

Cuerda del ala 0.25 m

Superficie alar 0.8 m2

Tabla II.4.1: Parámetros originales de las superficies del ala

Siguiendo el criterio del dimensionado de las superficies de control, se procede al

cálculo de la superficie de alerones:

Salnuevo = Swnuevo/Sworig ·Salorig = 4.4285/0.8·0.036 = 0.1993 m2 (19)

Para la obtención de los demás parámetros, se pretende mantener la efectividad

original de los alerones, Cal/C = 0.2, se calcula en primer lugar la cuerda para

obtener posteriormente la envergadura:

calnuevo = cnuevo·0.2 = 0.4159·0.2 = 0.0832 m (20)

Sin embargo, teniendo en cuenta las dimensiones de las células fotovoltaicas,

50x19.6mm, el factor de ocupación en la dirección de la cuerda sería de 94.3:

Alerones: 0.0832/0.0196 = 4.24 celulas→ 4 celulas→ 4·0.0196/0.0832 = 0.943


ANNEX

Ala: (0.4159 − 0.0832)/0.0196 = 16.96 celulas → 16 celulas → 16·0.0196/(0.4159 −0.0832) = 0.943

Con el fin de aumentar el factor de ocupación, y con el beneficio de aumentar la

efectividad de los alerones, se redimensionan a partir del parámetro cal/c = 0.24:

calnuevo = cnuevo·0.24 = 0.4159·0.24 = 0.0998 m (21)

Se calculan los nuevos factores de ocupación:

Alerones: 0.0998/0.0196 = 5.09 celulas→ 5 celulas→ 5·0.0196/0.0998 = 0.982

Ala: (0.4159 − 0.0998)/0.0196 = 16.13 celulas → 16 celulas → 16·0.0196/(0.4159 −0.0998) = 0.992

Los valores de ocupación obtenidos son satisfactorios al ser muy elevados, por lo

que se procede al dimensionado de la envergadura:

balnuevo = Salnuevo/calnuevo = 0.1993/0.0998 = 1.9970 m (22)

Ocupación longitudinal: 1.997/0.05 = 39.94 celulas→ 39→ 39·0.05/1.997 = 0.976

Al igual que con la cuerda, se decide incrementar la envergadura de los alero-

nes para incrementar en factor de ocupación y permitir ubicar paneles completos

[Véase apartado III.5]:

Ocupación longitudinal: 2.010/0.05 = 40.20 celulas→ 40→ 40·0.05/2.010 = 0.995

Salnuevo = balnuevo ·calnuevo = 2.0100·0.0998 = 0.2006 m2 (23)

Por el mismo motivo, se decir ubicar los alerones entre 0.811b/2 y 0.433b/2 (4.3176m

y 2.3076 m). Debido al aumento del alargamiento del ala respecto el original, y la

efectividad de los alerones, se espera que los alerones cumplan holgadamente con

su función aun no estar ubicados tan cerca del extremo del ala como la original.

Envergadura del ala 10.6475 m

Cuerda del ala 0.4159 m

Superficie alar 4.4285 m2

Envergadura de los alerones(colocados a partir de 43.3 % b/2del ala)

2.0100 m

Cuerda de los alerones 0.0998 m

Superficie de los alerones 0.2006 m2

Tabla II.4.2: Parámetros nuevos de las superficies del ala


ANNEX

II.4.2. Timón de profundidad

A partir de los datos de las superficies originales del estabilizador horizontal (Tabla

II.4.3) y las modificadas (Tabla II.4.4), se dimensiona el timón de profundidad.

Envergadura del timón de profundidad 0.522 m

Cuerda del timón de profundidad 0.028 m

Superficie del timón de profundidad 0.0146 m2

Envergadura del estabilizador horizontal 0.6 m

Cuerda del estabilizador horizontal 0.1 m

Superficie del estabilizador horizontal 0.06 m2

Tabla II.4.3: Parámetros originales de las superficies del estabilizador horizontal

Selenuevo = Shnuevo/Shorig·Seleorig = 0.1661/0.06·0.0146 = 0.0404 m2 (24)

Con tal de mantener la efectividad del timón de profundidad, cele/ch = 0.28, se

mantiene la proporción respecto la cuerda del estabilizador horizontal:

celenuevo = 0.28·ch = 0.28·0.2882 = 0.0807 m (25)

De aquí,

belenuevo = Selenuevo/celenuevo = 0.0404/0.0807 = 0.5006 m (26)

Se decide ampliar unos centímetros para permitir ubicar 10 células fotovoltaicas a

lo largo con mayor margen:

belenuevo = 0.505 m (27)

Por lo que la superficie del timón de profundidad es de:

Selenuevo = belenuevo ·celenuevo = 0.505·0.0807 = 0.0408 m2 (28)


ANNEX

Envergadura del timón de profundidad 0.5763 m

Cuerda del timón de profundidad 0.2882 m

Superficie del timón de profundidad 0.1661 m2

Envergadura del estabilizador horizontal 0.5050 m

Cuerda del estabilizador horizontal 0.0807 m

Superficie del estabilizador horizontal 0.0408 m2

Tabla II.4.4: Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador horizontal y deltimón de profundidad dimensionado

II.4.3. Timón de dirección

La aeronave original está equipada con dos timones de dirección, uno en cada

estabilizador vertical. En la Tabla II.4.5 se muestran las dimensiones del conjunto.

Envergadura del timón de dirección 0.2 m

Cuerda del timón de dirección 0.033 m

Superficie del timón de dirección 0.0066 m2

Envergadura del estabilizador vertical 0.2 m

Cuerda del estabilizador vertical 0.1 m

Superficie del estabilizador vertical 0.02 m2

Tabla II.4.5: Parámetros originales de las superficies del estabilizador vertical

A partir de los nuevos parámetros del estabilizador vertical (Tabla II.4.6) y relacio-

nándolos con los originales, se obtienen las dimensiones de los nuevos timones de

profundidad:

Srudnuevo = Svnuevo/Svorig ·Srudorig = 0.1107/0.02·0.0066 = 0.0365 m2 (29)

Para mantener la efectividad original del timón, crud/ch = 0.3, se calcula en primer

lugar la cuerda para obtener posteriormente la envergadura:

crudnuevo = 0.3·chnuevo = 0.3·0.2882 = 0.08646 m (30)

brudnuevo = Srudnuevo/crudnuevo = 0.0365/0.08646 = 0.4222 m (31)

Debido a que la nueva envergadura es mayor a la envergadura del estabilizador,

se redimensiona a partir de este parámetro:

brudnuevo = bhnuevo = 0.3842 m (32)


ANNEX

crudnuevo = Srudnuevo/brudnuevo = 0.0365/0.3842 = 0.095 m (33)

Envergadura del estabilizador vertical 0.3842 m

Cuerda del estabilizador vertical 0.2882 m

Superficie del estabilizador vertical 0.1107 m2

Envergadura del timón de dirección 0.3842 m

Cuerda del timón de dirección 0.0950 m

Superficie del timón de dirección 0.0365 m2

Tabla II.4.6: Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador vertical y deltimón de dirección dimensionado


ANNEX

II.5. Estudio de las evoluciones

Para poder realizar el estudio energético, es necesario conocer la eficiencia aero-

dinámica de la aeronave, y esta viene representada por la polar de la aeronave.

Para el cálculo de la polar, además del ala, se consideran las contribuciones del

estabilizador horizontal, el vertical y el fuselaje.

Para llevar a cabo el cálculo de la polar de la aeronave, se realiza un estudio con

el programa XFLR5 aplicando el método VLM [Véase apartado II.6]. Ese método

permite el estudio del ala y la cola, con una buena precisión, pero no es así con

el fuselaje [9]. Por ese motivo, el cálculo de la contribución de la resistencia del

fuselaje requiere un estudio aparte [Véase apartado II.3].

En cuanto a los resultado obtenidos mediante dicho método con el XFLR, el grupo

Phoenix obtuvo una corrección a partir de estudiar el ala con el software de CFD

Fluent, donde se concluía que las sustentaciones calculadas eran correctas, pero

la resistencia era realmente un 20 % superior. De esta manera, la polar corregida y

completa de la aeronave se calcula como:

CL = CLXFLR5(34)

CD = CDXFLR5·1.2 + CDbody

(35)

Esta corrección se efectúa en el estudio energético en los script de MATLAB a

partir de los datos obtenidos de cada evolución mediante el cálculo de las polares

a velocidad constante a 7, 8, 9 y 16 m/s, para 100 m y 1000 m en XFLR5.

De esta manera se obtiene la polar aerodinámica a las dos velocidades óptimas

para la autonomía infinita – 8 y 9m/s-, a una velocidad en la barrera de la entrada

en pérdida- 7m/s- y a una velocidad elevada para cuando la energía absorbida sea

muy elevada, como podría ser en los meses de mayor radiación solar,- 16m/s, que

es justamente la velocidad de crucero de la aeronave original-.

A continuación se muestran los resultados del estudio en XFLR5 de cada evolu-

ción, desde la aeronave original hasta la solución final, a partir de los parámetros

de las superficies aerodinámicas obtenidas al final de cada estudio energético a

una altura de 1000 m de la evolución anterior (Tabla II.5.1 en la página siguien-

te). El motivo de escoger esa altura, es porque es la más crítica para obtener la

autonomía infinita.


ANNEX

b(m) c(m) Perfilala

lt(m) bh(m) ch(m) bv(m) cv(m) Perfilcola

Base 3.2120 0.2500 Eppler399

0.9312 0.6000 0.1000 0.2000 0.1000 Naca0012

Evo1 6.0004 0.4688 Eppler399

1.7461 1.1250 0.1875 0.3750 0.1875 Naca0012

Evo2 8.7526 0.3419 Eppler216

2.5469 0.8208 0.1368 0.5470 0.1368 Naca0008

Evo3 10.3690 0.4050 Eppler216

3.0172 0.5612 0.2806 0.3742 0.2806 Naca0008

Evo4 10.6536 0.4159 Eppler216

3.0983 0.5764 0.2882 0.3842 0.2882 Naca0008

Tabla II.5.1: Dimensiones de las superficies aerodinámicas de las diferentes ver-siones de la aeronave estudiada

Cabe indicar que el ala y la cola de la solución final, no se ven modificadas respecto

la de la Evo4.

II.5.1. Base

Figura II.5.1: Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 100 m de altura


ANNEX

Figura II.5.2: Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 1000 m de altura

II.5.2. Evolución 1

Figura II.5.3: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 1 a 100 m de altura



ANNEX





ANNEX

La aeronave modificada es estáticamente estable[20] con un ángulo de incidencia

del ala de 6.10 y −1.15 del estabilizador horizontal.

II.6. XFLR5

Este programa de software GNU, permite estudiar la aerodinámica de la aeronave

mediante tres modelos:

· LLT(Lifting Line Theory)

· VLM (Vortex Lattice Method)

· 3D Panel Method

Un estudio que realiza correlaciones entre los resultados obtenidos por el software

y un caso real [9], concluye que:

· La simulación del fuselaje baja la precisión de los resultados, es imprecisa.

· El análisis VLM es lo suficientemente precisa para la mayoría de aplicaciones

y permite un estudio del ala y la cola.

· El método LLT es útil para obtener curvas de sustentación precisa y obtiene

una resistencia similar al método VLM. Sin embargo, solo permite analizar el

ala.

· El método 3D Panel no mejor la precisión de los resultados.

· Todos los métodos subestiman la resistencia aerodinámica.

Por este motivo, se escoge el método VLM cuando se requiere estudiar el ala y la

cola, pero cuando solo se estudia el ala, se emplea el método LLT. No obstante,

el estudio aconseja una corrección de los resultados, cosa que se realiza en este

estudio mediante el incremento del 20 % del CD de las polares obtenidas.

II.6.1. Propiedades del aire

Para realizar los diferentes análisis aerodinámicos llevados a cabo a lo largo del

estudio aerodinámico, este software requiere de las propiedades del aire a las con-

diciones de vuelo dadas. A partir de las ecuaciones de la ISA y Ley de Sutherland,


ANNEX

implementadas en el código de MATLAB de cálculo energético, se obtiene las pro-

piedades para una altura de vuelo de 100m (Tabla II.6.1) y de 1000m (Tabla II.6.2).

ρ(kg/m3) 1.213

ν(m2·s) 1.472·10−5

Tabla II.6.1: Propiedades del aire a 100 m

ρ(kg/m3) 1.112

ν(m2·s) 1.581·10−5

Tabla II.6.2: Propiedades del aire a 1000 m


ANNEX

ANEXO III

ESTUDIO DEL SISTEMA PROPULSIVO


ANNEX

III.1. Componentes del sistema

El sistema de propulsión de la nueva aeronave está formado por el sistema de

potencia, el motor y la hélice (Figura III.1.1). El sistema de potencia tiene la función

de generar y almacenar la energía para su suministro. Lo forman los siguientes

componentes:

· Paneles fotovoltaicos: son la fuente primaria de energía. Generan toda la

energía que consume la aeronave.

· Baterías: son la fuente secundaria de energía. Almacenan la energía sobran-

te que generan los paneles y no es consumida. Durante las horas que no hay

energía solar suficiente, alimenta el motor y los sistemas de a bordo.

· Sistema de Gestión de Energía Solar: regula la carga y descarga de las bate-

rías. Además, regula el voltaje de los paneles solares mediante un algoritmo

MPPT (Véase apartado V.3).

· Controlador de Velocidad Electrónico: regula la velocidad de giro del motor a

través del control del voltaje de entrada (Véase apartado V.2).

Figura III.1.1: Esquema del sistema propulsivo de la aeronave modificada

El bloque puramente propulsivo, formado por el motor y la hélice, es el encargado

de transformar la energía eléctrica en mecánica, con la finalidad de generar el

empuje necesario para el vuelo de aeronave.


ANNEX

III.2. Selección de la hélice

La hélice es un componente fundamental del UAV debido a que es la encargada

de transmitir la potencia del motor al aire. Por ello es clave que la hélice tenga

una gran eficiencia para evitar grandes pérdidas de potencia, y por lo tanto de

energía. La potencia de una hélice depende principalmente de las revoluciones a

las que gira, su diámetro, su paso y la velocidad de vuelo de la aeronave. De esta

manera, es de vital importancia seleccionar correctamente la hélice. Esta debe

poseer gran eficiencia a las distintas condiciones de vuelo y a la vez, entregar la

potencia suficiente para impulsar la aeronave.

Inicialmente, se estima un rendimiento del 85 % para realizar los cálculos ener-

géticos, ya que se considera que mediante una buena elección del modelo para

las condiciones de vuelo de la aeronave se puede llegar a obtener ese valor de

eficiencia. Cuando se encuentran los parámetros aerodinámicos definitivos de la

aeronave, se realiza un estudio para encontrar los parámetros de la hélice óptima

para el UAV.

En primer lugar, hay que tener en cuenta, que al tratarse de un crucero a baja

velocidad, al igual que pasa con el ala, la hélice se encuentra a un Reynolds ba-

jo (Ecuación 37). De la misma manera, al tener un tamaño pequeño, se pueden

encontrar secciones de la hélice con un número de Reynolds local (Ecuación 36)

inferior a 100000. Esto se traduce en un alto coeficiente de resistencia y por lo tanto

un baja eficiencia [16][12].

Re =ρLV

µ(36)

Rep =ρnD2

µ(37)

Para llevar a cabo un análisis de la hélice es importante definir el concepto de

Advance Ratio, conocido por la letra J . Éste un número adimensional (Ecuación

38) que relaciona la velocidad de avance de la aeronave con el diámetro y los giros

por segundo, de ahí su nombre de Relación de Avance.

J =V

D·n(38)

Como se puede ver en la Figura III.2.1, el parámetro J tiene un papel clave en la

eficiencia de la hélice para una condición dada. Además, como era de esperar al


ANNEX

aumentar el Re, disminuye la resistencia lo que se traduce en un incremento de la

eficiencia aerodinámica y por lo tanto una mayor eficiencia de la hélice.

Figura III.2.1: Eficiencia en función del Re de la hélice. Fuente: [12]

Sin embargo, como se observa en la Figura III.2.2, la relación entre el diámetro y

el paso de la hélice también determina en gran medida la eficiencia.


ANNEX

Figura III.2.2: Efectos del Re en la eficiencia y avance de la hélice. Fuente: [12]

Así pues, con el fin de escoger la hélice con la mayor eficiencia posible se en-

cuentra una ecuación a partir de las ecuaciones Re y J que calcula el diámetro en

función de Re y J .

D =µ ·Re · J

ρV(39)

Teniendo en cuenta que µ, ρ y V son parámetro de vuelo conocido e introduciendo

los valores que obtienen la eficiencia máxima (0.82 para Re = 520000, J = 0.65 y

P/D = 0.86). Los resultados se muestran en pulgadas, debido a que es el sistema

empleado por la mayoría de fabricantes:

Para 100 m:

D = 1.7862·10−5·520000·0.65/1.213/8 = 0.6222 m = 24.50 in (40)

P = D·0.86 = 21.07 in (41)

rpm =V ·60

D·J= 1186.86 rpm (42)


ANNEX

En el caso de 1000 m de altura, para compensar la disminución relativa del Rey-

nolds debido al aumento de la viscosidad cinemática del aire, basta con aumentar

las revoluciones de 1187 rpm hasta 1275 rpm para mantener el valor de Re =

520000. El incremento de las revoluciones se traduce en una disminución del Ad-

vance Ratio, pero se mantiene dentro del rango de máxima eficiencia.

J =ρ·D·VµRe

= 0.605 (43)

Por último, falta comprobar el parámetro más importante, la potencia, que se puede

calcular como:

P = T ·V (44)

A su vez, el empuje teórico se puede obtener mediante la 2ª ley de Newton tenien-

do en cuenta que la velocidad de vuelo es constante y la del aire impulsado por la

hélice también:

F =d(mv)

dt= m·∆V = m(Va − V ) (45)

Además, el flujo de aire se puede calcular como:

m = ρ·A·Va = ρ·π·D2/4 (46)

Simplificando el resultado, se obtiene la ecuación del empuje teórico de la hélice:

F = ρ·π·D2/4·(V 2a − Va·V ) (47)

Teniendo en cuenta que el paso es el avance teórico que realiza la hélice tras

completar una revolución, se puede asumir como primera aproximación, que la

velocidad de paso de la hélice es igual a la velocidad del aire:

Va = rpm·P/60·0.0254 m/1 in = 10.586 m/s (48)

F = 1.213·π·0.62222/4·(10.5862 − 10.586·8) = 10.097 N (49)

P = F ·V = 10.097·8 = 80.776 W (50)

Se observa que, para la versión de la aeronave donde se instala la nueva hélice-

EVO4-, la potencia de la resistencia aerodinámica a 100m a 8m/s es de 53.0474W .


ANNEX

Por lo que la hélice generaría potencia suficiente para vencer a la resistencia.

A continuación, se selecciona el modelo de hélice a partir de los parámetros es-

timados. El fabricante de APC facilita en su web una base de datos con todos

los parámetros de funcionamiento de todas sus hélices, entre ellos el rendimiento.

Buscando en un rango de diámetros y pasos cercanos al calculado, se selecciona

el modelo con mayor rendimiento a las velocidades de vuelo. El modelo seleccio-

nado es el APC 20 x 18 F1-GT, 0.216 kg de peso.

El siguiente objetivo es el de calcular las nuevas eficiencias a las distintas veloci-

dades y alturas. Para ello, se elabora estudia la potencia que entrega la hélice a

8 m/s a distintas revoluciones (Tabla III.2.1) , a fin de realizar una regresión lineal

(Figura III.2.3) para encontrar una función que relacione la potencia generada con

las revoluciones del motor.

P (hp) rpm rpm2/106

0.008 1000 10.1225 2000 40.4405 3000 91.534 4000 16

Tabla III.2.1: Potencia que entrega la hélice durante un vuelo a 8 m/s a distintasrevoluciones

Figura III.2.3: rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 4000 rpm)

La regresión se basa en el hecho de que la potencia es aproximadamente función

del cuadrado de la revoluciones de giro. Sin embargo, como se observa en la Figura


ANNEX

III.2.3, más allá de las 4000 rpm, la relación se vuelve imprecisa, por lo que se

realiza la regresión hasta 3000 rpm (FiguraIII.2.4).

Figura III.2.4: rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 3000 rpm)

De esta manera se obtiene:

rpm2 = 106·(17.901·P + 1.2594) (51)

rpm = 1000·√

17.901·P + 1.2594 (52)

Aunque la regresión se realiza para 8 m/s, se observa que, excepto para veloci-

dades relativamente elevadas a revoluciones relativamente bajas, la potencia que

realiza la hélice es muy similar a las distintas velocidades. Para el caso de 7 y

9 m/s la diferencia es insignificante. En cuanto al caso de 16 m/s, el error de la

aproximación es del mismo orden que el cometido mediante la regresión lineal en

algunos puntos, en torno al 10 %, por lo que el error es aceptable:

A 3000 rpm:

P 8m/s = 0.440 hp (53)

P16m/s = 0.399hp→ error =|0.399− 0.440|

0.399= 0.103 = 10.3 % (54)


ANNEX

De esta manera, a partir de las potencias de la resistencia aerodinámica a las

distintas velocidades y alturas de la aeronave EVO4 se obtiene las revoluciones

necesarias para generar la potencia:

h(m) V (m/s) P (hp) rpm J η

100

8 0.0711 1591.277 0.594 0.819 0.0773 1625.776 0.654 0.847 0.0836 1660.098 0.498 0.72

16 0.3783 2833.963 0.667 0.85

1000

8 0.0757 1616.943 0.584 0.89 0.0776 1627.427 0.653 0.847 0.0991 1741.663 0.475 0.69

16 0.3425 2718.546 0.695 0.86

Tabla III.2.2: Resultados del estudio de la hélice seleccionada

Se calcula el parámetro J (Ecuación 38) para cada caso y se obtienen los rendi-

mientos a partir de los datos del fabricante (Figura III.2.5).

De cara a la solución final, se estima que la variación de potencia de la resistencia

respecto a la Evo4 es tan pequeña, que su repercusión en las diferentes eficiencias

es despreciable. Por este motivo, se considera que las eficiencias calculas son las

definitivas.

Figura III.2.5: Rendimiento en función de J a distintas rpm


ANNEX

III.3. Selección del motor

La aeronave original va equipada con un motor cuya eficiencia máxima es de 86 %.

Para obtener la autonomía infinita, cada componente debe tener la mayor eficiencia

posible. Por ese motivo, el motor seleccionado debe ser altamente eficiente para el

rango de trabajo de la aeronave, y a la vez, no puede ser pesado.

El motor seleccionado es el modelo AXI 5320/24 GOLD LINE [17]. La eficiencia

máxima es de 93 %, lo que supone un incremento sustancial respecto el original.

Sin embargo, aumenta el peso de la aeronave debido a sus 495 g. No obstante,

tal y como se demuestra durante los cálculos energéticos, el rendimiento de la

aeronave mejora significativamente.

Para realizar los cálculos, se considera que el motor trabaja a eficiencia máxima

cuando trabajo dentro del rango de intensidad de máxima eficiencia. Por ese mo-

tivo, es de vital importancia para validad el motor seleccionado, que éste trabaje

dentro de ese rango para las velocidades de 8 m/s y 9 m/s. Se escoge llevar a

cabo la comprobación con la velocidad y altura de menor consumo, 8 m/s a 100 m,

de la EVO4, primera modificación que incorpora el motor.

La potencia a la entrada del motor es de:

P inmotor = 71.3881 W (55)

Sabiendo que las revoluciones del motor están en torno a las 1591.277 rpm, se

calcula el voltaje para obtener la corriente en dicha condición:

V = 1591.227 rpm·1V/206 rpm = 7.7244 V (56)

I = 71.3881 W/7.7244 V = 9.2419 A (57)

La comprobación resulta satisfactoria debido a que el fabricante indica que el rango

de intensidades de máxima eficiente comprende las corrientes de entre 8− 32 A.


ANNEX

III.4. Dimensionado de las fuentes de energía

A partir de los resultados de los cálculos energéticos, se procede a dimensionar las

fuentes de energía de la aeronave. Debido a que la potencia del sistema propulsivo

que equipa el UAV depende directamente del voltaje, se dimensiona a partir de

este. Así pues, se calcula el voltaje necesario para girar a las revoluciones máximas

durante el vuelo en crucero, tantas rpm para volar a 16 m/s [Véase apartado III.2].

El valor se obtiene a partir de la relación rpm/V :

Vmax = rpmmax · 1 V/206 rpm = 2834 rpm · 1 V/206 rpm = 13.75 V (58)

A partir del voltaje nominal al que trabaja las celdas de Li-S se calcula el número

de celdas en serie para obtener dichas tensiones.

Vmax/Vnom = 13.75 V/2.15 V = 6.4 celdas (59)

Con el fin de dotar al sistema de propulsión de un cierto margen para realizar

alguna maniobra que requiriese potencia extra, se fijan las revoluciones máximas

como 25 % más de las revoluciones para 16 m/s. En términos de potencia, al haber

una relación cuadrática con las revoluciones, el margen de potencia seria en torno

al 56 %:

rpmlımite = 1.25·rpmmax = 2834·1.25 = 3543 rpm (60)

Vmax = rpmlımite·1 V/206 rpm = 3543·1/206 = 17.2 V (61)

Por lo que serían 8 celdas de Li-S en serie que formaría la batería. En ningún caso

se superara el límite del motor, fijado por el fabricante en 37 V .

Teniendo en cuenta que el voltaje máximo de carga es de 2.5 V , se escoge co-

mo valor de referencia del voltaje de las células fotovoltaicas el del Vmpp a 25 C

y 1000 W/m2, 0.96 V , para obtener una aproximación del voltaje máximo de los

paneles y el número de células en serie que forman el panel:

Vmaxpanel= 2.5·8 celdas = 20 V (62)

Celulas en serie en el panel = 20/0.96 = 20.8333 celulas→ 20 celulas (63)


ANNEX

De esta manera se define las dimensiones del panel, que serán de 20 células en

serie y con una superficie de:

Spanel = 20·Scelula = 0.0196 m2 (64)

Cabe decir, que aunque es sabido que el Vmpp de las células varía en función

de las condiciones ambientales [Véase apartado V.3.1], el Gestor de Batería se

encarga de ajustar dicho voltaje para adecuarlo al voltaje de carga de la batería

[Véase apartado V.3.2]. El cálculo anterior se realiza con la finalidad de tener una

referencia de cara a dimensionar los paneles.


ANNEX

III.5. Ubicación de los paneles fotovoltaicos

Debido a que la totalidad de la energía que tiene disponible la aeronave para al-

canzar la autonomía infinita proviene de la transformación de la energía solar en

eléctrica por parte de las células fotovoltaicas, es importante disponer los paneles

de tal manera que permitan ocupar la mayor cantidad de superficies posible.

En la hipótesis del desarrollo, se realiza la consideración de que el factor de ocu-

pación del ala esta en torno al 90 % debido a la dificultad que pueden presentar

los alerones para ubicar los paneles. En el siguiente apartado, se verifica el factor

de ocupación del ala y se ubican los paneles con el fin de cuantificarlos. Una vez

realizada la verificación del ala, se ubican los paneles en las superficies que han

sido elegidas para contener los paneles adicionales: los alerones y el estabilizador

horizontal.

III.5.1. Ocupación del ala

Para analizar la ocupación del ala, se estudia media ala, desde la punta hasta la

raíz. Teniendo en cuenta las dimensiones de los paneles y de las células fotovoltai-

cas, así como las dimensiones de los alerones [Véase apartado II.4.1], se plantea

la siguiente distribución con un gran factor de ocupación:

Sección del ala Dimensionesdisponibles

(largo x alto) (m)

Tipo de paneles(largo x alto) (m)

Número depaneles

Factor deocupación

de b/2 a 0.811b/2 1.0062x0.4159 20x1 21 0.984de 0.811b/2 a0.433b/2

2.0100x0.3161 20x1+20x1 32 0.987

de 0.433b/2 a0.054b/2 (pos.Barra)

2.0044x0.4159 20x1+20x1 42 0.988

de 0.054b/2 a raíz 0.2732x0.4159 1x20 5 0.862TOTAL MEDIAALA (noalerones)

5.3238x0.4159-2.0100x0.0998

100 0.973

Tabla III.5.1: Ocupación del ala

Los factores de ocupación se calculan como:

Focup = npaneles·Spanel/Sdisponible (65)

Siendo la superficie de un panel de 0.0196 m2.

Así pues, a lo largo del ala, sin contar los alerones, se pueden colocar 200 pane-

les fotovoltaicos con un factor de ocupación de 0.973 (Tabla III.5.1), más alto de

considerado inicialmente.


ANNEX

III.5.2. Ocupación de los alerones

Debido a que el diseño de los alerones estaba condicionado por las dimensiones

de los paneles fotovoltaicos, se obtiene, como era de esperar, un gran factor de

ocupación.

Dimensionesdisponibles(largo x alto) (m)


Número depaneles

Factor deocupación

2.0100x0.0998 20x1+20x1 10 0.977

Tabla III.5.2: Ocupación de los alerones

De esta manera, tal y como muestra la Tabla III.5.2, se colocan 20 paneles entre

ambos alerones, lo que supone un 10 % respecto el ubicado en el resto del ala.

III.5.3. Ocupación del estabilizador horizontal

La ocupación del estabilizador horizontal está fuertemente limitada por las dimen-

siones del timón de profundidad [Véase apartado II.4.2]. Por ese motivo, el factor

de ocupación es sensiblemente más bajo que los obtenidos anteriormente (Tabla

III.5.3).

Dimensionesdisponibles

(largo x alto) (m)


Número depaneles

Factor deocupación

0.5763x0.2882-0.5050x0.0807

10x2 5 0.782

Tabla III.5.3: Ocupación del estabilizador horizontal

Para compensar la relativa baja eficiencia del estabilizador horizontal, se decide

ocupar el timón de profundidad, donde se pueden colocar 2 paneles (Tabla III.5.4).

Dimensionesdisponibles

(largo x alto) (m)


Número depaneles

Factor deocupación

0.5050x0.0807 10x2 2 0.962

Tabla III.5.4: Ocupación del estabilizador horizontal


ANNEX

III.5.4. Ocupación del estabilizador vertical

La configuración de cola provoca que el estabilizador vertical se vea afectado por la

sombra del estabilizador horizontal y su propia. Además, su colocación en posición

vertical, hace que los niveles de irradiación que inciden sobre él dependan en gran

medida del azimut del vuelo. Ambos motivos concluyen en una baja eficiencia de

unos paneles en el estabilizador vertical y por lo tanto se descarta su ocupación.

III.5.5. Factor de ocupación global

Realizando el cómputo total de paneles fotovoltaicos instalados en la aeronave, se

alcanza la cifra de 227 panales. De esta manera se logra obtener una superficie de

paneles fotovoltaicos de:

Ssolar = 227·Spanel = 227·0.0196 = 4.4492 m2 (66)

Este valor es equivalente a un factor de ocupación de la superficie alar de:

FocupSw = Ssolar/Sw = 4.4492/4.4285 = 1.005 (67)

Observando este valor, se puede llegar a la conclusión de que la ocupación de

paneles fotovoltaicos en superficies adicionales mejora en gran medida los niveles

de energía absorbida del ala, en torno a un 10 %.


ANNEX

III.6. Dimensionado final

A partir de la ubicación de los paneles, se verifica que el número de paneles co-

nectados en paralelos es de 227. En cuanto al número baterías de Li-S totales

conectadas en paralelo, se puede obtener el valor a partir de la fracción entre la

masa total de baterías necesarias y el valor de la masa de cada batería.

Teniendo en cuenta que cada batería está formada por 8 celdas de Li-S y que la

batería de referencia, de 350 Wh/kg pesa 16 g, se espera que la de 550 Wh/kg

pese:

m1celda = 16 g·350/550 = 10.18 g (68)

m1baterıa = 10.18 g·8 celdas = 81.44 g = 0.08144 kg (69)

Numero de baterıas = mbat/m1baterıa = 3.260/0.08144 = 40 baterıas (70)


ANNEX

III.7. Estimación del rendimiento de las baterías

III.7.1. Estimación inicial

Para poder realizar el desarrollo de la solución, es necesario saber el rendimientos

de las baterías. No obstante, inicialmente se desconoce cuál será la disposición

de las celdas. Por ese motivo, primera aproximación, se estima que el rendimiento

de las baterías es el mismo que el de una celda de Li-S trabajando en condiciones

nominales[29].

Vcaıda = Inom·Rcell = 2.5·25·10−3 = 0.06 V (71)

ηbat =Vnom − Vcaıda

Vnom=

2.15− 0.06

2.15·100 % = 97.2 % (72)

III.7.2. Estimación final

A partir de la resistencia interna de las baterías se calcula la resistencia de todas

las baterías para estimar la caída de voltaje. A partir de la caída de voltaje es

posible calcular la eficiencia de las baterías.

Rcell = 25·10−3 Ω (73)

R1bat = 8·Rcell = 0.2 Ω (74)

1/Rbat = 40·1/R1bat → Rbat = R1bat/40 = 5·10−3 Ω (75)

Teniendo en cuenta que la energía que almacenan las baterías, se calcula la inten-

sidad, considerando que se agota toda la energía en 24 horas a ritmo constante:

Energıa = mbat·ρ = 3.260·550 = 1796 Wh (76)

Potencia = Energıa/T iempo = 1796 Wh/24 h = 74.41 W (77)

I = P/V = 74.41/17.2 = 4.33 A (78)

De esta manera la caída de voltaje es de:

Vcaida = I·Rbat = 4.33·5·10−3 = 0.02165 V (79)

Siendo el rendimiento:

ηbat =17.2− 0.02165

17.2·100 % = 99.87 % (80)


ANNEX

El valor es superior al considerado inicialmente, en torno al 97 %, debido a la gran

disposición de baterías en paralelo. De esta manera se mejoran los resultados

obtenido en los cálculos energéticos.


ANNEX

ANEXO IV

ESTUDIO ESTRUCTURAL


ANNEX

IV.1. Base del estudio estructural

El estudio estructural tiene la finalidad de asegurar que las modificaciones realiza-

das en la aeronave no afectan al cumplimiento de los requisitos estructurales. Para

ello, se analizan los elementos modificados más críticos de la aeronave original,

los largueros del ala, las barras que unen la cola con el ala y el fuselaje, mediante

un estudio analítico considerando dichos elementos como barras prismáticas. Ade-

más, al tratarse de una aeronave con autonomía infinita, la condición de estudio

más relevante es la de crucero.

IV.1.1. Materiales

Siguiendo el principio de mantener la mayor cantidad de características del UAV

original, los materiales empleados para el nuevo UAV no sufren ningún cambio

respecto a la aeronave inicial.

Para la piel de las alas se utiliza material compuesto de 4 capas de fibra de carbono

con resina epoxi. Para los largueros y las barras cola-ala, material compuesto de 8

capas de fibra de carbono con resina epoxi.

Propiedades Límites de tensiónMódulo elástico Tensión de roturaE1 (GPa) 160 T1 (MPa) 2860E2 (GPa) 8 T2 (MPa) 100E3 (GPa) 8 T3 (MPa) 100

Coeficiente de Poisson Tensión de compresiónv12 0.28 C1 (MPa) -1790v13 0.28 C2 (MPa) -206v23 0.4 C3 (MPa) -206

Módulo de cizalladura Tensión cortanteG12 (GPa) 4.6 S12 (MPa) 121G13 (GPa) 4.6 S13 (MPa) 121G23 (GPa) 4.6 S23 (MPa) 121

Densidad (g/cm3) 1.58 Espesor de capa (mm) 0.184

Tabla IV.1.1: Propiedades del material compuesto

En lo referente al fuselaje, estabilizador vertical y horizontal, el material utilizado es

Menzolit®.


ANNEX

Densidad (g/cm3) 0.810Tensión última de rotura (MPa) 13Límite elástico (MPa) 13Elongación el límite elástico 0.70 %

Módulo elástico (GPa) 3.4Tensión de rotura a flexión (MPa) 50Módulo de flexión (GPa) 3Coeficiente de Poisson 0.3Módulo de cizalladura (GPa) 1.3Energia impacto de Charpy(J/cm2) 1.9

Tabla IV.1.2: Propiedades del Menzolit®

Las propiedades de ambos materiales (Tabla IV.1.1 y Tabla IV.1.2) han sido extraí-

das del Technical Sheet del proyecto Phoenix.

IV.1.2. Hipótesis del estudio

El estudio analítico se realiza en la condición más representativa de la aeronave,

vuelo en crucero. En esta condición, el ala se ve afectada por los esfuerzos causa-

dos por la sustentación, la resistencia aerodinámica y su propio peso. Las barras

ala-cola, se ven afectadas por el peso y la sustentación de la cola, así como su

propio peso. En cuanto al fuselaje, sufre los esfuerzos causados por su propio pe-

so y el de los componentes de su interior. Las demás condiciones estudiadas en

la aeronave original no resultan importantes para un UAV de estas características,

con autonomía infinita, pues está diseñado para pasar prácticamente la totalidad

del tiempo de vuelo en la condición de crucero.

Los componentes estudiados experimentan principalmente los efectos de la fle-

xión. En el caso del ala, la torsión podría tener un papel importante. Sin embargo,

al incrementar el alargamiento, la envergadura del ala aumenta significativamente

mientras que la cuerda decrece relativamente. De esta manera, los efectos de la

flexión del ala se ven incrementados en gran medida, al contrario que los de la tor-

sión, cuyo valor decrece proporcionalmente con la disminución de la cuerda. Por

este motivo, el estudio del ala se centra únicamente en el fenómeno de la flexión y

se considera la hipótesis de que la torsión no es crítica para el ala modificada de

gran alargamiento.

Para simplificar los cálculos del ala, se modelizan los largueros a modo de dos vi-

gas, piezas prismáticas, y no como parte de un cajón de torsión. De esta manera,

se hace posible estudiar los efectos de la flexión, con la desventaja de no tener en


ANNEX

cuenta los efectos de la torsión. Sin embargo, como se ha mencionado anterior-

mente, se espera que la torsión devenga poco significativa frente la flexión. Cabe

indicar que el motivo por el cual se descarta la modelización del ala como un cajón

de torsión, es que los largueros tienen forma de ‘I’. Este hecho se traduce en que

tienen un área de sección uniforme, y no concentrado en los extremos, como en el

caso de los largueros en forma de ‘L’ o ‘T’, dificultando así su representación como

los cordones del cajón.

Así pues, para evitar que la modelización y la hipótesis resulten imprecisas, se

elabora un estudio de la aeronave original, con el fin de encontrar una correlación

entre los resultados obtenidos analíticamente y los obtenidos por el grupo Phoenix

–a través del software de elementos finitos ANSYS- en dos condiciones: crucero

y estática. Por tanto, comparando los resultados obtenidos en ambas condiciones,

se espera encontrar una relación constante entre la tensión máxima analítica y la

computacional. De ser así, la modelización del ala y la hipótesis de la importancia

de la flexión se darían como válidas, y sería posible calcular la tensión máxima

hipotética, del ala modificada en la condición de crucero, mediante la relación en-

contrada a partir del resultado analítico.

En cuanto a la modelización de las barras de unión ala-cola y el fuselaje, la con-

sideración de pieza prismática resulta en principio lo suficientemente precisa para

nivel de profundidad de este estudio debido a sus geometrías y las fuerzas aplica-

das.

IV.1.3. La pieza prismática

La pieza prismática es un sólido elástico sobre el cual trabaja la Resistencia de

Materiales. A su vez, la Resistencia de Materiales es una simplificación de la Teoría

de la Elasticidad, pero sus resultados son de un nivel de precisión suficiente para

la mayor parte de los casos prácticos [32].

Las hipótesis generales aplicadas son las siguientes:

· Pequeños desplazamientos y deformaciones.

· Principio de superposición de efectos.

· Principio de Saint-Venant.

· Hipótesis de Navier-Bernouilli.


ANNEX

Sin embargo, se pueden determinar las tensiones que existen en las secciones

sin resolver el problema elástico a partir de los esfuerzos [34]. Mediante las ecua-

ciones de los momentos flectores se obtiene la ecuación del cálculo de la tensión

cuando hay se aplica flexión (Ecuación 81), si el sistema de ejes coincide con las

direcciones principales de inercia, como es el caso de los distintos elementos es-

tudiados:

σ = −Mz

Iz·y +

My

Iy·z (81)

De aquí, se obtiene el factor de seguridad como:

Fs =σmaxpermisible

σ(82)

Para que sea válida la Ecuación 82, se debe cumplir que el punto de máxima

solicitación no se vea sometido a tensión cortante.

En el caso del material compuesto, la σmaxpermisiblees el límite de tensión, que se

diferencia según si el esfuerzo es a tracción o compresión. En el caso del mate-

rial plástico, es el valor de la tensión última de rotura, pues por la naturaleza del

material, dicha tensión coincide con la tensión de límite elástico. Al igual que en la

aeronave original, el factor de seguridad mínimo admisible es de 1.5.


ANNEX

IV.2. Estudio preliminar

La finalidad de este análisis preliminar es la de limitar el alargamiento de las dife-

rentes alas según el perfil utilizado durante el estudio aerodinámico del ala [Véase

apartado II.1]. El estudio se basa en la proporción de la tensión máxima en función

del fenómeno más crítico que soporta el ala en la condición de crucero, la flexión

debido a la sustentación y el peso del ala. A partir de la Ecuación 81, se obtiene:

σ ∝ Carga Alar·b2·(c·tperfil)(c·tperfil)3

(83)

Hay que tener en cuenta, que el momento de una carga distribuida, como es el ca-

so de la sustentación y el peso del ala, se relaciona con el cuadrado de la distancia,

y esta está relacionada con la envergadura. La carga distribuida se considera que

es proporcional a la carga alar. Además, se sabe que la altura de los largueros

varía según el grosor del perfil, y este es igual a c·tperfil. De ahí su presencia en

lugar de y en el cálculo de la inercia. En el cálculo de la inercia no se incluye el

espesor de los largueros porque es una constante, al no variar el número de capas,

manteniéndose en 8.

De esta manera, referenciando todos los cálculos al ala original, del cual se cono-

ce su factor de seguridad, se puede obtener un resultado bastante aproximado del

factor de seguridad de las nuevas alas suponiendo un factor de proporcionalidad

constante (Ecuación 84). Debido a que se trata de un cálculo preliminar y apro-

ximado, se consideran como válidos, factores de seguridad superiores a 2.5 para

incrementar el margen de seguridad de los resultados.

Fs = (k·σ)orig·Fsorig(k·σ)

(84)

AR Carga alar (kg/m2) b(m) c(m) tperfil k · σ Fs

AR original 13.75 3.2 0.25 0.148 102849 8.00x2 5.0125 8.7526 0.3419 0.104 303713 2.71x2.25 5.0125 9.2835 0.3223 0.104 384495 2.14x2 5.1252 8.6559 0.3381 0.12 233283 3.53x2.25 5.1253 9.1809 0.3188 0.12 295183 2.79x2.5 5.1272 9.6757 0.3024 0.12 364518 2.26

Tabla IV.2.1: Resultados del estudio preliminar del ala

Los resultados del estudio (Tabla IV.2.1) muestran que el alargamiento máximo

para el perfil de grosor 0.10 es 2 veces el original, y para el de grosor 0.12, 2.25


ANNEX

veces.


ANNEX

IV.3. Estudio del centro de gravedad

Durante el estudio aerodinámico se realiza la hipótesis de que el centro de grave-

dad del avión modificado se mantiene en la misma posición de la cuerda que el

avión original 0.38-0.39c (se modifica ligeramente debido al cambio de perfiles).

Sin embargo, a la práctica, las modificaciones introducidas producen un desajuste

del centro de gravedad, retrasándolo sensiblemente. Por ese motivo, es necesario

realizar alguna modificación para avanzar el centro de gravedad.

Con la finalidad de lograr el avance necesario, se plantea una modificación que

repercuta lo menos posible a las demás modificaciones realizadas en la aeronave.

Así pues, la propuesta consiste en el incremento de la longitud del fuselaje, apro-

vechando la baja densidad del material que lo forma, para ubicar las baterías en

el punto más avanzado posible y lograr un gran brazo de palanca que ubique el

centro de gravedad en la posición necesaria, 0.158 m.

Para realizar el estudio se computan todas las masas de los distintos componentes

mediante las funciones elaboradas en MATLAB. En el caso del nuevo fuselaje,

se calcula el área de la sección teniendo en cuenta que sus dimensiones son

constantes, 0.120x0.120 m y con 2 mm de espesor, al igual que la sección más

avanzada del fuselaje original. De esta manera se obtiene la masa como:

Mfuselaje = 4·2/100·0.120·ρmaterial·Lfuselaje (85)

Mfuselaje = 9.6·10−4·810·Lfuselaje (86)

Referenciando los CG de los componentes respecto el punto más avanzado del

nuevo fuselaje, se obtiene que dicho punto debe situarse a 0.835 m del borde de

ataque del ala.


ANNEX

Componente Masa (kg) CG(m) Momento(kg ·m)

Paneles 0.792 1.017 0.805Piel 10.772 1.017 10.955Largueros 2.139 0.918 1.964Motor y hélice 0.711 1.235 0.878Barras 0.677 2.435 1.648Cola 0.940 4.035 3.793Baterías 2.646 0.075 0.198Fuselaje 0.973 0.626 0.608Componentes 1.757 0.225 0.395Total 21.407

Tabla IV.3.1: Centro de gravedad y momento de cada componente

CG =∑

Momento/Mtotal = 0.993 m (87)

CGrespecto borde de ataque = 0.993 m− 0.835 m = 0.158 m (88)

Así pues, la nueva masa de la aeronave es de 21.41 kg.

IV.3.1. Cálculo del centro de gravedad final

Debido a la decisión de no incluir en la carga de pago la cámara, el transmisor y

el receptor que lleva la aeronave original, el centro de gravedad se ve de nuevo

afectado. Estos componentes, jugaban el papel, al igual que las baterías, de “con-

trapeso” para avanzar el CG. Por este motivo, la solución pasa por aumentar la

longitud del fuselaje y la masa de baterías. Incrementado la masa hasta 3.260 kg y

situando el inicio del fuselaje a 1 m del borde de ataque, se consigue el equilibro

en el punto deseado.

Componente Masa (kg) CG(m) Momento(kg ·m)

Paneles 0.792 1.182 0.936Piel 10.772 1.182 12.733Largueros 2.139 1.0832 2.317Motor y hélice 0.711 1.4 0.995Barras 0.677 2.6 1.760Cola 0.940 4.2 3.948Baterías 3.260 0.075 0.245Fuselaje 1.2 0.708 0.850Componentes del fuselaje 0.06 0.225 0.014Total 20.551

Tabla IV.3.2: Centro de gravedad y momento de cada componente final


ANNEX

CG =∑

Momento/Mtotal = 1.158 m (89)

CGrespecto borde de ataque = 1.158 m− 1.000 m = 0.158 m (90)

Por consiguiente, la nueva masa de la aeronave es de 20.55 kg.


ANNEX

IV.4. Estudio del ala original

Para poder llevar a cabo la correlación, se realiza el estudio analítico del ala ori-

ginal. Para que sea válida, como se ha explicado en la hipótesis del estudio, la

relación entre la tensión máxima analítica y la computacional debe ser constante

en las condiciones de crucero y estática.

A continuación se muestra el proceso llevado a cabo para realizar el estudio analí-

tico estructural del ala. El procedimiento es idéntico tanto para las condiciones de

crucero y estático del UAV original, como para la de crucero del UAV modificado

en el caso de que se cumpla la hipótesis. Se explica el proceso con el estudio de

la aeronave original para la condición de crucero.

IV.4.1. Crucero

IV.4.1.1. Cargas aplicadas

En esta condición, el ala debe proporcionar una sustentación igual al peso total del

UAV. Además, se afectada por la resistencia aerodinámica -que es igual al empuje-

y por su propio peso y el de las baterías, que encuentran en su interior. En la Tabla

IV.4.1 se muestran los valores de las cargas.

Carga (kg)

Sustentación 11Ala 2.495Baterías 4.8Resistencia 0.632

Tabla IV.4.1: Cargas sobre el ala original en la condición de crucero

Al igual que en el análisis realizado en ANSYS, las cargas aplicadas se consideran

que están uniformemente repartidas a lo largo de la envergadura, de 3.212 m.

Siguiendo el criterio de la mano derecha, y que el eje x es paralelo a la envergadura

y el z a la cuerda, se clasifican las fuerzas según su dirección:

Fy(N) fy(N/m) Fz(N) fz(N/m)

Sustentación 107.91 33.596 0 0Ala -24.48 -7.620 0 0Baterías -47.09 -14.660 0 0Resistencia 0 0 -6.200 -1.930

Tabla IV.4.2: Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición decrucero


ANNEX

IV.4.1.2. Cálculo de esfuerzos y momentos

El siguiente paso consiste en el cálculo de los esfuerzos cortantes y los momentos

flectores que se originan por la flexión. Realizando el estudio sobre media ala debi-

do a la simetría de la misma, y analizando desde la punta del ala hasta el encastre

se obtienen los siguientes resultados:

x(m) fy(N/m) Ty(N) Mz(Nm) fz(N/m) Tz(N) My(Nm)1.6060 11.3157 0 0 -1.9303 0 01.4454 11.3157 1.8173 0.0486 -1.9303 -0.3100 0.00831.2848 11.3157 3.6346 0.1946 -1.9303 -0.6200 0.03321.1242 11.3157 5.4519 0.4378 -1.9303 -0.9300 0.07470.9636 11.3157 7.2692 0.7783 -1.9303 -1.2400 0.13280.8030 11.3157 9.0865 1.2161 -1.9303 -1.5500 0.20740.6424 11.3157 10.9038 1.7512 -1.9303 -1.8600 0.29870.4818 11.3157 12.7211 2.3835 -1.9303 -2.1700 0.40660.3212 11.3157 14.5384 3.1132 -1.9303 -2.4800 0.53110.1606 11.3157 16.3557 3.9401 -1.9303 -2.7900 0.6721

0 11.3157 18.1730 4.8643 -1.9303 -3.1000 0.8298

Tabla IV.4.3: Resultados del estudio del ala original para la condición de crucero

Figura IV.4.1: Diagramas del ala original para la condición de crucero por las fuer-zas en el eje y


ANNEX

Figura IV.4.2: Diagramas del ala original para la condición de crucero por las fuer-zas en el eje z

Siendo:

Ty(x) = (b/2− x)·fy (91)

Fmedia(x) = ·(b/2− x)·1/2·Ty(x) (92)

Mz(x) = 1/3·(b/2− x)·1/2·Ty(x) (93)

Tz(x) = (b/2− x)·fy (94)

My(x) = −1/3·(b/2− x)·1/2·Ty(x) (95)

Para el cálculo de los momentos, que es el producto entre la fuerza media aplicada

por el brazo de palanca, hay que tener en cuenta, que el cortante, al tener una

distribución “triangular”, la fuerza media viene representada por la Ecuación 92.

Esto implica que el centroide, el punto donde se aplica la fuerza media, esté a 1/3

de la distancia entre la punta de ala y el punto estudiado, obteniendo así el brazo

de palanca.


ANNEX

IV.4.1.3. Cálculo de las inercias

Partiendo de la simplificación de que ambos largueros son idénticos, se procede

al cálculo de las inercias. Con los parámetros de la Tabla IV.4.4, siendo h la altura

de un larguero, b el ancho y d la distancia entre ambos largueros se calculan las

inercias mediante las Ecuaciones 96 y 97.

h(m) 0.037b(m) 0.0014d(m) 0.025

Tabla IV.4.4: Parámetros de la sección de los largueros originales

Iz = −1/12·b·h3·2 (96)

Iy = (1/12·h·b3 + h·b·d2)·2 (97)

Obteniéndose:

Iz = 1.1819 · 10−8 m4 (98)

Iy = 6.4767 · 10−8 m4 (99)

IV.4.1.4. Cálculo de la tensión máxima

A partir de la Ecuación 81 se obtiene la tensión máxima del ala, la cual se en-

cuentra en la sección del encastre. Teniendo en cuenta que la tensión máxima a

tracción se encuentra en el larguero delantero en –h/2 y b/2, se obtiene:

σMax = 7.94 · 106 Pa = 7.94 MPa (100)

La tensión máxima a compresión tiene el mismo módulo pero con signo negativo,

y se encuentra a h/2 y –b/2 del larguero retrasado.

Se considera que la fibra más de la sección es aquella más alejada del eje neutro,

donde la tensión normal causada por los momentos flectores es mayor. En ese

punto de la sección, la tensión cortante, tau, es 0. Por ese motivo, no es necesario


ANNEX

calcular la tensión equivalente del estado tensional (Ecuación 101), pues la tensión

equivalente es la propia tensión normal calculada mediante la ecuación sigma.

σeq =√σ2 + 4 · τ2 (101)

La ecuación anterior (Ecuación 101) muestra el cálculo de la tensión equivalente

según el criterio de Tresca. Debido a que es más conservador que el criterio de Von

Mises, sería el criterio empleado en el caso del cálculo de la tensión equivalente

con tensión cortante.

Así pues, partir del resultado analítico y el obtenido mediante ANSYS por el grupo

Phoenix, se calcula la relación entre ambos método:

σMaxANSY S= 75.2 Mpa (102)

RelacionAnalıtico−Ansys = σMax/σMaxANSY S= 0.106 (103)

IV.4.2. Estática


En condición estática, las cargas aplicadas simplifican el procedimiento de cálculo

al tener la misma componente. En la Tabla IV.4.5 se muestran sus valores, y en

la Tabla IV.4.6 la fuerzas según la dirección siguiendo el mismo criterio que en la

condición anterior.

Carga (kg)

Ala 2.495Baterías 4.8

Tabla IV.4.5: Cargas sobre el ala original en la condición estática

Fy(N) fy(N/m)

Ala -24.48 -7.620Baterías -47.09 -14.660

Tabla IV.4.6: Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición está-tica


Repitiendo el procedimiento de la condición anterior por con las cargas aplicadas,

se obtienen los siguientes esfuerzos y momentos:


ANNEX

x(m) fy(N/m) Ty(N) Mz(Nm)

1.6060 -22.2802 0 01.4454 -22.2802 -3.5782 -0.09581.2848 -22.2802 -7.1564 -0.38311.1242 -22.2802 -10.7346 -0.86200.9636 -22.2802 -14.3128 -1.53240.8030 -22.2802 -17.8910 -2.39440.6424 -22.2802 -21.4692 -3.44800.4818 -22.2802 -25.0474 -4.69300.3212 -22.2802 -28.6256 -6.12970.1606 -22.2802 -32.2038 -7.7579

0 -22.2802 -35.7820 -9.5776

Tabla IV.4.7: Resultados del estudio del ala original para la condición estática

Figura IV.4.3: Diagramas del ala original para la condición estática




tracción encuentra en ambos largueros en h/2, se obtiene

σMax = 1.499·106 Pa = 14.99 MPa (104)

La tensión máxima a compresión es idéntica pero de signo negativo, y se encuentra

a −h/2.


ANNEX

Como en la condición anterior se considera que la fibra más de la sección es aque-

lla más alejada del eje neutro, donde la tensión normal causada por los momentos

flectores es mayor. En ese punto de la sección, la tensión cortante, tau, es 0. De

esta manera, la tensión calculada es la máxima equivalente.

A partir del resultado analítico y el obtenido mediante ANSYS por el grupo Phoenix,

se calcula la relación entre ambos método:

σMaxANSY S= 134 Mpa (105)

RelacionAnalıtico−ANSY S = σMax/σMaxANSY S= 0.112 (106)

IV.4.3. Conclusiones de la hipótesis

Así pues, se observa que realizando la hipótesis de que los largueros resisten

principalmente las tensiones causadas por el momento flector, la relación entre

la tensión máxima obtenida analíticamente y mediante el análisis en ANSYS se

mantiene constante para ambas condiciones (crucero y estático). Concretamente,

para un caso es 0.106 y el otro 0.112, con un margen de error de un 5.36 %.

De esta manera, se verifica que son los largueros los encargados de soportar di-

chos esfuerzos, y que la modelización es válida. Además, al mantenerse constante

la relación entre ambos método, realizando la hipótesis de que también se mantie-

ne constante para las modificaciones introducidas en el ala, se puede calcular la

tensión máxima soportada.

El motivo por el cual existe una diferencia de un orden de magnitud entre el estudio

analítico y el computacional puede residir en el hecho de que la modelización no

tiene en cuenta los orificios en los largueros para unir las barras con el ala ni

que el larguero delantero es más pequeño que el trasero. Sin embargo, como se

ha mencionado anteriormente, si se ha encontrado que la modelización guarda la

proporción de tensiones, de ahí su validez.


ANNEX

IV.5. Estudio de la solución

IV.5.1. Estudio del ala

Para el caso del ala modificada, como bien se ha explicado en la Hipótesis del

estudio, se estudia únicamente la condición más representativa, la de crucero.


Las cargas del ala modificada (Tabla IV.5.1) son completamente diferentes que

las del original. En primer lugar, la sustentación es mayor debido al aumento del

peso del UAV; ya no alberga las baterías, pero sí paneles solares; y la resistencia

también aumenta, calculándose para el caso de 16 m/s a 1000 m de altura, un

cálculo a alta velocidad para que la resistencia sea elevada y obtener un resultado

en las condiciones más perjudiciales posible:

Carga (kg)

Sustentación 20.551Ala 12.911Paneles 0.792Resistencia 1.600

Tabla IV.5.1: Cargas sobre el ala modificada en la condición de crucero

Siguiendo el mismo criterio que para el estudio de la aeronave original, pero re-

ferenciando sobre la nueva envergadura, 10.6745 m, se obtienen las siguientes

fuerzas:

Fy(N) fy(N/m) Fz(N) fz(N/m)

Sustentación 201.605 18.935 0 0Ala -126.657 11.895 0 0Baterías -7.770 0.730 0 0Resistencia 0 0 -15.700 -1.930

Tabla IV.5.2: Fuerzas según su dirección sobre el ala modificada en la condiciónde crucero



flectores que se originan por la flexión. Realizando el estudio, al igual que con el


ANNEX

UAV original, sobre media ala debido a la simetría de la misma, y analizando desde

la punta del ala hasta el encastre se obtienen los siguientes resultados:

x(m) fy(N/m) Ty(N) Mz(Nm) fz(N/m) Tz(N) My(Nm)5.3238 6.3094 0 0 -1.4745 0 04.7914 6.3094 3.3589 0.2980 -1.4745 -0.7850 -0.06974.2590 6.3094 6.7179 1.1921 -1.4745 -1.5700 -0.27863.7266 6.3094 10.0768 2.6823 -1.4745 -2.3550 -0.62693.1943 6.3094 13.4358 4.7686 -1.4745 -3.1400 -1.11442.6619 6.3094 16.7947 7.4509 -1.4745 -3.9250 -1.74132.1295 6.3094 20.1537 10.7293 -1.4745 -4.7100 -2.50751.5971 6.3094 23.5126 14.6038 -1.4745 -5.4950 -3.41301.0648 6.3094 26.8716 19.0743 -1.4745 -6.2800 -4.45780.5324 6.3094 30.2305 24.1409 -1.4745 -7.0650 -5.6418

0 6.3094 33.5894 29.8036 -1.4745 -7.8500 -6.9652

Tabla IV.5.3: Resultados del estudio del ala modificada para la condición de crucero

Figura IV.5.1: Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por lasfuerzas en el eje y


ANNEX

Figura IV.5.2: Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por lasfuerzas en el eje z


Partiendo de la misma simplificación que en el ala original, la de que ambos lar-

gueros son idénticos, se procede al cálculo de las inercias. Con los parámetros de

la Tabla IV.5.4, siendo h la altura de un larguero, b el ancho y d la distancia entre

ambos largueros se calculan las inercias mediante las Ecuaciones 96 y 97.

h(m) 0.0433b(m) 0.0014d(m) 0.0416

Tabla IV.5.4: Parámetros de la sección de los largueros originales

Obteniéndose:

Iz = 1.1880 · 10−8 m4 (107)

Iy = 2.0969 · 10−7 m4 (108)


ANNEX




tracción se encuentra en el larguero delantero en –h/2 y b/2, se obtiene:

σMax = 3.553 · 107 Pa = 35.53 MPa (109)


y se encuentra a h/2 y –b/2 del larguero retrasado.

Como en el caso del ala original, se considera que la fibra más de la sección

es aquella más alejada del eje neutro, donde la tensión normal causada por los

momentos flectores es mayor. En ese punto de la sección, la tensión cortante, tau,

es 0. De esta manera, la tensión calculada es la máxima equivalente.

Con de obtener un resultado más preciso, se aplica la correlación Analítico-Computacional,

a partir de la cual se obtiene la tensión máxima corregida:

σMaxCorregida= 35.53 · 1/0.106 = 335.19 MPa (110)

Para el cálculo del factor de seguridad del ala, hay que tener en cuenta que los

largueros están formados por 8 capas de material compuesto con la orientación

[0,45,90,-45]1s. De esta manera, el material tiene un comportamiento cuasi-isótropo,

pero con una tensión máxima más crítica para compresión [7]. El valor de la ten-

sión máxima admisible se puede obtener a partir de los resultados en ANSYS del

grupo Phoenix, y dicho valor estaría en torno a los 602MPa.

Así pues, a partir de la tensión máxima corregida de compresión, que tiene el

mismo modulo que la de tracción, se obtiene el factor de seguridad:

Fs = 602 MPa/335.19 MPa = 1.8 (111)

De esta manera, al obtenerse un factor de seguridad de 1.8, mayor que 1.5, se

comprueba que el ala modificada cumple con los requisitos estructurales.

IV.5.2. Estudio de la cola

El análisis de la cola tiene como objetivo comprobar que las barras que unen la

cola con el ala, del UAV modificado, cumplen con el requisito estructural. Al igual


ANNEX

que en el caso del ala, y por lo mismos motivos, el estudio se realiza únicamente

en la condición de crucero.


Las barras se encargan de soportar el peso y la sustentación de la cola, además de

su propio peso (Tabla IV.5.5) . Se realiza la hipótesis de que la resistencia aerodi-

námica de la cola es despreciable frente las demás cargas. Además, se considera

las cargas de la cola como puntuales mientras que el peso de la barras, como una

carga distribuida.

Para el cálculo de la sustentación que produce la cola se tiene en cuenta que du-

rante el vuelo crucero la aeronave se encuentra condición de equilibrio. El momen-

to que producen el ala y la cola deben ser iguales en modulo. De esta condición

se obtiene que la sustentación que produce el ala por la distancia entre el centro

de gravedad y el centro aerodinámico, debe ser igual a la sustentación de la cola

por la distancia entre centro aerodinámico de la cola y el centro de gravedad de la

aeronave.

Lcola = Momentoala/dcola = 10.8917/3.0443 = 3.5778 N

Siguiendo el criterio de la mano derecha, y que el eje x es paralelo a la dirección

de la barra y el z a la envergadura, se clasifican las fuerzas según su dirección, y

teniendo en cuenta que únicamente el peso de las barras es una fuerza distribuida:

Fy(N) fy(N/m)

Sustentación de la cola 3.5778 -Peso de la cola -9.2214 -

Peso de las barras -6.6384 -2.1426

Tabla IV.5.5: Fuerzas según su dirección sobre las barra de la cola modificada enla condición de crucero

Para el cálculo de la fuerza distribuida se tiene en cuenta que la longitud de la

barra es igual que a la longitud entre el centro aerodinámico del ala y el de la cola,

3.083 m.

Debido a la simetría del conjunto, se elabora el análisis sobre una de las barras

considerando que soporta la mitad del peso y mitad la sustentación producida por

la cola. De esta manera, las cargas que se aplican a la barra estudiada, son la

mitad de las obtenidas en la Tabla IV.5.5.


ANNEX



flectores que se originan por la flexión. Se realiza el estudio de la barra y media

cola desde la unión cola-barra hasta la unión ala-cola, y se obtienen los siguientes

resultados:

x(m) Lh(N) Pesobarras(N/m) Pesocola(Nm) Ty(N) Mz(Nm)0.0000 0 -1.0713 0 -6.1410 -10.45680.3098 0 -1.0713 0 -5.8091 -9.25690.6197 0 -1.0713 0 -5.4772 -8.09120.9295 0 -1.0713 0 -5.1453 -6.95981.2393 0 -1.0713 0 -4.8133 -5.86271.5492 0 -1.0713 0 -4.4814 -4.79991.8590 0 -1.0713 0 -4.1495 -3.77142.1688 0 -1.0713 0 -3.8176 -2.77712.4786 0 -1.0713 0 -3.4857 -1.81712.7885 0 -1.0713 0 -3.1537 -0.89143.0983 1.7889 -1.0713 -4.6107 -2.8218 0

Tabla IV.5.6: Resultados del estudio de la cola modificada para la condición decrucero

Siendo:

Ty(3.0983) = Lh + Pesocola (112)

Ty(x) = (3.0983− x)·Pesobarras + Ty(3.0983) (113)

Mz(x) = 1/3·(b/2− x)·1/2·(Ty(x)− T (3.0983)) + T (3.0983)·(3.0983− x) (114)

El cálculo es similar al realiza para los largueros, pero además se le superpone el

esfuerzo y momento de las cargas puntuales en la cola.

A continuación se muestran los gráficos elaborados a partir de la Tabla IV.5.6:


ANNEX

Figura IV.5.3: Diagrama de fuerzas distribuidas a lo largo de la barra de la colamodificada para la condición de crucero

Figura IV.5.4: Diagrama de Ty a lo largo de la barra de la cola modificada para lacondición de crucero


ANNEX

Figura IV.5.5: Diagrama de Mz a lo largo de la barra de la cola modificada para lacondición de crucero


El cálculo de las inercias de la barras se calculan con los datos de la Tabla IV.5.7,

teniendo en cuenta que se trata de un cilindro hueco por dentro 115 . La inercia de

la barra es la diferencia entre la inercia de una barra hipotética de diámetro igual al

exterior117 a la de una con el diámetro del interior116.

Dint(m) 0.012Dext(m) 0.015

Tabla IV.5.7: Parámetros de la sección de las barras

Iz = Iy = π/4·(D/2)4 (115)

Iint = 1.0179 · 10−9 m4 (116)

Iint = 2.4851 · 10−9 m4 (117)

Obteniéndose:

Iz = Iy = Iext − Iint = 1.4672 · 10−8 m4 (118)


ANNEX


A partir de la Ecuación 81 se obtiene la tensión máxima la barra, la cual se encuen-

tra en la unión con el ala. Teniendo en cuenta que la tensión máxima a tracción se

encuentra en y = –Dext/2, se obtiene:

σMax = 5.345 · 107 Pa = 53.45 MPa (119)


y se encuentra en y = Dext/2. Al igual que en el caso del ala, en ese punto de la

sección, el más solicitado, la tensión cortante es nula.

La tensión máxima obtenida no necesita ser corregida, debido a que el resultado

es lo suficientemente preciso para el nivel de detalle que requiere el estudio, al

realizarse una modelización fiel de las barras, sin simplificaciones, a diferencia del

caso del ala con los largueros.

Para calcular el factor de seguridad de las barras ala-cola, al igual que con los

largueros del ala, hay que tener en cuenta que están formadas por material com-

puesto de 8 capas. Así pues, de la misma manera que en los largueros, se computa

el factor de seguridad referenciando a la tensión máxima admisible más crítica, la

de compresión:

Fs = 602 MPa/53.45 MPa = 11.3 (120)

El estudio verifica que la nueva cola cumple con el requisito estructural al tener un

factor de seguridad mayor a 1.5.

IV.5.3. Estudio del fuselaje

Para realizar el análisis estructural del fuselaje, se realiza la hipótesis de que es de

sección constante de 0.120x0.120 m. Además, para simplificar los cálculos, pero a

la vez obtener un resultado conservador, se considera que el fuselaje se somete a

dos fuerzas puntuales: el peso de las baterías, el de sus componentes y el de su

propio peso aplicado en su centro de gravedad.

En la Tabla IV.5.8 se muestran las cargas puntales a las que está sometida el fuse-

laje. El CG está referenciando al morro del fuselaje, pero debido a que el estudio

se realiza sobre la que previsiblemente sea la sección más crítica, la de unión ala-

fuselaje, que se encuentra en c/4, se referencia el brazo de palanca, d, a dicha

sección.


ANNEX

Masa (kg) CG(m) d(m) Mz(Nm)

Baterías 3.26 0.075 1.029 32.9080Fuselaje 1.2 0.708 0.396 4.6617

Componentes del fuselaje 0.06 0.225 0.879 0.5174

Tabla IV.5.8: Cargas puntales del fuselaje

Teniendo en cuenta que la teoría de pieza prismática permite la superposición de

esfuerzos, se calcula el momento total que sufre la sección como:

Mz = 32.9080 + 4.6617 + 0.5174 = 38.0871 Nm (121)

A continuación se calcula la inercia de la sección:

Iy = 1/12 · t · h3 · 2 + 2 · (1/12 · (b− 2t) · t3 + (b− 2t) · t · ((h− t)/2)2 (122)

Siendo la altura h, ancho b y espeso t de la sección:

h(m) 0.120b(m) 0.120t(m) 0.002

Tabla IV.5.9: Parámetros de la sección del fuselaje

Se obtiene:

Iy = 2.1913 · 10−6 m4 (123)

A partir de la Ecuación 81, se obtiene la tensión máxima en y = h/2 y y = −h/2:

σMax = 1.04 · 106Pa = 1.04 Mpa (124)

Como en los casos anteriores, se considera que el punto más solicitado de la

sección es el más alejado del eje neutro. En ese punto de esta sección, la tensión

cortante es 0.

Por los mismos motivos que para el estudio de la cola, la tensión máxima del fuse-

laje no necesita corregirse.

Para calcular el factor de seguridad, se tiene en cuenta que para el caso del ma-

terial de fuselaje, Menzolit®, no hay diferencia entre la tensión máxima admisible

para tracción y compresión. Así pues se calcula el factor de seguridad:


ANNEX

Fs = 13 MPa/1.04 MPa = 12.5 (125)

El estudio verifica que el fuselaje modificado cumple con el requisito estructural al

tener un factor de seguridad mayor a 1.5.


ANNEX

ANEXO V

ESTUDIO DE LA AVIÓNICA


ANNEX

V.1. Conexión del sistema de potencia

La aviónica de la aeronave se ve altamente modificada debido a la incorporación de

las placas solares. En la aeronave original, las baterías jugaban el papel de fuente

primaria de energía. Sin embargo, ahora son las placas solares la fuente primaria,

mientras que las baterías realizan la función de fuente secundaria almacenando

la energía extra que generan los paneles para utilizar durante las horas de baja, o

nula, irradiación solar.

Figura V.1.1: Diagrama de bloques con las conexiones del sistema de potencia deaeronave modificada

De esta manera, la aeronave requiere un nuevo sistema de potencia que incluya

los paneles solares y un sistema de gestión de energía solar (Figura V.1.1).

En los siguientes apartados se explica el funcionamiento de cada uno de los com-

ponentes.


ANNEX

V.2. Controlador de Velocidad Electrónico

El controlador de velocidad electrónico regula el voltaje de entrada al motor, que es

a la vez, el parámetro del cual depende la velocidad de giro del motor. El principio

de funcionamiento del dispositivo es la PWM , o Modulación por Ancho de Pulsos.

Este método transforma la señalDC que proviene de las fuentes de energía en una

señal periódica de onda cuadrada cuya construcción se basa su ciclo de trabajo,

que se define como:

D = τ/T (126)

Siendo:

· D es el ciclo de trabajo

· τ es el tiempo en que la función es positiva (ancho del pulso)

· T es el período de la función

Figura V.2.1: Esquema de la entrega de potencia de un controlador PWM . Fuente:Apex Microtechnology

De esta manera, y como se puede observar en la Figura V.2.1, variando el ciclo

de trabajo, se cambia el voltaje que recibe la carga, comprendiendo unos valores

entre 0 V cuando D = 0 y V f , el voltaje de las fuentes de energía, cuando D = 1.

El modelo recomendado por el fabricante del motor escogido es el Jeti Advance

Pro 77A. La eficiencia de estos componentes se encuentra en torno al 99.9 % [33].


ANNEX

V.3. Sistema de Gestión de Energía Solar

El componente seleccionado para ser el encargado de la gestión de energía so-

lar es el LT8490 (Figura V.3.1), elaborado por Linear Technology. Este dispositivo

realiza conjuntamente las funciones [15]de dos sistemas que bien podrían ser dos

dispositivos separados, el sistema MPPT y el sistema de gestión de batería.

Figura V.3.1: Esquema simplificado del LT8490. Fuente: Linear Technology

A continuación se explica el funcionamiento de ambos sistemas.

V.3.1. Maximum Power Point Tracker

La principal meta de los paneles fotovoltaicos es la de ser los más eficientes posi-

bles, o dicho de otro modo, aprovechar la mayor cantidad de energía prominente

del Sol posible. Sin embargo, no se puede asegurar la mayor de las eficiencias de

los paneles por sí solo. Esto se debe a que la tensión y corriente de salida de las

células fotovoltaicas son fuertemente dependientes de las condiciones ambienta-

les, es decir, de la radiación solar y la temperatura. La finalidad de un Maximum

Power Point Trackers (MPPT ), es la de controlar que el voltaje y corriente de los

paneles sean lo que producen la máxima potencia en cada condición.

Para llevar a cabo su función, el sistema MPPT debe estar compuesto por un

algoritmo que encuentre el punto de máxima potencia en cada instante (software)

y un convertidor DC-DC (hardware) [6].


ANNEX

El objetivo del convertido DC-DC es el de ajustar el voltaje de la terminal de carga

generando el que le marca el algoritmo en todo momento. El convertidor óptimo

para esta función es uno tipo buck–boost [28][6].

El motivo se encuentra en el hecho de este convertidor, cuya polaridad del voltaje

de salida es inversa al de la entrada, permite variar linealmente el voltaje de salida

desde 0 hasta −∞.

El principio básico de funcionamiento del convertidor buck–boost es el siguiente

[18](Figura V.3.2):

· Durante el estado On, la fuente de entrada de voltaje está directamente co-

nectada al inductor (L). Por lo que se almacena la energía en L a la vez que

se eleva la corriente. En este paso, el condensador proporciona corriente a

la carga de salida.

· Durante el estado Off , el inductor está conectado a la carga de salida y el

condensador, por lo que transfiere a la carga a través de la diodo de L a C y

R, cayendo la corriente del inductor.

Figura V.3.2: Esquema del funcionamiento del convertidor buck-boost. Fuente: Wi-kipedia Commons

Un microcontrolador regula el estado del interruptor. Al igual que sucede con el

controlado PWM , la fracción de tiempo que pasa el interruptor cerrado genera


ANNEX

un ciclo de trabajo, y este a la vez influye en el voltaje de salida de la siguiente

manera:

Vout = Vin ·−D

1−D (127)

En cuanto al algoritmo, existen diversos para un sistema MPPT , pero de los más

extendidos es el de Perturb and Observe (P&O). El algoritmo calcula la potencia

de salida del panel y perturba el ciclo de trabajo del convertidor, aumentándolo o

disminuyéndolo. Después de la perturbación, la potencia de salida del panel se

vuelve a calcular y, si se había aumentado, la perturbación se repite en la misma

dirección, de lo contrario, se invierte.

La eficiencia de este tipo de sistemas puede estar por encima del 97 % [28]. Sin

embargo, se considera el valor de 97 % para los cálculos energéticos.

V.3.2. Gestor de batería

El Battery Management, Gestor de Batería, se encarga de regular la carga y des-

carga de las baterías. Está compuesto por tres bloques [28]:

· Control de carga

· Módulos de baterías

· Convertidor DC-DC

V.3.2.1. Control de carga

El bloque de control de carga está compuesto principalmente por un microcontro-

lador que comprueba el estado de carga de las baterías. A partir del estado de

carga, aumenta o disminuye el voltaje que genera el convertidor DC-DC. También

es el encargado de activar o desactivar los relés que conmutan las baterías para

disponerlas en modo de carga o descarga.

V.3.2.2. Módulos de baterías

El bloque de módulos de baterías está formado por las conexiones de las baterías

en paralelo y una serie de relés que actúan como protectores de las baterías y

permiten pasar de modo de carga a descarga y viceversa.


ANNEX

V.3.2.3. Convertidor DC-DC

El componente principal de este bloque es un convertidor buck-boost cuya función

es similar a la que realiza en el sistema MPPT . En esta ocasión, el voltaje que

debe generar proviene de la información que recoge el microcontrolador. El valor

del voltaje a la salida del convertidor debe ser tal que permita una carga correcta de

la batería. La principal ventaja de su utilización, es que en el caso de que el voltaje

prominente del MPPT sea muy bajo, este convertidor incrementaría el voltaje sin

ningún tipo de problema.

V.3.3. Unidad de conversión de potencia

Adecua el voltaje para el correcto funcionamiento de los sistemas de a bordo. Para

el caso del autopilot, dicho voltaje podría ser regulado por un controlador PWM .


ANNEX

ANEXO VI

ESTUDIO DE LA CARGA DE PAGO


ANNEX

VI.1. Base del estudio

Una vez se ha logrado dotar a la aeronave de autonomía infinita durante el mes

de Diciembre, se plantea el estudio de la incorporación de carga de pago. Como

ya se ha visto durante el desarrollo de la solución, el UAV tiene la energía justa

para alimentar su sistema propulsivo. Ese ha sido el motivo por el cual la solución

encontrada no incorpora parte de la carga de pago inicial, como es la cámara, el

transmisor y el receptor, por ser pesados y consumir demasiada energía.

No obstante, viendo que la aeronave consigue la autonomía infinita con cierto mar-

gen, se valora la posibilidad de albergar carga de pago mediante un estudio de las

prestaciones con carga adicional.

Además, el propósito del estudio es el de intentar colocar una carga de pago que

necesite energía,- como es el caso de una cámara- para aumentar el campo de

aplicaciones de la aeronave modificada.


ANNEX

VI.2. Incorporación de una cámara

Primero de todo se requiere tener en cuenta el consumo de un componente de a

bordo fundamental como es el autopilot, que es de 2.4 W [30]. Conociéndolo, se

analiza la incorporación de una cámara, un transmisor y un receptor que son se-

leccionados por ser ultraligeros y tener un bajo consumo energético (Tabla VI.2.1).

Componente Masa (g) Consumo (W )

optris® PI LightWeight[21] 380 12.3PST1 Transmitter[2] 28 2.4PSR1 Receiver[1] 28 2.4

Tabla VI.2.1: Características de la carga de pago incorporada

La nueva masa de la aeronave seria de:

Masa = 20.571 kg + 0.380 kg + 0.028 kg ·2 = 21.007 kg (128)

Cabe decir que estructuralmente, la incorporación de unos componentes de menos

de 500 g, en conjunto, al fuselaje no supone un problema, pues con si con la carga

de la baterías, de 3 kg de peso, el factor de seguridad es de 12.5, en ningún caso

con los adición de los nuevos componentes sería inferior a 1.5.

Debido a que son componentes que van situados en el fuselaje y más adelantados

que el centro de gravedad, su colocación no supone un problema, pues retrasando

la posición de las batería se puede resituar el centro de gravedad sin requerir más

modificaciones. Aunque cabe decir que en ese caso, sería mejor acortar la longitud

de fuselaje para aligerar peso.

Con la nueva masa de despegue, el consumo de la carga de pago y del autopi-

lot, se realiza un estudio energético [Véase apartado I.6.3] (Figura VI.2.1 y Figura

VI.2.2)


ANNEX

Figura VI.2.1: Balance energético a 100 m con carga de pago

Figura VI.2.2: Balance energético a 1000 m con carga de pago

Debido a que no se logra la autonomía infinita de ninguna manera (Figura VI.2.1 y


ANNEX

Figura VI.2.2), se planea el cálculo de cuantas horas podría mantenerse la carga

de pago operativa a lo largo del día. Por ello se repite el estudio energético pero

considerando únicamente el consumo del autopilot, pues siempre requiere estar

encendido [Véase apartado I.6.3].

Figura VI.2.3: Balance energético a 100 m con autopilot


ANNEX

Figura VI.2.4: Balance energético a 1000 m con autopilot

Los resultados para las alturas límite muestra una energía extra de 50.39 Wh para

1000 m (Figura VI.2.4) y 93.45 Wh para 100 m (Figura VI.2.3).

Teniendo en cuenta que el consumo de los nuevos componentes (Tabla VI.2.1), se

obtiene la cantidad de horas que pueden operar a lo largo de un día:

A 100 m:

Nhoras = 93.45Wh/(12.3W+2.4W+2.4W ) = 5.465 horas = 5 horas y 28minutos

A 1000m:

Nhoras = 50.39Wh/(12.3W+2.4W+2.4W ) = 2.947 horas = 2 horas y 57minutos

De esta manera se verifica que es posible albergar carga de pago, pero durante un

tiempo limitado durante el mes de Diciembre.


ANNEX

ANEXO VII

ESTUDIO ECONÓMICO


ANNEX

VII.1. Análisis de costes del UAV modificado

VII.1.1. Consideraciones

· Debido a que la aeronave modificada conserva los materiales originales, se

considera el mismo coste unitario de la materia prima que el del UAV original.

· Los cálculos de superficie necesaria de cada material se realizan según las

superficies de la solución final. En el caso de la fibra de carbono, se tiene en

cuenta que la superficie del ala está formada por 4 capas, mientras que las

barras y los largueros por 8.

· Se considera un factor de seguridad de 1.2 en el cálculo del coste de los

materiales debido a las posibles pérdidas del material.

· El fabricante del transmisor y del receptor seleccionados para el UAV modifi-

cado no facilita los precios de los componentes. Por ese motivo, se considera

el coste del transmisor y receptor de la aeronave original.

· Tanto el autopilot como la estación de control se conservan respecto la aero-

nave original. Por consiguiente, se aplica el mismo coste para el UAV modifi-

cado.

VII.1.2. Estimación del material del UAV modificado

Fibra de carbonoPrecio Unitario Superficies111 C/m2 Ala 8.857 m2

Largueros 0.921 m2

Barras 0.317 m2

Coste total6038.54 C

Tabla VII.1.1: Cálculos de fibra de carbono

PoliésterPrecio Unitario Superficies1 C/m2 Fuselaje 0.369 m2

Estabilizador vertical 0.443 m2

Estabilizador horizontal 0.332 m2

Coste total1.37 C

Tabla VII.1.2: Cálculos de poliéster


ANNEX

VII.1.3. Estimación de los costes de las fuentes de energía

Debido a que el fabricante que elabora las células fotovoltaicas seleccionadas no

facilita el coste de su producto, se lleva a cabo una estimación de su coste. A

partir de un estudio que calcula los coste de producción comercial de células de

GaAs[14],- misma tecnología que la de Alta Devices-, se evalúan los costes con un

factor de seguridad de 2.

Para el cálculo de la potencia producida por los paneles, se estima como el produc-

to entre el número de células totales, 4540, por la potencia generada por cada cel-

da en condiciones estándar, 25 C y 1000 W/m2 de irradiación solar, 246.5 mW [4].

Células fotovoltaicasPrecio Unitario Potencia2.57 C/W 1119.11 W

Coste total2880.59 C

Tabla VII.1.3: Coste de las células fotovoltaicas

Para estimar el precio de las baterías, debido a que se encuentran en fase de

desarrollo, se tiene en cuenta las predicciones realizas a cerca de la tecnología

Li-S. Se espera que tengan un coste incluso menor que las de Li-ion [8]. De esta

manera, se considera que el precio será el mismo que el de una batería de voltaje

similar.1

BateríasPrecio Unitario Cantidad72 C/u 40Coste total2880 C

Tabla VII.1.4: Coste de baterías

VII.1.4. Presupuesto del UAV modificado

A partir de las estimaciones anteriores, los componentes que se mantiene respecto

el original, y teniendo en cuenta los precios de los distintos componentes terciarios

introducidos (motor2, hélice3, Sistema de Gestión de Energía Solar4 y la cámara5),1Fuente:http://www.batteryspace.com/li-ion-18650-battery-18-5v-2600mah-48-1wh-7-0a-rate-

battery-pack—-un38-3-passed.aspx2Fuente:http://www.effektmodell.de/index.php?main_page=product_info&products_id=9770&language=en3Fuente:https://www.apcprop.com/ProductDetails.asp?ProductCode=LP20018 %28F1-GT %294Fuente:http://www.linear.com/product/LT84905Fuente:http://www.optris.com/product-configurator-pi-lightweight


ANNEX

se obtiene una estimación del coste del UAV modificado.

Ítem Coste (e)Fibra de carbono (M21/41 Prepreg) 6039Poliéster 1Materiales 6040Motor 209Hélice 24Baterías 2880Células fotovoltaicas 2881Propulsión 5994Sistema de Gestión de Energía Solar 16Transmisor y receptor 88Cámara 4900Autopiloto 3900Sistemas 8904Estación de control 6900TOTAL 27900

Tabla VII.1.5: Coste del UAV modificado


ANNEX

VII.2. Estudio de mercado

En el panorama actual del mercado de los UAV solares, se pueden observar dos

tipos de aeronave bien diferenciadas, tanto en aplicaciones, como en precio.

En primer lugar, se encuentran los UAV solares de pequeñas dimensiones y bajo

peso, menos de 25 kg, cuyos campos de aplicación son similares a los de la aero-

nave de este estudio. Se caracterizan por tener una mayor autonomía frente a UAV

convencionales y un precio no superior a los 400000 e(Tabla VII.2.1).

Por otro lado, están los UAV solares de gran altitud, los cuales se encuentran en

fase de desarrollo y son de gran interés debido a su competitividad frente a los

satélites en el campo de las telecomunicaciones. No obstante, el precio de este

tipo de aeronave supera el millón de euros.

Así pues, se decide buscar precios de venta de aeronaves solares de una masa

menor a 25 kg, debido a tener una mayor similitud con el UAV modificado obtenido

durante este estudio.

Silent Falcon ($)[11] 250000-300000RQ-20A Puma AE® ($)[35] 250000

Tabla VII.2.1: Precio de venta de aeronaves similares

Las aeronaves que se toman como ejemplo para llevar a cabo la comparación son

el Silent Falcon y el RQ-20A Puma AE®. Cabe decir, que aunque logran un gran

autonomía, ninguna de las dos obtiene la autonomía infinita [31][25].


ANNEX

ANEXO VIII

IMPACTO AMBIENTAL


ANNEX

Debido a que el UAV modificado cuenta con un sistema de propulsión eléctrica

alimentado por paneles fotovoltaicos, la aeronave no emitiría ningún tipo de gas

contaminante para la atmósfera.

Gracias a su capacidad para realizar vuelos ininterrumpidos, podría permanecer

volando durante días, semanas y meses generando 0 kg de CO2 . Asimismo, no se

generaría ningún tipo de residuo sólido, pues posee una batería recargable, esto

es, es posible su reutilización. Por lo tanto, éstos serían algunos de los grandes

beneficios a obtener mediante las modificaciones realizadas.

Por otro lado, uno de los campos de aplicación posibles para este UAV sería el

de apoyo aéreo durante las campañas de extinción de incendios. Por ello, podría

evitar la propagación de fuegos, así como también sería de gran ayuda a la ho-

ra de extinguirlos. Cada fuego extinguido significa una importante disminución de

pérdidas de flora y fauna en el terreno; es decir, conllevaría un beneficio extra pa-

ra el ecosistema, puesto que además de no perjudicarlo, también contribuiría a

protegerlo.

Otro de los beneficios del sistema de propulsión eléctrico es que el motor produce

unos niveles de contaminación acústica menores a los que produciría un motor de

combustión. Además, gracias a la alta eficiencia de la aeronave, las revoluciones a

las que debe girar la hélice para llevar a cabo el vuelo son muy bajas, favoreciendo

así la reducción del ruido.


ANNEX

ANEXO IX

PLANIFICACIÓN


ANNEX

IX.1. Calendario de planificación inicial

1. Estudio previo

a) Estudio del estado del arte: Identificación de los principales UAVs que

se encuentran en el mercado, así como la tecnología en que se basan.

b) Definición de los requisitos: Definición de los requisitos del proyecto a

partir del estado del arte, la normativa y los requerimientos iniciales.

2. Hipótesis inicial

a) Cálculos energéticos previos: Estimaciones preliminares de superficies

de células fotoeléctricas necesarias para obtener autonomía infinita. Cálcu-

los preliminares de sistemas de propulsión eléctrica.

b) Identificación de problemas: A partir de los cálculos energéticos previos

encontrar los factores limitantes en el diseño del UAV para cumplir los

requisitos.

3. Selección de UAV

a) Elección de candidatos: Elección de varios UAVs candidatos para ser

modificados durante el proyecto.

b) Valoración de los candidatos: Mediante los factores limitantes identifica-

dos, realizar una valoración de los candidatos y seleccionar el modelo

más adecuado.

4. Desarrollo de la solución

a) Definición de las modificaciones: Realización de cálculos energéticos

para el UAV seleccionado. Identificación de las modificaciones necesa-

rias para obtener autonomía infinita y cumplir con los requisitos.

b) Características de las modificaciones: Elaboración de las modificacio-

nes que se realizaran en el UAV seleccionado para el cumplimiento de

los requisitos y alcanzar el objetivo.

5. Análisis de las propuestas:

a) Estudio aerodinámico: Análisis computacional de los parámetros aero-

dinámicos modificados en el UAV.

b) Estudio del sistema propulsivo: Análisis de los componentes del sistema

de propulsión eléctrico instalado.


ANNEX

c) Estudio de la aviónica: Estudio de las modificaciones en la aviónica de

la aeronave.

d) Estudio estructural: Análisis estructural de las partes modificadas.

e) Estudio de la capacidad de albergar carga de pago: Valoración de la

posibilidad de albergar carga de pago. Realización de un estudio de las

prestaciones con carga.

6. Decisión final

a) Valoración de las soluciones encontradas: Análisis comparativo de las

diferentes modificaciones estudiadas a lo largo del proyecto. Conclusión

final del trabajo.

b) Estudio económico: Elaboración de un presupuesto y un análisis de cos-

tes.

c) Revisión de documentos escritos: Control de calidad de todos los docu-

mentos escritos realizados durante el proyecto.


ANNEX

IX.1.1. Tabla de tareas

Código Tarea Duración(horas)

Predecesoras

EP Estudio previo 26EP1 Estudio del estado del arte 13EP2 Definición de requisitos 13HI Hipótesis inicial 26 EP

HI1 Cálculos energéticos previos 14 EPHI2 Identificación de problemas 12 HI1SU Selección de UAV 28 HI

SU1 Elección de candidatos 18 HISU2 Valoración de los candidatos 10 SU1DS Desarrollo de la solución 68 SU

DS1 Definición de las modificaciones 34 SUDS2 Características de las modificaciones 34 DS1AP Análisis de las propuestas 110 DSAP1 Estudio aerodinámico 15 DSAP2 Estudio del sistema propulsivo 50 AP1AP3 Estudio de la aviónica 20 AP2AP4 Estudio estructural 10 AP3AP5 Estudio de la capacidad de

albergar carga de pago15 AP4

DF Decisión final 42DF1 Valoración de las soluciones

encontradas8 AP

DF2 Estudio económico 14DF3 Revisión de documentos

escritos20 AP;DF2

El cómputo inicial de total de horas es de 300.


ANNEX

IX.1.2. Diagrama de Gantt


ANNEX

IX.2. Desarrollo del trabajo

A continuación, se presenta la tabla de tareas y el diagrama de Gantt que ha sido

desarrollado durante el trabajo. Debido al gran número de modificaciones introdu-

cidas en la aeronave seleccionada, el cómputo total de horas aumenta hasta las

470 horas.

IX.2.1. Tabla de tareas

Código Tarea Duración(horas)

Predecesoras

EP Estudio previo 30EP1 Estudio del estado del arte 15EP2 Definición de requisitos 15HI Hipótesis inicial 35 EP

HI1 Cálculos energéticos previos 25 EPHI2 Identificación de problemas 10 HI1SU Selección de UAV 32 HI

SU1 Elección de candidatos 8 HISU2 Valoración de los candidatos 24 SU1DS Desarrollo de la solución 62 SU

DS1 Definición de las modificaciones 14 SUDS2 Características de las modificaciones 48 DS1AP Análisis de las propuestas 244 DSAP1 Estudio aerodinámico 70 DSAP2 Estudio del sistema propulsivo 80 DSAP3 Estudio de la aviónica 34 DSAP4 Estudio estructural 45 DSAP5 Estudio de la capacidad de

albergar carga de pago15 AP1;AP2;AP3;AP4

DF Decisión final 67 APDF1 Valoración de las soluciones

encontradas25 AP

DF2 Estudio económico 12 APDF3 Revisión de documentos

escritos30 DF1;DF2

El cómputo total de horas es de 470.


ANNEX

IX.2.2. Diagrama de Gantt


ANNEX

Referencias

[1] Advanced Microwave Products. PSR1 Video / Audio / Data Receiver - Speci-

fications.

[2] Advanced Microwave Products. PST1 PCB Video / Audio / Data Transmitter -

Specifications.

[3] Agencia Estatal de Meterología. RESUMEN MENSUAL DE LA RADIACIÓN

SOLAR. 2013.

[4] Alta Devices. Single Cell Alta Devices produces the highest performance sin-

gle junction solar cells available on the market . page 94085, 2014.

[5] Centre Tecnològic de Transferència de Calor (CTTC-UPC). FORMULAE FOR

THE RESOLUTION OF FLUID DYNAMICS AND HEAT AND MASS TRANS-

FER PROBLEMS. pages 1–26, 2014.

[6] Roberto Francisco Coelho and Denizar Cruz Martins. An Optimized Maximum

Power Point Tracking Method Based on PV Surface Temperature Measure-

ment. Intech, page 26, 2012.

[7] Hexcel Corporation. HexPly Prepreg Technology. Hexcel Registered Trade-

mark, page 28, 2013.

[8] Ivan Cowie. All About Batteries, Part 11: Lithium Sulfur (LiS). EE TImes, 2014.

[9] Copyright a Deperrois. About XFLR5 calculations and experimental measure-

ments The experiment - General comments. (October), 2009.

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titulació n - upcommons.upc.edu

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