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Diseño conceptual de un UAVBernal Ortega CarlosDe Augusto Gil, José LuisLópez Teruel, Pedro

Martín Cañal, AdriánPérez Alcaraz, DanielSamblás Carrasco, Francisco Ventura

Diseño conceptual de un uav

DiseñoAerodinámicaEstabilidad y controlActuacionesEstructuras

Indice

DISEÑO

Consideraciones generales del diseño

Consideraciones generales del diseñoMedidas

AERODINÁMICA

AerodinámicaConfiguración geométrica

Superficie alar: 1.088 m2

Alargamiento: 8.272

Cuerda raíz: 0.4m

Cuerda punta:0 .24m

Cuerda media: 0.3698m

Perfil: NACA 4415

Estrechamiento:De 0m a 0.8m: 1

De 0.8m a 1.5m: 0.6

1500

800

400

185,

7194,2

9

180

240

13°

300

75

150 150

400

130

AerodinámicaConfiguración geométrica cola

Superficie estabiliz horiz:. 0.1603 m2

Superficie estabiliz vert.: 0.07637 m2

Alargamiento horiz.:2.094

Alargamiento vert.: 2.2457

Cuerda raíz: 0.2673m (ambas)

Cuerda punta vertical: 0 .114m

Cuerda media vertical: 0.2011m

Perfil: NACA 0012 (ambas)

Estrechamiento vertical: 0.4286

114,59

400

267,3

267,3

89,1

600

500

37,6

5

344,

7 4

89,1

AerodinámicaPerfiles

NACA 0012

Perfil simétrico, ideal para superficies de control

Facilidad de construcción y abundante documentación

Perdida controlada

αmax≈12º

CLmax≈1.224

NACA 4415• Poca curvatura, poco momento,

bajo Clmax• Facilidad de construcción y

abundante documentación• Pérdida localizada y controlada• αmax≈14º• CLmax≈1.847

AerodinámicaResultados ala

Uso de “Vortex Lattice” para aproximación inicial

Obtención numérica de curva de sustentación y resistencia parásita

Configuración sucia: sumada la parásita debida a flap -> “Build up method”

Pendiente curva sustentación: 4.755 rad-1

αmax,ala≈15º

Clmax,ala limpia≈1.6623

Clmax,ala sucia≈ 1.8023

αcruise ≈ 4.5º

00.2

0.4 -1.5

-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

-0.06-0.04-0.0200.02

Wing y-coordinate

3-D Wing configuration

Wing x-coordinate

Win

g z-

coor

dina

te

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.60

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

0.14

CL

CD

Polar del ala

Configuración limpiaConfiguración sucia

AerodinámicaAvión completo (I)

Uso de CFD para obtener polar completaSólo configuración limpiaAoA definido como ángulo entre corriente y eje X avión

Modelo especificamente preparado para CFD (sin motor, sin hélice, sólo una mitad, inclusión volumen control)Mallado diferencial – más detalle donde hace falta

Polar del avión completa – Alta resistencia parásitaDebido a desprendimientos prematuros – necesario carenados ruedasPosible efecto beneficioso de la hélice no tenido en cuentaParecido en cuanto a comportamiento con estimación usando Vortex Lattice

0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 20

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

Comparación polar avión vs. polar ala, CFD, y polar completa estimación

Cl

Cd

Polar aviónPolar alaPolar estimación limpioPolar estimación sucio

AerodinámicaAvión completo (II)

AerodinámicaAvión completo (III)

AerodinámicaAvión completo (IV)

0 5 10 15 200

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

1.8

2Comparación curva sustentación de avión (CFD y estimado) vs. ala

Ángulo de ataque (eje X avión frente a corriente), grados

Cl

Curva sustentación aviónCurva sustentación alaCurva sustentación avión estimada,limpioCurva sustentación avión estimada, sucio

0 5 10 150

1

2

3

4

5

6

7

8Eficiencia aerodinámica, CFD

Ángulo de ataque (eje X avión frente a corriente), grados

Efic

ienc

ia

AerodinámicaAvión completo (V)

Característica de la pérdida

Curva de sustentación del avión plana cerca de la pérdida

Desprendimiento prematuro de la corriente cerca de los tail-booms -> pérdida de eficiencia de Flaps

Alerones operativos a AoA altos.

¿Qué ocurre con el estabilizador horizontal?

Estabilidad estática y control longitudinal

ESTABILIDAD Y CONTROL

EstabilidadEstabilidad y control longitudinal> Configuración del avión

Configuración Pusher afecta a la estabilidad

EstabilidadEstabilidad y control longitudinal> Configuración del avión

Eficiencia perturbada Eficiencia no perturbada1,133 0,9

Modelo de efectividad de la héliceHelicóptero en vuelo axial de avance

Cmcg vs. trimado

α δ Incidencia cola Incidencia ala

2,56 0 -3,5 2

Cmcg vs. velocidad

Trimado vs. carga de combustible

Diagramas de carga del avión

Estabilidad estática lateral-direccional


EstabilidadEstabilidad estática lateral-direccional > Derivadas de estabilidad

EstabilidadEstabilidad estática lateral-direccional > Trimado en condición límite

Trimado para condición límite β=15

Efecto configuración pusher sobre el timón es desestabilizador pero muy pequeño

Viento cruzado Alabeo Deflexión alerón Deflexión timón

Trimado para viento cruzado

60 80 100 120 140-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

velocidad

δ a

-15-12

-9-6

-30

36

912

15

tr imado del alerón vs. viento cruzado

60 80 100 120 140-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

30

velocidad

δ r

-15-12

-9-6

-30

36

912

15

tr imado del timón vs. viento cruzado

Trimado para viento cruzado

60 80 100 120 140-15

-10

-5

0

5

10

15

velocidad

alab

eo

-15

-12-9

-6-3

03

69

1215

alabeo vs. viento cruzado

Mejora de la estabilidad

Viento cruzado

Sa=100% Sa=60% Sa=40%

• Rudder

• Elevador

EstabilidadEstabilidad estática lateral-direccional > Trimado para viento cruzado

Estabilidad dinámica longitudinal


EstabilidadEstabilidad dinámica longitudinal> Corto periodo

Modo oscilatorio

Corto periodo

Muy amortiguado

3-5 segundos

Estable

0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 50

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

0.14

0.16

0.18

Tiempo (s)

Alfa

(rad

)

Respuesta del ángulo de ataque frente a una deflexión del elevador de -5º

0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 50

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4

4.5x 10-3 Respuesta de la velocidad angular adimensional q frente a una deflexión del elevador de -5º

q ad

imen

sion

al

Tiempo (s)

EstabilidadEstabilidad dinámica longitudinal> Fugoide

Modo oscilatorio

Largo periodo

Poco amortiguado

100 segundos

Estable

Visible en θ y u (velocidad adimensional)

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100-1.6

-1.4

-1.2

-1

-0.8

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2Respuesta de la velocidad u adimensional frente a una deflexión del elevador de -5º

u ad

imen

sion

al

Tiempo (s)

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100-1

-0.5

0

0.5

1

1.5Respuesta del ángulo teta frente a una deflexión del elevador de -5º

teta

(rad

)

Tiempo (s)

Los ángulos de ataque al deflectar el timón en el trimado estático deben ser iguales a la convergencia de las gráficas en la dinámica

Efectivamente se cumple con un error pequeño

0 50 100 150 200 250 300 350 4000

2

4

6

8

10

12Respuesta del ángulo alfa frente a una deflexión del elevador de -5º

Alfa

(gra

dos)

Tiempo (s)

EstabilidadEstabilidad dinámica longitudinal> Comprobación estática-dinámica

Estabilidad dinámica lateral


Autovalores

Modelo de Simulink

beta

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.01

-0.005

0

0.005

0.01

0.015

0.02

0.025Valor de beta en función del tiempo

Tiempo (s)

beta

(gra

dos)

Perturbación timón colaPerturbación alerón

p

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.01

-0.005

0

0.005

0.01

0.015

0.02

0.025Valor de p adimendional en función del tiempo

Tiempo (s)

p (g

rado

s/s)


r

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.04

-0.03

-0.02

-0.01

0

0.01

0.02

0.03Valor de r en función del tiempo

Tiempo (s)

r (gr

ados

/s)


phi

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-2

0

2

4

6

8

10x 10-3 Valor de fi en función del tiempo

Tiempo (s)

fi (g

rado

s)


ACTUACIONES

DIMENSIONADO INICIAL

100 150 200 250 300 3500.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

0.45

0.5

0.55Limitaciones

W0/S

Tsl/W

0Crucero 90km/hCrucero Máx autonomíaCrucero 130km/hPérdida sin flapsPérdida con flapsdespegue sin flapsdespegue con flapsascenso máx ánguloascenso máx R/CViraje máx autnomíaViraje 90km/h

3.7 BHP at 9,000 RPM

26.23cc (1.60 cu in)

Prop 17x10-13 “

0 10 20 30 40 50 600

50

100

150

200

250T vs Ve para diferentes pesos

Ve [m/s]

T [N

]

0 10 20 30 40 50 600

1

2

3

4

5

6Pn vs Ve para diferentes W

Ve[m/s]

Pn[h

p]

0 10 20 30 40 50 600

5

10

15

20

25Pn vs Ve para diferentes alturas

Ve[m/s]

Pn[h

p]

TECHO AERONAVE 2300m

Velocidad máx. Crucero 39 m/s

Distancia de depegue flaps 0º : 183 mVelocidad final: 19.03 m/sTiempo despegue: 14 sConsumo combustible: 15 gramos

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 2000

5

10

15

20

25

30

Distancia [m]

h [m

]

Distancia despegue

0 50 100 150 200 2500

2

4

6

8

10

12

14

16

distancia [m]

h [m

]

Distancia de despegue con flaps

ACTUACIONES

15 20 25 30 35 40 45 50-2000-1800-1600-1400-1200-1000-800-600-400-200

0Régimen de descenso

Ve[m/s]

R/C

[fpm

]

15 20 25 30 35 40 45 50-22

-20

-18

-16

-14

-12

-10

-8Gradiente de descenso

Ve[m/s]

grad

ient

e [%

]

0 10 20 30 40 50 60-1500

-1000

-500

0

500

1000

1500Rate of climb para diferentes pesos y h=0

Ve[m/s]

R/C

[fpm

]

0 10 20 30 40 50 60-120

-100

-80

-60

-40

-20

0

20Gradiente de subida para diferentes pesos y h=0

Ve[m/s]

grad

ient

e[%

]

R/C máx 1125 fpmVel. Máx R/C 31 m/s

R/D min -354 fpmVel. Mín R/D 18 m/s

Gradiente máx 20% Vel. Máx Grad 28 m/s

Gradiente mín -8.5 %Vel. Mín Grad. 24 m/s

Distancia aterrizaje (40º flaps): 306 mTiempo aterrizaje: 22.3 sCombustible consumido 2.5 gramosRodadura en pista: 64.5 m

0 50 100 150 200 2500

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

Distancia [m]

h [m

]

Aterrizaje

S [m2] -10% 0.988 +10%

R/C máx.[m/min] 351 (-2%) 358.6 334 (-7%)

Gradiente máx [%]. 19.5 (-7%) 20.9 19.62 (-7%)

V. Máx. [m/s] 40.6 (+4%) 39.28 37.9 (-3.5%)

TOR [m] 88.48 (-10%) 79.63 72.39 (10%)

VARIACIÓN % (-3.75%) - (-1.85%)

Estudio actuaciones en función de la superficie alar

Estudio parámetros decontrol óptimos

15 20 25 30 35 400.55

0.60.65

0.7

0.75

0.8

0.850.9

0.95

1

m/s

Pos.

pal

anca

VTAS vs Palanca

15 20 25 30 35 400.25

0.3

0.35

0.4

0.45

0.5

0.55

0.6

0.65

m/s

h

VTAS vs Autonomía

km

Vel. Máx. Autonomía 23 m/s 15 20 25 30 35 4010

15

20

25

30

35

40

45

50

55

m/s

VTAS vs Alcance

Vel. Máx. Alcance 26 m/s

Análisis de la misión

Operación Masa fuel consumido (gramos)

Fracciones de peso

Tiempo (s)

TOTAL 790 0.966 43.7 min

0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5x 104

0

100

200

300

400

500

600

SVLdistancia[m]

altu

ra[m

]

0 500 1000 1500 2000

22.3

22.4

22.5

22.6

22.7

22.8

22.9

tiempo[s]

mas

a[kg

]

Evolución de la masa a lo largo de la misión

Alcance en configuración estándar (1.5kg) 147kmAlcance con depósitos extras (9.5kg fuel) 1131km

0 2 4 6 8 10 12

x 105

10

15

20

25

Alcance [m]

mas

a [k

g]

Alcance

MTOWMZFWAlcance

OEW

V. maniobra 24m/sV. crucero 25m/sV. Máx crucero 38m/sVMO 44m/s

Factor de carga+ 2.5- 1.6

ESTRUCTURAS

Modelado en CAD CATIA V5 R17Pesos en Vacío

Centro de Gravedad

Definición de las necesidades estructurales debido a las cargas

Actividades realizadas

Estudio detallado de la Estructura

Morro 0.585 kgCuerpo 2.103 kgSemiala 1.649 kgAlerón 0.086 kgFlap 0.081 kgCola 0.549 kgElevador horizontal 0.031 kgTail-Boom 1.346 kgMotor 1.719 kgHélice 0.062 kgCarga de pago 10 kgTanque de combustible 2 kgTren de aterrizaje 1.212 kgServos 0.551 kgPegamento y otras uniones 2 kg

EstructurasMasa total de la aeronave

Masa total 25.79 kg

Morro/ 0.585 KgCuadernas, costillas y suelo (Material/balsa)

Revestimiento (Material/balsa)

Estructuras > Morro

Estructuras

•Máximas tensiones: 2,1 Mpa•Máximos desplazamientos: 0,3 mm

Morro sobredimensionadoPosibilidad de optimizarlo

Cuerpo/ 2.103 KgCostillas, cuadernas, paredes laterales y suelo (Material/balsa)

Firewall (Material/contrachapado)


Estructuras > Cuerpo

Estructuras

Semiala/ 1.649 KgCostillas, largueros, sujeción tail-boom (Material/balsa,contrachapado)


Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Semiala

Alerón/ 0.086 KgCostillas(Material/balsa)


Flap/ 0.081 KgCostillas (Material/balsa)


•Máximos desplazamientos: 2,19 cm•Máximas tensiones: 76,7 Mpa•Posibilidad de optimización

Hipósis de carga y condiciones de contorno empleadas muy

desfavorables

Tail-boom/ 1.346 Kg (Material/Fibra de Carbono)Cola

Estabilizador horizontal/ 0.311 KgCostillas, largueros (Material/balsa, contrachapado)Revestimiento (Material/balsa)

Elevador/ 0.031 KgCostillas (Material/balsa)


Estabilizador vertical/ 0.119 KgCostillas, largueros (Material/balsa, contrachapado)Revestimiento (Material/balsa)

Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Cola

Tren de aterrizaje Tren de morro/ 0.406 Kg

Neumático (Material/caucho)Llanta y Cogida (Material/aluminio)

Tren trasero/ 0.806 KgNeumático (Material/caucho)Llanta y Cogida (Material/aluminio)

Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Tren de aterrizaje

Esfuerzos:

W= 25.79 Kg. n = 2

1) Contacto del tren principal. R = 506 N

2) Todas las ruedas en tierra. R1 = 144.93 N ; R2 = 259.87 N

Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Tren de aterrizaje

Motor/ 1.206 Kg (Material/aluminio)Bancada de motor/ 0.513 Kg (Material/aluminio)

Hélice/ 0.062 Kg (Material/fibra de carbono)

Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Motor y hélice

Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Otros componentes y consideraciones finales

• Carga de pago/ 10 kg• Depósito de combustible/ 2 kg• 7 Servos de alto torque/ 551,2 g• Pegamento y otras uniones/ ~2 kg

Centro de Gravedad =[1084.511 , 1.112 , 20.052 ] (milímetros)Centro de Gravedad =[1084.511 , 1.112 , 20.052 ] (milímetros)

Diseño conceptual de un UAVEstructuras > Otros componentes y consideraciones finales

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