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UPMH Jaeguer 124

SAE AERODESIGN MEXICO 2017

Jaeger124

NUMERO DE EQUIPO 5

EQUIPO:

Díaz Espinoza Gerardo, Avelino Aranda Marycarmen, José Sánchez Dilan

Alexis, Guerrero Ángeles José Alberto, Aguilar Ramos Edgar, Moran Flores

Diego Andrés, Ángeles Aguilar Alexis, Alonso Pineda Daniela, Juárez Mera

Xenia Jaqueline, Oropeza Zamora Irvin, Monroy Sánchez Ixchel, Moran

Hernández Janice, Gómez Jiménez Peter William, Vega Hernández Hugo

Erasto.

UNIVERSIDAD POLITECNICA METROPOLITANA DE

HIDALGO

INGENIERIA EN AERONAUTICA

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INDICE

RESUMEN……………………………………………………………….…04

NOMENCLATURA………………………………………………………...05

INTRODUCCIÓN………………………………………………………….07

METODOLOGÍA…………………………………………………………..09

CONCEPTO……………………………………………………………….10

AERODINAMICA………………………………………………………….11

SUPERFICIES DE CONTROL…………………………………………..16

FUSELAJE…………………………………………………………………17

TREN DE ATERRIZAJE…………………………………………………19

HELICE…………………………………………………………………….20

ESTRUCTURAS………………………………………………………….29

.

4

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RESUMEN El presente trabajo detalla el desarrollo del proyecto de diseño conceptual, diseño

aerodinámico y construcción de la aeronave cuyo proceso fue realizado en las

instalaciones de la Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH) por

los alumnos de noveno cuatrimestre de la carrera de ingeniería en Aeronáutica, con

la finalidad de participar en la competencia de SAE Aero Design México 2017

además de ser una prueba y un reto para los estudiantes de la carrera.

Para la realización de dicho proyecto nos valemos de herramientas de software para

establecer los requerimientos y metas del diseño del aeromodelo.

Se incluyen los resultados obtenidos por los procedimientos referenciados a lo largo

del documento para la estimación de todos los valores numéricos fundamentales

aplicados, la descripción y el análisis del diseño sabiendo que los aeromodelos

diseñados deben tener gran capacidad de carga, puesto que es la meta principal

del diseño.

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NOMENCLATURA 𝐴𝑅 Alargamiento

𝑏 Envergadura

𝐶 Cuerda

𝐶𝐴𝑀 Cuerda aerodinámica media

𝐶𝐷 Coeficiente de resistencia al avance

𝐶𝐿 Coeficiente de levantamiento

𝐶𝑟 Cuerda de raíz

𝐶𝑇 Coeficiente de tracción

𝐷 Resistencia al avance

𝑑 Diámetro

𝐹 Fuerza

𝐹𝑎 Fuerza de aceleración

𝐹𝑐 Fuerza al contacto con la pista

𝐹𝑓 Fuerza al final de carrera de aterrizaje

𝐹𝑚 Fuerza media aceleración constante

𝑔 Aceleración de gravedad

𝑘 Factor de cálculo para carrera

𝑙 Brazo de momento

𝑙𝑡 Distancia de aterrizaje

𝐿 Levantamiento

𝑙1 Longitud de superficie de control

𝑛 Revoluciones por segundo

𝑃 Perímetro

𝑅𝑒 Número de Reynolds

𝑆 Superficie

𝑆1 Deflexión máxima de superficie de control

𝑆2 Deflexión máxima de servomotores

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𝑇 Empuje

𝑇0 Torque

𝑣 Volumen

𝑉 Velocidad

𝑉𝑝 Velocidad de desplome

𝑊 Peso

𝑋ℎ𝑎 Distancia de pista para aterrizaje

𝑧 Altitud

SUBINDICE

𝑒ℎ Estabilizador Horizontal

𝑚𝑎𝑥 Máximo

𝑚𝑖𝑛 Mínimo

𝑠 Estático

𝑒𝑣 Estabilizador Vertical

𝑤 Ala

LETRAS GRIEGAS

α Angulo de ataque λ

λ Conicidad

𝜙𝑓 Coeficiente de fricción para pista de aterrizaje de asfalto

µ Viscosidad Dinámica

Ν Viscosidad Cinemática

𝜌 Densidad

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INTRODUCCION

En el presente trabajo, se presenta el proceso de diseño y fabricación

del aeromodelo de carga Jaeguer124 el cual es diseño propio de los

estudiantes del programa educativo de ingeniería en aeronáutica del grupo de

noveno pertenecientes al equipo iikim de la Universidad Politécnica

Metropolitana de Hidalgo (UPMH). El aeromodelo se ha diseñado en función de

los requerimientos y las metas de diseño planteadas por la competencia

nacional SAE Aero Design México 2017 organizada por la Sociedad de

Ingenieros Automotrices (SAE, por sus siglas en ingles). Dicha sociedad es la

encargada de la organización de competencias a nivel global relacionado al

diseño aeronáutico. En México esta competencia se organiza desde el año

2010, siendo esta, una competencia intercolegial en donde se reúnen

reconocidas universidades del país, tales como: Universidad Aeronáutica en

Querétaro (UNAQ), Instituto Politécnico Nacional (IPN), Tecnológico de

Monterrey entre otras universidades. En la cual se tiene como objetivo el apoyo

a la mejor preparación a carreras de ingeniería aeronáutica y afines.

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OBJETIVO GENERAL

Elaborar el diseño de un aeromodelo de carga que cumpla con los

requerimientos y características que solicita la organización SAE México, dicho

objetivo se puede desglosar en los siguientes objetivos particulares, que son:

Dar seguimiento a los requerimientos y metas de diseño expuestos por

SAE México en el reglamento de la competencia.

Proponer un concepto de aeromodelo de carga ponderando que esté

cuente con características de un diseño particular y con características

innovadoras.

Emplear una filosofía de diseño que se descomponga por áreas de

trabajo: diseño conceptual, diseño aerodinámico, estructuras,

electrónica, manufactura, y calidad.

Fabricación y ensamblaje del aeromodelo utilizando la disponibilidad

tecnológica de la universidad.

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METODOLOGIA

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

los requerimientos necesarios de la competencia. A continuación en la tabla 1

se enlistaran las metas de diseño establecidas por el equipo a partir de los

objetivos generales ya propuestos en los que se incluyeron el área de calidad

con la finalidad de retroalimentar para la presentación de un aeromodelo

funcional, presentable y competente.

Tabla 1Metas de diseño (Objetivos establecidos por el equipo)

1 Generar suficiente levantamiento

2 Minimizar los efectos de arrastre

3 Tener estabilidad longitudinal y vertical

4 Tener buena maniobrabilidad

5 Que la estructura sea la adecuada para soportar las fuerzas ejercidas sobre el modelo

6 Minimizar el peso del aeromodelo para aumentar su carga útil

7 Obtener las distancias requeridas para despegue y aterrizaje

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CONCEPTO

El proceso del diseño del aeromodelo fue analizando en cada una de las áreas

con sus componentes respectivos de forma individual para poder obtener un

alto nivel de desempeño de cada uno de ellos.

Como se ha mencionado anteriormente se consideró el concepto de un diseño

original que produjera una cantidad mínima de arrastre en conjunto con las

restricciones establecidas por la competencia. A partir de cada una de las

especificaciones ya mencionadas se concibió un boceto para visualizar de

forma general el concepto del aeromodelo a diseñar, de igual forma se realizó

un dibujo asistido por computadora en el programa de Solid Works obteniendo

un primer bosquejo como se puede mostrar en la figura 1

Figura 1 Concepto del aeromodelo (boceto y concepto detallado)

Vista isométrica

Vista superior

Vista lateral

Vista superior

Vista lateral

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AERODINAMICA

SELECCIÓN DEL PERFIL AERODINAMICO

FX 73-CL2-152.

Figura 2 Perfil FX73-CL2-152

El primer paso a seguir para la conceptualización del proyecto consiste en la

selección del perfil aerodinámico, para ello se tomaron en cuenta principalmente

las siguientes características que son:

Que el perfil aerodinámico permita cuantitativamente tener un coeficiente

de levantamiento lo suficientemente capaz para producir la fuerza de

levantamiento necesaria que permitir el despegue y el sostenerse de

forma correcta.

El perfil aerodinámico de acuerdo a su forma contenga el mínimo

coeficiente de arrastre para producir la menor fuerza de rozamiento que

opone al movimiento.

Obtener una mayor eficiencia aerodinámica para crear una mayor

sustentación y de igual forma resistencia, para cada uno de los ángulos

de ataque que se presenten en el aeromodelo.

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Para la selección del perfil se basó en simulaciones por computadora

utilizando CFD (Computational Fluid Dynamics) ANSYS, esta

herramienta nos permitió simular tanto los perfiles aerodinámicos

utilizados para nuestra aeronave( Ala y Empenaje Vertical y Horizontal)

de manera 2D, así como simulaciones 3D del ala principalmente, debido

a que previamente se establecieron cálculos analíticos donde se tenía

que comprobar los mismos resultados, de acuerdo a todos los análisis y

a las características necesarias se eligió el perfil FX 73-CL2-152.

Grafica 1. Grafica de la polar del perfil aerodinámico FX 73-CL2-A52

-0.50

0.00

0.50

1.00

1.50

2.00

2.50

0.00 0.20 0.40 0.60 0.80

Cl

Cd

Cl vs Cd

Simulation Airfoil Tools

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DISEÑO PLANTA DEL ALA.

El diseño en planta consta de la elección de la mejor geometría alar, donde esta nos

permita satisfacer nuestros objetivos necesarios tomando en cuenta que entre

mayor superficie alar se obtendrá un mejor levantamiento y una velocidad menor.

Para la elección de la geometría alar se decidieron ocupar dos tipos de planta tanto

la geometría trapezoidal como la elíptica como se muestra en la figura 3.

Figura 3. Geometría alar de la aeronave.

El diseño de la geometría del ala en término de desempeño aerodinámico fue

propuesto la forma trapezoidal ya que posee mejores características aerodinámicas

como mayor rigidez, inferior resistencia al avance, mayor velocidad, mejor

maniobrabilidad de la aeronave, distribución adecuada de sustentación sobre la

superficie alar entre otros de igual forma se ocupó para tener una mejor sujeción

con el fuselaje.

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La otra forma que se ocupó fue la geometría elíptica que esta nos proporciona

características diferentes como lo que es mayor eficiencia aerodinámica, tiene

inferior resistencia inducida que la de las alas rectas y minimiza el arrastre inducido

pero una de las desventajas que podemos encontrar es la complejidad que tiene en

manufactura. Considerando cada una de las ventajas que tiene las geometrías ya

analizadas se realizó un diseño de forma trapezoidal combinado en las puntas con

una forma elíptica solo que en el borde de salida tendrá la forma recta para facilitar

la manufactura.

Tabla 2 Características de la geometría del ala

Figura 4 Presentación del diseño del ala completa.

Envergadura 2.15m

Cuerda de raíz 48cm

Cuerda de punta 17.55cm

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CONFIGURACION DEL ALA

La configuración de diseño, fue enfocada en la colocación del ala relativa al fuselaje,

el cual se enfoca en el máximo aligeramiento del aeromodelo para tener una

máxima carga útil. Al generar un análisis de configuración apropiada se concluyó

que el ala alta tiene ventajas de limpieza aerodinámica, ayuda a disminuir el efecto

suelo que pudiera producirse durante el aterrizaje, y la posible colisión con objetos

extraños en el suelo que pudieran dañar la estructura. Teniendo como único

inconveniente la sujeción del ala al fuselaje. Se tuvo presente el centro de gravedad

del aeromodelo ya que al tener la carga puede variar el centro de gravedad, por lo

que el ala está configurada para que el centro de gravedad varíe mínimamente con

respecto a la carga.

CONFIGURACION EMPENAJE

Parte trasera del avión donde se encuentran las superficies de control con mayor

importancia como el estabilizador horizontal el cual provee estabilidad longitudinal,

el cabeceo tiene un movimiento de nariz hacia arriba y hacia abajo. El estabilizador

vertical provee estabilidad en el movimiento de guiñada, en el cual los movimientos

de la nariz son hacia la derecha e izquierda.

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

una reducción excepcional de arrastre y una cantidad moderada de levantamiento,

para la selección del diseño se contempló que lo mejor sería de forma T invertida

como se muestra en la figura 5 ya que es uno de las más eficientes permitiendo un

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alto rendimiento aerodinámico y para es uno de los más sencillos para

manufacturar.

Se utilizaron perfiles simétricos ya que lo que se requiere es que sea lo más estable

posible para el empenaje horizontal se utilizó un perfil NACA 0010 y para el

empenaje vertical se utilizó un NACA 0008.

Figura 5 Forma T invertida propuesta para el aeromodelo

SUPERFICIES DE CONTROL

Uno de los requerimientos principales del concurso SAE es el mantener la

maniobrabilidad y el control del aeromodelo durante el vuelo, realizando los tres

ejes de referencian de la estructura donde se producirá movimiento (alabeo,

guiñada y cabeceo). Para la realización de dichos movimientos se ocuparan servos

(Futaba S3004) ya que son los que otorgan mayor torque del necesario a los

alerones ya que es una superficie de mando el cual se ocupan para el control del

alabeo, el timón vertical, el control de guiñada, y el elevador para el control del

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cabeceo. El dimensionamiento de los servos fue de acuerdo al torque necesario

según las superficies de control, generando movimientos realizados por las mismas,

estas superficies se encontraran adaptadas a las formas del ala y del empenaje.

Para la realización del dimensionamiento de los servos se calculó de acuerdo a la

siguiente ecuación y a los datos ya obtenidos.

Máxima velocidad 10.23m/s =36.864km/h=22.906246M/h

Cuerda de la superficie de control 150mm

Longitud de la superficie de control 534mm

Máxima deflexión de superficie control 30°

Máxima deflexión del servo 45°

Tabla 3. Datos para la obtención de las dimensiones de los servos.

Torque (oz-in) = 8.5E-6 * (C2 V2Lsin (S1) tan (S1) / tan (S2))

FUSELAJE

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

que su propósito es unir los componentes principales como son: el ala el

emepenaje, el tren de aterrizaje, la planta motriz y el motor.

El diseño del fuselaje del avión fue de acuerdo a las características requeridas por

la competencia de SAE, y a los requerimientos que necesitábamos como son:

rigidez, resistencia, forma, entre otras características necesarias.

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Otra de las opciones del diseño fue la facilidad en el área de mantenimiento y las

ventajas que tendríamos de acuerdo a forma que le daríamos.

Como se muestra en la figura 6 se puede observar que la nariz tiene una forma en

cono el cual nos ayuda a que el flujo se pueda distribuir alrededor del fuselaje y a

poder contrarrestar el arrastre y la sección del fuselaje ayuda a la construcción y

capacidad de uso del volumen interno.

Figura 6. Diseño del fuselaje a) vista isométrica, b) Vista superior, c) Vista frontal

.TREN DE ATERRIZAJE

El tren de aterrizaje es un componente principal debido a que cumple diferentes

funciones como son: aceptar cargas estáticas y dinámicas durante el despegue,

aterrizaje y rodaje para proteger la estructura de la aeronave, disipar la energía de

los impactos del avión durante el aterrizaje y el rodaje, y así como el frenado en la

pista. El tren de aterrizaje que se ocupara será de forma triciclo con rueda de nariz

el cual es uno de los más utilizados debido a que tiene mejor desempeño operativo

a)

b)

c)

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que otras configuraciones y nos ayuda a los requerimientos necesarios para la

aeronave.

Tener suficiente resistencia y rigidez

Tener movimiento estable durante la carrera de despegue y aterrizaje en el

avión a lo largo de la pista

A la hora de aterriza debe de absorber el impacto del avión y disipar la

energía

La altura del tren de aterrizaje debe proporcionar el ángulo de ataque de

aterrizaje requerido.

Figura 7.Diseño del tren de aterrizaje para el aeromodelo.

HELICE

El empuje generado mediante la hélice es una componente de levantamiento

producida por las palas en una dirección de vuelo, esto se basa en la teoría de

momentum de disco actuador (plano discal) en el cual la propela es representada

por una área de disco “A”, se asume que el empuje se distribuye de forma uniforme

sobre el área del disco y los efectos de la punta son ignorados, si el disco se

encuentra girando o no, es irrelevante debido a que el flujo a través de él es

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

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este caso una propela de tipo tractor, porque se encuentra en la parte delantera de

la aeronave. La hélice debe mantener las RPM constantes, tratándose de un motor

eléctrico, el encargado de controlar esto es el controlador de velocidad asignado por

SAE México.

Tabla 4. Características hélice.

Análisis de arrastre en 3D

Al tener seleccionado el perfil del ala, empenaje horizontal y empenaje vertical, se

comenzó el análisis respectivo del ala de manera aerodinámica.

Se obtuvieron ciertos detalles relacionados con el análisis aerodinámico en

FLUENT, ANSYS, debido a que se tienen que colocar distintas condiciones para un

correcto análisis.

Primeramente, existe un factor importante, la velocidad con la que se hicieron las

simulaciones, este se obtuvo con la ayuda de la polar analítica como ya se pudo

conocer anteriormente.

Otro factor es qué condiciones se presentó el fluido ante el ala, es decir, se utilizó

un sistema de tres ecuaciones respectivamente de viscosidad.

Se hizo el análisis con el ala solida debido a cómo trabaja el fluido sobre la misma,

es decir, conociendo un fluido libre, a distintos ángulos, con condiciones de

Composite Propeller

15x 6 E

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viscosidad, con las paredes donde se hará el análisis de manera establecida con

distintos nombres.

Estructural

Conforme al primer diseño establecido del ala, se realizó un análisis estructural del

comportamiento del ala, siendo los resultados desfavorables para la estructura

propuesta, debido a que la magnitud de la deflexión era superior al límite de los

rangos establecidos, por lo que se decidió aumentar el número de costillas para

reforzar así mismo una modificación del material en las costillas ubicadas en los

cambios de sección y en los extremos.

.

Grafica2 polar del aeromodelo

POTENCIA REQUERIDA Y POTENCIA

DISPONIBLE

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

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

parámetros de diseño conllevan el tener presente la altitud de operación, y

densidad de la ubicación.

0

0.5

1

1.5

2

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35

Co

efi

cie

nte

de

leva

nta

mie

nto

(C

L)

Coeficiente de arrastre (Cd)

Polar de Avión CL vs Cd

Polar de Avion

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VELOCIDAD ASCENSO

El ascenso es considerado como una maniobra en la cual se unen tanto potencia

y altitud con la finalidad de lograr un incremento en la altura del aeromodelo. Para

calcular la velocidad de Ascenso (Vc) se muestra en la ecuación1.

𝑉𝑐 = 𝑉 sin(𝜃) … …. (1)

V donde viene siendo la velocidad real se obtiene de la siguiente expresión.

1

2𝜌𝑉2𝑆𝐶𝐿𝑦𝐿-mg sin(θ) Para obtener la ecuación 2

𝑉 = √2𝑚𝑔 cos (𝜃)

𝜌𝑆𝐶𝐼 ……(2)

Después de obtener V se calcula la velocidad de Ascenso (Vc) con la ecuación (1)

utilizando ángulos de ataque positivos. La tabla 4, se muestra los resultados de las

velocidades de ascenso a diferentes ángulos de ataque positivos.

Tabla 4. Velocidad de ascenso.

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VELOCIDAD DESCENSO

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

altitud de manera controlada volando en una trayectoria descendente ya sea con

potencia aplicada o sin aplicación de la misma. Para abandonar el vuelo de crucero

es necesario reducir la potencia del motor y de esta manera iniciar un descenso a

velocidad constante. Para calcular la velocidad de descenso (Vs) se muestra en la

siguiente ecuación (3).

𝑉𝑠 = 𝑉𝑠𝑖𝑛 𝛾 … … (3)

Para conocer el ángulo requerimos del triángulo de fuerzas lo cual encontramos la

ecuación número 4.

𝑆𝑖𝑛𝛾 =𝐶𝐷

√𝐶𝐿2 + 𝐶𝐷

2… … . (4)

De igual forma es necesario conocer la velocidad real V, el cual se obtiene de las

expresiones de levantamiento L=1

2𝜌𝑉2𝑆𝐶𝐿𝑦𝐿-mg cos(γ)=0 para obtener la ecuación

número (5).

𝑉 = √2𝑊𝐶𝑜𝑠𝛾

𝜌1𝑠𝑐𝐿… … (5)

Despejando obtenemos la ecuación 6.

𝑐𝑜𝑠𝛾 =𝐶𝐿

√𝐶𝐿2 + 𝐶𝐷

2… … (6)

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La tabla 5 muestra los resultados de las velocidades de descenso (Vs) a diferentes

ángulos de ataque negativos.

Tabla 5 Velocidad de descenso.

DISTANCIA DE DESPEGUE

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

del terreno que provoca una fuerza de fricción en dirección opuesta a la tracción,

esta fuerza es calculada mediante la ecuación 7

𝑅 = 𝜙𝑓 (𝑊 − L) … … (7)

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

y el arrastre durante la carrera del despegue varían en función de la velocidad, se

puede obtener un valor promedio de las fuerzas de resistencia al avance

𝑅 = 𝜙𝑓 (𝑊 − L) El cálculo para la estimación de la distancia está definido por la

ecuación 8.

25

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𝑇𝑑 =𝑉2𝑚

2𝐹… … (8)

Donde

𝐹 = 𝑇 − 𝐷 − ϕ𝑓(𝑊 −L)……(9)

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

de despegue se obtiene mediante la ecuación 10.

𝑉𝑑 = 1.2𝑉𝑝 = 1.2√2𝑊

𝜌𝑆𝑤𝐶𝑙𝑚𝑎𝑥… … . (10).

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

despegue es la presentada en la ecuación 11.

𝑇𝑑 =𝑉𝑑

2 𝑊𝑔

2{𝑇 − [𝐷 + 𝜙𝑓(𝑊 − 𝐿)]}… … (11)

CARRERA DE ATERRIZAJE

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

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

𝐷𝑇𝑎=

12

𝜌𝐶𝐷𝑆𝑉𝑃2……(12)

𝐹𝑓 = 𝜙𝑓𝑊 … … (13)

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

constante dependiente de la zona de aterrizaje.

𝐷𝑇𝑎

𝐹𝑎=

𝐹𝑑

𝐹𝑓… … (14)

𝐹𝑚 = 𝑘 ∗ 𝐹𝑓 … … (15)

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UPMH Jaeguer 124

Por último se sustituyen los valores en la siguiente ecuación 16

𝑙𝑡 =𝑊

2 ∗ 𝑔(

𝑉𝑝2

𝐹𝑚) … … (17)

PLANTA MOTRIZ

Figura 8 Diseño del motor

La planta motriz se seleccionó de acuerdo a los cálculos realizados en la parte de

potencias disponibles y requeridas. A partir de dichos datos se determinó que el

motor debe cumplir con las siguientes características mostradas en la tabla 6.

Tabla 6 Características de la planta motriz.

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

4020-540KV por ser opción más viable para cumplir con la misión del aeromodelo.

El motor elegido es Scorpion SII-4020-540KV el cual tiene un peso de 672 gr.

14 Polos magnéticos de neodimio.

Kv de 540 RPM/Volt

Corriente continua de 85 amperes

Resistencia de 0.020 omhs.

Potencia mayor a los 1000 watts

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AUTONOMIA DE LA BATERIA

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

corrientes de carga de cada dispositivo del aeromodelo, además de la capacidad de

la batería. Cabe mencionar que para conocer la corriente de carga en el limitador

de potencia se hizo un análisis estadístico con limitadores similares y se obtuvo un

promedio esta corriente. Componente Cantidad Corriente de carga /Unidad

(Amp)

Corriente de carga total

(Amp

Motor Scorpion SII- 4020 1 43.33 43.33

S3003 Futaba Servo 8 0.008 0.04

SAE Limiter V2 1 0.02 0.02

Receiver 9X8C-V2 1 0.2 0.2

Σ(𝐂𝐨𝐫𝐫𝐢𝐞𝐧𝐭𝐞 𝐝𝐞 𝐜𝐚𝐫𝐠𝐚) 43.59

Tabla 7 Corriente de carga de cada componente eléctrico.

Componente Cantidad Capacidad (mAh)

Turnigy nano-tech 1 60000

Tabla 8 Capacidad de la batería.

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

utilizar la ecuación para calcular la autonomía de la batería.

𝐴𝑢𝑡𝑜𝑛𝑜𝑚𝑖𝑎 =𝐶𝑎𝑝𝑎𝑐𝑖𝑑𝑎𝑑 𝑑𝑒 𝑙𝑎 𝑏𝑎𝑡𝑒𝑟𝑖𝑎 (𝑚𝐴ℎ)

𝐶𝑜𝑟𝑟𝑖𝑒𝑛𝑡𝑒 𝑑𝑒 𝑐𝑎𝑟𝑔𝑎 𝑐𝑜𝑚𝑠𝑢𝑚𝑖𝑑𝑎 𝑝𝑜𝑟 𝑙𝑜𝑠 𝑑𝑖𝑠𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜𝑠 (𝑚𝐴)∗ 0.7

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Donde 0.7 se considera a los factores que puedes llegar a afectar la eficiencia de la

batería. La autonomía obtenida por la batería estimada es de 𝐴𝑢𝑡𝑜𝑛𝑜𝑚𝑖𝑎 = 0.096ℎ

lo que equivale a 𝐴𝑢𝑡𝑜𝑛𝑜𝑚𝑖𝑎 = 5.77𝑚𝑖𝑛

ESTRUCTURAS

CENTRO DE GRAVEDAD

El centro de gravedad es un punto en todo el aeromodelo en donde se encuentran

ejercidas las fuerzas de gravedad que afectan dicho cuerpo, para la obtención de

los centros de gravedad se utilizó el programa de SOLIDWORKS Ya que nos ayuda

a facilitar la ubicación de dicho centro de forma aproximada. Inicialmente se realizó

cada uno de los componentes de la aeronave de forma individual, teniendo las

densidades propias de cada uno de los materiales que se ocuparan como se

muestra en la tabla 9 .Ensamblando cada una de las partes para formar la estructura

de la aeronave como se presenta en el plano anexo.

29

UPMH Jaeguer 124

Figura 9 Ubicación del centro de gravedad con carga útil.

Tabla 9 Densidad de los materiales que se ocuparan .

Grafica 3. Predicción de carga

13

14

15

16

17

18

19

20

0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000

Car

ga (

kg)

Altitud (m)

Prediccion de Carga

Componente Densidad (𝒌𝒈/𝒎𝟑) Material

Ala 140, 422.034, 457.875 Madera balsa,Triplay,banak

Empenaje 140, 422.034, 457.875 Madera balsa,Triplay,banak

Fuselaje 140, 422.034, 457.875 Madera balsa,Triplay y banak

Baterías - Plastico

Servos - Plastico

Tren de aterrizaje total - Varilla ks 5-32 y caucho

Motor - Acero

Larguero 457.875 Banak

1795.30

3 4

5

8A

202

.96

391.96

480 418.99

1

2 6

7

2258.60

581

.51

516.41 849

151

.50

541 12.50

Linea Datum A Datos GeneralesUniversidad Politénica Metropolitana de

HidalgoLímite Delantero CG 654.22 Envergadura 2263.93

Límite Trasero CG 754.22 Peso en Vacío 6500CG Vacio 630 Capacidad de Baterias 6000mA/1200mA

CG Con Carga 704.22 Marca/Modelo del Motor Scorpion Equipo: iikimMaterial Variado KV del Motor 540Hélice APC 16" Paso 6" No. Equipo 05No. Pasajeros 14

Si Se Indica Lo Contrario EscalaCotas en MMGS

Aeromodelo 1:25Tolerancias:Fraccional Angular: Maquina Pliegue

Cabina de Pasajeros 1:102 Lugares Decimales

3 Lugares Decimales

Peso y BalanceElemento Descripción Peso Brazo Momento

1 Motor 305 74.23 22640.152 Bateria 896 331.29 296835.843 Ala 1500 644.22 966344.14 Empenaje 1000 1684.18 16841805 Equipaje 3100 718.50 22273506 Pasajeros 1070 792.5 8479757 Speed Control 180 401.29 72232.28 Peso Vacio 4000 592.26 2369040

Total 11909.47 5238.47 8486597.29

A A

B B

4

4

3

3

2

2

1

1