ÍCARO 09 CÁLCULO DE AVIONES. GRUPO 8: Desarrollo de UAV

Transcripción

1 CÁLCULO DE AVIONES GRUPO 8: Desarrollo de UAV ÍCARO 09 Mª Ángeles González Doval Mª Ángeles González Doval Mª Victoria de la Torre Mateo Daniel Sánchez Pizarro Carlos Sanz Cordovilla Eduardo Peñas Espinar Daniel Santamaría Rubio

2 ÍCARO 09

3 INTRODUCCIÓN Base de nuestro diseño Naturaleza, Aves Por qué ese nombre? Mitología griega: Fábula de Dédalo e Ícaro Evolución de nuestro diseño

4 EVOLUCIÓN DEL DISEÑO

5 ESTRUCTURAS Cálculo de pesos Cálculo de centros de gravedad Calculo esfuerzos Tren de aterrizaje Detalles: Fuselaje: Diámetro variable (L=2.5 m) Ala y cola, en planta trapezoidal y perfiles rectangulares B=330 cms; C=36.76 cms; E=12%C b=70.71 ; c=22.5 cms; e=12%c

6 ESTRUCTURAS ALA Costillas (1/8 ) (38) Borde de ataque Balsa (redondeado) y borde de Contrachapado (Refuerzos salida(triangular) encastre y motores) Largueros Balsa(3/8 ); contrachapado(1/8 ); Spruce(1/4 1/2 )(100%) Balsa (3/4 3/4 ) Revestimiento Balsa(1/8 ) Pieza Peso (g) Pieza Peso (g) Costilla de balsa 7.31 Revestimiento Costilla de chapa Borde de ataque Larguero Borde de salida Winglet Servo 60

7 ESTRUCTURAS

8 ESTRUCTURAS COLA Costillas (/ (1/8 )(20) Borde de ataque (redondeado) Balsa Largueros Spruce (2 soportes) y borde de salida(triangular) Balsa (3/4 3/4 ) Revestimiento Balsa(3/8 ) Balsa(1/8 ) Pieza Peso (g) Pieza Peso (g) Costilla 2.64 Revestimiento Larguero delantero Borde de ataque Larguero trasero Borde de salida 67.02

9 ESTRUCTURAS

10 ESTRUCTURAS FUSELAJE Cuadernas (28) Balsa Bl (1/8 ) Contrachapado(1/8 ) (borde de ataque y de salida y tren, y 3 al final) Larguerillos (12, cada 30º) Balsa(1/8 3/8 ) Revestimiento i Balsa(1/8 ) Suelo Contrachapado(3/8 )(Resiste la carga) Paredes Balsa(1/8 ) Pieza(s) Peso (g) Pieza(s) Peso (g) Cuadernas Revestimiento Larguerillos Suelo Paredes

11 ESTRUCTURAS

12 ESTRUCTURAS OTRAS ESTRUCTURAS Y PESOS Motores (Enya) y soportes (2 kg) Combustible (3.34 kg) Payload (15kg) Tren de aterrizaje ( ~2 kg) Uniones (10% Peso Vacio) Componente Peso (Kgs) C. gravedad (Cms) Ala Fuselaje Cola Motores + soporte Tren delantero Tren trasero Fuel +Depósito ói 4 Carga de pago 15 Icaro

13 ESTRUCTURAS DISPOSICIÓN DE LAS CAJAS La situación más adelantada del centro de gravedad será de 108 cms del morro del avión y la más retrasada a 123 cms. Ayudados de un sistema estabilizador (pesa)

14 ESTRUCTURAS ESFUERZOS Esfuerzo debido a la sustentación Esfuerzo de los motores (despreciable) Fll Fallo motor. Par que debe equilibrar los estabilizadores de cola TREN DE ATERRIZAJE Tipo triciclo, tren trasero principal Tren Posición Reacción Delantero 50 cms 8 kg por rueda Trasero 150 cms 12.5 kg

15 ESTRUCTURAS

16 ESTABILIDAD Y CONTROL Incidencia ala Trimado Derivadas y criterios de estabilidad Caso de fallo de un motor Influencia del diedro Dinámica longitudinal Balanceo holandés

17 ESTABILIDAD Y CONTROL Xacw=1.18m Xact=2.2m xna=2.3414m + Xcg=1.21m SM=17.5% variación de alpha y delta con la incidencia del ala 15 alpha 10 delta variación de alpha y delta con la incidencia de la cola alpha delta lpha delta alpha delta 0 a iw it

18 ESTABILIDAD Y CONTROL Trimado 15 iw=0.8293º 10 variación de alpha y delta con la variación de peso alpha delta 5 alpha de elta 0 δalerón δ l ó = 0º α = 0.4º Cm 0 = > 0 Cmα = < Apeso Estable

19 ESTABILIDAD Y CONTROL Derivadas de Cit Criterios i de estabilidad d estabilidad > 0 Cyβ = Cn β = Clβ = Cl δ a Cnδa Cyδa Clδr Cnδr Cyδrδ = 0.15 = = = = = Cnβ Cl β < 0 Cnβ Cl β = =

20 ESTABILIDAD Y CONTROL FALLO DE UN MOTOR N = T * d * = n/m motor β = 15º respuesta ante fallo de un motor da dr beta respuesta ante beta=15º da dr phi 14 gra ados grados phi grados beta grados

21 ESTABILIDAD Y CONTROL s Influencia de diedro influencia del diedro en el trimado para beta=15º phi da dr Diedro positivo Disminuye dr Aumenta da Δδa >> δr grado diedro grados No se ha considerado

22 ESTABILIDAD Y CONTROL Phugoide: Dinamica Longitudinal Corto periodo: Wn _ p = Wn _ sp = ξ _ p = ξ _ sp = 0.96 S = 0.021± 0.339i S _ sp = 5.02 ± 01464i T_p=18.5s T_sp=1.2s Impulse response for the Phugoide Mode Impulse response for the Short Period Mode Amplitude 0-1 T _ p = 18. 5s Amplitude Time [s] Time [s]

23 ESTABILIDAD Y CONTROL Balanceo Holandés Wn _ d = ξ _ d S = = ± 9.5i Td = s Impulse response for the Duch roll Mode Amplitude Time [s]

24 AERODINÁMICA Perfiles Modelo o de CL Polar parabólica Eficiencia Mejoras aerodinámicas

25 PERFILES Ventajas Mejora de la eficiencia en un rango importante C Lmax alto y retraso de la entrada en pérdida Poco momento Ala Naca 2312 Inconvenientes Baja sustentación Características 2D C Lmax =1,677 α 15º CL max CL max Correcciones 3D C Lmax =1,275 Alta resistencia para ángulos de ataque altos/moderados α 15,618 CL max º

26 PERFILES

27 PERFILES Cola Naca 0012 Características C Lmax =1,615 α CL max 15,618 Perfil simétrico Perfil muy extendido º

28 MODELO DE CL Modelo lineal del ala Ala CL = 0, ,9349α CL alpha

29 MODELO DE CL Modelo lineal de la cola C L Cola = 3,8751α CL alpha

30 POLAR PARABÓLICA Sin término lineal C D 2 0, , C L = 0375 lim pia 20 Eficiencia aerodinámica Config. limpia C D sucia = 2 0, ,0375 C L Config. sucia 1.6 Polar sin término lineal Config. limpia Config. sucia Eficienc cia CL CL CD

31 POLAR PARABÓLICA Con término lineal C C D 2 0,026 0, CL + 0, CL lim pia = 0375 Dsucia = 2 0,0399 0, CL + 0,0375 CL Eficiencia aerodinámica Configuración limpia Configuración sucia Polar con término lineal Configuración limpia Configuración sucia ncia Eficie 10 CL CL CD

32 EFICIENCIA E(alpha) Polar con término lineal Polar sin término lineal Eficienc cia Sin término lineal L/Dmax=19,08 Con término lineal L/Dmax=22, Ángulo de ataque

33 OPTIMIZACIÓN DE LA AUTONOMÍA 25 Autonomía Polar con término lineal Polar sin término lineal 20 Polar sin término lineal: l α ópt = 61º 6,1º /CD CL ( 3/2)/ Polar con término lineal: α ópt = 7,6º α autonmia max 12º Ángulo de ataque

34 MEJORAS AERODINÁMICAS Aumento de la sustentación para ángulos de ataque superiores a 4,5º Control de la capa límite Succión y soplado Incorporación de winglets Generación de turbulencia en las superficies de control Sustentación del fuselaje Capa límite laminar Aumentar el espesor del perfil en el encastre

35 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama T/W vs. W/S Selección planta motora Gráfica potencia necesaria potencia disponible Curva consumo específico vs. velocidad Despegue pg y aterrizaje Subida Crucero Vuelo en espera Envolvente de vuelo Diagrama de carga de pago alcance

36 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama T/W vs. W/S Tsl/Wto ACTUACIONES 0.8 Despegue Subida 0.7 Entrada en perdida sin flaps Crucero 90 km/h 0.6 Crucero 150 km/h Viraje 0.5 Entrada en perdida con flaps Maxima autonomia T/W seleccionado Wto/S

37 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Selección planta motora W/S=257 N/m 2 S= m 2 T/W=0.35 (W= N) T= N Bimotor : elegimos utilizar dos motores ENYA. ENYA 2 ENYA Cilindrada cc cc. P out kw kw T 62 N 124 N Masa combustible kg kg Hélice 15x8 d=38.1 cm

38 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Potencia necesaria-potencia disponible 4000 Curva de Potencia necesaria-potencia disponible ) Potencia (W) Palanca de gases a 1 Palanca de gases a 0.95 Palanca de gases a Palanca de gases a 0.7 Palanca de gases a 0.1 Crucero a 150km/h Crucero a 90km/h Velocidad (m/s)

39 Velocidades (m/s) ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Consumo específico vs. velocidad 10 x 10-3 Consumo específico frente a velocidad 9 8 específico (1/km) Consumo Palancadegases1 Palanca de gases 0.95 Palanca de gases a 0.85 Palanca de gases a 0.85, 41.67m/s Palanca de gases 0.7 2

40 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN DESPEGUE ATERRIZAJE Distancia de rodadura 1.)método de efecto suelo S g1 = m 2.)método velocidad media S g2 = m Distancia de rodadura 1)método 1.)método 1 2.)método 2 S b1 = m S b2 = m Distancia i de transición ió S tr = m Distancia de rodadura libre S fr = m Distancia de flare S f = m Distancia de subida S c = m Distancia de aproximación S a = m Distancia total Distancia total 1.)método de efecto suelo 2.)método velocidad media S despegue1 = m S despegue2 = m 1.)método 1 2.)método 2 S at1 = m S at2 = m RFP S despegue = 300 m RFP S aterrizaje = 300 m Distancias RFP > Distancias Ícaro Cumplimos RFP

41 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Subida 14 Subida 12 Velocida ad ascensio onal (m/s) Vl Velocidad idd 23.5 de vuelo (m/s) γ subida º Velocidad Ascensional 7 (m/s) V (m/s)

42 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Crucero CRUCERO 1 CRUCERO 2 CRUCERO 3 Alcance óptimo (km) Alcance RFP (km) (100nm) (40nm) (100nm) Autonomía (h) Autonomía optimizada (h) Alcance óptimo de la misión (km) Alcance RFP (km) 455 Alcance Ícaro> Alcance RFP Cumplimos RFP

43 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Vuelo en espera y reserva ESPERA RESERVA Autonomía (h) Autonomía optimizada (h) Autonomía RFP (h) Autonomías Ícaro > Autonomías RFP Cumplimos RFP Autonomía total (h) Autonomía total optimizada (h) Tiempo total de vuelo (h) Autonomía total Ícaro > Tiempo total de vuelo Cumplimos RFP

44 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama V n envolvente de vuelo

45 ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama Carga de pago Alcance Diagrama Carga de pago-alcance (kg) Carg ga de pago Alcance (km)

46 CONSIDERACIONES FINALES Exceso empuje Permite incrementar en 3 kg el peso de combustible sin alterar la carga de pago y el T/W Permite aumentar el alcance Fácil mantenimiento dada la accesibilidad de los motores Fácil acceso a la bodega de carga Bajo peso Menor coste de materiales Posibles mejoras: Winglets Posibilidad d de desmontar las alas

47 CONSIDERACIONES FINALES

48 CONSIDERACIONES FINALES Posibles configuraciones que se han planteado: Versión Estándar Versión Espionaje: UAV negro, cámara visión nocturna Versión Detección de Incendios: Cámara térmica Versión Blanca: Baliza Versión Salvavidas:

49 CONSIDERACIONES FINALES

50 CONSIDERACIONES FINALES