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PROYECTO FÉNiXLong Range Reconnaissance Unmanned Aerial Vehicle

José Antonio Guillén CabelloRoberto López Álvarez

Cristina Castaño FuentesJavier Liberato Delgado

Juan Carlos Cantos MateosVictor Irache Corellano

1Cálculo de Aviones, Grupo 5

Cálculo de Aviones, Grupo 5

Diseño

22


DiseñoMotivación del diseño.

UAV’s de referencia:

Shadow 200

Viking 100

Nearchos

Diseños preliminares:

-Diseño innovador.-Configuración ala alta.-Motor en configuración pusher.-Cola en U invertida.-Tren de aterrizaje tipo triciclo.

-Diseño conservador.-Configuración ala alta.-Motor en configuración pusher.-Cola en U.-Tren de aterrizaje tipo triciclo.

Inconvenientes:- Tail-boom debe soportar peso cola.- Góndola motor provoca resistencia.- Problemas impacto cola con suelo.

Modelo I

Modelo II3

http://en.wikipedia.org/wiki/File:RQ-7B_UAV.jpg


DiseñoEvolución del diseño.

Idea de partidaEstimación pesos

Diseño final

16-10-2008

20-11-2008

16-01-20094


DiseñoCaracterísticas del diseño final.

5

1) Peso total: 32,65 kg.2) Envergadura: 3,14 m.3) Longitud total: 2,40 m.4) Altura: 0,60 m.5) Diseño simple y atractivo.

6) Incorpora cámara de vigilancia en el morro.

7) Tiene capacidad para albergar hasta el doble del

combustible requerido por la misión del RFP.

8) Se puede adaptar a cambios en la misión original.

9) Se puede desmontar, ocupando un reducido

volumen.


DiseñoUbicación de la cámara de vigilancia.

Dispositivo elegido: Diseño CATIA:

6

BTC-40 – 40mm Ball Turret Camera

Peso: 80 gr

Dimensiones: Alto: 6,985 cmLargo: 8,890 cmAncho: 5,080 cm

Características:- Alta resolución- Sensor día/noche- Lentes intercambiables

Cámara

Carcasa de metacrilato


DiseñoCambios en la misión original: modularidad.

El resto de áreas de trabajo determinaría:- Si es posible llevar a cabo una nueva

misión con la modularidad establecida.

- Qué partes deberían ser sustituidaspor otras.

- Cuáles serían las nuevas característicasde los módulos a usar.

El LR2UAV puede dividirse en 13 partes

Estas partes están diseñadas de forma que se pueden intercambiar por

otras de diferentes características

7


DiseñoDesmontaje y transporte.

1200mm1400mm

500mm

- El LR2UAV puede ser fácilmentedesmontado, guardado y trasportadoen un volumen de sólo 0,84 m3.

8


Estructuras

99


Estructuras

Ø3510

25

Cuaderna

Carga de pago

Paredes

28,28

Ø30

Fuselaje:- Longitud 1,5 m. y diámetro 35 cm.- Cuadernas cada 10 cm., de madera de

balsa y espesor 3,175 mm.- Revestimiento de madera de balsa de

3,175 mm. de espesor.- Larguerillos cada 30º.- Cortafuegos de contrachapado

en la última sección.- Suelo y paredes para acomodar la carga

de pago.

1010


Estructuras

Ala:- Envergadura de 3,14 m. y cuerda de

42 cm. en el encastre.- Perfil aerodinámico real (NACA 2415).- Estrechamiento del ala.- Costillas maestras en las zonas con

mayores cargas: encastre fuselaje.- Bordes de ataque y de salida.- Revestimiento en madera de balsa

de 3,175 mm. de espesor.- Estructura tipo sandwich para los

largueros, colocados al 20 y 60 %.

1111


Estructuras

Estabilizadores:- La estructura es análoga para el horizontal

y los verticales.- El larguero delantero está formado por 2

soportes de madera de abeto. El trasero lo forman 2 largueros de 9,525 mm. de espesor de madera de balsa.

- Se contempla la instalación de bisagras para las superficies de control.

- Perfil aerodinámico real (NACA 0012).- Borde de ataque y de salida.- Cogidas de aluminio para tailboom.

1212


Estructuras

Refuerzos:

- Mayor número de larguerillos longitudinales en el fuselaje, hasta un total de 18, dejando hueco en el morro para colocar la cámara.

- Cuadernas maestras del fuselajerellenas en la parte inferior

1313


Estructuras

Refuerzos:

- Dos travesaños longitudinales bajo el suelo del fuselaje.

- Bancada del motor realizada enaluminio y situada en la sección de cortafuego.

1414


Estructuras

Refuerzos:

- Separación variable de costillasen el ala.

Raíz del ala: C/ 5 cm.Zona intermedia: C/ 7,5 cm.Punta del ala: C/ 10 cm.

Además, colocamos una costillamaestra en la zona del encastre y enla punta para reforzar.

1515


Estructuras

Refuerzos:

- Dos Tail-booms realizados enaluminio, con 3 cm. de diámetro y1,5 mm. de espesor.

- Cogidas circulares también de aluminio, tanto para el VTP como parael ala.

1616


Estructuras

Refuerzos:

- Unión entre el HTP y el VTP graciasa una L redondeada, para evitarconcentradores de tensión.

- Incremento del peso de ala, fuselajey estabilizadores un 16%, por ser zonas críticas que deben estar reforzadas (adhesivos, etc.)

1717


Estructuras

Elemento Peso (gr)

Ala 3660

HTP 475

VTP 735

Tren morro 650

Tren principal 1290

Fuselaje 4770

Motor 2200

Tail boom (2) 1070

Peso en vacío 14850

Desglose de pesos:

- Detallamos el peso de cada unade las partes de nuestra aeronave.

- Hemos considerado el peso de losservomecanismos: 60 g. cada uno.

- El peso total de nuestro modelo,realizado en CATIA V5, es de32,65Kg.

Elemento Peso (gr)

Peso en vacío 14850

Combustible 2800

Carga de pago 15000

Total 32650

1818


Estructuras

Peso total y CDG:

- Mostramos la disposición finalde la carga de pago.

- La posición del CDG, con la siguienteconfiguración de carga de pago esde 1035 mm. respecto al morro.Debe estar situado entre el tren delantero y el principal.

1919


Estructuras

Estimación de esfuerzos

- Esfuerzo en cada encastre

- Esfuerzo debido al motor

R1 =

Cálculo de Reacciones

W ⋅ ltrenppal−cdg

lentre− trenes

= 5,66Kg

R2 = W − R1

2=13,56Kg

NfgWnL s 95,4792maxmax =⋅⋅⋅=

mNyLPar s ⋅=⋅= 37,290maxmax

Parmotor = W motor ⋅ g ⋅ y motor = 11,2N ⋅ m

R2 R1

2020


Aerodinámica

2121


Aerodinámica

PERFILES SELECIONADOS :

2222


Aerodinámica

PLANTA DEL ALA:

2323

A 8,98

D 0,35

b 3,14

S 1,1


AerodinámicaPROPIEDADES GEOMÉTRICAS DEL ALA:

λ 0,5

e 0,937

2424


AerodinámicaPROPIEDADES DEL ALA

‐0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

1,6

‐0,1 ‐0,05 0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3

CL

Angulo de ataque (radianes)

Coeficiente de sustentacion del Ala Y el Perfil

Ala

Perfil

‐0,5

0

0,5

1

1,5

2

0 0,005 0,01 0,015 0,02 0,025 0,03

CL

CD

Polar del Ala

Polar del Ala

Polar perfil

Conversión a 3D:-Clαala < CLαpelfil

- Cloala < CLopelfil

2525


AerodinámicaFASES DE LA MISIÓN DEL UAV:

Despegue Subida Crucero Espera Descenso Aterrizaje

V 80,172 91,08 165 90 87,12 86,832

M 0,0656 0,0746 0,135 0,0737 0,0713 0,0711

CDO 0,0318 0,0245 0,0218 0,0283 0,0318 0,0318

Emax 14,410 16,436 17,388 15,272 14,418 14,424

2626


Estabilidad

2727


Estabilidad y Control

Objetivos:

Definir y ubicar las superficies de control para equilibrar la aeronave y garantizar su estabilidad estática de en el segmento de crucero.

- Longitudinal: Margen de estabilidad adecuado. Trimado.- Lateral-Direccional: Soportar un viento lateral β≤15º. Trimado

Posteriormente comprobar un comportamiento o estabilidad dinámicaaceptable.

- Longitudinal: Modo fugoide y periodo corto.- Lateral-Direccional: Modo Balanceo Holandés y Espiral.

28



Estabilidad Estática

29


Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.

Geometría del HTP.

- Envergadura igual que parte rectangular del ala -> simplicidad estructural y fabricación.- Superficie dentro del rango estadístico de otras aeronaves: Sh= 0,15÷0,37 Sw.- Análisis de trimado -> ángulos reducidos en crucero y aceptable a bajas velocidades.

Sh= 0,18Sw=0,198 m2

Se=0,4Sh=0,08 m2

Dimensiones del HTP y timón de dirección

3030Cotas en mm



Ubicación longitudinal. Margen de estabilidad.- SM óptimo ≈15% -> Compromiso estabilidad vs maniobrabilidad.- Ángulo de ataque reducido en crucero.- HTP alto -> minimizar perturbación por downwash del ala y flujo del motor.- Situación del combustible en CG -> SM ≈ cte.

9441087

1035

2295

Distribución longitudinal de Ca’s y CG

Tail-boom = 1,35 m

3131Cotas en mm.



Análisis de Margen de estabilidad.

ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.

- Peso variable (combustible) en el C.G. -> SM≈cte -> Combustible adicional.- Variación de SM por reubicación de PL -> SM ya no cte.

Situación admisible de la carga de pago

10%

11%

12%

13%

14%

15%

16%

17%

18%

19%

20%

850 860 870 880 890 900 910 920 930 940

XPL (mm)

SM

Wf = 0Wf = Max

SM vs Wfuel

13%

14%

15%

16%

17%

0 500 1000 1500 2000 2500

Wfuel (gr)

SM

3232



- Equilibrio de Fuerzas verticales:- CLcrucero ≈ 0,23 Curvas de sustentación y momentos globales de la aeronave

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

-3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11

α (º)

CL

CM

CL0 0,1855 -CLα 0,0999 1/ºCLδe 0,0133 1/º

CM0 0,0045 -CMα -0,0150 1/ºCMδe -0,0082 1/º

α = 0÷1º

- Se cumplen los criterios de estabilidad.

Ánalisis de Trimado. Ángulo de ataque.

iw= 0º3333



Análisis de Trimado. Deflexión del timón de profundidad.

- Trimado variable con el peso (+combustible -> ↑).- Angulo de encastre -> reducción de ángulos de trimado.- Trimado para segmento de loiter (↓V) aceptable -> necesario aumentar Sh.

Trimado en función de peso de combustible

-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

0 500 1000 1500 2000 2500

Wfuel (kg)

(º)

α

δε

Trimado en función de la velocidad

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

80 100 120 140 160 180 200

V (Km/h)

(º)

αδε

it= -0,15º3434



Geometría y ubicación del VTP.- Envergadura corta -> Reducción de momento de alabeo y distancia del CA desde el CG.- Superficie dentro del rango estadístico: Sv= 0,04÷0,27 Sw.

- Análisis de trimado -> deflexiones de superficies de control aceptables (<25º). - Ubicación y cuerda en punta establecida por HTP (margen de estabilidad) -> Flecha.

Sv= 0,14Sw=0,154 m2

Sr=0,36Sv=0,056 m2

Dimensiones del VTP y timón de dirección 3535Cotas en mm



Geometría de alerones.

- Suficiente momento de alabeo: CLδa= 0,1÷0,125 Sw.

Dimensiones de alerones Cotas en mm

Sa=0,026Sw=0,082 m2

3636



Análisis de Trimado. Viento lateral o resbalamiento β≤15º.

Trimado para viento lateral

-15

-10

-5

0

5

10

15

-20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20

β (º)

(º)

da (º)dr (º)phi (º)

Derivadas de estabilidad.Criterios de estabilidad: CLβ<0

=-0,40082 0 0,215894-0,03857 0,1104 0,0331790,053192 -0,0072 -0,08228

β objetivo (º) δa (º) δr (º) phi (º)

3737

Λw = 2º Γw= 0º

15 2,39 -9,49 8,54



Análisis de Trimado. Efectos del peso y la velocidad.

Trimado lateral-direccional en función de la velocidad(β=15º)

-15

-10

-5

0

5

10

15

80 100 120 140 160 180 200 220

V (km/h)

(º)

da (º)dr (º)phi (º) Trimado lateral-direccional en función del consumo de combustible

(β=15º)

-15

-10

-5

0

5

10

15

0 500 1000 1500 2000 2500

Combustible (kg)

(º)

da (º)dr (º)phi (º)

3838



Estabilidad Dinámica

39


Estabilidad y ControlESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINAL.

Modo Periodo Corto.

λ = - 2.8634 ± 2.57 i

ωnsp= 3.85 s-1

ζsp= 0.74 Ns/m

test = 25 seg T= 1.6 seg

Short Period Damping Ratio Limits MIL-F-8785CCategory A and C Flights Phases

Level Minimum MaximumLevel 1* 0.35 ← ζsp → 1.30Level 2 0.25 ← ζsp → 2.00Level 3 0.15** ← ζsp → no maximum

404040



Modo Fugoide.

λ = - 0.0285 ± 0.5777 i

ωnph= 0.5784 s-1

ζph= 0.049 Ns/m

test = 150 seg T= 11 seg

Phugoid Damping RequirementsMIL –F-8785C

Level 1 ζph ≥ 0.04Level II ζph ≥ 0Level III T2ph ≥ 55 sec

4141



Modo Balanceo Holandés.

λ = - 0.01287 ± 10.5866 i

ωnd= 0.6005 s-1

ζpd= 0.214 Ns/m

test = 40 seg T= 11 seg

Minimum Dutch Roll Undamped Natural Frecuency and Damping Ratio Requirements

MIL-F-8785C

LevelFlight Phase

CategoryAirplane

ClassMin. ζd

Min. ζdωnd

Min. ωnd

I,II-C and IV 0.08 0.15 1.0Level 1 C

II-L and III 0.08 0.10 0.4

4242


Estabilidad y ControlCRITERIOS DE ESTABILIDAD

Matriz de cumplimiento.

Criterio Ecuación Valor Validación

“Forward Speed Stability” -0.1739

“Side Stability” -0.4008

“Vertical Speed Stability” 5.726

“Angle of attack stability” -0.8596

“Angle of Sideslip Stability” 0.0532

“Roll Rate Stability” -0.4437

“Pitch Rate Stability” -24.38

“Forward Speed on Pitching Moment” 0.121

“Sideslip on Rolling Moment” -0.0386

“Yaw Rate Stability” -0.1271

4343

( ) ( ) 0211 <⋅−+−

cruiseDTxDuTxu V

CCCC

0<+ ββ TyY CC

0<αLC

0<αMC

0>+ ββ nTn CC

0<lpC

0<MqC

0>+ MTuMu CC

0<βlC

0<nrC


Actuaciones

4444


Actuaciones

45


Actuaciones

250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 3500

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

W/S (N/m2)

T/W

Selección de motor

2290 mN

SWto =

3.0=to

to

WT

Selección de motor

46


Actuaciones

0 10 20 30 40 50 60 70 800

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

Velocidad [m/s]

Pot

enci

a [W

]

0 10 20 30 40 50 60 70 800

50

100

150

200

250

300

350

Velocidad

T,D

Masa motor= 1.600 kg

37.18cc y 3.682 BHP

Propeller 16” x 8

Velocidad crucero 45.83 m/s

Palanca delta = 0.8

Potencia requerida

Potencia disponible

Masa fuel= 2.817kg

47


Actuaciones: Crucero

0 10 20 30 40 50 60 70 800

2

4

6

8

10

12

14x 105 Alcance

Velocidad [m/s]

Alc

ance

[m]

Cruceros a 300m

R= 225.2 km

Vmaxalcance=26.29m/s

Cruceros a 150m

R= 92.18 km

Vmaxalcance=29m/s

48


Actuaciones: Subida

Best angle of climb

Vv = 3.7723 m/s

Gamma = 11.19º

Best rate of climb

Vv = 4.3046m/s

Gamma = 9.7696º

49


Actuaciones: Descenso

Best glide ratio

Vv = -0.4889 m/s

Gamma = -1.12º

Minimum sink rate

Vv = -0.452m/s

Gamma = -1.2497º

50


Actuaciones: Virajes

0 10 20 30 40 50 60 70 800

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

4000

4500

5000Autonomia

Velocidad [m/s]

Aut

onom

ía [s

]Máxima Autonomía

-Segmento de Virajes

E= 4782 s

RFP = 1800s

0 10 20 30 40 50 60 70 800

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4x 104 Autonomia

Velocidad [m/s]

Aut

onom

ía [s

] -Segmento de espera

E=15180 s

RFP=14400 s

51


Actuaciones: DistanciasDistancias de despegue

Rodadura Transición Subida Total

Distancia(m)

110.28 53.95 46.81 211.04

Tiempo(s)

15 5 20

Distancias de aterrizaje

Acercamiento Flare Rodadura Total

Distancia(m)

66.55 17.47 187.6 268.62

Tiempo(s)

20 20 40

52


Actuaciones: Rango de operación

Alcance máximo

- Configuración From-To

563.72 km

- Configuración Simple

281.86 km

Autonomía máxima

5.5 h

53


Actuaciones

1-g stall speed Vs = 17.9038 m/s Vmax crucero Vc = 55.56 m/sV maniobra Va = 34.9010 m/s V picado Vd = 69.44 m/s

54


Actuaciones

MTOW=320.3357 N

MPL=147.15 N

RF=13.734 N

OEW=132.1757 N

MZFW=279.1337 N

0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4

x 106

100

150

200

250

300

350Carga de pago-Alcance

Alcance [m]

P/L

[N]

55


Conclusiones

5656


Conclusiones

1. El diseño final es atractivo y permite adaptar el LR2UAV a cambios en la misión original mediante la modularidad de sus elementos.

2. La estructura del LR2UAV es ligera y resistente, maximizando el uso de materiales convencionales.

3. No se necesitan incluir superficies hipersustentadoras.

4. El diseño esta realizado para optimizar la fase de crucero.

5. El LR2UAV es estable tanto estática como dinámicamente.

5757


Conclusiones

6. Se cumplen todos los requisitos del RFP:

Requerimientos Exigencia RFP Resultados Cumplimiento

Distancia de despegue 300m 211.0412m

Distancia de aterrizaje 300m 268.6219m

Velocidad de crucero mínima 41.67m/s 45.83m/s

Velocidad vertical mínima 2.54 m/s 3.773m/s

Gradiente mínimo de subida 9% 14.71%

5858


Trabajo futuro

5959


Trabajo futuro

1. Diseño CATIA mucho más exhaustivo.

2. Uso de software de Elementos Finitos para realizar un análisis estructural completo.

3. Realización de ensayos en túnel de viento, o uso de software más sofisticado para obtener valores aerodinámicos más exactos.

4. Uso de software de simulación de vuelo para comprobar el comportamiento del LR2UAV en los diferentes segmentos de la misión antes de ser fabricado.

5. Instalación de un sistema de recuperación de vuelo en caso de pérdidas de control.

6060


Gracias por su atención

6161

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