Análisis Estructural del Fuselaje y Bancada por MEF del UAV Tonatiuh

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1 Análisis Estructural del Fuselaje y Bancada por MEF del UAV Tonatiuh José F. Vázquez 1, Tiburcio Fernández 1, Jorge L. Hernández 2 (1) Sección de Posgrado e Investigación. (2) Academia de estructuras, ESIME U.P. TICOMAN del Instituto Politécnico Nacional, Av. Ticoman 600, col. San José Ticoman, Del. Gustavo A. Madero, México D.F. (México) (jfvazquezf@ipn.mx) RESUMEN En este trabajo se presenta los avances del análisis estructural del UAV (avión no tripulado) Tonatiuh, el cual tiene como objetivo brindar apoyo en la investigación de campo oceanográfica y específicamente en la toma de video a través de una cámara espectral. Se han utilizado dos programas de cómputo basados en el método de elementos finitos, uno como ayuda para obtener los coeficientes del perfil del ala y el otro para el modelado y análisis de la estructura del fuselaje y bancada de la aeronave antes mencionada. Con la utilización de este tipo de programas y los avances tecnológicos que se han realizado, se pueden realizar cambios instantáneos a la estructura y realizar de manera muy rápida un nuevo análisis, de modo que el prototipo final puede diseñarse y optimizarse de manera casi inmediata, dando como resultado la reducción de costos y el tiempo que con llevan los diseños de los prototipos. INTRODUCCIÓN El UAV Tonatiuh nace como una herramienta para apoyar el trabajo de campo en la investigación Oceanográfica, sin embargo como ya se mencionó el UAV Tonatiuh es un modelo con 1.66 m de envergadura y 1.13 m de longitud fabricado en materiales como; madera balsa, pino, abeto, aluminio, etc., sin embargo es conveniente realizar un análisis estructural en el UAV Tonatiuh, con el fin de garantizar que la estructura soporte los esfuerzos debidos a las cargas que se generan en las diferentes maniobras de vuelo (FAR 23, 2013). La metodología utilizada fue la de obtener los coeficientes de levantamiento y resistencia al avance a través de un paquete de elementos finitos, con el fin de poder calcular la fuerza de levantamiento y resistencia al avance del avión, cargas que nos permiten determinar los esfuerzos máximos y mínimos con la ayuda de un paquete de Elementos Finitos y finalmente optimizarlo. El análisis estructural se limitó al análisis del fuselaje y bancada del avión, considerando las cargas que se generan en el despegue. Es importante mencionar que los avances en la tecnología de cómputo y el desarrollo de nuevos programas de ingeniería, han puesto a disposición de los ingenieros una gran variedad de herramientas que permiten realizar análisis de manera rápida y eficaz, por el otro lado cabe mencionar que se requiere conocer los diferentes métodos con el fin de garantizar los resultados, que de ser posible deben ser validados con algún método experimental. METODOLOGÍA El UAV Tonatiuh es un modelo escala 1:6 del Tonatiuh real, por lo que el número de Reynolds es diferente y por lo tanto es necesario determinar el C D y el C L del perfil, del ala y del avión completo. Estos coeficientes se calcularon con la ayuda de un paquete de Elementos Finitos,

2 que una vez conocidos permiten calcular la fuerza de levantamiento y resistencia al avance, así como las cargas críticas en el avión. El siguiente paso fue modelar el fuselaje y la bancada y continuar con el ensamble y finalmente al análisis estructural. El proceso de optimización se realizó de la siguiente forma: Con los resultados obtenidos de la primera corrida, se determinaron las zonas con esfuerzos pequeños y se realizaron aligeramientos, el segundo paso fue ubicar las zonas con grandes esfuerzos y considerar refuerzos para disminuir la magnitud de los esfuerzos. Con el objeto de verificar la mejora, se realizó nuevamente el análisis, los resultados se muestran más adelante. OBTENCIÓN DE CARGAS Para determinar las cargas que soporta la aeronave es necesario obtener el peso total de la aeronave, la cual tiene una carga útil de 2.5 kg, un peso en combustible de 0.5 kg y considerando un factor de seguridad de 1.5 (FAR 23, 2013), lo que hace un total de 4.5 kg. Por otro lado sabemos que nuestro UAV realizará un trabajo al nivel del mar. El motor de nuestra aeronave tiene una potencia de 60 HP, por otro lado, de manera experimental se determinó que el UAV Tonatiuh alcanza una velocidad máxima de m/s, por lo que con estos datos y la siguiente fórmula, podemos calcular la fuerza que soporta la bancada. resultando de F= 2, N. OBTENCIÓN DEL CD Y CL Para la obtención de los coeficientes aerodinámicos del perfil (coeficiente de levantamiento C L y coeficiente de arrastre C d ), se utilizó Fluent, programa basado en el método de los elementos finitos. Se generó primeramente la geometría del perfil (NACA 23012), posteriormente se generó una malla en forma de D invertida conteniendo en el centro al perfil, con lo anterior se realizaron las diversas corridas para los diversos ángulos de ataque, y obtener las curvas de estos coeficientes (Fluent, 2010). (1) Fig. 1. Malla alrededor del perfil y acercamiento del perfil

3 Fig. 2. Simulación del perfil a 5 grados de ángulo de ataque Fig. 3. Presión estática sobre el perfil Se realizaron 28,000 iteraciones para este análisis, por otro lado se puede observar en la gráfica de la escala residual que la curva logra estabilizarse de manera lineal, además de abarcar más de un tercio de la gráfica, lo que quiere decir que el análisis se realizó de manera correcta. Fig. 4. Escala residual del estudio con un ángulo de cinco grados. Una segunda opción para asegurar que el procedimiento fue correcto, es la de hacer una corrida para el mismo perfil con un número de Reynolds diferente, del cual se tengan los resultados, lo anterior se realizó tomando tres puntos y comprobando que los resultados obtenidos por este método numérico y los resultados conocidos (Abbott y Von Doenhoff, 1959) son muy cercanos. Una vez obtenidos esos coeficientes se pueden calcular los coeficientes para el avión completo, utilizando las siguientes relaciones (Raymer 1999): ( ) ( ) (2) Con los datos obtenidos se procede a generar las gráficas correspondientes.

4 Fig. 5. Grafica del coeficiente de levantamiento y arrastre Una vez conocidos los coeficientes podemos calcular la fuerza de levantamiento y de resistencia al avance del avión con las ecuaciones (Anderson, 2005) siguientes: (3) Resultando una fuerza de N, para el levantamiento y 3.85 N para la resistencia al avance. MODELADO DE PIEZAS DEL UAV (CAD) El siguiente paso fue modelar las piezas del avión en un programa de CAD, lo anterior es muy útil ya que nos permite ver nuestro modelo en tres dimensiones y checar que no haya interferencias entre las piezas (SolidWorks, 2013). Hecho lo anterior se genera la malla, sin embargo es necesario definir el material, así como sus propiedades (Gere, 2006), lo que nos llevó a dividir a nuestro modelo ya que esto genera errores. Las piezas principales son el fuselaje (madera balsa y triplay), la bancada (triplay), el tapa fuego (madera de pino) y los soportes del ala (madera de pino). Finalmente se procedió al ensamble de todas las piezas. ENSAMBLE Es importante considerar las relaciones de posición entre las piezas para un adecuado ensamble, la estructura final se muestra a continuación.

5 Fig. 6. Ensamble del fuselaje y bancada ANÁLISIS ESTRUCTURAL Una vez hecho lo anterior se genera la malla, se determinan condiciones de frontera y se aplican las cargas, a continuación se muestra el modelo con la malla. Fig. 7. Aplicación de cargas y mallado del modelo Se realiza el análisis y los resultados obtenidos se muestran a continuación: Fig. 8. Distribución de esfuerzos (izq.) y Deformaciones (der.)

6 De acuerdo a los resultados anteriores se observa que los esfuerzos de mayor magnitud y deformaciones se encuentran en la bancada. OPTIMIZACIÓN Fig. 9. Acercamiento a la parte de mayor tensión De los resultados previos se observa que la magnitud de los esfuerzos máximos son pequeños comparados con los que resiste el material. Para el caso del UAV Tonatiuh la magnitud de los esfuerzos no es considerable, sin embargo es posible realizar aligeramientos dando como resultado una disminución del peso y por ende es posible incrementar la carga útil o la cantidad de combustible, lo que repercute en autonomía. Para el proceso de optimización, se utilizaron dos criterios; primero en las áreas con esfuerzos mínimos se realizaron aligeramientos; segundo en las áreas con concentraciones de esfuerzos grandes se procedió a colocar refuerzos para minimizarlos. Una de las grandes ventajas que tienen los paquetes de cálculo de hoy en día es que nos permiten realizar una simulación y optimización virtual de manera rápida Los resultados obtenidos, se muestran a continuación. RESULTADOS Fig. 10. Distribución de esfuerzos y deformaciones en la nueva estructura El modelo final alcanzó una reducción en peso de 25 gramos, el cual se muestra a continuación, además de saber por el análisis que la estructura del avión es capaz de soportar las cargas a las que va a ser sometido, además de la disminución de peso que se obtuvo gracias a la optimización.

7 Fig. 11. Estructura final CONCLUSIONES El empleo de la tecnología, así como de programas especializados para el diseño y análisis estructural, ha revolucionado la manera de trabajar de los ingenieros, implica una reducción de tiempo y costo en los diseños de ingeniería, sin embargo sabemos que es conveniente validar los resultados o la utilización de los métodos experimentales, en el caso de este trabajo el uso de los programas empleados tanto para la obtención de los coeficientes, el modelado, ensamblaje, así como del análisis estructural, son muy prácticos ya que ponen a nuestra disposición una gran variedad de herramientas que facilitan el trabajo, siendo cada día más amigables al usuario. REFERENCIAS Abbott, Ira H., Von Doenhoff, Albert E., Theory of wing sections, Courier Dover Publications, , Anderson, John D., Fundamentals of aerodynamics, Mc Graw Hill, 20-21, FAA Federal Aviation Regulations, FAR 23, Subpart C- Structure, , , Gere, James M., Mecánica de materiales, Edit. Thomson, , Raymer, D.P., Aircraft Design, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., , d=dc8739b958e04ceb95c5c32fbe0932ea#pg0