ANÁLISIS AERODINÁMICO Y ESTRUCTURAL DE UNA AERONAVE UAV “TLÁLOC II” EN MATERIALES

COMPUESTOS

Gonzalo Anzaldo Muñoz, gonzzo2012@hotmail.com

Aeronave no tripulada Tláloc II

Introducción Gracias a la tecnología de la automatización y la rápida evolución de la tecnología de circuitos integrados, las aeronaves UAV se han vuelto una opción viable para una gran variedad de misiones, ya que este tipo de aeronaves son de un costo bajo a comparación a las aeronaves tradicionales de reconocimiento y lo más importante no exponen vidas humanas ya que el avión es controlado por una computadora.

Geometría de la aeronave

Elemento Características

Ala Semi monocoque con 7 costillas, una viga principal y dos atiezadores

Canard Semi monocoque con 5 costillas y una viga principal

Fuselaje Conformado por 8 costillas en forma de C.

Detalle del ala

Método «cutcell» • Resultados más precisos del flujo que se pretende analizar. • Emplea elementos mixtos, que tienen la finalidad de conformar la geometría de

manera más precisa • Tiene la ventaja de generar capas de inflación para capturar de manera más exacta

los efectos viscosos originados en las fronteras de la geometría. • Con este método de mallado logramos una convergencia más rápida y a la vez

precisa

Detalle de la malla empleada para los análisis en ANSYS

Fluent

Modelo de turbulencia Spalart-Allmaras

Este modelo de turbulencia nos ofrece las siguientes ventajas: • Eficacia numérica y robustez. • Modelo eficaz para bajos números de Reynolds. • Funciona bien para la definición de capa límite (sobre

todo en el análisis de perfiles aerodinámicos). • Fue diseñado para aplicaciones aeroespaciales en la

década de los 90´s.

Resultados obtenidos

-2

-1

0

1

2

3

4

5

0.00E+00 5.00E-02 1.00E-01 1.50E-01 2.00E-01 2.50E-01 3.00E-01 3.50E-01

Cl

Cd

Polar del avión Tláloc II

Distribución de presiones sobre la aeronave para un ángulo de 0° V=55.55 m/s

Contornos de velocidad para el fuselaje de la aeronave para un ángulo de 0°

Vectores de velocidad para el fuselaje a un ángulo de 0°

Líneas de corriente para un ángulo de -3°

Módulo F.S.I. (Interacción fluido-estructura)

Esta herramienta utilizada en ANSYS nos permite utilizar los resultados obtenidos en Fluent para realizar análisis estáticos de la geometría, además de que nos permite considerar los efectos aerodinámicos sobre las estructuras que componen la aeronave.

Materiales compuestos

Propiedades de los materiales a usar Fibra de carbono Fibra de vidrio

Densidad (kg/m3) 1750 2520 Módulo de Young (Pa) 2.2e11 6.89e10

Relación de Poisson 0.25 0.276 Módulo al corte (Pa) 8.8e10 2.6998e10

Los materiales compuestos poseen elevadas propiedades mecánicas: buena resistencia a la tracción, flexión, cortadura e impacto, pero además presentan un excelente comportamiento ante la corrosión provocada por agentes químicos o atmosféricos.

Componentes de la gravedad

Componente X 0 m/s²

Componente Y 0 m/s²

Componente Z -9.8066 m/s²

Para los análisis estáticos se hizo uso de los efectos de la

gravedad

Análisis estáticos

Vectores de presión importados a través del módulo F.S.I.

Condiciones de frontera empleadas en los análisis estáticos

Resultados obtenidos

Ángulo Deformación

(m) Lugar -9 0.60782 Estructura del ala -6 0.33276 Estructura del ala -3 0.11688 Estructura del ala 0 9.53E-02 Estructura del canard 3 0.19679 Estructura del ala 6 0.41592 Estructura del ala 9 0.5764 Estructura del ala

00.10.20.30.40.50.60.7

-10 -5 0 5 10

Defo

rmac

ión

(m)

Ángulo de ataque (°)

Deformación v.s Ángulo de ataque

Deformaciones para la aeronave para un ángulo de ataque de 0°

Esfuerzos de Von Mises Ángulo σ max (Pa) Lugar

-9 3.58E+09 Estructura del ala -6 3.15E+09 Estructura del ala -3 1.95E+09 Estructura del canard 0 1.14E+09 Estructura del canard 3 1.16E+09 Estructura del ala 6 2.35E+09 Estructura del ala 9 3.15E+09 Estructura del ala

0.00E+00

5.00E+08

1.00E+09

1.50E+09

2.00E+09

2.50E+09

3.00E+09

3.50E+09

4.00E+09

-10 -5 0 5 10

σ m

áx (P

a)

Ángulo de ataque (°)

σ máx v.s Ángulo de ataque

Esfuerzos de Von Mises originados en el empotre entre el fuselaje y la estructura

del ala para un ángulo de 3°

Esfuerzos cortantes Ángulo E.C. Lugar

-9 7.62E+08 Estructura del ala -6 4.19E+08 Estructura del ala -3 1.64E+08 Estructura del ala 0 1.68E+08 Estructura del canard 3 3.16E+08 Estructura del ala 6 6.82E+08 Estructura del ala 9 9.67E+08 Estructura del ala

0.00E+00

2.00E+08

4.00E+08

6.00E+08

8.00E+08

1.00E+09

1.20E+09

-10 -5 0 5 10

τ máx

(Pa)

Ángulo de ataque (°)

τ máx v.s Ángulo de ataque

Ubicación de los esfuerzos al corte máximos en la viga del ala

Superficies de control (2D) Un dispositivo hipersustentador es un ingenio aerodinámico diseñado para aumentar la sustentación, en determinadas fases del vuelo de una aeronave. Su fin es aumentar la cuerda aerodinámica y la curvatura del perfil alar, modificando la geometría del perfil de tal modo que la velocidad de entrada en pérdida durante fases concretas del vuelo, como el aterrizaje o el despegue se reduzca de modo significativo, permitiendo un vuelo más lento que el de crucero.

Análisis en ANSYS Fluent Para ambos casos (perfil con superficie de control y sin superficie), se utilizó una malla del tipo estructurada con elementos cuadriláteros:

Malla estructurada: perfil sin flap Malla estructurada: perfil con flap

Resultados

Distribución de velocidades para un ángulo de 6° y flap a un ángulo de

20°

Distribución de velocidades para un ángulo de 6°

Comparativa entre perfiles

5.00E-01

6.00E-01

7.00E-01

8.00E-01

9.00E-01

1.00E+00

1.10E+00

1.20E+00

-1 1 3 5 7 9 11 13

Cl

α

Cl v.s α

S/ flap

flap a 20°

Análisis en materiales compuestos

Notación empleada en un apilado de capas de materiales compuestos

Ley de Hooke generalizada y aplicada para materiales compuestos

Geometría del ala

Piel del ala de la aeronave a analizar en materiales compuestos

Estratificado utilizado para la piel del ala; se utilizaron en total 4

capas con diferente orientación de las fibras para cada una.

Características del estratificado

Número de capa Orientación Espesor (m)

1 0 0.001

2 45 0.002

3 -45 0.002

4 0 0.001

Malla utilizada en los análisis realizados en ANSYS APDL

Resultados obtenidos Carga (Pa) Deformación

(m) σ Von Misses

(Pa)

100 0.001713 814725 300 0.005139 0.244E7 600 0.010279 0.489E7 900 0.015418 0.773E7

1200 0.020557 0.978e7 1500 0.025696 0.122E8 2000 0.034262 0.163E8 3000 0.051393 0.244E8 4000 0.068524 0.326E8 8000 0.137047 0.652E8

12000 0.205571 0.978E8 16000 0.274094 0.130E9 20000 0.342618 0.163E9

Deformaciones para 100 Pa

Esfuerzos para 100 Pa

Análisis modal El objetivo del análisis modal en la mecánica estructural es determinar las frecuencias naturales y modos de vibrar de un objeto o estructura durante vibración libre. Es común utilizar el Método de los elementos finitos (MEF, o FEM por sus siglas en inglés) para desarrollar el análisis porque, como en otros cálculos usando el MEF, el objeto que se analiza puede tener formas arbitrarias y los resultados de los cálculos son aceptables. Los tipos de ecuaciones que surgen del análisis modal son vistas en Sistemas propios.

Condiciones de frontera utilizadas para los análisis

modales

Resultados obtenidos Modo de vibración Frecuencia (Hz)

1 13.276

2 24.664

3 33.885

4 35.793

5 60.594

6 71.806

7 110.87

8 126.43

9 150.56

10 172.7

Segundo modo de vibración

Primer modo de vibración

Análisis en vibración aleatoria Para los análisis de vibración aleatoria, se utilizó un valor de velocidad PSD mostrada en la siguiente tabla:

Frecuencia (Hz) Velocidad [(m/s)2/Hz] 5 20

10 40

Esfuerzos originados en el empotre del ala de la aeronave

Análisis armónico

Utilizando una presión de 1000 Pa sobre el extradós del ala y del canard, las deformaciones obtenidas en la estructura de la aeronave se pueden observar en la siguiente figura:

Módulo utilizado en análisis armónicos

Dinámica explícita Para los análisis de dinámica explícita, se realizó la simulación del impacto de un cilindro de cobre, con una velocidad de 200 m/s sobre un disco de aluminio. Además, en la cara posterior circular se agregó una función de presión cuyo valor cambia dependiendo del tiempo:

𝑃𝑃 = 200 sin 90𝑡𝑡/0.001 + 100

Geometría utilizada en los análisis dinámicos

Resultados

Esfuerzos de Von Mises originados por

el impacto de los cuerpos

Conclusiones • La importancia de los análisis efectuados en el presente proyecto nos

permite predecir el comportamiento de manera estática y dinámica de la aeronave bajo la acción de fuerzas de presión y vibraciones mecánicas, cuyos valores dependen de la situación y de la velocidad a la cual se encuentre volando el UAV.

• Es importante destacar que para las situaciones analizadas en este proyecto, la aeronave reacciono de manera estable, lo que nos permite afirmar que será viable en su construcción y fabricación. Estas condiciones de estabilidad dependen en gran parte de los métodos a utilizar para su correcta construcción, ya que de este factor depende que en la vida real sea una aeronave estable y confiable. Posteriormente se realizarán los análisis en el módulo “explicit dynamics” con el fin de simular los daños que podría sufrir la aeronave cuando choque con algún obstáculo y se encuentre en velocidad de crucero.

Por su atención, ¡muchas gracias! ¿Preguntas?