diseño preliminar del uav halcon

8/17/2019 Diseño Preliminar Del UAV HALCON

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Diseño Preliminar del UAV "HALCON"Página 1 de

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ÍNDICE

CAPÍTULO 1: ............................................... REQUISITOS OPERACIONALES71.1 T ITULO DEL PROYECTO...............................................................71.2 O BJETIVO DEL PROYECTO............................................................71.3 D ESTINATARIOS ........................................................................71.4 B ENEFICIOS ESPERADOS .............................................................71.5 E STUDIO TÉCNICO.....................................................................7

1.5.1 C ARACTERÍSTICAS GENERALES...........................................................71.5.2 P ERFORMANCES.............................................................................8

1.6 ETODOLO!ÍA ........................................................................."1.7 R ESU EN TÉCNICO...................................................................."1." P RO!RA ACI#N DE ACTIVIDADES.................................................."

1.$ P RO!RA ACI#N DE RECURSOS ....................................................."1.1% FACILIDADES REQUERIDAS AL IUA................................................."1.11 P RESUPUESTO .........................................................................$1.12 F UENTES DE FINANCIA IENTO ......................................................$1.13 R IES!OS ESPERADOS Y SUPUESTOS ASU IDOS ..................................$1.14 I NVERSI#N REQUERIDA...............................................................$1.15 P ROYECCI#N DE COSTOS DE OPERACI#N Y ANTENI IENTO ..................$1.16 A N&LISIS DE VIABILIDAD CO ERCIAL..............................................$1.17 A N&LISIS FINANCIERO................................................................$1.1" E STUDIO A BIENTAL ..................................................................$1.1$ E STUDIO SOCIAL.......................................................................$1.2% EVALUACI#N ECON# ICA ............................................................$

CAPÍTULO 2: ......................................... ESTUDIO DE LA CONFI!URACI#N1%2.1 I NTRODUCCI#N .......................................................................1%2.2 B ASE DE DATOS .....................................................................1%2.3 A NALISIS DE LA CONFI!URACION .................................................1%

2.3.1 A LA...........................................................................................102.3.2 F USELAJE....................................................................................112.3.3 T REN DE ATERRIZAJE.....................................................................112.3.4 E MPENAJES..................................................................................112.3.5 C AMARA DE VIGILANCIA.................................................................11

2.4 D ETER INACI#N PRELI INAR DE PESOS ........................................122.4.1 E STIMACIÓN DE E ! TO"............................................................12

2.4.2 E STIMACIÓN DE PESO DE DESPEGUE# WTo ...................................132.5 D ETER INACION DE LA POLAR....................................................152.5.1 A LA...........................................................................................1$2.5.2 F USELAJE....................................................................................1$2.5.3 E MPENAJES..................................................................................1$2.5.4 R ESISTENCIA DE LA C%MARA...........................................................17

2.6 A NALISIS DE RESULTADOS .........................................................172.$.1 E S&UEMA DE LA CONFIGURACIÓN ADOPTADA......................................18

2.7 ' ONA DE DISE(O ....................................................................1$2.7.1 L IMITE POR PERDIDA......................................................................1'2.7.2 L IMITE POR CRUCERO....................................................................1'2.7.3 L IMITE POR R/Cmax ..............................................................202.7.4 L IMITE POR COMPOSICIÓN DE PESOS.................................................212.7.5 P UNTO DE DISE(O ........................................................................25

CAPÍTULO 3: ...................................................................... DISE(O DEL ALA27

Autor : Chacón Luis. Fecha : ! ! !#


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3.1 I NTRODUCCI#N .......................................................................273.2 S ELECCI#N DEL PERFIL.............................................................27

3.2.1 A N%LISIS ) FOIL"...........................................................................273.3 F OR A EN PLANTA..................................................................3%

3.3.1 A LARGAMIENTO............................................................................303.3.2 M EJORAS O*TENIDAS.....................................................................323.3.3 A +USAMIENTO.............................................................................343.3.4 F LEC+A......................................................................................343.3.5 C L M%)IMO ALA...........................................................................34

3.4 D ISE(O DE ALERONES..............................................................353.5 D ISE(O DE FLAPS...................................................................363.6 C U PLI IENTO FAR 23.157.....................................................363.7 P OLAR DEL ALA......................................................................3"

CAPÍTULO 4: ........................................................... SISTE A PROPULSIVO4%

4.1 I NTRODUCCI#N .......................................................................4%4.2 P LANTA OTRI' .....................................................................4%4.2.1 E SPECIFICACIONES DEL MOTOR MEGGITT MDS +IRL IND..................404.2.2 P ERFORMANCE DEL MOTOR.............................................................41

4.3 I NSTALACI#N DEL OTOR ..........................................................424.3.1 E )TRACCIÓN DE POTENCIA..............................................................434.3.2 T U*O DE ESCAPE..........................................................................434.3.3 S ELECCIÓN DE LA +,LICE ...............................................................434.3.4 I NTEGRACION DEL MOTOR - LA + ELICE.............................................47

CAPÍTULO 5: .................................................................................. AVI#NICA4"

5.1 I NTRODUCCI#N .......................................................................4"5.2 D ESCRIPCI#N DEL S ISTE A ELÉCTRICO Y ELECTR#NICO DE A BORDO....4"5.3 S ELECCI#N DE LOS EQUIPOS DEL S ISTE A .....................................4$

5.3.1 S ELECCIÓN DEL AUTOPILOTO..........................................................4'5.3.2 S ISTEMA DE C%MARA GIROESTA*ILIZADA...........................................515.3.3 A NTENA DE COMUNICACIÓN EN LA *ANDA U+F..................................525.3.4 S ISTEMA DE COMUNICACIÓN SATELITAL IRIDIUM..................................525.3.5 T RANSMISOR DE DATOS DE VIDEO...................................................545.3.$ S ISTEMA DE NAVEGACIÓNGPS.......................................................555.3.7 I NDICADOR DE RUM*O MAGN,TICO MAGNETÓMETRO........................5$5.3.8 S ISTEMA DE TRANSPONDER............................................................575.3.' S ISTEMA DE ALTÍMETRO LASER........................................................585.3.10 S ISTEMA ACTUADORES.................................................................5'

5.4 C &LCULO DE POTENCIA DE TODO EL SISTE A ..................................6%5.4.1 S ISTEMA DE ALIMENTACIÓN............................................................$1

CAPÍTULO 6: ............................... DISE(O E INTE!RACI#N DEL FUSELAJE63

6.1 I NTRODUCCI#N .......................................................................636.2 ! EO ETRIA DEL FUSELAJE.........................................................63

$.2.1 F USELAJE DELANTERO....................................................................$4$.2.2 F USELAJE CENTRAL.......................................................................$5$.2.3 F USELAJE TRASERO.......................................................................$5

6.3 C ENTRAJE.............................................................................656.4 C ARACTERISTICAS AERODIN& ICAS ..............................................6$

$.4.1 R ESISTENCIA AERODIN%MICA...........................................................$'$.4.2 M OMENTOS DE FUSELAJE. .............................................................74

CAPÍTULO 7: ...................................................................... !RUPO DE COLA7$


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7.1 I NTRODUCCI#N .......................................................................7$7.2 C ONFI!URACI#N DEL E PENAJE ..................................................7$7.3 D ISE(O PRELI INAR DEL E PENAJE )ORI'ONTAL ............................."%

7.3.1 T RIMADO PARA CONDICIONES DE VUELO............................................857.3.2 V ISTA DEL EMPENAJE + ORIZONTAL...................................................87

7.4 D ISE(O PRELI INAR DEL E PENAJE VERTICAL................................."77.4.1 C RITERIOS DE ESTA*ILIDAD............................................................887.4.2 C ONTROL DE DIRECCIÓN................................................................'07.4.3 G RADO DE GUI(ADA POR GRAGO DE DEFLE)ION DE RUDDER.................'17.4.4 V ISTA DEL EMPENAJE VERTICAL.......................................................'27.4.5 E STA*ILIDAD DIRECCIONAL TIMÓN LI*RE...........................................'3

CAPÍTULO ": .............................................................. TREN DE ATERRI'AJE$4

".1 I NTRODUCCI#N .......................................................................$4".2 C ONFI!URACI#N DEL TREN........................................................$4

".3 D ISPOSICI#N DEL TREN............................................................$5".4 A N!ULO DE ROLIDO REQUERIDO DURANTE EL DESPE!UE Y ATERRI'AJE ...$5".5 & N!ULO DE CABECEO REQUERIDO DURANTE EL DESPE!UE Y ATERRI'AJE . $7".6 C &LCULO DE CAR!AS EN EL TREN................................................$"

8.$.1 P RESIÓN DE INFLADO - TAMA(O DE LA RUEDA..................................1008.$.2 S ELECCIÓN DEL NEUM%TICO..........................................................100

".7 V ERIFICACI#N DE ESTABILIDAD EN EL ATERRI'AJE Y DURANTE EL RODAJE1%1

"." A N!ULO DE INCLINACI#N LATERAL.............................................1%4

CAPÍTULO $: ............................................................. C&LCULO DE COSTOS1%7

$.1 I NTRODUCCI#N .....................................................................1%7$.2 E STI ACI#N DE COSTOS DEL CICLO DE VIDA................................1%7

'.2.1 C OSTOS NO RECURRENTES..........................................................107'.2.2 C OSTOS RECURRENTES................................................................112

$.3 R ESU EN DE COSTOS .............................................................115

CAPÍTULO 1%:............................................................... ESPECIFICACIONES11"

1%.1 INTRODUCCI#N .....................................................................11"1%.2 ESPECIFICACIONES TÉCNICAS....................................................11"

10.2.1 C ARACTERÍSTICAS FÍSICAS...........................................................11810.2.2 S ISTEMA PROPULSIVO.................................................................11810.2.3 P ERFORMANCES /CONDICIONES ISA ............................................118

10.2.4 A VIÓNICA................................................................................11'R 6 .................................................................................................120

A 9: I" D6 ; < =>:?@ > 6 B < : @ B:................................121

A 9: II" P :; < 6 B6 6 .......................................................122

A 9: III" C: B: .........................................................................................124

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LISTA DE FI!URASF6;@ 1 C < R E II..........................................................................12F6;@ 2 R ; 6 >6 > >: P : 6: . P : ;@ .... ... ...13F6;@ 3 I>@ B 6 > H ..................................................................13F6;@ 4 P:> > : ;@ 6 : B ....................................................18F6;@ 5 E ?@ < > : ;@ 6 : B .............................................18F6;@ $ P > V . K > 6> M+ 115...................................................................2'F6;@ ' C>!C V . C> > > M+ 115............................................................2'F6;@ 10 C V . C> > > M+ 115................................................................2'F6;@ 11 C>3!2!C V . C> > > M+ 115.........................................................2'F6;@ 12 A 6: > B 6 > @ 6 25...................................31F6;@ 13 A> ; > .........................................................32F6;@ 14 P 6 B @ B B 6 V . A> ; ; V . A @ V . !=...........................................................................................35F6;@ 18 C >6 > : 6 6 @ >:..........................45F6;@ 30 P V . V >...........................................................................................47F6;@ 31 D6 : 6 6 : 96 B >: :< : B ..................................4'F6;@ 32 S6 B < >6 UAV......................................................4'F6;@ 33 A@B: 6>:B: P6 :>: II...........................................................................51F6;@ 34 C < R E II..........................................................................51F6;@ 35 A B > 6 B < U+F.....................................................................52F6;@ 3$ S6 B < :6 : > UAV...............................................................$1F6;@ 48 A>B : > 6 B < >6 : .......................................................................$$F6;@ 50 D6 B 6=@ 6 >: :< : B >: > ;: > @ > ....................$7F6;@ 51 V6 B 6 6 > > @ > ............................................................$8

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F6;@ 52 D6 ; < : B .............................................................$8F6;@ 53 LH < 6 > @ > ....................................................................72F6;@ 54 L6= >6 6 > >H < 6 .........................................................72F6;@ 55 C V . A> @ > ............................................................................74F6;@ 5$ F B: Q..............................................................................................75F6;@ 57 LH < 6 Z ;@ 54.............................................................77F6;@ 5' D6 B 6=@ 6 > 6: > : > @ > ..........................77F6;@ $0 D6 B 6=@ 6 > 6: B > B: > >B@ >

@ > 78F6;@ $1 E< T 6 =::..............................................................................'2F6;@ 70 V6 B : B > > UAV..........................................................................'5F6;@ 71 D B >> > ;@>: > 6 B 6hg ...........................................'$F6;@ 72 D B >> > 6 B 6hg .............................................................'$F6;@ 73 P @>: >6 B > > UAV..........................................................................'8F6;@ 7$ N @< B6 : > 6: : ...............................................................101F6;@ 77 T 6 ;@>: = .................................................................................101F6;@ 78 LH B 6 ;@>: = ................................................................102F6;@ 7' T 6 ;@>: = > UAV....................................................................104F6;@ 80 P 6: : > > @>: : B: @ B ..........115

LISTA DE TABLAS T => 1 A : 6 ...........................................................................10 T => 2 E 6 6: < ....................................................................11 T => 3 P ........................................................................ 15 T => 4 A >6 6 @>B : ........................................................................ 17 T => 5 V 6 => >H: 6 @ :.....................................20 T => $ L6 7 P :< 6: : : @ 6 6 B B > UAV.

22 T => 8 P :< 6: : > B6 : TO 6 B B > UAV.. 23 T => ' F 6: : > 10 C:< : 6 6 : .......................................................................2$ T => 11 P : 6 : 6 : > ........................................27 T => 12 P 13 P 6 : > M 115.... .. ....28 T => 14 D B: > > M 115......................................................................28 T => 15 M : :=B 6 > @ 1$ C H > 6 B 6 6 @ 6 : > A> ; 17 P >6 6 > : ...........................35 T => 18 C@< >6 FAR 23.157.........................................................37 T => 1' P > .............................................................................38 T => 20 M:B: M ;;6BB MDS 40 +P.................................................................. 41 T => 21 C: 6 6: B = : > > ......................................................43 T => 22 P > : @ B .......................................................44 T => 23 P >6 6 B > .................................................47

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T => 24 U ?@ @B6>6 > P6 :>: II ::B:.................................50 T => 25 E?@6 UAV....................................................$2 T => 2$ C:< : B > UAV.......................................................................$4 T => 27 P :# 6< 6 @=6 6 >: :< : B > UAV......... .... ...$$ T => 28 C B > UAV................................................................................$7 T => 2' V >: > :=B 6 > B: : < ...................................71 T => 30 V >: > :>@ 6 > @ 6 42.....................................73 T => 31 U=6 6 6< 6: > < .............................................7' T => 32 CAM ;W > : 6 6 @ >:...................................................85 T => 33 V >: BH 6 : .................................................................................... 88 T => 34 P :>@< :> .....................................8' T => 35 P E< V B6 >..................................................... '2 T => 3$ C ; > B 6 6 > > B 6 ...................................... '' T => 37 P 6 6 : : > B6 : @ 6 ....................................100 T => 38 C B H B6 > @< 6 : > 6: :.....................................100 T => 3' E B =6>6 > B 6 ! : ....................................................104 T => 40 R @< T AB 6 ..............10$ T => 41 P @ : > > @>: NRC................................112 T => 42 C: B: : @ B ......................................................................11$ T => 43 C: B: @ B ...........................................................................11$ T => 44 C: B: > :; < ......................................................................... 117 T => 45 C B H B6 H 6 ......................................................................118 T => 4$ S6 B < : @> 6 :..........................................................................118 T => 47 P : < ................................................................................... 118 T => 48 A 6 6 ........................................................................................... 11'


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CAPÍTULO 1: REQUISITOSOPERACIONALES

1.1 TITULO DEL PROYECTODiseño preliminar de un UAV para monitoreo de volcanes en actividad.

1.2 OBJETIVO DEL PROYECTOEl objetivo del proyecto es realizar el diseño preliminar de un UAV.

Los objetivos específicos son:• omplementar! profundizar todos los m"todos y criterios usados para el diseño

y construcci#n de un UAV $ue se utilizan frecuentemente en la industriaaeron%utica así fortalecemos estas &abilidades 'tiles para un futuroprofesional.

• (ener las dimensiones de complejidad $ue demanda un desarrollo aeron%utico

de esta ma)nitud de esta manera ad$uirimos un enfo$ue crítico para poder enfrentar los problemas y buscar las soluciones adecuadas dentro del

proyecto en la vida profesional.1.3 DESTINATARIOS*uerza A"rea del Ecuador

1.4 BENEFICIOS ESPERADOS+btener una formaci#n en el %rea de diseño de UAV,s no contemplada en el plan deestudio de la carrera. -e espera $ue el diseño preliminar presentado en este trabajosirva como base para el desarrollo del UAV de monitoreo de la *uerza A"rea

Ecuatoriana.1.5 ESTUDIO TÉCNICO-e realizara el estudio preliminar de una aeronave cuyos re$uerimientos b%sicosoperacionales se presentan a continuaci#n.

1.5.1CARACTERÍSTICAS !ENERALES• ertificaci#n bajo orma -tana) /012.• ar)a 3a)a: %mara de vi)ilancia 45 67)8• 9otor otativo marca 9e))it /5 6;38 debido a la eatts8



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• ?eneraci#n el"ctrica vía alternador• -istema de se)uridad con paracaídas• *abricaci#n en material compuesto• omponentes desmontables• (ren retr%ctil

1.5.2PERFOR ANCES• Alcance: =45 6@m8 L+-B• Autonomía: C 2= 6&oras8• ; crucero: 2C555 6ft8• Velocidad crucero no inferior a 225 67(A-8• Velocidad de perdida i)ual o menor a /4 67EA-8• (iempo de ascenso menor o i)ual a /5 minutos &asta 2C555 ft

1.6 ETODOLO!ÍAEn respuesta a una necesidad de or)anizar las tareas de manera eficiente! el procesode diseño llevara a cabo a partir de una planificaci#n establecida por el tutor a car)o.La planificaci#n est% dividida en etapas de diseño y de duraci#n estipulada.La modalidad de trabajo ser% la si)uiente:

2. ada etapa de diseño ser% iniciada con una e


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1.11PRESUPUESTOo Aplicable

1.12FUENTES DE FINANCIA IENTOo Aplicable

1.13RIES!OS ESPERADOS Y SUPUESTOS ASU IDOSo Aplicable

1.14INVERSI#N REQUERIDAo Aplicable

1.15PROYECCI#N DE COSTOS DE OPERACI#N YANTENI IENTO

o Aplicable

1.16AN&LISIS DE VIABILIDAD CO ERCIALo Aplicable

1.17AN&LISIS FINANCIEROo Aplicable

1.1"ESTUDIO A BIENTALo Aplicable

1.1$ESTUDIO SOCIALo Aplicable

1.2%EVALUACI#N ECON# ICAo Aplicable



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CAPÍTULO 2: ESTUDIO DE LA

CONFI!URACI#N2.1 INTRODUCCI#N3or petici#n de la *UE GA AE EA E UA(+ HA A para la vi)ilancia y control devolcanes en actividad se desarrollar% el diseño preliminar de un UAV.En primera instancia se crea una base de datos con aeronaves de similarescaracterísticas! con esta se definir%n aspectos importantes de la confi)uraci#n )eneral!obteniendo así un punto de partida para la definici#n de la confi)uraci#n inicial.Una vez definida la confi)uraci#n )eneral de la aeronave se procede con m"todos dec%lculo para optimizar las performances re$ueridas y así fijar como una cota superior los par%metros $ue limitar%n las etapas posteriores de diseño.

2.2 BASE DE DATOS A continuaci#n en la (abla 2 se detallan par%metros de las aeronaves concaracterísticas similares.

Tabla 1 Aeronaves similares

on la base de datos se obtuvieron valores estadísticos para el c%lculo de valores dereferencia de la confi)uraci#n inicial.

2.3 ANALISIS DE LA CONFI!URACION-e analizaron dos confi)uraciones para la aeronave a diseñar! una con )rupo de colaen ; y la otra convencional. Lue)o se optar% por la de mayor conveniencia.

2.3.1ALAomo primera apro


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se realizo un balance de los aspectos aerodin%micos y estructurales opt%ndose así por un alar)amiento de I.

2.3.2FUSELAJELas dimensiones del fuselaje fueron tomadas en base a los dispositivos $ue ser%nacoplados en el mismo. -e tuvo en cuenta las dimensiones de la car)a pa)a! motor yla relaci#n di%metro vs. lon)itud $ue determinan la resistencia del cuerpo fuselado.

2.3.3TREN DE ATERRI'AJEDados los re$uerimientos operacionales! "ste contara con un tren triciclo y retr%ctil enel fuselaje! mejor%ndose así el aspecto aerodin%mico de la aeronave y el %n)ulo devisibilidad de la c%mara.

2.3.4E PENAJES-e realizo un estudio de los aspectos positivos y ne)ativos de las dos confi)uracionesantes mencionadas:

• ?rupo de cola en ;: Jrinda mayor protecci#n al motor ya $ue "ste es del tipo

pus&er! salva)uardando así el )rupo propulsivo en caso de un mal aterrizaje.(ambi"n se tomo en cuenta la línea de tendencia en el diseño de )rupo de colade los UAV $ue actualmente se encuentran en el mercado.

• ?rupo de cola convencional: Jrinda facilidad constructiva y disminuci#n de

peso! pero en contrapartida no ofrece una protecci#n al conjunto propulsivo.

2.3.5CA ARA DE VI!ILANCIA-e usara una c%mara AVE EKE HH acoplada al fuselaje. Esta c%mara deber% ser desmontable en el caso de $ue se re$uiera un cambio de la car)a pa)a.

Especificaciones UnidadesDi%metro C5 mm Altura 455 mm

3eso total con sensores 45 @)Velocidad an)ular 9ayor a 05 )rados se)

Tabla 2 Especificaciones cámara



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Figura 1 Cámara Raven Eye II

2.4 DETER INACI#N PRELI INAR DE PESOSEl peso m%


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0 100 200 300 400 500 $00 700 8000

50100150200250300350

400450

/9 X 0.539 5.2'RY X 0.'5

P,- /0 , ,- , ,

P,- , 089

Figura 2 Regresión lineal de los Pesos en vacio vs Pesos de despegue

W e= 0,5349 W ¿+5,2935Ecuación !

2.4.2ESTI ACI#N DE PESO DE DESPE!UE W ¿Dado el re$uerimiento de car)a pa)a:

W Pay= 50 kg(eniendo el re$uerimiento de paracaídas para la recuperaci#n de la aeronave se eli)ioel si)uiente con las especificaciones dadas:

• Li)ero 2!2 oz 9ilF-pec nylon ipstop caladrada• ompacto y li)ero• 3eso m%

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Dado $ue el motor ya esta ele)ido por re$uerimiento se determinara el consumo delmotor en la condici#n de mínimo consumo para 2= &oras de Autonomía.

W fuel= 10[lbs Hs ]12 [ Hs ]= 120 lbsEcuación $

W fuel= 54,54 kgEcuación %

Donde:• ;sM 2= &oras• NM145 67) m 8

Hntroduciendo lue)o el valor de W Pay ! W Parac ! W fuel y la correspondiente

pendiente de la curva trazada con anterioridad en la *i)ura =! obtenemos:

W ¿=W Pay +W Parac +W fuel

1− W eW ¿

Ecuación &

W ¿= 258 kg

Una vez obtenido el peso estadístico de la aeronave se recurrir% a la ecuaci#n desustentaci#n y se determinara la superficie en la condici#n a la L ma< ya $ue comore$uerimiento se tiene una velocidad de p"rdida de /4 7EA-.

3ara el primer ciclo de diseño se tomara como referencia el perfil 9&224 . omoprimera apro


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Despejando la ecuaci#n anterior la superficie se obtiene:

= 5 m2

2.5 DETER INACION DE LA POLAR-e asumir% $ue el coeficiente de resistencia de la aeronave est% dado por una polar parab#lica simple! es decir

C ! = C !o + " C L2

Ecuación )

Donde D5 representa la resistencia par%sita y ser% calculado mediante el m"todo de

suma de componentes Ref. [2] para las dos confi)uraciones donde se asume $ue lamisma se puede estimar se)'n:

C !o =1 ∑ ## C !fpp $e% #& + 1 ∑ (C ! )misc

Ecuación 1*

La resistencia total de la aeronave se compone por un aporte del ala! del fuselaje! de

las nacelas! miscel%neas y )rupo de cola.Utilizando la base de datos se obtuvo A! - y b y con Ref. [2] se obtuvieron los dem%svalores $ue se presentan en la (abla a continuaci#n:

Parámetros Unidades (SI) Valor A F Ie F 5!14b m 1!2- m2 4

% /cala F 5!22% /cempe'a(es F 5!2=

ᴧ 25 F 5

h/ m2 5!=) / m2 5!2

Tabla ! Paráme"ros generales

A continuaci#n se estudiaran dos confi)uraciones de las $ue se obtendr%n las polares.Lue)o se analizaran los resultados y se adoptara una de las dos propuestas.

2.5.1ALAEl c%lculo de resistencia del ala se obtuvo con el pro)rama O*L 4 siendo:Cd 0= 0,022



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2.5.2FUSELAJE3ara el c%lculo del fuselaje se tomo una relaci#n di%metro lon)itud fB i)ual a !4 paraconfi)uraci#n en P;Q y /!4 para confi)uraci#n PconvencionalQ.-e dividi# el fuselaje en varios cuerpos de revoluci#n! los factores $ue determinaron laresistencia del fuselaje son:

• ## = 1+ 60 f f 3

+ f 400

• $e% = ∑ re)olucio'• C !f =

0.455

(log ℜl)2.58• #& = 1

2.5.3E PENAJES2.5.3.1 !RUPO DE COLA CONVENCIONAL

• ## =[1+ 0,6( xc)max % c +100 +( % c)

4](cos ( ᴧ %max))0.28• $e% = 2 (1+0.25 % c)• C !f =

0.455

(log ℜl)2.58

• #& = 1.05

2.5.3.2 !RUPO DE COLA EN )

• ## =[1+ 0,6( xc)max % c +100 +( % c)

4](cos ( ᴧ %max))0.28• $e% = 2 (1+0.25 % c)• C !f = 0.455(log ℜl)2.58• #& = 1.08

2.5.3.3 RESISTENCIA DEL BOOLa lon)itud del boom est% dada por la ecuaci#n si)uiente obtenida de la Ref. [2]:

+ h'CA,

= 2,5

Ecuación 11



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+ h' define la lon)itud a la cual el elevador es efectivo! determin%ndose con esta la

lon)itud del boom.

• ## = 1+ 0,35f • $e% = - l d

• C !f = 0.455

(log ℜl)2.58• #& = 1.3

2.5.4RESISTENCIA DE LA C& ARALa resistencia parasita de la c%mara con forma de semiesfera est% dada por lasi)uiente ecuaci#n:

C ! 0=C !- A -

$

Ecuación 12

Donde:• R= 0,2 m• W = 5,42• A- =

- d 2

4 = 0,1256 m2

• C !- = 0,1

2.6 ANALISIS DE RESULTADOSEn la (abla / a continuaci#n! se detallan los par%metros )enerales de lasconfi)uraciones analizadas.

onfi!"raciones

Lf (

m)

h f (m

)

b f (m)

C !o C !o (concámara)

k

H ola en ;B =!2 5!0 5!0 5!5 5 5!5 5!5/120HH onvencionalB =!1 5!0 5!0 5!5=I 5!5 2 5!5/120Tabla $ Análisis de resul"ados

-e puede observar $ue el coeficiente @ no varía! ya $ue "ste no depende de la

confi)uraci#n como el C !o . A simple vista se ele)iría la confi)uraci#n HH ya $ue es la

de menor resistencia parasita! pero al realizar un an%lisis un poco m%s profundo sedecide optar por la confi)uraci#n H! ya $ue brinda protecci#n a la planta motriz! si)ue la

tendencia de los productos de similares características en el mercado y la resistenciaes apenas penalizada. A continuaci#n se presenta la polar de la confi)uraci#n adoptada:



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0 0.2 0.4 0.$ 0.8 1 1.2 1.4 1.$

0

0.02

0.04

0.0$

0.08

0.1

0.120.14

0.1$

CL

C

Figura $ Polar de la configuración adop"ada

2.6.1ESQUE A DE LA CONFI!URACI#N ADOPTADA-e realizo un es$uema aproare A(HA V 4.2I! $ue a continuaci#n se detalla en la *i)ura 4:

Figura % Es+uema de la configuración adop"ada



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2.7 'ONA DE DISE(OEl punto de diseño se eli)e mediante la estimaci#n de las curvas de performance y

composici#n de pesos en un )r%fico denominado zona de diseño. El procedimientoconsiste en evaluar! para una superficie del ala dada! el peso m%


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3or re$uerimiento est% definida la velocidad crucero en 225 7(A- a 2C555 ft.

Varia#le Unidades Valor Vc 7(A- 225C ! 0 F 5!5

@ F 5!5/124; ft 2C555

/ crucero F 5!1HP L ;3 1 con

e


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Varia#le Unidades Valor % mi'asce'so min /5C ! 0 F 5!5

@ F 5!5/124 H prom ft I555/ asce'so F 5!/

HP L ;3 /5

Tabla & -imi"e por R.Cma/

2.7.4LI ITE POR CO POSICI#N DE PESOS3ara estimar el peso m%


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2.7.4.1 ESTI ACI#N DEL PESO ESTRUCTURALEl peso estructural est% compuesto por:

W s%ruc= W $i'g +W %ail+W fuse+W L3 +W 'acelleEcuación 2*

Donde:• W $i'g : 3eso estructural del ala 6 7) 8• W %ail : 3eso estructural del empenaje 6 7) 8• W fuse : 3eso estructural del fuselaje 6 7) 8• W L3 : 3eso estructural del conjunto tren de aterrizaje 6 7) 8• W 'acelle : 3eso estructural de la bancada 6 7) 8

-e toma como referencia para la estimaci#n de pesos de los diferentes componentes!los promedios detallados en la (abla 1 presentada a continuaci#n:

omponente UAV %rea de referencia&!'m 2 m2

Ala 4.1 0*uselaje ./1 0 e" fusJooms ./1 0 e" boom

Empenaje Vertical /.5C 0 v

Empenaje ;orizontal /.5C 0 " Tabla ' Promedio de peso por unidad de área para diferen"es par"es del A,

Donde:• 0 e" fus es el %rea mojada del fuselaje.• 0 e" boom es el %rea mojada de los boom de cola.• 0 v es la superficie de la vista en planta del empenaje vertical.

3ara el c%lculo del peso del tren de aterrizaje y bancada motor! se utiliza la (abla C!detallada a continuaci#n:

omponente UAV "ltiplicar &!'&!

(ren de Aterrizaje 5.54 3 T4 56g7 Jancada 5.4 SHP

Tabla ( Promedio de pesos rela"ivos a 3T4 para diferen"es par"es del A,



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2.7.4.2 ESTI ACI#N DEL PESO DEL !RUPO PROPULSOR

El peso del )rupo propulsor est% compuesto por:W pg= W e'g +W fs+W ¿Donde:

• W e'g : 3eso del motor e$uipado 6 7) 8• W fs : 3eso del sistema de combustible 6 7) 8• W ¿ : 3eso de la &"lice 6 7) 8

2.7.4.2.1 PESO DEL OTOR

El peso del motor se obtiene de los datos del fabricante.2.7.4.2.2 ESTI ACI#N DEL PESO DEL SISTE A DE

CO BUSTIBLEEl peso del sistema de combustible se calcula utilizando el m"todo presentado en laRef. [$].

W fs= 2(W fuel5,87 )0,667

Ecuación 21

*+A, Los pesos en la ecuaci#n est%n en Libras

2.7.4.2.3 ESTI ACI#N DEL PESO DE LA )ÉLICEEl peso del sistema de combustible se calcula utilizando el m"todo presentado en laRef. [$].

W ¿= 0,08664 ( ! p HP √ 2 b)0,782

Ecuación 22 Donde:

• 2 b : umero de palas.

2.7.4.3 ESTI ACI#N DE SISTE ASE


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asume un peso correspondiente al 2S de peso vacío b%sico de acuerdo con lopropuesto en la Ref. [$].

2.7.4.5 ESTI ACI#N DE PESOS DE CO BUSTIBLELa estimaci#n de los pesos de combustible se va a realizar en base al perfil de misi#ncomo se muestra en la *i)ura 0! a continuaci#n:

Figura & Perfil de misión

3ara cada tramo el avi#n )asta una cierta cantidad de combustible! tomando comoreferencia la base de datos de la (abla I y fijando el tipo de aeronave como unmonomotor! se obtiene la cantidad de combustible necesaria para cada fase de lamisi#n.

Tabla ) Fracciones de combus"ible para cada fase de la misión

2.7.4.5.1 FASE DE CRUCERO3ara la fase de crucero se calcul# la cantidad de combustible con la velocidad crucero$ue se tiene como re$uerimiento 225 7(A-B y el m%


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aeronave $ue es de =45 7m de alcance en vista! esto si)nifica la distancia m%


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4.5 5 5.5 $2502$02702802'0300

310320

V > 6 @ : R!C : B: 6 :

S ;/ ;? =

Figura ' Pun"o de dise8o

-iendo el resultado obtenido:

Peso máximo de despegue 280 [ "g ].• Superficie alar de 5 [ m2 ].

* P*SI I- E PES*SComponente Peso (Kg

Ala =0?rupo de cola 4

*uselaje 2Joom C(ren nariz =

(ren principal 2=9otor y )enerador =5

Jancada motor-istemas de combustible 0

;"lice =!=-istemas =C

9iscel%neos 2!%mara 45

3aracaídas 25ombustible I !4+*+A/ 201

Tabla 1* Composición de pesos

CAPÍTULO 3: DISE(O DEL ALA3.1 INTRODUCCI#NEn el presente capítulo se tendr%n en cuenta las variables $ue influyen en el ala para

lue)o obtener la confi)uraci#n #ptima de la misma.La aeronave debe satisfacer las performances re$ueridas! como así tambi"n debecumplir con las suposiciones &ec&as en el capítulo =.



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+tra consideraci#n $ue se debe tener en cuenta es el espacio interior para laubicaci#n de los tan$ues de combustibles y comandos de superficies de control.

3.2 SELECCI#N DEL PERFILEl perfil adecuado para el avi#n se obtendr% analizando las propiedadesaerodin%micas de cada uno! ponderando en la si)uiente tabla:

Parámetro Valor deponderaci n

3"stificaci n

C l3 /2

C d

05 S ")imen en el cual la aeronave volar% la mayor cantidad de tiempo. lM 5!IB

C lmax =4 S Disminuci#n de la velocidad de p"rdidaC lC d

25 S ")imen de se)unda relevancia lM 5!/B

C l1 4 S Disminuci#n del T de vuelo disminuci#n del calajeB

Tabla 11 Propiedades aerodinámicas de los perfiles

El an%lisis se realiz# teniendo en cuenta $ue la velocidad de p"rdida es de /4 7EA-!dando como resultado un eynolds de 2 2C5 555! como lon)itud de referencia seutiliza la cuerda media $ue posee un valor de 5!1/4 m.

El C lmax ! la relaci#nC l

3 /2

C d ! en la condici#n de m%

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En la si)uiente tabla se presentan los porcentajes obtenidos tomando como referenciael perfil m& 224:

Perfiles C l3 /2

C d

C lmax C lC d

C l1 +otal 5

daeF 2 I=! 2 I1!1 C4!I0 252!0C I !45m! ""5 255!55 255!55 255!55 255!55 411611

epplerF I0 I=! 2 I !14 252!14 252!0C I/!5Ceppler/=5 4C!1/ 2=1!C/ C!11 C/!5 1=!=C

//2= C0!52 I !14 252!14 I=!// CI!C/

Tabla 1! Paráme"ros aerodinámicos de los perfiles referidos al 9: 11%

-e observa $ue el perfil 9& 224 es el mejor dentro de la selecci#n con el an%lisis enO*oil. Datos del perfil 9&224:

Parámetros Valorest c 22!50S< c /1!/S

9%


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0 0.20.40.$0.8 1 1.21.41.$1.8 20

50100

150200

C

C +C

Figura ) Cl.Cd ,s Cl del perfil 9= 11%

0 0.2 0.4 0.$ 0.8 1 1.2 1.4 1.$ 1.8 20

0.020.040.0$0.08

0.1

C

C

Figura 1* Cd ,s Cl del perfil 9= 11%

0 0.20.40.$0.8 1 1.21.41.$1.8 20

50100150200250

C

C 3+2+C

Figura 11 Cl !.2 .Cd ,s Cl del perfil 9= 11%

3.3 FOR A EN PLANTA

3.3.1ALAR!A IENTO3.3.1.1 DETER INACION DE LA ECUACION PESO ALAR-e encontrar% una relaci#n de peso del ala en funci#n de su a&usamiento!alar)amiento! espesor relativo y superficie! para tal fin se relacionaran dos formulas:

W $i'g = 5,7. $i'g elaciona el peso del UAV con su superficie! para alas de material compuesto.



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W $i'g = C0,649 A0,5

( %

c)− 0,4

(1+ 4)0,1 cos ( ᴧ )−1

Ecuación 2%

elaciona par%metros propios del ala con el peso de la misma! esta ecuaci#n e


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Aeroestar Enver)adura 0!4

-uperficie ! C Alar)amiento 2=!4 A&usamiento 5!1

t c 5!20W $i'g Ecuaci#n

2B

2CI!/

44

Figura 12 Aviones para la adap"ación de la ecuación 2%

-e realiza un promedio y se obtiene :

C = 11,2 +10,9 +11+11,74

= 11,2

Ecuación 2&

La ecuaci#n para estimar el peso del ala ser% la si)uiente:

W $i'g = 11,2.0,649 . A0,5 .( % c)−

0,4. (1+ 4)0,1


S9ado: 211Enver)adura !CI

-uperficie =!= Alar)amiento 0!I A&usamiento 2

t c 5!22W $i'g Ecuaci#n

2B

2= !0

416;


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Ecuación 2'

Los aviones analizados poseen similares características confi)uraci#n yperformancesB al UAV a diseñar. -e destaca $ue lue)o de probar una serie demodelos! la ecuaci#n = fue la $ue brindo la menor dispersi#n entre las constantes !siendo el modelo adoptado el m%s indicado para definir el peso del ala en funci#n delalar)amiento y dem%s par%metros tenidos en cuenta.

3.3.1.2 SELECCI#N DEL ALAR!A IENTOEl alar)amiento creciente produce una disminuci#n de resistencia inducida provocandoun a&orro en el combustible necesario para la misi#n! en contrapartida el peso del ala

aumenta. El criterio para la elecci#n del alar)amiento fue $ue la suma del combustibley peso del ala sea mínima.

4 5 $ 7 8 ' 10 11 12 13 14 15 1$$3

$4$5

$$

$7

$8

$'

70

71

A 0 40/9,6>.

*B5, D *0 0 ;?4=

Figura 1! Alargamien"o ,s 3fuel > 3ala

De la )r%fica anterior se observa $ue el alar)amiento $ue produce el mínimo peso esI!4! siendo esto el ele)ido para la aeronave.

3.3.2 EJORAS OBTENIDAS3.3.2.1 VARIACION DE LA PENDIENTE DE SUSTENTACION-e obtendr% un )r%fico $ue muestra la variaci#n de la pendiente de sustentaci#n con elalar)amiento:


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7 8 ' 10 11 12 13 14 150.0'0.0'0.0'0.0'0.0'

0.10.10.10.10.1

0.11

A 0 0/9, >

P, 9, >, , S ->, >089

Figura 1$ Pendien"e de sus"en"ación ,s Alargamien"o

Del )rafico anterior se observa $ue para alar)amientos mayores a 25! la pendiente dela curva comienza a decaer! disminuyendo la influencia del alar)amiento sobre lapendiente de sustentaci#n. 9ejora obtenida respecto del alar)amiento inicial:

AR ; AR ;6< Incremento en 55!5I4/ 5!5I04 2!24

Tabla 1% 9e?ora ob"enida al aumen"ar AR

3.3.2.2 RESISTENCIA INDUCIDA-e pondr%n a prueba alas de diferente alar)amiento para analizar la variaci#n de laresistencia inducida en funci#n del mismo! para el l de m%

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7 8 ' 10 11 12 13 140.020.020.020.030.030.030.030.03

0.040.04

A 0 0/9, >

R,-9->, 890 I 89 0

Figura 1% Resis"encia inducida ,s Alargamien"o

La )r%fica muestra la caída de resistencia inducida con el alar)amiento! te#ricamentesi el alar)amiento fuese infinito la resistencia seria cero. En el presente )rafico tambi"nse &ace notar la disminuci#n de la pendiente de la curva para alar)amientos mayoresa 22! disminuyendo así la influencia entre los par%metros analizados.

AR ; AR ;6< ismin"ci n en 55!5 4 5!5 2 0!0

Tabla 1& Ca#da de la resis"encia inducida con el Alargamien"o

3.3.3A)USA IENTO-e realizar% un an%lisis $ue determine la variaci#n del L m%


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0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.$ 0.7 0.8 0.' 11.44

1.48

1.52

1.5$

1.$0

1.$4

A -0/9, >

CL

Figura 1& Cl ,s A:usamien"o

-e opta por el a&usamiento de 5!0 ya $ue es el $ue brinda mayor L m%


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0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.50

0.20.40.$0.8

11.21.41.$1.8

2

G+H

C

Figura 1' Cl ,s y.b

3.4 DISE(O DE ALERONES3ara el dimensionamiento de los alerones! como criterio se adopto una relaci#n decuerdas de 5!=! para no comprometer el diseño estructural del ala. -e analizaronvarias enver)aduras para el aler#n! determinando cuales de estas satisfacen lavelocidad an)ular de rolido adimensional ´ p B típica para el tipo de aeronave

aviones livianosB.3ara el an%lisis de los alerones! se utilizar% el pro)rama L- ! los datos in)resados almismo se detallan en la si)uiente tabla:

Parámetros Valores´ p 5!54

ota e

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A continuaci#n se presenta el resulta obtenido al analizar las diferentes enver)aduraspara el aler#n:

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45 0.50

0.010.01

0.02

0.02

0.03

0.03

0.04

0.04

0.05

A< : B :>> =X 0#' < =X 0#8 < =X 0#7 <

=X 0#$ <

H+2V 0 , ; 0 =

C/

Figura 1( Cm/ ,s Pb.2,

Las enver)aduras de 5!0 y 5!1 m no satisfacen la condici#n de amorti)uamiento derolido $ue posee la aeronave! mientras tanto la enver)adura de 5!I m cumple lacondici#n pero su defle.4


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ondici n anio#ra +iempo Velocidad(a@eoff

*laps encondici#n de

despe)ue(ren arriba

ealizar rolido de 05desde un %n)ulo de 5

estabilizado &acia el ladoopuesto

4 se) para R toW0555lb ! o

RX455B 2! 55 paraR to Y 0555 lb pero no

mayor a 25 se)

La mayor de(rim a 2.=Vs2

o 2.2 V9

Approac&*laps en posici#n

de aterrizaje(ren e


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La defle


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0 0.5 1 1.5 20

5

10

15

20

25

30

CL

CL


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De la misma manera la *ineza se ve reducida! siendo la relaci#n m%


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4.2.1ESPECIFICACIONES DEL OTOR E!!ITT DS*)IRL*IND

escripci n atosVelocidad de ralentí W 555 39

3eso con todos los e$uipos! admisi#n! escape y sistema derefri)eraci#nB

2/ @)

3rofundidad /25 mm Anc&o =/5 mm Altura =5 mm

3otencia de salida /5 ;339 continuas m%

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3500 4000 4500 5000 5500 $0000.4

0.5

0.$

0.7

0.8

RP

- 8

Figura 2% 0FC ,s RP9

3500 4000 4500 5000 5500 $000

4

$

8

10

12

RP

A9>C.-+F.C0

Figura 2& -i"ros.:s ,s RP9

Las curvas presentadas anteriormente corresponden a ensayos en vuelo! los mismosse realizaron con:

• ;"lice de 5!00 m de di%metro y 5!C2 m de pitc&• Alternador de 45 Ratt• arburador: ; 2IIA 125 =.CCmm &o@eB• Escape: -tub o =. /mm diameter < 2I/mm lon) ominalB


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4.3 INSTALACI#N DEL OTORE


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La pala propuesta! diseñada para la condici#n de crucero! posee los si)uientespar%metros:

Parámetro Valor Unidad'mero de palas = F

39 0555 2 minDi%metro 5!1 9Velocidad 0=!1= m s3otencia =/1I5! 4 R

3erfil lar@ K! eM455.555 An)ulo de ata$ue =

Densidad 5!0IC2 7) mTabla 22 Paráme"ros de la pala propues"a

4.3.3.1 DI& ETRO DE LA )ÉLICEEn la selecci#n del di%metro de la &"lice se debe tener en cuenta los efectos por compresibilidad y el ruido $ue la misma )enera.El di%metro de la &"lice influye directamente con el ruido )enerado! es por ello $ue sepresenta a continuaci#n una )r%fica del mac& de la pala respecto a la posici#n en la

misma.

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.$ 0.7 0.8 0.' 10

0.10.20.30.40.50.$0.70.8

+R

08

Figura 2' 9ac: ,s r.R

omo punto m%s importante se debe observar $ue el mac& de puntera no supera unvalor de 5!C ! siendo el mismo valores usados en aeronaves de este tipo de cate)oría.



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4.3.3.2 CARACTERÍSTICAS DE LA )ÉLICEEn la presente secci#n se e


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eficiencia de la misma. Entonces se estima el valor del rendimiento de una &"liceinstalada como:

installed free for J effective p blockage scrubbing compressibility p F F F η η =

Ecuación !*

Donde:

• blockage F : *actor $ue tiene en cuenta los efectos de blo$ueo dado por el tipo de

entrada.• scrubbing F : *actor $ue tiene en cuenta el incremento de resistencia producido por

las partes sumer)idas en el slipstream.• compressibility F : *actor $ue tiene en cuenta los efectos de compresibilidad.

• free for J effective pη : Eficiencia de la &"lice para coeficientes de avance efectivo.

-e prosi)ue con el c%lculo del factor blockage F ! para ello se calcula el coeficiente deavance efectivo Zeff dado por:

( )1eff J h J = −

Ecuación !1

Donde & tiene en cuenta el retardo del flujo a trav"s del disco de la &"lice por lapresencia del fuselaje o bar$uilla detr%s de la &"lice.

h= 0

El efecto del aumento de la resistencia de las partes ubicadas en el slipstream sepuede suponer como:

2f 1 1.558 slip scrubbing F D

σ = − ÷

Ecuación !2 Donde:

• σ : elaci#n de densidad atmosf"rica.•

f slip : esistencia de los componentes de la aeronave sumer)idos en la estela

de la &"lice y se estim# como.f 0.004

slip wet slipstreamS =

Ecuación !!


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Donde wet slipstreamS es la superficie mojada por el slipstream siendo una porci#n delempenaje &orizontal.

El efecto de la compresibilidad para este tipo de aeronave no es influyente debido a labaja velocidad de vuelo de la mismaEn la tabla a continuaci#n se presentan los valores calculados de cada uno de losfactores y los respectivos rendimientos de la &"lice para cada condici#n de vueloestudiada. omo se observa no son importantes las caídas en la eficiencia de la &"licecomparada con la misma sin instalar.

ondici n # $loc%age S &et f slip ' # scru$ling # comp ! ) eff * pfree * pinst Ascenso 2!552 5 5 5!40 5!II4/ 5!25C 2 5 5!/=/ 5!/0 5!/41C Autonomía 2!554 5 5 5!40 5!II4/ 5!2/= 2 5 2 5!C5 5!1I0

rucero 2!55/ 5 5 5!40 5!II4/ 5!=2 2 5 5!CI0 5!11 5!104/Tabla 2! Paráme"ros de la :Dlice ya ins"alada

4.3.4INTE!RACION DEL OTOR Y LA )ELICEUna vez calculados los rendimientos de la &"lice instalada para cada condici#n devuelo! se puede obtener las curvas de las performances del conjunto motor &"liceinstalados! 3otencia disponible a 39 contantes para un ran)o de velocidades.

45 55 $5 75 85 '5 1051151258

10

12141$182022242$28

3400 <4000 <4500 <5000 <5500 <5'00 <7200 <

V;?NOTS=

P ;)P=

Figura !* Pd ,s ,el


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CAPÍTULO 5: AVI#NICA

5.1 INTRODUCCI#N3ara el diseño preliminar de un Ve&ículo A"reo o (ripulado UAV Unmanned AerialVe&icleB es necesario tener en cuenta los componentes $ue inte)ran el -istemaEl"ctrico y Electr#nico de la aeronave! a fin de determinar los pesos y las dimensionesde los e$uipos! los cuales ser%n necesarios para el posterior diseño del *uselaje.En el si)uiente capítulo se &ar% una breve descripci#n de los componentes $ueinte)ran el sistema el"ctrico y electr#nico de la aeronave.

5.2 DESCRIPCI#N DEL SISTE A ELÉCTRICO YELECTR#NICO DE A BORDO

Uno de los sistemas m%s importantes de los UAV! es el sistema el"ctrico y electr#nico!ya $ue en este sistema se encuentra:

• EB"ipos de +elemetr?a : -on los e$uipos $ue permiten controlar la aeronave!

monitorear la nave)aci#n y los par%metros fundamentales del avi#n de modoremoto. El alcance de los e$uipos de enlace de telemetría! ser% uno de losfactores m%s importantes al momento de determinar el alcance operativo del

UAV.• Sensores de a@e!aci n : Los sensores de nave)aci#n! son todos a$uellos

sensores $ue permitir%n al autopiloto realizar la nave)aci#n y control del UAV.• A"topiloto, El autopiloto es el e$uipo central del sistema el"ctrico y

electr#nico! ya $ue este se encar)a de procesar las señales de los sensorespara realizar control de vuelo y nave)aci#n del UAV. Adem%s es el encar)adode realizar la transmisi#n y recepci#n de los datos mediante los sistemas detelemetría y controlar los e$uipos de car)a pa)a.

En la *i)ura a continuaci#n se ilustra la disposici#n y la cone


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Figura !1 ;isposición y cone/ión en"re los componen"es

En la si)uiente *i)ura se describe el sistema de alimentaci#n del UAV! el cual est%compuesto por el )enerador! el cual produce ener)ía alterna. El rectificador es elencar)ado de llevar la ener)ía alterna al tipo de ener)ía continua! $ue es el tipo deener)ía $ue consumen todos los e$uipos el"ctricos y electr#nicos del UAV. Adem%s! elsistema de alimentaci#n posee una batería! la cual se conecta en caso de $ue el)enerador dejase de funcionar! el re$uerimiento $ue debe de cumplir es poder suministrar ener)ía a la aeronave por =5 minutos.

Figura !2 0is"ema de alimen"ación del A,

5.3 SELECCI#N DE LOS EQUIPOS DEL SISTE A

5.3.1SELECCI#N DEL AUTOPILOTODe todos los e$uipos el"ctricos y electr#nicos! se comenz# seleccionando elautopiloto! ya $ue a partir de este se determina el resto del e$uipamiento $ue deber%

ser compatible con el mismo. El autopiloto seleccionado fue el 3iccolo HH del fabricanteloud ap (ec&nolo)y! debido a $ue el fabricante brinda amplia informaci#n del


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funcionamiento y características principales necesarias para realizar el diseño delsistema el"ctrico y electr#nico del UAV.

El autopiloto 3iccolo HH actualmente es utilizado en el desarrollo de UAV decaracterísticas similares a la aeronave en cuesti#n. Al)unos de estos -istemas de UAVson mencionados a continuaci#n:

esarrolladores esi!naci n aracter?sticas +Ccnicas Ima!en

Aerodreams &iF1 ;elicopter UAV

Di%metro otor: 0 m

Lon)itud *uselaje: 1!24 m3eso: /45 @)

Autonomía: CF25 &sesarrolladore

s esi!naci n aracter?sticas +Ccnicas Ima!en

ayt&eono#raUnmanned Aircraft

-ystem

Enver)adura: !2 m

Lon)itud *uselaje: 2!C m3eso: =4 @)

Autonomía: &sesarrolladore

s esi!naci n aracter?sticas +Ccnicas Ima!en

Jae -ystems -ilver*o<

Enver)adura: 0 m

Lon)itud *uselaje: 1!24 m3eso vacio: 22 @)

Autonomía: / &s

Tabla 2$ av s +ue u"ili an el Piccolo II como au"opilo"o

El autopiloto 3iccolo HH incluye no solo el procesador del autopiloto! sino $ue adem%sbrinda los sensores de vuelo! nave)aci#n! comunicaci#n inal%mbrica y las interfacescon la car)a pa)a.

aracterísticas 3rincipales del Autopiloto 3iccolo HH:• -istema inte)rado de datos de vuelo! sensores inerciales! sensor ?3- y enlace

de datos en carcasa prote)ida contra interferencias electroma)n"ticas.• 3osee tres modos de vuelo: Autom%tico! Estabilizado y 9anual.• 3osee modos a prueba de fallo de sensores.• ompatible con sistema de comunicaci#n satelital Hridium.• -oporta perif"ricos tales como: transponder! ma)net#metro! altímetro laser!

?3- (7.• 3osee un transmisorFreceptor de datos inte)rados de 2R.• Hnterfaces con car)a pa)a de tipo anal#)ica! di)ital! serial y A• onsumo el"ctrico: Vin C =5V! 3otencia /R.

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• 3eso: = )• Dimensiones: 2/= < 10 < 02 mmB

Figura !! Au"opilo"o Piccolo II

A partir de la selecci#n del autopiloto y de las compatibilidades recomendadas por elfabricante! se seleccionaron los dem%s componentes.

5.3.2SISTE A DE C& ARA !IROESTABILI'ADA-e usara una c%mara AVE EKE HH acoplada al fuselaje. Esta c%mara deber% ser desmontable en el caso de $ue se re$uiera un cambio de la car)a pa)a. La c%maracuenta con detectores infrarrojos y sensores especiales para la detecci#n de actividad

en Volcanes. A continuaci#n se muestra la %mara AVE AKE HH:

Figura !$ Cámara Raven Eye II

aracterísticas 3rincipales de la AVE AKE HH:• Velocidad an)ular mayor a 05 )rados se).• Voltaje de entrada: =C VD .• 3otencia =C5 R.• 3eso: 45 7).• Dimensiones:

o Di%metro: =C5 mmo Altura: 455 mm


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5.3.3ANTENA DE CO UNICACI#N EN LA BANDA U)FEl sistema de comunicaci#n $ue posee el autopiloto 3iccolo HH se encuentra en labanda de U;* en I559;z. Este enlace de comunicaci#n es utilizado para realizar latelemetría de los datos de vuelo y nave)aci#n en modo L+- LineFofFsi)&tB. Elalcance de los enlaces en U;*! si bien depende de las características de todos loselementos $ue intervienen en el enlace! es por lo )eneral de no m%s de 245 @m.9ediante la señal de U;*! el autopiloto se comunica con la Estaci#n de ontrol(errestre ? - ?round ontrol -tationB! la cual permite operar la aeronave yvisualizar el comportamiento de la misma. A continuaci#n se muestra la Antena del sistema U;*:

Figura !% An"ena del sis"ema =F

5.3.4 SISTE A DE CO UNICACI#N SATELITAL IRIDIUEl sistema de comunicaci#n Hridium permite realizar un enlace de datos mediante eluso de antenas satelitales! lo cual permite operar de manera remota sin restricci#n dealcance. Dado las características del anc&o de banda de un enlace satelital! el sistemasolo permite realizar telemetría de datos reducida! no &aciendo posible transmitir señalde video en tiempo real.



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Figura !& 0is"ema de comunicación Iridium

El sistema Hridium utiliza un radio modem dedicado. El fabricante del autopiloto 3iccoloHH recomienda para el uso del sistema Hridium el radio modem A LAFO de la firma AL esearc& y la antena -K 1 I2 mostrado en la si)uiente fi)ura.

Figura !' Radiomodem y an"ena del sis"ema Iridium


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aracterísticas 3rincipales del adio 9odem A LAFO:• *recuencia de operaci#n: Janda L F 2025 F20=4!4 9;z.• Voltaje de entrada: / F = VD !• 3otencia 1 R.• 3eso: /5 )r.• Dimensiones: 20= < 01 < =1 mmB

5.3.5TRANS ISOR DE DATOS DE VIDEOLa transmisi#n de la señal de video de la c%mara )iroestabilizada! se realizar%mediante el uso de modem dedicado e


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Figura !) An"ena del "rasmisor de da"os de video

5.3.6SISTE A DE NAVE!ACI#N !PSEl autopiloto 3iccolo HH permite trabajar con el sistema (7 de ?3- Diferencial (7

eal (ime 7inematicsB! lo cual permite incrementar la precisi#n de la posici#n de laaeronave en el momento del despe)ue y aterrizaje autom%tico con errores de pocoscentímetros.3ara la utilizaci#n del sistema (7 D?3-! el fabricante del autopiloto recomiendautilizar el receptor de ?3- ovatel *le


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Figura $1 Recep"or del sis"ema GP0 @ova"el

Figura $2 0is"ema GP0

aracterísticas 3rincipales del receptor de ?3- ovatel *le

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Figura $! Indicador de rumbo B9agne"óme"ro

aracterísticas 3rincipales del 9a)net#metro ;9 /55:• an)o de \ = ? auss! W15 ]?auss esoluci#n.• (res ejes O! K!GBsalidas di)itales.• De 25 a 24/ muestras por se)undo.• Hnterfaz de datos -= = o -/C4.• Voltaje de entrada: =C VD !• 3otencia de onsumo: 5!4 R• 3eso: 255 )r • Dimensiones: C! < !C < =!= mmB

5.3." SISTE A DE TRANSPONDEREl autopiloto tambi"n permite incorporar un sistema de transponder para realizar vuelos bajo el control de tr%fico a"reo mediante el uso de radares secundarios. Eltransponder $ue recomienda el fabricante del autopiloto! es el (=555UAVFL de la firma

9icroAir Avionics. El transponder re$uiere de una antena omnidireccional AV ==.


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Figura $$ Transponder

aracterísticas 3rincipales del (ransponder (=555UAVFL:• (ransmisor de 25I59;z F5.=9;z• (iempo de subida de C5ns• (iempo de caída 2=5ns• Entrada de alimentaci#n 25F VD• 255F245mA ^ =CV• (emperatura de: F=5 a 44 •

=55R de salida de pulsos• 3eso: /4/ )r • Dimensiones: 2 2

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Figura $% 0is"ema de al"#me"ro laser

aracterísticas 3rincipales del A?L -ensor:• 3otencia: 1F 0VD• omunicaciones: -F= =• Alcance: 25 cm a 2555 metros de la meta nominal• 3recisi#n: 5 cm alta calidadB 2m baja calidadB• esoluci#n:25cm• onsumo de ener)ía: menos de 2R• 3eso: =44 )r • Dimensiones: 251 < /0 < 22 mmB

5.3.1% SISTE A ACTUADORESLos actuadores son mecanismos de servo motores! encar)ados de mover lassuperficies flap! alerones! tim#n de profundidad! rudderB y tambi"n se van a encar)ar de producir los desplazamientos al tren de aterrizaje.Dado el re$uerimiento de tor$ue necesario para todas las funciones de la aeronave seeli)i# el 7=555 -ervo Actuador:


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Figura $& 0ervo Ac"uador

aracterísticas del 7=555 -ervo Actuador se muestran a continuaci#n:• Entrada de alimentaci#n: 5!4 AmpF = VD ma


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Figura $' Ha"er#a u"ili ada por el A,

5.4.1SISTE A DE ALI ENTACI#NEl sistema de alimentaci#n se basa en un solo )enerador de alterna conectado al ejedel motor de la aeronave. El mismo provee ener)ía alterna y una potencia de &asta

455 R. El alternador $ue se va a usar es de la firma -ullivan con su respectivore)ulador.



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Figura $( Al"ernador del sis"ema de alimen"ación

aracterísticas del alternador -ullivan -014FC55:• 3otencia entre)ada en crucero: =555R• 3otencia m%

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. *uselaje (rasero: en el mismo se ubican el sistema propulsivo y la toma deaire.

En el an%lisis del fuselaje no se tendr% en cuenta la sustentaci#n producida por elmismo! ya $ue es despreciable comparada con la del ala! pero no así la resistenciapar%sita y el momento a picar de este cuerpo! $ue ser%n estimados posteriormente.

6.2 !EO ETRIA DEL FUSELAJE.-e dimensionar% el fuselaje utilizando como &erramienta de diseño A(HA V4 2C.3ara el diseño del mismo se tendr% en cuenta la car)a pa)a a transportar como asítambi"n los e$uipos necesarios y componentes $ue ir%n alojado en el mismo. Acontinuaci#n se detallan las dimensiones y especificaciones de los dispositivos autilizar:

C / , >, E- ,89 8089 D9/, -9 ,- ; 9>0 8 0 > =

A> C . 2 C: >

C: =::< E<

: 6 : B >

E< B6 > F@ >

*::< T 6 T 6 6 >

M:B: # = >B .

MDS 6 > 6 410 9 240 9 320

+ >6 JAVA : 6 :@ C T . >: ;. 500 9 6

1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

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S : 8 I B6 6 >

1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

S : 1 D > 1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

S : 2 I > 1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

S : 3 D > : 1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

S : 4 I > : 1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

S : 4 D @ 1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

S : 5 I @ 1$ 0#5 A 32 V/< 9. [

112 9 $' 9 23

A>BH 1 7 3$VDC[ 107 9 4$ 9 113A B 6 6 6@< 200 3' 9 3' 9 '#4

A B B : 250 M ; B < B : 0#5 35


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correspondiente bancada adem%s de la toma de aire situada en la parte superior paralo)rar una adecuada refri)eraci#n.

El fuselaje trasero es formado a partir de una suave transici#n desde la m%

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A> 25#03 157$ 2'$ 3'447#28

7408#88

C: > 7$#25 1$23 307 123753#

75

23408#

75C: =::< 17#25 1124 238 1'38' 4105#5E< : 6 : B > 3#$7 4123 353 15131#4

112'5#5

1E< B6 > 3#$7 4088 353 15002#'

$12'5#5

1F@ > 15#0$ 1334 173#5 200'0#0

42$12#'

1*::< 12#77 2214 28$#' 28272#7

83$$3#7

13 T 6 / 6= 2 382 0 7$4 0

T 6 6 >/ 6=

12 1'88 201 2385$ 2412

M:B: # = G :

23 2375 2$0#8 54$25 5''8#4

+ >6 2#2 2820 2$0#8 $204 573#7$ T@=: 6B:B 0#101 0 $2 0 $#2$2

* B H 1#$ $37 150 101'#2 240C < 50 '50 $2 47500 3100

P H 10 1100 285 11000 2850S : $ B 6 0#35 780 0 273 0S :7 @ B B

60#35 128' 24 451#15 8#4

S : 7 B6 6 > 0#35 13$1 151 47$#35 52#85S : 8 6 B

6 6 >0#35 13$1 151 47$#35 52#85

S : 1 > 0#35 17'4 2'$ $27#' 103#$S : 2 6 > 0#35 17'4 2'$ $27#' 103#$

S : 3 > : 0#35 3$78 353 1287#3 123#55S : 4 6 > : 0#35 3$78 353 1287#3 123#55S : 4 @ 0#35 3$78 400 1287#3 140S : 5 6 @ 0#35 3$78 400 1287#3 140A>BH 0#255 1408 4 35'#04 1#02

A B 6 6 6@< 0#0312 1$$0 435#8 51#7'2 13#5'$'$A B B : 0#031 '0 $2 2#7' 1#'22

M ; B < B : 0#1 1408 120 140#8 12M: < B :< 0#34 253 175 8$#02 5'#5V6 : :B: @B:< B6 : 0#254 1472 208 373#888 52#832 T : 0#454 1215 0 551#$1 0

V6 : B 2$3#$3

$2

@8 1545'8 2%6 $


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@80/ 12"%C0/ 74%@80 146" $2

Tabla 2( Cen"ra?e del A,

(odas las distancias se encuentran en milímetros. A continuaci#n se presenta un corte lon)itudinal de la aeronave para mostrar así ladistribuci#n de los componentes a lo lar)o del fuselaje! justific%ndose de esta forma eldiseño del mismo:

Figura %* ;is"ribución de los componen"es a lo largo del fusela?e

La lon)itud total del fuselaje ser% de =!1= m. -e definir% en una primera instancia laposici#n del ala! ubic%ndose "sta en la posici#n m%s atrasada posible definida por laplanta motriz. En la fi)ura presentada a continuaci#n se detallan tres vistas del fuselajecompleto.



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Figura %1 ,is"as principales del fusela?e

El dia)rama de peso y centraje se compone de 2 casos de car)a $ue corresponden a:• Caso " : Vacio operacional tren abajo ar)a correspondiente a I ! @) de

combustible tren abajo ar)a correspondiente a I ! @) de combustible trenarriba 4S de combustible tren arriba 4S de combustible tren abajo Vacio

operacional tren abajo.

33.00 34.00 35.00 3$.00 37.00 38.00150

1701'0

210

230

250

270

@8 ;MCA =

*

Figura %2 ;iagrama de peso y cen"ra?e

En el )r%fico anterior se muestran las posiciones m%s adelantada y atrasada del centrode )ravedad. Dado a $ue el ala no puede ubicarse m%s atr%s ya $ue la planta motriz



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se ubica a continuaci#n de esta! se decide por optar por el movimiento de c.)obtenido. *inalmente con estos resultados nos podemos remitir al capítulo posterior

para el dimensionamiento del )rupo de cola.6.4 CARACTERISTICAS AERODIN& ICAS.

6.4.1RESISTENCIA AERODIN& ICA.La resistencia parasita se encuentra li)ada directamente a efectos de viscosidad. -ecompone de una parte de fricci#n y otra de presi#n! tambi"n denominada de forma.?eneralmente la resistencia par%sita se compone mayoritariamente de fricci#n.

E


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• F C : es el coeficiente de fricci#n de una placa plana• f wet S : es el %rea mojada.• f ϕ : es un factor de forma $ue corri)e la diferencia entre placa plana y fuselaje

alculando e basado en la lon)itud del fuselaje para la condici#n de autonomía yutilizando la fi)ura *F/ de la Ref. [4]:

ℜ= ρVl 8

= 4.700 .000

Ecuación !&

onsiderando adem%s $ue el flujo es turbulento desde la nariz:

C # = 0,0035

El factor de forma f ϕ se calcula a partir de la ecuaci#n:

1.5 3

1.1 1.9 f

eff eff ϕ λ λ = +

Ecuación !'

Donde eff λ es el menor de los valores obtenidos por las ecuaciones:

f eff

feff

l

Dλ =

2 N eff

feff

l l D

λ += +

Ecuación !(

on:• N l i)ual a la lon)itud del fuselaje delantero.• l i)ual a la lon)itud del fuselaje trasero.• f l i)ual a la lon)itud total del fuselaje

feff D es el di%metro efectivo cuya ma)nitud es calculada mediante:

4 feff c D

π

= ×

Ecuación !)


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on:• c i)ual al %rea de la secci#n transversal.

A continuaci#n se resumen los valeros intermedios y finales para obtener el factor de

forma f ϕ

Par%metro &a'or ni a Ac 0#2'$ < 2

* e+ 0#$13' <

' , 1#18 <

' A 0#55 <

' - 2#72 <

. e+1 4#430

. e+2 4#818

/ - 0#14

Tabla 2) ,alores para la ob"ención del fac"or de forma

La superficie mojada calculada mediante A(HA V4 ser% de:

s$e% = 4,34 m2

esolviendo la ecuaci#n para determinar la resistencia debida a viscosidad se obtiene:

(C ! 9 ):asico = C # 9 f$e% 9(1+∅ f )= 0,0173Ecuación $*

El t"rmino HH $ue representa la resistencia debida a la curvatura de la línea media secalcula mediante:

( ) ( )30

sincos

f l f

D f dc

bC S c d!αβ α β β

∆ × = − × × ×∫ Ecuación $1

Donde:• f α es el %n)ulo de ata$ue del fuselaje• β es el %n)ulo de la línea en funci#n de / • dcc coeficiente de resistencia efectiva

• f b

es el anc&o del fuselaje en funci#n de /


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A continuaci#n se presenta la línea media del fuselaje con el fin de determinar la

variaci#n deβ a lo lar)o de O.

0 500 1000 1500 2000 2500 3000

0

50

100

150

200

250

300

@

' ;@=

Figura %! -#nea media del fusela?e

on el fin de simplificar los c%lculos se linealizara la línea media del fuselajepresentada anteriormente! e

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Donde A & y A && son las %reas en planta del fuselaje delantero! A &&&

pertenece al %rea en planta del fuselaje central y finalmente A &V y AV del

fuselaje trasero. A continuaci#n se presentan los valores necesarios para resolver la ecuaci#n anterior:

Par%metro &a'or ni a c dc 1#750

A & 0#484 <2

A && 0#304 <2

A &&& 0#21$ <2

A &V 0#232 < 2

AV 0#030 <2

; & 0#2422 R

; && 0#1013 R

; &&& 0 R

; &V 0#10$3 R

; V 0 R

Tabla !* ,alores para la resolución de la ecuación $2

La resistencia del fuselaje $uedar% e


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$ 4 2 0 2 4 $ 8 10 12 1400000

0.010.010.01

0.010.01

A 0 -, 0 ,

CD

Figura %% Cd ,s Alfa fusela?e

Al observar la )rafica anterior se decide no calar el ala ya $ue para lo)rar el l deautonomía se necesita un %n)ulo de y en esta condici#n el fuselaje se encuentracerca de la mínima resistencia.

El C ! 0 obtenido en la )rafica a F0 )rados de %n)ulo de fuselaje C L= 0 B es de

5!55C! comparado con el obtenido en el capítulo = cuyo valor es de 5!55/0 se observaun incremento de un 1/S! este discrepancia est% dada ya $ue en un principio seestimo $ue la lon)itud del fuselaje seria de =!2 metros.Este incremento de resistencia demanda un aumento de potencia necesaria para elvuelo en autonomia de 5!4 ;p. El motor ele)ido para la aeronave cubre elre$uerimiento demandado de potencia! debido al aumento de lon)itud fuselaje.

6.4.2 O ENTOS DE FUSELAJE. ER!EFOR ATomo se mencion# anteriormente puede asumirse $ue un cuerpo fuselado sumer)ido

en flujo potencial no )enerar% sustentaci#n! la teoría de flujo potencial predice $ue noe

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, # =k 0< -

2 ∫0l [1 mdx ]b # ( x)2 dx

Ecuación $$

Donde:• 0 < : presi#n din%mica

•

5 1 $ ( x)5 1 <

=−√( A4 )2+ + 2+ + + (√( A2 )2+1 +1)

_ + = xc r

• l : lon)itud del fuselaje.•

d > m

dx : pendiente de la línea media del fuselaje.• b # ( x) : es el anc&o del fuselaje.• 1 c : An)ulo de calaje del ala respecto al eje del fuselaje.• 1 L= : An)ulo de sustentaci#n nula del ala.• @: es un factor te#rico funci#n de las relaciones de relaciones )eom"trica del

fuselaje.El factorL puede obtenerse mediante la fi)ura presentada a continuaci#n! definiendolos si)uientes par%metros:

? # = b #max

l # = 0,23

4 # =h #maxb #max

= 0,96

Figura %& Fac"or 6


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Esta fi)ura devuelve un valor para k de apro


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1400 1$00 1800 2000 2200 2400 2$00 28000

50100150200

250300

@

' ;@=

Figura %( ;iscre"i ación de la figura %$

La distribuci#n de las secciones correspondientes al anc&o del fuselaje $uedarepresentada a continuaci#n:

0 0.5 1 1.5 2 2.5 30

0.2

0.4

0.$

0.8

1

H; =

Figura %) ;is"ribución de las secciones del anc:o del fusela?e

-e &a utilizado la misma discretizaci#n $ue para la distribuci#n de la línea media. 3ara&acerlo mas e


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Donde "dC d α es la pendiente de sustentaci#n del avi#n completo pero se asumir%$ue el valor correspondiente al ala! calculado en el capítulo ! es lo suficientemente

pr#


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CAPÍTULO 7: !RUPO DE COLA7.1 INTRODUCCI#NLas funciones $ue tienen las superficies m#viles y fijas del )rupo de cola se puedenresumir en:

2. Ase)urar el e$uilibrio de momentos en vuelo estable por la aplicaci#n de unafuerza a una determinada distancia del centro de )ravedad.

=. Ase)urar $ue ese e$uilibrio es estable.. ?enerar momentos $ue permitan maniobrar el avi#n durante despe)ue! vuelo!

aterrizaje y carreteo.

7.2 CONFI!URACI#N DEL E PENAJELa aeronave contara con una cola tipo t>in boom! la selecci#n de esta confi)uraci#nya fue analizada en el capítulo =. A la &ora de ele)ir la ubicaci#n del )rupo de cola sedebe tener en cuenta la distancia entre boom! la cual ya fue definida! la cuerda y ladistancia de este &asta el ?! par%metros obtenidos al proponer un mar)en est%ticopara la aeronave el cual ronda entre el 25S y =5S para aviones de similares

características. A continuaci#n se ilustra la confi)uraci#n adoptada:

Figura &1 Empena?e T in boom

Las dimensiones y ubicaci#n del empenaje &orizontal est%n dadas en la si)uientetabla:

c 5m7 / = 5m7 = 5m7 / = .c = .c

5!/45 =!455 5!2/1 4!440 5! =1Tabla !1 bicación y dimensiones del empena?e



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omo se observa con este posicionamiento de las superficies &orizontales se est%dentro de una zona acorde para aviones subs#nicos. A continuaci#n se muestra una

fi)ura con las zonas donde podría ubicarse el empenaje &orizontal teniendo en cuentasu posici#n relativa al ala.

Figura &2 bicación del empena?e

7.3 DISE(O PRELI INAR DEL E PENAJE )ORI'ONTAL-e eri)ir% un perfil sim"trico para el estabilizador &orizontal por ser "sta una superficie$ue debe aportar sustentaci#n en ambas direcciones. -e eli)e el perfil A A 555I ya$ue el mismo es de uso com'n en muc&os aviones debido a su baja resistencia. En lafi)ura presentada a continuaci#n se muestran las características del perfil ele)ido.



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Figura &! Carac"er#s"icas aerodinámicas del perfil seleccionado

Los criterios de estabilidad y control de la aeronave se estimar%n de acuerdo con lossi)uientes valores:

EmpenaDe oriFontalS/m$olo alor escripci1n

Ah / Fa0 0!=/ 62 rad8 3erfil A A 555I Ref. [2]ah /!50 62 rad8 alculado con soft>are O*L 4ahg /!50C 62 rad8 alculado con soft>are O*L 4 a una distancia del

suelo de b =C b /C f 5! elaci#n de cuerdas?ap 5!554 Ć F

(ipo de nariz edondeada F*lap 5S c Fc h1 F5!55/ Ref. [G]-ecci#n 0F/c h? F5!550= Ref. [G]-ecci#n 0F/C h1 F5!55=0 Ref. [G]-ecci#n 0F/C h? F5!5544 Ref. [G] -ecci#n 0F/` 5!4 Ref. [G]-ecci#n 4F25

? emax F=5 6 8 Valor iniciale 5!C2 6m=8 -uperficie del elevador

ce 5!/4 6m8 uerda del elevador i% F= F


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C m ? F5!52I14 3otencia del elevador V h 5!4/ Ref. [>]l% =!4 6m8 Distancia del c) &asta el

́xca del empenaje &orizontal 4h 2 A&usamiento del empenaje &orizontalʌ h 5 6 8 *lec&a del empenaje &orizontal

Ala- 4 6m=8 apítulo Diseño 3reliminar del Ala,Ć 5!1/ 6m8 Fa $ /!I C 62 rad8 alculado con soft>are O*L 4a $g /!I4I 62 rad8 alculado con soft>are O*L 4 a una distancia del

suelo de b = ́x

ca5!=4 / F

C Lmax 2!0/ apítulo Diseño 3reliminar del Ala,1 0$ F0 6 8 alculado con soft>are O*L 4i$ 5 6 8 apítulo / Diseño e inte)raci#n del fuselaje,d@d1

5! 14 alculado con soft>are O*L 4

( d@d1 )g 5! 5=/ alculado con soft>are O*L 4C m ac F5!252C -oft>are AE + ED

C Lcrucero 5!/ F

C Lau%o'om7a 5!I F="selaDe

(d C md C L)fusela(e5!54/ alculado con soft>are O*L 4 B

C m 0 F5!52/0 alculado con soft>are O*L 4Sistema Prop"lsi@o

l p F2!21 Distancia sobre el eje < del plano de rotaci#n de la&"lice al ? varía con la posici#n del ?B

h p F5!54/ Distancia sobre el eje z de la posici#n de empuje al? varía con la posici#n del ?B

D 5!1 6m8 Di%metro de la &"lice p 5! C/6m=8 -uperficie del

diseño preliminar del uav halcon

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