Palabras Claves: UAV, Canard, Avión Espía, Diseño Preliminar, Motor Pusher, Vigilancia, Reconocimiento, Aerofotografía.

Transcripción

1 Fecha: Junio 5 de 2006 Programa: Ingeniería Aeronáutica Autores: Luís David Orjuela Mora Héctor Eduardo Torres Bermúdez Gildardo Torres Penagos Titulo: DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MINI-UAV Palabras Claves: UAV, Canard, Avión Espía, Diseño Preliminar, Motor Pusher, Vigilancia, Reconocimiento, Aerofotografía. Descripción: Trabajo de diseño y construcción de un Mini- UAV para vigilancia, aerofotografía y reconocimiento controlado por radio control, el cual cuenta con configuración canard, mini cámara y motor tipo pusher. Dentro del documento encontramos su proceso de diseño y planos de construcción. Fuentes Bibliogràficas: Anderson, John D Introduction to Flight. Ed. Mac Graw-Hill. Dr Roskam, Jan. Airplane Flight Dynamics and Automatic Flight Controls, Ed. Dar Corporation. Luzadder, Warren J. Fundamentals Of Engineering Drawing. Ed. Prentice- Hall. Anderson, John D. Fundamentals Of Aerodynamics. Ed. Mac Graw-Hill.

2 Dr Roskam, Jan Airplane Design Part I,II,III,IV,V,VI,VII,VIII, Ed.Dar Corporation Raymer, Daniel Aircraft Design: A Conceptual Approach, Ed. Washington Edward Chuan-Tau Applied Airfoil And Wing Theory, Ed. Cheg chug book company Norma Técnica Colombiana: NTC ICONTEC 2005 Manual De Normas De Dibujo Técnico. ICONTEC 2005 Contenidos: 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA: Se describe la situación actual en el campo de los UAV y su desarrollo hasta la fecha. 2. MARCO DE REFERENCIA: Se hace una introducción teórica de algunos de los aspectos y conceptos técnicos más importantes que se trataran en el documento. 3. METODOLOGÍA: Se analizan los diferentas aspectos de que intervienen en la metodologica del proyecto. 4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO: Se lleva el proceso de diseño desde los requerimientos del avión hasta el diseño final pasando por el dimensionamiento de sus principales partes y configuración general. 5. MATERIALES DE FABRICACIÓN: Se nombra y se señala la ubicación de cada uno de los materiales de construcción. 6. COSTOS DE FABRICACION DEL PROTOTIPO: Se especifican los costos de cada una de las fases y materiales del proyecto. 7. RECOMENDACIONES: Algunos aspectos que el Mini UAV puede mejorar en un futuro. 8. CONCLUSIONES: Conclusiones generales acerca de la tesis y su desarrollo 9. ANEXOS: Planos y Fotografías de el Mini - UAV

3 Metodología: ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN: Empírico - Analítico LÍNEA DE INVESTIGACIÓN: Diseño y construcción de aeronaves. HIPÓTESIS: Por medio de este proyecto se desea demostrar que es posible el diseño y construcción de un mini UAV operativo en las áreas de seguridad, fotografía y reconocimiento aéreo, que corresponda y respalde los conocimientos adquiridos durante el desarrollo de la carrera profesional de ingeniero aeronáutico, y que a su vez pueda contribuir a la industria aeronáutica colombiana. VARIABLES Variables Independientes: Debido a la poca o nula investigación y desarrollo por medio del uso de un método científico en el campo del diseño de mini aeronaves con fines útiles, se encuentra que en Colombia existe un gran vacío para la industria aeronáutica comercial y militar, pues los pequeños avances logrados a lo largo del tiempo en la aviación colombiana han sido enteramente enfocados para fines recreativos, que no involucran mayores desafíos a la hora de diseñar. Variables Dependientes: El retraso tecnológico que actualmente tiene Colombia frente a otros países del mundo y Latinoamérica en cuanto a aviación comercial o estratégica se refiere, hace que se pierda competitividad comercial frente a otras naciones. Además si se tiene en cuenta la elevada demanda de pequeñas aeronaves con bajos costos de operación para desarrollar tareas de aerofotografía y vigilancia aérea (redes oleoductos, grandes extensiones de tierra), se podría observar el gran mercado que podría acaparar la industria colombiana si se pudiera consolidar en la producción de aeronaves no tripuladas con fines estratégicos, el cual hasta el momento ha sido cumplido enteramente por grandes aeronaves que requieren una tripulación y que implican costos de operación demasiado elevados para empresarios comunes.

4 Conclusiones Se diseño y construyo completamente un Mini UAV con cámara integrada dentro del plazo del proyecto. Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas del la aeronave, su fuselaje y tren de aterrizaje. Se realizaron análisis aerodinámicos y de dinámica de vuelo para las distintas superficies y partes del Mini UAV. Se llevo a cabo una adecuada selección de todos los dispositivos instalados a bordo del mini UAV como lo son servos, receptor, cámara, etc. También se escogió una plata motriz que cumple de con los requerimientos de diseño de la aeronave sin incurrir en el sobre-dimensionamiento. Se seleccionaron materiales livianos y de alta resistencia con el fin de ahorrar peso y dar a la aeronave excelentes cualidades en cuanto a resistencia estructural se refiere. Además estos fueron fabricados con las más recientes técnicas de construcción de aviones miniatura.

5 DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MINI-UAV LUIS DAVID ORJUELA MORA HECTOR EDUARDO TORRES BERMUDEZ GILDARDO TORRES PENAGOS UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERIA PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONAÚTICA BOGOTÁ, D.C. 2006

6 DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MINI-UAV LUIS DAVID ORJUELA MORA HECTOR EDUARDO TORRES BERMUDEZ GILDARDO TORRES PENAGOS Trabajo de grado para optar al título de Ingeniero Aeronáutico Director OSCAR GRANDAS Ingeniero Aeroespacial UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERIA PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONAÚTICA BOGOTÁ, D.C. 2006

7 Nota de Aceptación Presidente del Jurado Jurado Jurado Firma del Asesor Metodológico Bogotá, D.C. 8 de Junio de 2006

8 Primero que todo gracias a Dios y a mi papá porque siempre estuvieron ahí para apoyar y acompañarme todos los días durante estos 5 años, también quiero agradecer a mi familia que me dio siempre la fuerza para seguir adelante, a los profesores que con su conocimiento y tutela ayudaron al desarrollo de la tesis y del resto de la carrera., a todos mis compañeros y amigos, y a la Universidad de San Buenaventura. Muchas Gracias a todos. Luís David Orjuela Mora.

9 Ante todo quiero dar gracias a Dios y a mis padres por todo lo que me han brindado no solo durante mi formación como Ingeniero Aeronáutico sino como una persona de bien encaminada a servir a la sociedad. Porque a pesar de las adversidades, siempre tuve en mi familia una voz de aliento que me daba la motivación necesaria para continuar. Por todo esto, y por mucho más gracias a toda mi familia, a los profesores de Ingeniería Aeronáutica y a mis compañeros por haber formado parte de un desarrollo integral que espero me permita aplicar todos los conocimientos adquiridos en mi vida profesional... Gracias Hector Eduardo Torres Bermúdez.

10 La elaboración de este proyecto complementa la obtención del logro más importante en mi vida, donde culmina una etapa estudiantil para dar comienzo a una nueva etapa en donde la responsabilidad, honestidad y profesionalismo son las bases para ejercer como Ingeniero Aeronáutico. Este logro fue posible gracias a Dios que puso en mi camino a personas importantes que siempre han depositado su confianza en mí, y me han apoyado de forma incondicional cuando los he necesitado. A ellos dedico en forma afectuosa y respetuosa, este proyecto. A mis padres, por la formación y valores que con mucho amor me enseñaron, bases importantes para ser quien soy. A mi familia, por el cariño y compresión que me han brindado durante mi formación profesional. Gildardo Torres Penagos

11 AGRADECIMIENTOS Los autores de este proyecto quieren expresar sus más sinceros agradecimientos a: Ingeniero Oscar Grandas, Ingeniero Aeroespacial y director de éste proyecto que por medio de su gran conocimiento y apoyo permitió que la realización de éste fuese posible. Ingeniero Miller Bermúdez, Ingeniero Aeronáutico, por su importante cátedra sobre Dinámica de Vuelo que fue fundamental para el desarrollo de éste proyecto y por su amable atención hacia los estudiantes en todo momento. Ingeniero Carlos Bohórquez, Ingeniero Mecánico, por su amable colaboración durante el desarrollo del proyecto. Ingeniero Aurelio Méndez, Ingeniero Mecánico, por su amable atención y apoyo durante la fase de diseño y construcción de la aeronave. Licenciada Amanda Moya, Docente de la Universidad de San Buenaventura, por su gran aporte en la organización y metodología para la realización de éste documento. Todos los profesores del programa de Ingeniería Aeronáutica que por medio de sus cátedras nos aportaron sus valiosos conocimientos.

12 TABLA DE CONTENIDO pag INTRODUCCIÓN 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ANTECEDENTES DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA JUSTIFICACIÓN OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN Objetivo General Objetivos Específicos ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO Alcances Limitaciones MARCO DE REFERENCIA MARCO CONCEPTUAL MARCO LEGAL O NORMATIVO MARCO TEÓRICO METODOLOGÍA ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN LÍNEA DE INVESTIGACIÓN HIPÓTESIS VARIABLES Variables Independientes Variables Dependientes DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO DISEÑO PRELIMINAR Misión del mini-uav 29

13 4.1.2 Fases de la misión Especificación de la misión y sus requerimientos Estimación del peso de despegue "W TO " Estimación para las velocidades de pérdida y crucero Parámetros de desempeño Configuración alar del mini-uav Relación de aspecto del ala "A" Area alar "S" Envergadura del ala "b" Taperado del ala " λ " Cuerda de la raíz del ala "C r " Cuerda de la punta del ala "C t " Cuerda media geométrica del ala Selección del perfil para el ala Análisis de distribución de presión para el perfil seleccionado Ángulo de flechamiento del ala Ángulo de incidencia del ala Posición del ala en el fuselaje Configuración total de la superficie alar Selección de los equipos integrados dentro del mini-uav Primera estimación del centro de gravedad Segunda estimación del centro de gravedad Estimación de porcentaje de pesos para alas, empenaje y fuselaje Tabla final de estimación de centro de gravedad Diagrama de excursión Configuración del empenaje Configuración del estabilizador vertical Estimación del área para el estabilizador vertical 79

14 Selección del perfil para el estabilizador vertical Configuración para el canard Relación de aspecto para el canard "A C " Estimación del área para el canard Envergadura del canard "b C " Taperado del canard " λ C " Cuerda de la raíz del canard " C rc " Cuerda de la punta del canard " C tc " Cuerda media geométrica del canard Configuración final del canard Selección del perfil para el canard Angulo de Incidencia del Canard Dimensionamiento de los alerones Estimación del área y geometría de los elevadores Estimación del área y geometría del Rudder Dimensionamiento y configuración del fuselaje Disposición del tren de aterrizaje Tipos de configuración general para trenes de aterrizaje Requerimientos del tren de aterrizaje Tren de aterrizaje dispuesto para el proyecto mini-uav Z Posición del tren de aterrizaje en el fuselaje Configuración final de la aeronave Estudio aerodinámico del Plano principal y Canard Sustentación del ala en función del ángulo de ataque Distribución de sustentación a lo largo del ala Distribución de drag a lo largo del ala Distribución de sustentación para el canard 117

15 Distribución de drag a lo largo del canard Drag polar de la aeronave MATERIALES DE FABRICACIÓN COSTOS DE FABRICACION DEL PROTOTIPO RECOMENDACIONES CONCLUSIONES CONCLUSIONES ADICIONALES 128 BIBLIOGRAFÍA ANEXOS

16 LISTADO DE FIGURAS pag. Figura 1. Fases de la misión 29 Figura 2. Limitación de diseño a la velocidad de stall 34 Figura 3. Wing Loading Vs Power Loading 36 Figura 4. Efecto de la Relación de Aspecto (A) en la Sustentación 39 Figura 5. Incremento de sustentación en función de la Relación de Aspecto 40 Figura 6. Efecto del taperado en la distribución de sustentación 42 Figura 7. C L Vs C d, C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 4415 y Figura 8. C L Vs C d, C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 4415 y Figura 9. C L Vs C d, C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 4415 y GOE 50 Figura 10. C L Vs C d, C L Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y AG03 52 Figura 11. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-8º) 54 Figura 12. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-4º) 54 Figura 13. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (0º) 55 Figura 14. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (5º) 55 Figura 15. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (8º) 56 Figura 16. Wing Sweep Historical Trend 57 Figura 17. Valor del ángulo de incidencia para el ala 58 Figura 18. Validación de datos para la superficie alar 60 Figura 19. Configuración Final Del Ala 61 Figura 20. Ubicación de los centros de gravedad de cada elemento 73 Figura 21. Diagrama de excursión 77 Figura 22. Disposición del estabilizador vertical 79 Figura 23. C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 0006 y Figura 24. C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 0009 y

17 Figura 25. Efecto de Downwash en el ala. 84 Figura 26. Pérdida de distribución elíptica debido a la turbulencia del flujo 85 Figura 27. Configuración final del Canard 91 Figura 28. C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 2410 y Figura 29. C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 2410 y Figura 30. C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 2410 y Figura 31. Valor del ángulo de incidencia para el canard 96 Figura 32. Líneas guía para el dimensionamiento de los alerones 99 Figura 33. Geometría de los elevadores 101 Figura 34. Dimensiones del Rudder 103 Figura 35. Dimensiones del fuselaje vista lateral 105 Figura 36. Dimensiones del fuselaje vista frontal 105 Figura 37. Vista en tres dimensiones del fuselaje 106 Figura 38. Requerimientos esenciales para el tren de aterrizaje 108 Figura 39. Vista lateral del tren de aterrizaje para el mini-uav Z Figura 40. Vista en tres dimensiones del tren de aterrizaje para 110 el mini-uav Z-15 Figura 41. Vista lateral de la aeronave 111 Figura 42. Vista frontal de la aeronave 112 Figura 43. Vista superior de la aeronave 113 Figura 44. Vista en tres dimensiones de la aeronave 114 Figura 45. Coeficiente de sustentación del ala Vs. Ángulo de ataque. 115 Figura 46. Distribución de sustentación a lo largo del plano. 116 Figura 47. Distribución del drag a lo largo del ala. 117 Figura 48. Distribución de sustentación del canard 118 Figura 49. Distribución de drag a lo largo del canard 119 Figura 50. Drag polar de la aeronave mini-uav Z-15 Sky Spy 120 Figura 51. Materiales de fabricación para el mini-uav Z-15 Sky Spy 121 Figura 52. Material tipo sandwich utilizado para la superficie alar. 122

18 LISTADO DE TABLAS pag. Tabla 1. Promedio Aeronaves de referencia 32 Tabla 2. Factores Influyentes en la Instalación del Ala 59 Tabla 3. Primera aproximación al centro de gravedad 70 Tabla 4. Calculo final del centro de Gravedad 75 Tabla 5. Fracciones de Volumen para estab. verticales: A/C Tipo Homebuilt 80 Tabla 6. Fracciones de Volumen para Canard: Aeronaves Tipo Homebuilt 88 Tabla 7. Relación de Áreas entre Elevador y Canard 100 Tabla 8. Relación de Áreas entre Rudder y Estabilizador vertical 102 Tabla 9. Costos de fabricación 123

19 LISTADO DE FOTOGRAFIAS pàg Fotografía 1. Motor Supertigre 62 Fotografía 2. Hélice tipo pusher 63 Fotografía 3. Servos S3004 Futaba 64 Fotografía 4. Llantas tren de aterrizaje 65 Fotografía 5. Recibidor Futaba FP-R127DF 66 Fotografía 6. Batería del recibidor 67 Fotografía 7. Mini cámara y recibidor 68 Fotografía 8. Tanque de combustible 69

20 INTRODUCCIÓN Las aeronaves aéreas no tripuladas han ganado importancia en los últimos años gracias a que permiten vigilar zonas previamente determinadas sin la necesidad de exponer a las tripulaciones, ó aeronaves de reconocimiento mucho más costosas a situaciones peligrosas en los lugares de conflicto. Por esta razón es que surge la idea de crear una aeronave no tripulada que supla las necesidades que pueda tener un operador estatal o privado con el ánimo de realizar tareas de aerofotografía, vigilancia y reconocimiento, y además pueda ser fácilmente transportada en la difícil topografía colombiana, esta a su vez debe contar con una estabilidad inherente además de una gran versatilidad y maniobrabilidad que le permita realizar acciones evasivas en condiciones normales, es decir ante la presencia de obstáculos y en condiciones criticas de hostilidad por parte de grupos terroristas o delincuenciales en las misiones de vigilancia y reconocimiento militar. Los aspectos previamente mencionados son particularmente importantes a la hora de diseñar una aeronave, ya que si no se tiene un adecuado manejo de éstos, los resultados pueden ser catastróficos, debido a que se obtendría una aeronave prácticamente inmanejable con fallas de diseño evidentes. Así se refiere el Ingeniero Aeronáutico John D. Anderson a los principios de estabilidad y control: "Un problema importante para la aviación es... implementar en la forma de la aeronave una estabilidad natural que le permita al piloto abandonar por un momento los controles sin que esto atente seriamente contra la seguridad del diseño..." 1 1 Introduction to Flight, John D. Anderson. Ed. Mac Graw-Hill, pag

21 Es evidente que si se tienen buenas condiciones de estabilidad en un diseño, se obtendrá una aeronave mas eficiente y menos esclavizante para el piloto u operador, esto en el caso de aeronaves radio controladas, pero aún con todos estos beneficios obtenidos inclusive una excelente capacidad de maniobra, se encuentra que la vulnerabilidad de los UAVs frente a las defensas enemigas es muy alta, pues un gran porcentaje de ellas son derribadas durante su operación ya que no cuentan con un armamento de defensa que les permita no solo responder a su atacante sino además bombardear los blancos determinados. Por tal motivo, las aeronaves no tripuladas de nueva generación están siendo equipadas con una alta tecnología militar de misiles tierra-aire y aire-aire con el fin de dar paso a una nueva generación de aviones de combate no tripulados llamados UCAVs. Con esto no solo se busca implementar la capacidad del UAV para llevar a cabo misiones de destrucción de objetivos, sino además dar paso a una nueva tecnología que reemplace en forma gradual a los aviones bombarderos, y mas adelante a los llamados caza. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 17

22 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1.1 ANTECEDENTES A partir de la Segunda Guerra Mundial el hombre comenzó a dar los primeros pasos hacia el vuelo no tripulado por medio del uso de aeronaves comunes radiocontroladas, utilizadas principalmente para misiones suicidas en las cuales las aeronaves eran dirigidas hasta cierto punto por sus pilotos y luego abandonadas para ser encaminadas hacia objetivos determinados. Mas adelante en el área de investigación de accidentes, aeronaves comerciales eran manejadas desde tierra por medio de un mecanismo radio controlado, simulando problemas en la misma y causando un accidente intencionado con el fin de observar el comportamiento que sufría al impactar contra el suelo en las condiciones previamente establecidas. Pero debido al costo que suponía la destrucción de la aeronave y la instalación del mecanismo de control, además de la dificultad que implicaba la maniobra de la aeronave con los objetivos no cumplidos, hicieron que estas pruebas fueran eliminadas definitivamente. Mas tarde hacia comienzos de 1980 surge el verdadero concepto de UAV para aunar en un mismo producto las ventajas de varias técnicas de obtención de información. La primera ventaja de este sistema es quizás la reducción del tiempo necesario para seleccionar los objetivos, ya que se ha pasado de horas con las técnicas tradicionales que incluyen grandes aeronaves y su tripulación, a tan solo unos breves minutos. Por otra parte, su costo de operación es reducido si se le compara con una aeronave convencional diseñada para la misma misión. Otra gran ventaja es que la mayoría de modelos de UAVs se encuentran propulsados por motores de gasolina de bajo cilindraje que cuentan con un bajo consumo y fácil reparación, además se encuentran fabricados en un gran 18

23 Porcentaje a partir de productos disponibles en el mercado comercial lo que reduce aún más su costo final unitario, y de operación. 1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA Cómo se puede facilitar el reconocimiento de la topografía Colombiana en los lugares donde se tiene un difícil acceso por medio de una aeronave que opere a bajos costos, con baja exposición del personal operador al peligro y con alta confiabilidad y fácil manejo? La mejor manera de facilitar las operaciones aéreas que incluyan reconocimiento, espionaje y fotografía aérea en Colombia sin la necesidad de exponer a personas a riesgos innecesarios especialmente en los lugares de conflicto, es por medio de la utilización de una aeronave que no requiera una tripulación para su operación, pero lamentablemente en Colombia no existe una línea para el desarrollo y construcción de Vehículos Aéreos no Tripulados (UAVs) debido a la falta de investigación y presupuesto. Por tal motivo no se ha podido explotar todo el potencial que los vehículos aéreos no tripulados poseen, en campos como: Seguridad pública y privada, aerofotografía, reconocimiento, etc. En el país la mayor vulnerabilidad se encuentra en el campo militar, donde las tropas tienen que aventurarse a lugares remotos donde deben combatir en un terreno desconocido y contra un enemigo que sabe manejar el camuflaje y tornar las situaciones del terreno a su favor. Por tal motivo, se hace precisa la implementación de un sistema de reconocimiento eficaz, seguro, confiable y económico que permita la observación del enemigo sin ser detectados por éste. En otro campo, como la aerofotografía, se hace necesaria la implementación de aeronaves más económicas que puedan llevar a cabo su misión sin depender de aeródromos ni pilotos. 19

24 Por los motivos previamente mencionados, nace la idea de crear una aeronave cómo el mini-uav Z-15 Sky Spy, para llevar a cabo estas misiones de una manera fácil, rápida y con la seguridad que el ser humano se merece. 1.3 JUSTIFICACIÓN Debido a que en la industria colombiana no existen compañías dedicadas a la fabricación de aeronaves con los fines y utilidades a las cuales se encuentra enfocado este proyecto, se hace necesaria la implementación de un nuevo diseño que permita subsanar el enorme vacío que existe en este campo actualmente. Además en Colombia hay gran demanda para este tipo de proyectos debido a las condiciones de inseguridad existentes en las grandes ciudades, y la situación de guerra interna que existe en los campos y poblaciones rurales. Para el uso en aerofotografía también se hace necesario un vehículo liviano y económico, que pueda realizar esta labor sin la necesidad de grandes inversiones de dinero e infraestructura para su transporte y su operación También es un proyecto muy importante para el desarrollo profesional e ingenieril de los integrantes del proyecto y generaciones futuras de Ingenieros Aeronáuticos de la Universidad de San Buenaventura, ya que es un proyecto pionero en el área de diseño y construcción de mini - aeronaves, el cual servirá como punto de partida para nuevas investigaciones y trabajos que se puedan llevar a cabo en la Universidad. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 20

25 1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN Objetivo General Diseñar y construir un Mini UAV con cámara integrada operado con radio control Objetivos Específicos Diseñar las formas y tamaños de las superficies aerodinámicas, fuselaje y trenes de aterrizaje del Mini UAV Analizar su dinámica de vuelo Seleccionar su planta motriz y sus dispositivos de control Seleccionar adecuadamente los materiales a utilizar. Construir el mini UAV. 1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO Alcances: El proyecto incluye toda la fase de diseño conceptual y preliminar, y termina en la fase de construcción del mini - UAV. El impacto que el proyecto pretende dar es la creación de una nueva conciencia tecnológica y científica en las generaciones futuras del campo de la ingeniería aeronáutica en Colombia, dando un paso más en lo que a diseño y construcción de mini aeronaves se refiere. Además se busca crear un nuevo tipo de uso en los mini aviones, en el campo de la vigilancia, reconocimiento, fotografía aérea, y así demostrar que este tipo de aeronaves puede servir para fines diferentes a los del ámbito meramente lúdico. 21

26 1.5.2 Limitaciones: El análisis estructural del mini - UAV no será llevado a cabo, lo cual permite realizar un mayor énfasis en el análisis aerodinámico de superficies sustentadoras y superficies de control junto con la selección adecuada de los equipos. Tampoco se realizará el control de la aeronave por medio de sistemas autónomos ó automáticos para el desarrollo de la misión, ya que esto requiere una gran inversión de dinero que no se espera asumir debido a que el diseño y construcción de el mini UAV es completamente financiada por los integrantes del proyecto sin ningún tipo de apoyo económico Institucional. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 22

27 2. MARCO DE REFERENCIA 2.1 MARCO CONCEPTUAL CANARD es una superficie horizontal ubicada delante de los planos principales de la aeronave para controlar su cabeceo o Pitch, este tipo de superficie de control y estabilidad debe su nombre a la similitud con los patos ( canard ) que encontraron los ingenieros aeronáuticos franceses cuando comenzaron a investigar este tipo e aviones, este tipo de estabilizador horizontal no es muy utilizado en aeronaves comerciales debido a los retos de operación y diseño que presenta, pero en cambio si tiene gran acogida dentro de los diseñadores de aeronaves militares, por la gran maniobrabilidad que entrega al avión que lo utilice ya que la fuerza de control se hace en la nariz y muy por delante del centro de gravedad de la aeronave. Otro aspecto positivo del Canard es su eficiencia, ya que al crear una componente de lift positivo, en ves del negativo que los estabilizadores horizontales convencionales ejercen, permiten que el avión pueda tener coeficientes de sustentación totales mucho mayores, lo que se refleja en una menor velocidad de perdida, menores distancias de decolaje y aterrizaje. A su vez el canard presenta otras cualidades muy especiales como gran estabilidad en lo que a pitch se refiere, ya que el canard siempre entra en perdida primero que los planos principales, lo que lleva a la aeronave a bajar la nariz, posteriormente el canard recupera su sustentación levantando el morro de nuevo en forma automática, esto hace casi imposible que una aeronave tipo canard entre en perdida, haciendo solo perder esta cualidad cuando la inercia del momento positivo es tan grande que alcanza a llevar a la perdida a ambas superficies (plano principal y canard) caso de difícil ocurrencia pero probable. Como característica 23

28 Adicional, encontramos que las superficies de control del canard se encuentran mucho más lejos del centro de gravedad de lo que se encontraría un estabilizador horizontal convencional, es por esto que las superficies del canard pueden ser mas pequeñas ahorrando peso en la Aeronave. Además es importante mencionar que el Canard fue el primer tipo de configuración en volar efectivamente en el histórico vuelo de los Wright el cual se convirtió en la aeronave más famosa de todos los tiempos EL FLYER 1, el cual tenía el cambio de pitch constante característico de los aviones Canard. Como dato adicional es muy importante indicar que una configuración canard casi siempre esta acompañada de un motor con hélice tipo pusher, el cual será tratado a continuación. En el diseño de aeronaves existen múltiples posibilidades para la configuración y posición de casi todas las partes del avión, y como es de esperarse la posición, sentido de giro, y dirección del empuje del motor es una de ellas. Un motor TIPO PUSHER tiene como principal característica, que éste se ubica en la parte posterior de la aeronave, desde donde empuja el avión y no lo hala como lo hace un motor instalado convencionalmente. Como gran beneficio se encuentra que este tipo de avión es muy silencioso dentro de la cabina de pasajeros y pilotos, debido que la interacción entre el aire y el motor se presenta detrás del fuselaje y el ruido por lo consiguiente queda también atrás. Por otra parte se tiene que configuración pusher brinda mayor eficiencia a los planos principales de la aeronave, ya que estos reciben el aire completamente energizado y libre de las turbulencias que podría generar un motor delantero convencional. Esto lleva a planos más pequeños con su consecuente disminución de peso total de la aeronave. Claro que no todo lo que 24

29 tiene que ver con motores pusher es bueno. Una de sus deficiencias es que son muy susceptibles a golpes durante el despegue y el aterrizaje ya que por ubicarse en la parte de atrás del fuselaje o las alas quedan muy expuestos a golpes a consecuencia de una sobre rotación. Otro factor negativo, es que debido a encontrarse en la parte trasera de la aeronave, los motores pierden algo de su eficiencia ya que el aire que llega a ellos esta un poco mas turbulento de lo normal por efecto del fuselaje. Una buena solución usando motores pusher, es instalarlos en las alas, situación poco practica para aviones monomotores, pero muy popular en aviones de dos o más motores. 2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO Las regulaciones existentes en Colombia para el diseño y fabricación de aeronaves expedido por la Unidad Administrativa Especial De Aeronáutica Civil (UAEAC), no incluye las normas para el diseño y operación de vehículos aéreos no tripulados (UAVs). Por lo cual, el diseñador puede seguir una metodología existente, sin las restricciones de una norma y permitiendo la autonomía en su diseño y operación. 2.3 MARCO TEÓRICO Para la realización de este proyecto, las técnicas y teoría adquirida durante el transcurso de la carrera serán la base para el diseño y la sustentación del mismo. Por otra parte los equipos como: cámaras de vídeo y sus características de funcionamiento son evaluadas de acuerdo con aeronaves de referencia con misiones similares, las cuales son proporcionadas por medio de Internet y enciclopedias aeronáuticas. De igual manera los equipos de comando y planta motriz son analizados individualmente con el fin de obtener las mejores 25

30 características posibles al menor precio. Con el comienzo de la investigación detallada de UAVs a principios de 1980, se ha logrado que la disponibilidad en el mercado de los productos para la construcción de los mismos sea de fácil acceso y permitan al diseñador una mayor autonomía a la hora de escoger los equipos requeridos sin las restricciones impuestas por la autoridad, ya que en Colombia en lo referente al diseño y construcción de vehículos aéreos no tripulados (UAV) no existe una normatividad especifica que genere restricciones a la hora de diseñar ó volar esta clase de vehículos. Por otra parte, es de suma importancia crear un marco de referencia en Colombia en lo que a construcción de vehículos aéreos no tripulados se refiere, con el ánimo de incentivar el desarrollo de normas regulatorias por parte de la autoridad aeronáutica, ya que si en este momento no se cuenta con ellas es debido a la poca o nula investigación y desarrollo en esta rama de la aeronáutica. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 26

31 3. METODOLOGÍA 3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN Empírico - Analítico 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN Diseño y construcción de aeronaves. 3.3 HIPÓTESIS. Por medio de este proyecto se desea demostrar que es posible el diseño y construcción de un mini UAV operativo en las áreas de seguridad, fotografía y reconocimiento aéreo, que corresponda y respalde los conocimientos adquiridos durante el desarrollo de la carrera profesional de ingeniero aeronáutico, y que a su vez pueda contribuir a la industria aeronáutica colombiana. 3.4 VARIABLES Variables Independientes: Debido a la poca o nula investigación y desarrollo por medio del uso de un método científico en el campo del diseño de mini aeronaves con fines útiles, se encuentra que en Colombia existe un gran vacío para la industria aeronáutica comercial y militar, pues los pequeños avances logrados a lo largo del tiempo en la aviación colombiana han sido enteramente enfocados para fines recreativos, que no involucran mayores desafíos a la hora de diseñar. 27

32 3.4.2 Variables Dependientes: El retraso tecnológico que actualmente tiene Colombia frente a otros países desarrollados en cuanto a aviación comercial o estratégica se refiere, hace que se pierda competitividad comercial frente a otras naciones. Además si se tiene en cuenta la elevada demanda de pequeñas aeronaves con bajos costos de operación para desarrollar tareas de aerofotografía y vigilancia aérea (redes oleoductos, grandes extensiones de tierra), se podría observar el gran mercado que podría acaparar la industria colombiana si se pudiera consolidar en la producción de aeronaves no tripuladas con fines estratégicos, el cual hasta el momento ha sido cumplido enteramente por grandes aeronaves que requieren una tripulación y que implican costos de operación demasiado elevados para empresarios comunes. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 28

33 4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO 4.1 DISEÑO PRELIMINAR La etapa de diseño preliminar comprende todo lo referente a la misión de la aeronave, la estimación de pesos y dimensionamiento de la superficie alar como se lleva a cabo por medio de las diferentes metodologías de grandes autores como el Dr. Jan Roskam, Raymer y Hollman Misión del mini-uav Figura 1. Fases de la misión Fuente. Los autores 29

34 4.1.2 Fases de la misión: Las fases de la misión incluyen las etapas bajo las cuales es concebido este diseño y se esperan cumplir, éstas son incluidas dentro de la Figura 1 y son las siguientes: 1. Encendido del motor 2. Taxeo 3. Despegue 4. Ascenso 5. Loiter 6. Descenso 7. Aterrizaje, Taxeo y apagado del motor Especificación de la misión y sus requerimientos Carga Paga : El valor calculado para el peso de la carga es de Lbs, lo cual incluye las dos cámaras y sus baterías (ver tabla 3). Altitud : El UAV Z-15 Sky Spy será diseñado a la altura de Bogotá D.C. Y realizar el vuelo a una altitud de 100m máx. es decir la operación esta dada a 2700 mt [8858 ft]. Vel. Crucero : 60Km/h = 54,68 ft/s a un valor estimado del 75% de potencia a 8858ft. Vel. de Perdida : 24 Nudos = 40,57 ft/s (ver 4.1.5) Envergadura Máx. : 140 cm. ó 4.57 f t. 30

35 Tipo de despegue : Se debe realizar desde tierra sin ningún uso de sistema: catapulta, impulso manual, etc. Planta Motriz : Propulsión tipo pusher con motor de pistón / propela Forma de Control : Radio Control de 4 Canales. NOTA: Debido a que el diseño es un mini - UAV, se debe establecer en este punto que las bases de certificación ó normas establecidas en Colombia para el diseño de aeronaves no son aplicables a este proyecto Estimación del peso de despegue "W TO ": Para la estimación del peso de despegue, se toman aeronaves de características similares de tal manera que sea posible obtener un promedio, el cual será la base para la obtención de datos posteriores. En la tabla 1 se pueden encontrar las aeronaves escogidas junto con su valor de peso de despegue, área alar, envergadura y carga alar, los cuales son la base para el UAV Z-15 Sky Spy. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 31

36 Tabla 1. Promedio Aeronaves de referencia AEROMODELO Wing Span (ft) W/S (Lbs/ft^2) Wing Area (ft^2) Weight (lbs.) Cessna 182 5,46 1,46 4,09 5,95 Extra 300 4,83 1,39 4,12 5,70 Lancair 6,66 1,74 4,73 8,99 PT -60 5,90 1,31 6,24 8,00 Mustang grande 3,57 1,31 2,31 2,99 Citabria 6,72 1,26 6,67 8,49 Promedio 5,52 1,41 4,69 6,69 Fuente. Para encontrar el valor tentativo para el peso de despegue se lleva a cabo el siguiente procedimiento: De la Tabla 1, se sabe que el promedio 2 W TO = 1,41lbs / ft * S Donde, W S = 1,41lbs / ft 2 entonces, 2 S = 4,219 ft ( ver Area Alar ) Finalmente se encuentra que, W TO 2 2 = 1,41lbs / ft * 4,219 ft W TO = 5,98 Lbs Estimación para las velocidades de pérdida y crucero: Debido a que los UAV no se encuentran bajo ninguna norma de certificación FAR ó JAR es autónomo por parte del diseñador la estimación para la velocidad de pérdida, de tal manera que se puedan obtener parámetros posteriores que requieren el previo 32

37 Conocimiento de ésta velocidad. Por tal motivo se estima que una velocidad apropiada sea de: Vs = 40,507 ft/s = 24 Nudos. Velocidad de stall requerida. V Cruise = 54,68 ft/s 3 3 ρ = 1,8397 *10 slugs / 8500 ft de altura C = 1, 066 L. Este es el C L que presenta el perfil seleccionado (NACA 4415) a un ángulo α = 5º, el cual corresponde a 2 grados de instalación ( ver fig.17) más 3º que proporciona la aeronave en el momento de la rotación. Nota: Este valor de C L corresponde al perfil con una configuración limpia. Ahora es posible encontrar el valor de "Wing Loading" máximo que limita los parámetros de diseño como se muestra en la Figura 2, y por medio de la siguiente ecuación se obtiene: V S = W 2 * S ρ * C L 1 2 Despejando W/S se obtiene : W S V = 2 s * ρ * C 2 L = (40,507 ft / seg) 2 *1,8397 * slugs / ft 3 *1,066 W/S= 1,6 lbs/ft 2 33

38 Figura 2. Limitación de diseño a la velocidad de stall Fuente. Los autores Parámetros de desempeño: Ahora que se ha establecido una limitación para el diseño de acuerdo con la velocidad de pérdida establecida, es posible estimar el punto de diseño en el cual se puede encontrar la potencia requerida con el fin de realizar la elección mas apropiada para la configuración del plano y el motor. Debido a que este diseño no se encuentra regulado por ninguna norma, los parámetros para despegue pueden ser estimados de acuerdo con el criterio del diseñador. Por tal motivo se ha determinado que para este proyecto de Mini- UAV la distancia de despegue no debe ser muy restrictiva, ya que esto influiría en requerimientos más altos de motor, teniendo esto en cuenta se debe escoger una distancia de decolaje que no exija en gran medida la aeronave pero tampoco exceda los parámetros iniciales de diseño, por tanto se estima que una distancia apropiada sea la siguiente : S TOG = 66 ft 34

39 Habiendo establecido una distancia de decolaje para la aeronave y conociendo otros valores determinantes como: densidades igual a: ρ σ = ρ H SL, el cual es una relación de σ ρ 1,8397 *10 = 2,3769 *10 slugs / ft slugs / ft 3 3 = H ρsl 3 3 = 0,77 y T el cual es la diferencia entre la temperatura en el punto de diseño y la temperatura ISA (Standard Atmosphere). T Diseño = 27,44 F T ISA = 59,01 F Fuente. Introduction to Flight. Apéndice A T = TDiseño TISA = 27,44 F 59,01 F = 31 F Ahora es posible encontrar las curvas características de W/S Vs W/P y determinar el punto de diseño, por medio de la siguiente ecuación: S TOG W W * = S P σ * C L Ahora iterando para distintos valores de C L y W / S por debajo del valor limite (W/S = 1,6) se encuentra la Figura 3. Obtenida por medio del software AAA: 35

40 Figura 3. Wing Loading Vs Power Loading Fuente. Advanced Aircraft Analysis (AAA) Establecido el punto de diseño, el cual fue seleccionado teniendo en cuenta la intención de encontrar la mejor relación entre tamaño de motor y superficie alar, y en función de implementar una envergadura no muy alta debido la característica principal de mini- UAV, es decir su reducido tamaño. Después de seccionado el punto de diseño óptimo para la operación y tamaño deseado, es posible calcular la potencia requerida de la siguiente forma: W P lbs 5,8 hp = Con un peso determinado de W = 5,98 Lbs se obtiene: 36

41 5,98Lbs P = 1, 03hp 5,8lbs / hp = "Potencia Requerida" Configuración alar del mini-uav: Todo lo referente a la configuración alar, se encuentra altamente influenciado por los siguientes parámetros, los cuales serán analizados individualmente, de manera que se pueda obtener la mejor ala posible: Relación de Aspecto (A) Area Alar (S) Envergadura del Ala (b) Taperado ( λ ) Cuerda de la Raíz (C R ) Cuerda de la Punta (C T ) Cuerda Media Geométrica ( c ) Selección del Perfil Angulo de Flechamiento del Ala ( Λ ) Angulo de Incidencia Posición del ala en el Fuselaje Relación de aspecto del ala "A": Para encontrar un valor adecuado de Relación de Aspecto, se deben tener en cuenta algunos parámetros importantes los cuales van a permitir un mejor desempeño del mini- UAV durante cualquier fase de operación. 37

42 El factor mas importante y representativo, es que se pueden obtener diferentes coeficientes de sustentación (C L ) en función del ángulo de ataque ( ) α, de acuerdo con el valor elegido, tal y como se muestra en la Figura 4. Otro factor importante es que valores muy altos de Relación de Aspecto, implican un aumento de la envergadura del ala y en consecuencia de su peso. Por otra parte como se demuestra en la Figura 5 si se tiene un ángulo de flechamiento bajo y relaciones de aspecto altas, se obtiene un mayor incremento en la sustentación de acuerdo con la variación del ángulo de ataque, pero como se mencionó anteriormente, relaciones de aspecto muy altas tienen repercusiones estructurales y en consecuencia del peso final de la aeronave, por lo cual se debe optar por valores intermedios que satisfacen de igual manera las condiciones de sustentación y de peso. Por las razones previamente mencionadas se ha determinado que un valor de Relación de Aspecto igual a 5 es apropiado para el diseño. A = 5 Como se muestra en la Figura 4, con este valor se obtienen coeficientes de sustentación elevados a bajos ángulos de ataque, lo cual es altamente apropiado para el Mini - UAV Z-15 Sky Spy que opera bajo este principio. 38

43 Figura 4. Efecto de la Relación de Aspecto (A) en la Sustentación " Valor escogido para el diseño" Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P. Raymer ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 39

44 Figura 5. Incremento de sustentación en función de la Relación de Aspecto Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P. Raymer Area alar "S" Debido a que previamente se ha escogido un valor de "Wing Loading" (W/S = 1,417 lbs / ft 2 ) y el peso de la aeronave ha sido estimado, es posible calcular el área despejando de la siguiente ecuación: W S = 1,417lbs / ft 2 Con un valor conocido de peso de despegue: W TO = 5,98 Lbs se obtiene: 40

45 S W = 1,417lbs / ft 2 5,98lbs = 1,417lbs / ft 2 S = 4,219 ft Envergadura del ala "b": Debido a que previamente se han obtenido los valores de Relación de Aspecto (A) y Área Alar (S) es posible calcular el valor de la envergadura por medio de la siguiente ecuación: A b S 2 = despejando obtenemos lo siguiente: b = A* S = 5* 4,219 ft 2 b = 4,593 ft Taperado del ala " λ ": Para poder determinar un taperado del ala apropiado, se debe tener en cuenta la distribución de sustentación deseada en el ala, para lo cual se estudian las curvas de distribución de sustentación desde la raíz hasta la punta del ala para obtener un valor de taperado que resulte en una curva de sustentación cercana a la curva elíptica ideal en la cual el coeficiente de Oswalt es cercano a la unidad (e = 1) ver Figura 6. Entonces, si la distribución de sustentación se acerca bastante a la ideal, se puede obtener un ala con una mayor eficiencia aerodinámica, además que influyen otros aspectos como la reducción del coeficiente de drag inducido como se muestra en la siguiente ecuación: 41

46 C D, i = 2 CL π * e * A Figura 6. Efecto del taperado en la distribución de sustentación Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P. Raymer Como resultado del estudio se concluye que la distribución mas cercana a la ideal se encuentra con valores de taperado entre λ =0,5...1, por tal motivo se elige un valor de λ =0,75 siendo el apropiado para este diseño. λ = 0,75 42

47 Cuerda de la raíz del ala "C r ": Una vez conocidos los valores de "S", "b" y " λ " se procede a calcular el valor de la cuerda de la raíz en el ala despejando de la siguiente ecuación: b S * C ( λ) r 1+ 2 = despejando C r se obtiene lo siguiente. C r = 2 * S = b * ( 1+ λ) 2 2 * ( 4,219) ft ( 4,593) ft * (1+ 0,75) C r = 1,049 ft Cuerda de la punta del ala "C t ": Una vez calculado el valor de "C r " se procede a despejar C t de la siguiente ecuación: C t λ = despejando se obtiene... Cr Ct = λ * Cr = 0,75*1, 049 ft C t = 0,787 ft Cuerda media geométrica del ala: Este valor de cuerda media geométrica es un factor importante para el análisis y puede obtenerse con previo conocimiento de los valores de C r y λ por lo cual puede evaluarse por medio de la siguiente ecuación: 43

48 2 = C 3 c r 1+ λ + λ 1+ λ 2 = 2 *1,049 ft ,75 + (0,75) 1+ 0,75 2 c = 0, 9249 ft Selección del perfil para el ala: Para la selección adecuada del perfil alar en el proyecto del Mini-UAV-Z15, se llevó a cabo una serie de comparaciones entre varios perfiles analizando distintas variables. De esta manera se obtuvo un perfil con las mejores características en cuanto a sustentación, arrastre y distribución de presión a diferentes ángulos de ataque. A continuación se muestra un análisis más detallado de las características de distintos perfiles, con gráficas de C L Vs α, Cd Vs α y C L Vs C d. Para la realización de dichas gráficas se debe conocer previamente el número de Reynolds, para lo cual se deben tener en cuenta los valores de viscosidad del aire " µ ", densidad a la altitud de vuelo " ρ ", velocidad de crucero "V " y cuerda media geométrica del ala. 7 µ = 3,534 *10 lbs * s / ft 2 3 ρ = 1,8397 *10 slugs / ft 3 V = 54,68 ft / s 44

49 Por medio de la siguiente ecuación se puede obtener el valor de número de Reynolds necesario: Re = ρ * V * c µ 1,8397 *10 = 3 slugs / ft 3,534 *10 3 *54,68 ft / s * 0,9249 ft 2 lbs * s / ft 7 Re = ,43 Nota: Para facilitar los cálculos en los gráficos, el numero de Reynolds en los análisis de perfiles es aproximado a Re = ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 45

50 Comparación 1. Figura 7. C L Vs C d, C L Vs α y C d Vs α para los perfiles NACA 4415 y Fuente. Profili

51 La comparación entre los perfiles NACA 4415 y NACA demuestra la superioridad del primero, ya que como se ilustra en la Figura 7 éste tiene un mejor desempeño en cuanto a sustentación y arrastre se refiere. En la gráfica de C L Vs C d se puede apreciar cómo después de alcanzar coeficientes de sustentación por encima de 0.4, el NACA 4415 obtiene menores coeficientes de drag que el NACA 23016, además como se muestra en la gráfica de C L Vs α se puede apreciar que el primero alcanza coeficientes de sustentación mas elevados a distintos ángulos de ataque. Por otra parte como se observa en la gráfica C d Vs α, el NACA 4415 tiene menores coeficientes de drag por debajo de un ángulo de ataque de 10º. En conclusión este análisis demuestra la superioridad del perfil NACA 4415 frente al NACA ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE 47

52 Comparación 2. Figura 8. C L Vs C d, C L Vs α y C d Vs α para los perfiles NACA 4415 y 1412 Fuente. Profili

53 En este caso la superioridad del perfil NACA 4415 es evidente, pues casi no existe comparación debido al bajo coeficiente de sustentación que posee el perfil NACA Como lo demuestra la Figura 8, de C L Vs α el coeficiente de sustentación máximo del perfil NACA 1412 es de 0,59 a un ángulo de ataque de 4º muy inferior al 0.91 obtenido por el NACA 4415 al mismo ángulo de ataque. Por otra parte, aunque el NACA 4415 es un perfil mucho más grueso que el NACA 1412 sus coeficientes de arrastre se encuentran bastante cerca como se muestra en la gráfica de C d Vs α. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 49

54 Comparación 3. Figura 9. C L Vs C d, C L Vs α y C d Vs α para los perfiles NACA 4415 y GOE Fuente. Profili

55 En este caso se observa claramente que el perfil GOE 101 es un perfil mucho mas delgado con un thickness muy pequeño (Figura 9), lo cual le da buenas características de coeficiente de drag pero sus coeficientes de sustentación a diferentes ángulos de ataque son inferiores a los que presenta el NACA Otro aspecto importante es que a partir de un ángulo de ataque de 7º aproximadamente, el perfil GOE 101 presenta mayores coeficientes de drag que el NACA Por tal motivo se concluye que el perfil NACA 4415 tiene un mejor desempeño que el GOE 101. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 51

56 Comparación 4. Figura 10. C L Vs C d, C L Vs α y C d Vs α para los perfiles NACA 4415 y AG03 Fuente. Profili

57 La comparación de estos perfiles demuestra que el NACA 4415 tiene mayores coeficientes de sustentación a distintos ángulos de ataque que el AG-03 como se muestra en la Figura 10, además como lo muestra la curva C L Vs C d después de un coeficiente de sustentación superior a 0.7, el AG-03 tiene un mayor coeficiente de drag. De esta manera, luego de realizar una serie de comparaciones entre distintos perfiles alares, se encontró que el perfil NACA 4415 cuenta con excelentes comportamientos, además de un elevado coeficiente de sustentación a bajos ángulos de ataque. Por tal motivo el ala empleada en el Mini-UAV Z-15 Sky Spy, está integrada con el perfil NACA 4415, que ofrece las mejores características para la realización de la misión Análisis de distribución de presión para el perfil seleccionado (NACA 4415): Para el análisis de distribución de presión del perfil NACA 4415 el software Profili 2.15, analiza esta distribución a distintos ángulos de ataque. En este se ilustra la distribución de presión positiva y negativa a medida que se incrementa o disminuye el ángulo de ataque. Para una mejor comprensión de los gráficos es importante realizar la siguiente convención: Flechas Azules : Indican la dirección de la corriente de aire. Flechas Rojas : Indican la distribución de presión positiva Flechas Verdes : Indican la distribución de presión negativa 53

58 Figura 11. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-8º) Fuente: Profili 2.15 La Figura 11 muestra que la distribución de presión negativa en este caso es mucho mayor en la parte inferior del perfil, mientras que la presión positiva es mucho mas baja localizada en la parte superior. Por lo tanto se concluye que la aeronave tenderá a disminuir su altura, como es de esperarse a diferentes ángulos de ataque negativos. Figura 12. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-4º) Fuente: Profili

59 La Figura 12 por otra parte, muestra una distribución de presión negativa un poco mas alta en la parte inferior del perfil, lo cual demuestra que el perfil de todas formas tenderá a perder altura, pero de una manera menos pronunciada. Por otra parte, la presión positiva es casi enteramente la producida por el impacto de aire en el perfil. Figura 13. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (0º) Fuente: Profili 2.15 En la Figura 13 se puede observar que la distribución de presión negativa a lo largo del perfil, ya presenta valores de sustentación suficientes para elevar la aeronave. Por otra parte se observa que la distribución de sustentación positiva, es casi enteramente debida al impacto del flujo de aire con el perfil. Figura 14. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (5º) Fuente: Profili

60 En la Figura 14 se puede observar que la distribución de presión negativa es mucho mas alta a medida que se aumenta el ángulo de ataque en la dirección positiva, por lo cual se obtienen mayores coeficientes de sustentación que significarán un incremento en el ascenso de la aeronave. Figura 15. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (8º) Fuente: Profili 2.15 La Figura 15 es una validación de lo mencionado anteriormente, pues se observa claramente que a medida que se incrementa el ángulo de ataque en la dirección positiva se obtiene una mayor distribución de presión negativa y por lo tanto un aumento en la sustentación generada Ángulo de flechamiento del ala: Debido a la baja velocidad de crucero que experimenta el mini - UAV Z-15 Sky Spy, el ángulo de flechamiento no debe ser un factor demasiado representativo como se muestra en la Figura 16. A medida que el numero de Mach aumenta también lo hace el coeficiente de Drag del ala, por lo cual, si el ángulo de flechamiento es mayor, este factor de resistencia se ve disminuido de igual manera. 56

61 En el caso del mini - UAV Z-15 Sky Spy el ángulo de flechamiento elegido es de 0º, no solo por la influencia de los factores previamente mencionados, sino además por la facilidad que presenta en la construcción. En la Figura 16 se ilustra el punto en el cual se encuentra el diseño del Z-15 Sky Spy, de acuerdo con la tendencia histórica y con el número de Mach del mismo. Figura 16. Wing Sweep Historical Trend Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P. Raymer 57

62 Ángulo de incidencia del ala: El ángulo de incidencia i w es un factor importante si se tienen en cuenta los cambios en la sustentación debido a la variación de este ángulo. Se considera que un ángulo ideal para la instalación del ala sea de 2º de incidencia, ya que como se muestra en la Figura 17, el valor más alto en la relación (L/D) se encuentra en el punto tangente a la curva C L Vs C d por una línea imaginaria trazada desde el origen para el perfil NACA 4415, en el cual ese punto se encuentra a un valor de C L = 0,72 el cual se obtiene con un ángulo de 2º. Figura 17. Valor del ángulo de incidencia para el ala Punto tangente a la curva C L Vs C d para el perfil NACA Fuente. Los autores 58

63 Posición del ala en el fuselaje: Para la instalación del ala en el fuselaje, se tienen básicamente tres posiciones principales: Ala Alta Ala Media Ala Baja. En la Tabla 2 se describen las ventajas y desventajas que presenta cada una de las distintas disposiciones, con el fin de escoger la más apropiada en el diseño. Tabla 2. Factores Influyentes en la Instalación del Ala FACTORES ALA ALTA ALA MEDIA ALA BAJA INFLUYENTES Interference Drag bajo bajo Alto Lateral stability alto alto bajo Fuente: Airplane Design Part II. Dr Jan Roskam Se puede concluir que un ala en la posición media y alta presenta buenas características hacia algunos factores influyentes, lo que hace que sean buenas alternativas para el proyecto. Pero debido a que el ala debe ser fácilmente desmontable, y que lo que se busca es evitar la pérdida de espacio dentro del fuselaje para el almacenamiento de los equipos, se opta por la opción mas adecuada que es un ALA ALTA para la implementación en el diseño Configuración total de la superficie alar: Ahora que se han establecido todos los parámetros de configuración para el ala, es importante validar los cálculos previamente encontrados por medio del software de diseño AAA tal y como se muestra en la Figura 18. Como se puede observar, existen datos de 59

64 entrada previamente establecidos los cuales entregan datos de salida que concuerdan con los obtenidos durante el apartado Figura 18. Validación de datos para la superficie alar Fuente. Advanced Aircraft Analysis (AAA) Habiendo obtenido todos los parámetros requeridos los cuales han sido validados por medio del software de diseño, se obtiene la configuración alar final como se muestra en la Figura 19, la cual es la base de referencia para la construcción de la misma. 60

65 Figura 19. Configuración Final Del Ala Fuente. Advanced Aircraft Analysis (AAA) Selección de los equipos integrados dentro del mini-uav Motor Especificaciones: - Nombre Comercial : SuperTigre GS-45 - Tipo de motor : Motor de pistón de doble rodamiento de bolas para el cigüeñal. - Peso Max. incluido muffler : 471,73 gr ó 1,04 lbs. - Desplazamiento : 0.46 pul 3 - Potencia máxima : 1.45 BHP a RPM - Rango de RPM : 2500 a RPM - Hélices sugeridas : 10x6 ó 10x7 61

66 Nota : Como se puede observar en las especificaciones del motor, éste cumple con la potencia requerida que se calculó previamente, con un margen adicional de un 25% debido a la perdida de potencia que implica volar a la altitud de Bogotá D.C, dónde los motores sólo alcanzan un 75% de su potencia máxima. Es decir: 5,98Lbs P = 1, 03Hp 5,8lbs / hp = "Potencia Requerida" P. Motor = 1.45 Hp.* (0.75) Factor de Eficiencia = Hp. La potencia entregada por el motor a la altura de bogota cumple perfectamente con el valor requerido de diseño. Fotografía 1. Motor Supertigre Fuente. 62

67 Hélice Especificaciones - Tipo de hélice : Pusher - Longitud : 10 pulgadas ó 25.4 cm - Pitch : 6 pulgadas - Diámetro del agujero : 0.25 pulgadas - Material : Carbón - Reinforced NYLON - Compatibilidad : La hélice es totalmente compatible con el motor elegido, según las tablas del fabricante del motor. Fotografía 2. Hélice tipo pusher Fuente. 63

68 Fly pack Especificaciones: Este kit de vuelo incluye el radio control con 4 servos para la operación del motor a sus distintos márgenes de velocidad y control de las superficies como: alerones, rudder y elevadores. - Radio Control : Futaba 4 YF de 4 canales FM - Servos : 4 Servos S Peso Servo c/u: 42,18 gr ó 0,093 lbs. - Baterías : Níquel / Cadmio recargables - Cristales transmisores y recibidores Fotografía 3. Servos S3004 Futaba Nota: Las distancias se encuentran en mm. Fuente. 64

69 Llantas del tren de aterrizaje Este tipo y tamaño de llantas son las que mejor se acoplaban al modelo teniendo en cuenta su peso, dimensión del fuselaje, velocidad de aterrizaje y decolaje, así como a la superficie del aeródromo. Especificaciones: - Peso por llanta : 8.5 gr ó lbs - Espesor : 0.75 pulgadas ó cm - Diámetro del agujero : pulgadas ó 0.39 cm - Diámetro exterior : 1.75 pulgadas ó cm - Material : Espuma con refuerzo de nylon Fotografía 4. Llantas del tren de aterrizaje Fuente. 65

70 Recibidor Especificaciones - Referencia : Futaba R127DF para 7 canales - Frecuencia de trabajo : 50 MHz FM - Requerimientos de voltaje : Batería de 4.8V a 6.0V - Peso : gr ó lbs - Dimensiones : Longitud : 2.52" (64.3mm) Espesor : 1.39" (35.8mm) Altura : 0.82" (21.0mm) Fotografía 5. Recibidor Futaba FP-R127DF Fuente. 66

71 Batería del recibidor Especificaciones - Referencia : Futaba de Ni/Cd NR4QB - Peso : gr ó lbs - Voltaje : 4.8 V - Amperaje : 600 ma - Dimensiones : Longitud: 2.00" (5.08cm) Espesor : 1.12" (2.84cm) Altura : 1.12" (2.84cm) Fotografía 6. Batería del recibidor Fuente. 67

72 Mini cámara Especificaciones: - Vídeo cámara a color con alta calidad en vídeo y audio - Transmisión inalámbrica hasta 100 metros - Recibidor de la cámara con salidas de audio y vídeo - La cámara requiere un batería de 9V para su operación - La cámara es infrarroja - Longitud : 3.5 cm - Ancho : 2.5 cm - Espesor : 1.5 cm Fotografía 7. Mini cámara y recibidor Fuente. 68

73 Tanque de combustible Especificaciones: El tanque de combustible almacena 8 o.z en su capacidad máxima. - Material: Plástico - Sellos y mangueras especiales para el tanque Fotografía 8. Tanque de combustible Fuente Primera estimación del centro de gravedad La primera aproximación al centro de gravedad de la aeronave se realizó tomando los valores que se obtuvieron al posicionar los diferentes componentes y estructuras del avión analizando y buscando la forma que se quería en el UAV. Por otra parte, los pesos de los accesorios son los suministrados en sus correspondientes fichas técnicas, mientras que los pesos de las estructuras del avión se estimaron analizando los tamaños requeridos de las superficies estabilizadoras y el tamaño del fuselaje, sin ningún tipo de referencia de otras aeronaves, ó referencias bibliográficas. 69

74 NOTA: Se asume que la aeronave es completamente simétrica por lo cual los valores en la coordenada "Y" son cero y no serán considerados en las tablas. A continuación se muestra la tabla con los datos obtenidos: Tabla 3. Primera aproximación al centro de gravedad ITEM GRUPO Wi (lbs) Xi (ft) Wi*Xi (lbs*ft) Zi (ft) Wi*Zi (lbs*ft) 1 Fuselaje 1,120 1,968 2,206 0,166 0,189 2 Ala 1,4 2,559 3,582 0,317 0,428 3 Canard 0,2 0,328 0,065 0,099 0,024 4 Estabilizador vert. 0,5 3,608 1,804 0,266 0,093 5 Tren principal 0,1 2,657 0,265-0,133-0,026 6 Tren de Nariz 0,07 0,590 0,041-0,133-0,013 7 Motor 1,04 3,674 3,820 0,232 0,242 8 Hélice 0,051 4,030 0,205 0,199 0,010 9 Cámara 1 0,044 0,590 0,025-0,066-0, Cámara 2 0,044 1,500 0,066 0,049 0, Baterías Cámara 0,2 0,853 0,170 0,123 0, Recibidor 0,030 2,132 0,065 0,051 0, Baterías Recibidor 0,287 1,880 0,540 0,052 0, Servo Alerones 0,093 2,880 0,267 0,184 0, Servo Motor 0,093 3,600 0,334 0,184 0, Servo Elevadores 0,093 0,393 0,036 0,099 0, Servo Rudder 0,093 2,000 0,204 0,184 0,017 Sumatoria Total 5,46 13,705 1,

75 Xcg i= WiXi 13,705lbs * ft = 17 = Wi 5,46lbs = 2, 510 Empty i=1 ft Zcg i= WiZi 1,0506lbs * ft = 17 = Wi 5,46lbs = 0, 1924 Empty i=1 ft 18 Combustible Atrapado. 0,02 3,092 0,061 0,133 0,002 Sumatoria Total 5,48 13,767 1,0533 i= WiXi 13,767lbs * ft Xcg = 18 = = 2, ft OE Wi 5,48lbs 5122 i=1 i= WiZi 1,0533lbs * ft Zcg = 18 = = 0, ft OE Wi 5,48lbs 1922 i=1 19 Tanque lleno 0,5 2,512 1,256 0,194 0,097 Sumatoria Total 5,98 15,023 1,1508 Fuente. Los autores i = WiXi 15,023lbs * ft Xcg = 18 = = 2, ft TO Wi 5,98lbs 5122 i=1 i= WiZi 1,1508lbs * ft Zcg = 19 = = 0, ft TO Wi 5,98lbs 1924 i=1 71

76 Conclusiones primera aproximación: Se encuentra que el centro de gravedad queda ubicado muy atrás en la aeronave. La ubicación de este centro de gravedad se debe principalmente a la ubicación trasera del motor y a la posición de las alas. Se encuentra una condición indeseable en la cual el centro de gravedad queda por detrás del centro aerodinámico, lo cual significaría una alta condición de inestabilidad. Debido a que el centro de gravedad se ubica excesivamente atrás, el estabilizador vertical resultará demasiado grande. Debido a las razones previamente mencionadas, es necesario realizar una optimización al diseño de la posición de los planos y el equipo interior. Ya que la posición del motor es prácticamente in modificable. La Figura 20 muestra la ubicación final de los centros de gravedad de cada elemento con el fin de realizar una nueva aproximación, que permita corregir los aspectos negativos previamente mencionados. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 72

77 Figura 20. Ubicación de los centros de gravedad de cada elemento Fuente. Los autores Segunda estimación del centro de gravedad Para la segunda estimación del centro de gravedad a lo largo de los tres ejes de coordenadas X, Y, Z, se debe llevar a cabo una estimación de pesos para las alas, empenaje y fuselaje como se muestra en el numeral , esto se hace por medio de una hoja de calculo en la cual la ubicación del centro de gravedad esta en función del peso y ubicación de cada uno de los componentes de la aeronave, y en comparación de la ubicación del centro aerodinámico con objeto de que el centro 73

78 de gravedad que de adelante del centro aerodinámico. Esto con el ánimo de corregir los datos resultantes de la primera estimación Estimación de porcentaje de pesos para las alas, empenaje, y fuselaje: Para realizar esta estimación de pesos se analizó la forma de distribuir el peso de las alas, empenaje y fuselaje de forma porcentual y en función de su ubicación en el plano X tomando como referencia el datum de la aeronave, para que el centro total de gravedad quedara ubicado adelante del centro aerodinámico a razón de obtener una mejor maniobrabilidad y estabilidad. La distribución porcentual fue realizada de la manera siguiente: Un 22,57% del Peso total estimado de la aeronave para el ala Un 19,06% del Peso total estimado de la aeronave para el fuselaje Un 4,18% del Peso total estimado de la aeronave para el canard Un 5,85% del Peso total estimado de la aeronave para el estabilizador vertical. Con esta distribución se garantiza que el centro total de gravedad queda adelante del centro aerodinámico. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 74

79 Tabla final de estimación de centro de gravedad Tabla 4. Calculo final del centro de Gravedad ITEM GRUPO Wi (lbs) Xi (ft) Wi*Xi (lbs*ft) Zi (ft) Wi*Zi (lbs*ft) 1 Fuselaje 1,140 1,968 2,245 0,166 0,189 2 Ala 1,35 2,591 3,498 0,317 0,428 3 Canard 0,25 0,328 0,082 0,099 0,024 4 Estabilizador vert. 0,35 3,608 1,263 0,266 0,093 5 Tren principal 0,2 2,854 0,570-0,133-0,026 6 Tren de Nariz 0,1 0,557 0,055-0,133-0,013 7 Motor 1,04 3,674 3,821 0,232 0,242 8 Hélice 0,051 4,027 0,205 0,199 0,010 9 Cámara 1 0,044 0,328 0,014-0,066-0, Cámara 2 0,044 0,820 0,036 0,049 0, Baterías Cámara 0,2 0,656 0,131 0,123 0, Recibidor 0,030 1,049 0,032 0,051 0, Baterías Recibidor 0,287 0,656 0,188 0,052 0, Servo Alerones 0,093 2,879 0,267 0,184 0, Servo Motor 0,093 3,444 0,320 0,184 0, Servo Elevadores 0,093 0,393 0,036 0,099 0, Servo Rudder 0,093 2,034 0,189 0,184 0,017 Sumatoria Total 5,46 12,959 1,

80 Xcg Zcg i= WiXi 12,9595lbs * ft = 17 = Wi 5,46lbs = 2, 3735 Empty i=1 i= WiZi 1,0506lbs * ft = 17 = Wi 5,46lbs = 0, 1924 Empty i=1 ft ft 18 Combustible Atrapado. 0,02 3,0923 0,0618 0,1331 0,002 Sumatoria Total 5,48 13,0213 1,0533 i= WiXi 13,0213lbs * ft Xcg = 18 = = 2, ft OE Wi 5,48lbs 3761 i=1 i= WiZi 1,0533lbs * ft Zcg = 18 = = 0, ft OE Wi 5,48lbs 1922 i=1 19 Tanque lleno 0,5 2,376 1,188 0,194 0,097 Sumatoria Total 5,98 14,2094 1,1508 Fuente. Los autores i= WiXi 14,2094lbs * ft Xcg = 19 = = 2, ft TO Wi 5,98lbs 3761 i=1 i= WiZi 1,1508lbs * ft Zcg = 19 = = 0, ft TO Wi 5,98lbs 1924 i=1 76

81 Diagrama de excursión. La Figura 21 muestra el diagrama de excursión del mini UAV Z-15 Sky Spy el cual representa cómo varia la posición del centro de gravedad a lo largo del eje X según las diferentes condiciones de carga de la aeronave. Figura 21. Diagrama de excursión Fuente. Los autores ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE BLANCO 77

82 Configuración del empenaje: Para el diseño, la configuración inicial incluye Canard y un estabilizador vertical con sus respectivas superficies de control. El dimensionamiento y parámetros de diseño necesarios para estas superficies estabilizadoras se lleva a cabo bajo el mismo principio que las alas, es decir los aspectos más importantes que deben ser analizados para la optimización del diseño son los siguientes: Relación de Aspecto (A) Área (S) Envergadura (b) Taperado () λ Cuerda de la Raíz (C R ) Cuerda de la Punta (C T ) Cuerda Media Geométrica ( c ) Selección del Perfil Angulo de Flechamiento ( Λ ) Angulo de Incidencia Configuración del estabilizador vertical: En el caso del estabilizador vertical, algunos aspectos mencionados previamente no son aplicables, debido a que la superficie ha sido dividida en dos secciones: Parte Superior y Parte Inferior. El objetivo principal es que la parte inferior sirva como un elemento de protección de la hélice y el motor en el momento de la rotación, además se logra una mejor disposición del área para la instalación del motor (Figura 22) al tiempo que cumple su función como superficie estabilizadora ante un viento lateral. 78

83 Figura 22. Disposición del estabilizador vertical Fuente. Los autores Estimación del área para el estabilizador vertical: Para estimar el área del estabilizador vertical, el método del volumen es la manera más directa de encontrar éste valor por medio de datos que han sido obtenidos previamente y datos estadísticos de aeronaves tipo Homebuilt. Para el calculo se debe tener en cuenta la siguiente fórmula: V V XV * S S * b V = dónde, V V XV = = Valor estadístico de volúmenes para aeronaves Homebuilt. Distancia entre los centros de gravedad de la aeronave y el estabilizador vertical. 79

84 S = Área Alar b = Envergadura del ala S V = Área del estabilizador vertical El valor estadístico de volúmenes V V se obtiene por medio de la Tabla 6, obtenida del libro Airplane Design Parte II Pag. 191, para aeronaves tipo Homebuilts, de manera que al calcular un promedio se obtiene el valor buscado de fracción de volumen como se muestra en la Tabla. Tabla 5. Fracciones de Volumen para estabilizadores verticales: Aeronaves Tipo Homebuilt Tipo V V PIK - 21 Duruble 0,028 RD - 03C PIEL 0,031 CP 750 0,039 CP - 90 POTTIER 0,037 P - 70S 0,031 Aerosport 0,040 Micro Imp 0,020 SA - III 0,028 Sequoia 300 0,055 OH - 4B 0,027 Procter Petrel 0,033 Bede BD 8 0,032 TOTAL PROMEDIO 0, Fuente: Airplane Design. Dr Jan Roskam 80

85 Ahora que todos los valores requeridos han sido obtenidos, es posible determinar el área del estabilizador vertical: V V XV * S S * b V = despejando S V se obtiene S V V = V * S * b X V = 2 0, * 4,219 ft * 4,593 ft 1, ft S V = 0, ft Selección del perfil para el estabilizador vertical De la misma manera en que se realiza el análisis para las alas se lleva a cabo una comparación entre los distintos perfiles disponibles en los cuales se encuentra que su principal característica es su simetría. A continuación se realiza una serie de comparaciones entre perfiles NACA, los cuales son los más altamente utilizados en las aeronaves actuales, y se va a comparar cada una de sus características de desempeño, teniendo en cuenta que la comparación se realizó a un numero de Reynolds (Re = ), lo cual permitirá la selección del perfil mas adecuado para el diseño. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 81

86 Comparación 1 Figura 23. C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 0006 y 0009 Fuente. Profili 2.15 Como se muestra en la gráfica, el perfil NACA 0009 muestra mejores coeficientes de sustentación a los mismos ángulos de ataque que el perfil NACA Además alcanza un mayor C L a un ángulo de 10º, muy por encima del 0006 que alcanza su máximo coeficiente de 0.6 a 6º. Por otra parte, se observa que aunque el perfil NACA 0009 tiene mayores coeficientes de drag que el 0006, se encuentra que esto solo se cumple por debajo de los 3º de ángulo de ataque, ya que en el margen de entre los 3º y los 6º 82

87 el NACA 0009 presenta menores valores de C d. Lo anterior demuestra que aunque no hay una gran diferencia entre los dos perfiles, el 0009 si cuenta con una mayor eficiencia que el NACA Comparación 2 Figura 24. C L Vsα y C d Vs α para los perfiles NACA 0009 y 0015 Fuente. Profili 2.15 Como se muestra en la Figura 24, aunque el perfil NACA 0015 alcanza un mayor coeficiente de sustentación que el 0009 es por un margen muy reducido, además como es posible observar en la gráfica entre el intervalo de 1º a 5º el 0009 presenta mayores coeficientes de sustentación. En este caso el factor más 83

88 influyente es que el perfil NACA 0015 es un perfil con un thickness muy alto, lo cual no es ideal para el diseño por las razones previamente mencionadas. Las anteriores comparaciones lleva a concluir que el perfil más adecuado para la implementación en el proyecto es el NACA 0009, además para validar aún mas esta selección se encuentra que estadísticamente éste perfil es el más altamente utilizado en las aeronaves modernas para su utilización en estabilizadores verticales Configuración para el canard: Ésta configuración que ha sido adoptada para el diseño, demuestra que una superficie como el Canard tiene algunas ventajas y desventajas en cuanto a la influencia aerodinámica que tiene sobre la superficie alar. Las desventajas principales que presenta una superficie como ésta, son indiscutiblemente los efectos de Downwash y Upwash generados por los vórtices en las puntas del Canard, como se muestra en la Figura 25. Figura 25. Efecto de Downwash en el ala. Fuente. Airplane flight dynamics and automatic flight controls. Dr. Jan Roskam 84

89 Este efecto de Downwash causa efectos indeseados en la superficie alar, ya que se pierde la distribución de sustentación ideal que se desea obtener en la misma. Como se muestra en la Figura 26 se presentan caídas notables de sustentación en algunos puntos, lo cual genera la pérdida de la distribución elíptica ideal. Figura 26. Pérdida de distribución elíptica debido a la turbulencia del flujo Distribución debida a la turbulencia del flujo Distribución elíptica ideal Fuente. Airplane flight dynamics and automatic flight controls. Dr. Jan Roskam Para solucionar los problemas aerodinámicos inducidos por el Canard sobre el ala, es necesario realizar una apropiada instalación del mismo en el fuselaje. De tal manera que si la distancia entre el ala y el Canard es suficiente, estos efectos se ven disminuidos en gran medida. De igual manera si la instalación permite que ambas superficies se encuentren en alturas diferentes, como es el caso del UAV Z-15 Sky Spy (ver Figura 41), en el cual el ala se ubica en la parte superior del fuselaje, los efectos se ven casi totalmente eliminados. 85

90 En cuanto a las ventajas de la utilización de una superficie como el Canard se encuentra lo siguiente: Mejor maniobrabilidad, debido que la fuerza de pitch se aplica adelante del centro de gravedad, lo cual tiene una efectividad mucho mas alta de la que puede tener una fuerza aplicada por detrás de este mismo punto. El coeficiente de sustentación máximo obtenido es mas alto comparado con una aeronave tipo convencional. En una configuración ala - canard se obtienen mejores relaciones de sustentación - arrastre Relación de aspecto para el canard "A C ": De la misma manera que se llevó a cabo el análisis para las alas se lleva a cabo el análisis para el Canard. De tal manera que se debe tener en cuenta que una relación de aspecto muy alta influye en aspectos como la envergadura y al mismo tiempo en el peso de la superficie, además que se presentan efectos aerodinámicos indeseables como se mencionó previamente. Por otra parte se sabe que para relaciones de aspecto grandes se obtienen coeficientes de sustentación altos a pequeños ángulos de ataque como se mostró en la Figura 4, pero como el principio de funcionamiento de una superficie como el Canard es que éste entre en pérdida antes que el ala, no se debe incurrir en el error de hacer esta superficie con sustentaciones mayores a las obtenidas en el ala, de lo contrario se obtendría una aeronave demasiado inestable y poco viable. Por tal motivo se estima que una relación de aspecto adecuada según la referencia de la Figura 4 para el diseño del canard sea 86

91 A C = 3 Además éste valor se encuentra dentro del rango sugerido en el libro Airplane Design Tomo II en la tabla Estimación del área para el canard: Para estimar el área del Canard, el método del volumen es la manera más directa y apropiada de encontrar éste valor por medio de datos que han sido obtenidos previamente y datos estadísticos de aeronaves tipo Homebuilt. Este método se encuentra sugerido en el libro Airplane Design tomo II, el cual se basa en la siguiente fórmula: V X C * S S * c C C = dónde, V = Valor estadístico de volúmenes para aeronaves Homebuilt. C X = Distancia entre los centros de gravedad de la aeronave y el estabilizador C S c S C vertical. = Área Alar = Cuerda media geométrica del ala = Área del Canard El valor estadístico de volúmenes V C se obtiene por medio de la Tabla 7, obtenida del libro Airplane Design Parte II Pag. 191, para aeronaves tipo Homebuilts, de manera que al realizar un promedio general se obtiene el valor buscado de fracción de volumen como se muestra en la Tabla. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 87

92 Tabla 6. Fracciones de Volumen para Canard: Aeronaves Tipo Homebuilt Tipo V C PIK - 21 Duruble 0,30 Micro - Imp 0,30 Bede BD - 8 0,31 TOTAL PROMEDIO 0,30 Fuente. Airplane Design. Dr Jan Roskam Ahora que todos los valores requeridos han sido obtenidos, es posible determinar el área del Canard: V C X C * S S * c C = despejando S C se obtiene S C V = C * S * c X C = 2 0,3* 4,219 ft * 0,9249 ft 2, ft S C = 0, ft Envergadura del canard "b C ": Debido a que previamente se han obtenido los valores de Relación de Aspecto (A) y Área de Canard S C por el método de volúmenes, es posible calcular el valor de la envergadura por medio de la siguiente ecuación: 88

93 A b 2 = despejando obtenemos lo siguiente: S C b C = A* S = 3* 0, ft 2 b C = 1,31 ft Taperado del canard " λ C ": Para poder determinar un taperado apropiado en el canard, se debe tener en cuenta el mismo principio que se llevó a cabo con la superficie alar, para lo cual se estudian las curvas de distribución de sustentación mostradas en la Figura 6, con el fin de obtener un valor de taperado que resulte en una curva de sustentación cercana a la curva elíptica ideal en la cual el coeficiente de Oswalt es igual a la unidad (e = 1). Si se tiene en cuenta lo anterior y se analiza que la mayoría de aeronaves que implementan una superficie como el canard manejan valores cercanos de taperado entre ésta superficie y el ala, entonces se puede concluir que un valor adecuado se encuentra entre 0,5 y 1 tomando como referencia la Figura 6, por tal motivo se estima que al igual que el ala el valor mas adecuado es de λ = 0,75, y se ratifica si se tiene en cuenta que en el libro Airplane Desing tomo II tabla 8.13 se sugieren valores que se encuentran entre 0.29 y 1. λ C = 0,75 ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 89

94 Cuerda de la raíz del canard " C rc ": Una vez que se conocen los valores de "S C ", "b C " y " λ C " se procede a calcular el valor de la cuerda en la raíz del Canard, despejando de la siguiente ecuación: b S + C 2 ( ) C C = * Cr 1 λc despejando rc C se obtiene lo siguiente: C r C = b C 2 * S * 1+ λ C ( ) C = 2 2 * ( 0, ) ft ( 1,31) ft * (1+ 0,75) C r C = 0,4991 ft Cuerda de la punta del canard " C t C ": Una vez calculado el valor de C " se procede a despejar C t C de la siguiente ecuación : " rc t C λ = despejando se obtiene... C C C r C Ct = λc * Cr = 0,75*0, 4991ft C C C t C = 0,3743 ft ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 90

95 Cuerda media geométrica del canard: Este valor de cuerda media geométrica para el canard es un factor importante para el análisis y la construcción y puede obtenerse si los valores de C r C y λ C son conocidos, por lo tanto si se lleva a cabo un reemplazo simple en la siguiente ecuación, se obtiene: c 2 = Cr 3 c C 1+ λc + λ 1+ λ C 2 C = 2 *0,4991ft ,75 + (0,75) 1+ 0,75 2 c c = 0, 4396 ft Configuración final del canard: La Figura 27 muestra la configuración final del canard obtenida por medio del software AAA, la cual se encuentra acorde con los cálculos obtenidos previamente. Figura 27. Configuración final del Canard Fuente. Advanced Aircraft Analysis (AAA) 91

96 Selección del perfil para el canard. : Para la selección del perfil del canard se debe llevar a cabo los mismos análisis que se utilizaron para la selección de los perfiles en las alas y el estabilizador vertical, solo que debe tenerse en cuenta un aspecto adicional de suma importancia, el cual es la base para una operación segura y estable de la aeronave dónde el canard debe entrar en pérdida primero que el ala como se explicó previamente. Por tal motivo la selección del perfil debe ser la adecuada. A continuación se realiza una serie de comparaciones entre distintos perfiles, con el fin de obtener el más apto para la operación eficiente del canard. Comparación 1 Figura 28. C L Vs α y C d Vs α para los perfiles NACA 2410 y 0009 Fuente. Profili

97 Como se muestra en la Figura 28 el perfil NACA 2410 cuenta con un mayor coeficiente de sustentación si se le compara con el NACA 0009, el cual como se observa claramente es un perfil simétrico de menor capacidad a la de un perfil con camber. Por otra parte aunque el perfil NACA 2410 presenta un mayor coeficiente de drag, la diferencia es bastante sutil y no tendría mayores inconvenientes a la hora de implementarlo dentro del diseño, además se debe tener en cuenta que el principal objetivo es que el perfil seleccionado tenga la capacidad de generar la rotación necesaria para el despegue. En este caso en particular se encuentra que el NACA 2410 tiene buenos coeficientes de sustentación a pesar de que no es un perfil con mucho thickness, y lo hace prácticamente ideal para ser utilizado en el canard. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 93

98 Comparación 2 Figura 29. C L Vs α y C d Vs α para los perfiles NACA 2410 y 0015 Fuente. Profili 2.15 Como se muestra en la Figura 29 a pesar de que el perfil 0015 es mucho más grueso que el NACA 2410, se encuentra que la sustentación que genera no es la ideal. Aunque por lo general en las superficies estabilizadoras se usan perfiles simétricos, en este caso en particular debido a que la aeronave no tiene una configuración convencional con estabilizador horizontal hace que se deban analizar factores adicionales. Por esta razón es necesario un perfil camberado que ofrezca mayores coeficientes de sustentación pero no superiores a los del ala, ya que se encontraría una condición indeseable. 94

99 Comparación 3 Figura 30. C L Vs α y C d Vs α para los perfiles NACA 2410 y 0018 Fuente. Profili 2.15 Como se muestra en la Figura 30 a pesar de que el perfil NACA 0018 es de un espesor muy alto, no logra alcanzar los coeficientes de sustentación que presenta el perfil NACA 2410, con lo cual se demuestra claramente que los perfiles simétricos no igualan las capacidades de los perfiles con camberado. Para el caso del proyecto mini-uav Z-15 Sky Spy, se ha optado por la utilización del perfil NACA 2410 debido a que cumple con los objetivos propuestos en el diseño del Canard, además que supera por un amplio margen el desempeño de los perfiles simétricos como se demostró previamente en las diferentes comparaciones. 95

100 Angulo de Incidencia del Canard: Se considera que un ángulo ideal para la instalación del Canard sea de 4º de incidencia, ya que como se muestra en la Figura 31, el valor más alto en la relación (L/D) se encuentra en el punto tangente a la curva C L Vs C d unido por una línea imaginaria trazada desde el origen para el perfil NACA 2410, en el cual ese punto se encuentra a un valor de C L = 0,68 el cual se obtiene con un ángulo de 4º. Por tal motivo es ideal que el ángulo de instalación del canard se realice a 4º para obtener la mayor efectividad por parte de éste, además esto hace que se cumpla el objetivo propuesto en el cual el Canard entra en pérdida primero que el ala, debido a que éste cuenta con un ángulo de instalación mayor al del ala por 2º adicionales. Figura 31. Valor del ángulo de incidencia para el canard Punto tangente a la curva C L Vs C d para el perfil NACA Fuente. Los autores 96

101 Dimensionamiento de los alerones: Para llevar a cabo el dimensionamiento de superficies de control como los alerones, se puede estimar las dimensiones requeridas por medio de la Figura 32, en la cual se muestra una región sombreada que representa las dimensiones típicas de superficies para el control de roll en diferentes aeronaves a lo largo del tiempo. Se estima que típicamente, los alerones representan entre el 50% y el 92% de la envergadura total del ala. El hecho de que este porcentaje no sea mayor se debe a que es necesario guardar un cierto margen de espacio reservado para superficies de sustentación como los flaps, y el hecho de que no sea menor es debido a la perdida de efectividad en las superficies debido al limitado tamaño de las mismas. En el caso del mini-uav Z-15 sky spy, se debe recordar que éste no cuenta con superficies de hipersustentación como flaps, por lo cual es posible dar un mayor porcentaje de la envergadura alar hacia los alerones, con el fin de lograr una mejor efectividad al tenerse una mayor superficie de control y por lo tanto una mejor maniobrabilidad, lo cual es indispensable para el proyecto. Por tal motivo como se puede observar en la Figura 32, se le da un mayor porcentaje de la envergadura alar a los alerones, de alrededor del 91%, con una cuerda de unos 5 cm lo cual resulta en el punto señalado en la figura. La realización de los cálculos se realiza de la siguiente manera: Se asume que envergadura total del alerón = 0.91 envergadura del ala Como la envergadura del ala es un dato conocido, entonces se realiza el despeje: envergadura total del alerón = 0.91 * envergadura del ala 97

102 envergadura total del alerón = 0.91 * ft envergadura total del alerón = ft = 128 cm Ahora para encontrar la cuerda del alerón se lleva a cabo el siguiente despeje: Se asume que Cuerda del alerón = Cuerda del ala Como la cuerda del ala es un dato conocido, entonces se realiza el despeje: Cuerda del alerón = * cuerda del ala Cuerda del alerón = * ft Cuerda del alerón = ft = 5 cm Los datos obtenidos previamente se ilustran en la siguiente figura: ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 98

103 Figura 32. Líneas guía para el dimensionamiento de los alerones Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P. Raymer Estimación del área y geometría de los elevadores: Para estimar el área del Elevador, se procede a hallar una relación de Áreas apropiada entre el Elevador y el Canard (S e /S C ), obteniendo un valor promedio de datos obtenidos para aeronaves tipo Homebuilts mostrados en la Tabla 8, obtenida del libro Airplane Design Parte II Pág. 191, de manera que al sumar estos valores y dividir en el numero total de éstos se obtiene el valor buscado de S e /S C como se muestra en la Tabla. 99

104 Tabla 7. Relación de Áreas entre Elevador y Canard Tipo S e /S c Pik ,45 Cp - 90 Pottier 0,50 P - 50R 0,52 Aerosport 0,48 Ord - Hume OH-4B 0,49 Sequoia 300 0,43 TOTAL PROMEDIO 0,47833 Fuente. Airplane Design Parte II Una vez obtenida la relación de áreas se procede a calcular el área total de los Elevadores. S e = 0,478* S = 0,478*0,572103ft c 2 S e = 0,27346 ft 2 Definida el área del Elevador se procede a la definición de su geometría, las dimensiones del Elevador se obtienen teniendo en cuenta practicidad en la construcción y obtención del área propuesta para el mismo a partir de la geometría del Canard, como se ilustra en la Figura

105 Figura 33. Geometría de los elevadores Fuente. Los autores Estimación del área y geometría del Rudder: Para estimar el área del Rudder, se aplica el mismo procedimiento con el cual se definió el área del Elevador para hallar una relación de Áreas apropiada entre el Rudder y el Estabilizador Vertical (S r /S v ), obteniendo un valor promedio de datos obtenidos para aeronaves tipo Homebuilts mostrados en la Tabla 9, obtenida del libro Airplane Design Parte II Pág. 191, de manera que al sumar estos valores y dividir en el numero total de éstos se obtiene el valor buscado de S r /S v como se muestra en la Tabla. 101

106 Tabla 8. Relación de Áreas entre Rudder y Estabilizador vertical Tipo S r /S v CP 750 0,55 CP - 90 POTTIER 0,50 P - 50R 0,42 Aerosport 0,38 SA - III 0,44 OH - 4B 0,71 Bede BD-8 0,24 TOTAL PROMEDIO 0,463 Fuente. Airplane Design Parte II Una vez obtenida la relación de áreas se procede a calcular el área del Rudder, para esto no se utilizo el área total del Estabilizador vertical, el área utilizada es la del Estabilizador vertical superior (S vs ) a razón de que el Rudder esta posicionado en esta parte del Estabilizador vertical. S = 0,463* r S vs S r = 0,463* 0,28149 ft 2 S r = 0,13033 ft 2 ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 102

107 Definida el área del Rudder se procede a la definición de su geometría, las dimensiones del Rudder se obtienen teniendo en cuenta la facilidad en construcción y obtención del área propuesta para el mismo a partir de la geometría del Estabilizador vertical superior, como se ilustra en la Figura 34. Figura 34. Dimensiones del Rudder Fuente. Los autores Dimensionamiento y configuración del fuselaje: El fuselaje del Z 15 Sky - Spy es de tipo tabaco, de sección semicircular de 10 cm. de lado, perfil semi-aerodinámico con una longitud de 123 cm, como se muestra en las Figuras 35, 36 y 37. Este a su vez cuenta con la bancada del motor integrada en su parte posterior, y espacios para alojar las raíces de las superficies aerodinámicas como el canard y estabilizadores verticales, también cuenta con el acople para la 103

108 instalación del plano principal y los refuerzos estructurales necesarios para el montaje del tren principal y de nariz. A continuación se explica de manera más detallada cada uno de los aspectos mencionados previamente: Geometría: El largo del fuselaje tiene como objetivo posicionar los equipos de control de vuelo, las cámaras con sus respectivos transmisores, y dejar un espacio conveniente para situar equipos de navegación y sensores en caso de que el UAV tenga algún desarrollo adicional. Esta geometría a su vez provee una optima distancia para la ubicación del canard el cual al ser instalado genera un gran momento alrededor del centro de gravedad de la aeronave, generando una gran maniobrabilidad en función de los cambios en la deflexión del canardvator. La geometría del fuselaje puede a su vez generar una componente mínima de lift el cual ayuda a mejorar el performance de la aeronave. Sección Transversal: La sección semi circular tiene como objetivo maximizar el espacio interior de la aeronave, debido a que el cuadrado es la forma que mejor aloja objetos dentro de ella, además de ser una construcción mucho mas simple y económica, aspecto favorable en este proyecto donde una de las limitaciones principales es el dinero. Este tipo de secciones presentan problemas en aviones presurizados, y de alta velocidad, debidos a las concentraciones de esfuerzo en las esquinas y al gran drag inducido que las formas cuadradas representan, pero son de gran utilidad en aeronaves de baja velocidad que operan a poca altura. Características adicionales: Dentro de estas características se encuentran la bancada del motor incorporada al avión en la parte trasera, esto se hace por simple construcción y por la necesidad de ubicar el motor dentro del fuselaje y en la parte trasera, debido a las grandes dificultades que representa para el diseño del UAV ubicarlo en un lugar diferente a este. También encontramos los refuerzos 104

109 necesarios para la instalación del tren de aterrizaje ya que este no puede ubicarse en los planos principales por los refuerzos alares que esto significaría. Es por esto que encontramos los refuerzos en la sección media y delantera inferior del fuselaje. Otra característica que tiene el fuselaje son los puertos o entradas para las superficies estabilizadoras y acoplamiento del plano principal los cuales interactúan y transmiten sus fuerzas a través del tabaco del avión. Figura 35. Dimensiones del fuselaje vista lateral Fuente. Los autores Nota: Todas las dimensiones se encuentran en pies. Figura 36. Dimensiones del fuselaje vista frontal Fuente. Los autores 105

110 Nota: Todas las dimensiones se encuentran en pies. Figura 37. Vista en tres dimensiones del fuselaje Fuente. Los autores Disposición del tren de aterrizaje: Es importante reconocer que los trenes de aterrizaje se caracterizan principalmente por su complejidad debido a si son Fijos ó Retráctiles. La utilización de una disposición u otra varía según el tipo de aeronave, ya que se debe tener en cuenta los requerimientos de espacio y peso si se desea implementar un tren de aterrizaje retráctil el cual implementa sistemas hidráulicos que infieren directamente en el aumento de peso ó por otra parte los efectos aerodinámicos que influyen a la hora de tener un tren de aterrizaje con una disposición fija. Por lo general se observa que a lo largo del tiempo la mayoría de aeronaves grandes ó de categoría de transporte que vuelan a grandes velocidades implantan sistemas retráctiles para su tren de aterrizaje con la complejidad de mecanismos que esto requiere, mientras que para aeronaves pequeñas de categorías normal, utilitaria ó acrobática se implantan trenes fijos que no requieren mayores desafíos tecnológicos. 106

111 Por las razones previamente mencionadas y debido a que el proyecto mini-uav Z- 15 Sky Spy es de reducido tamaño, se encuentra que la disposición mas adecuada para el tren de aterrizaje en este caso es un tren de aterrizaje fijo, que perfectamente puede soportar las cargas de despegue y aterrizaje Tipos de configuración general para trenes de aterrizaje: Dentro de los diferentes tipos de tren de aterrizaje se encuentran que las configuraciones más utilizadas son las siguientes: Tandem Beaching gear (Para hidroplanos) Outrigger Tipo triciclo Tailwheel De las configuraciones mencionadas anteriormente se encuentra que la más utilizada y funcional es el Tipo Triciclo debido a su excelente maniobrabilidad en tierra, seguridad durante el despegue y el aterrizaje, y muy buena estabilidad en situaciones de sobre-frenado o pistas de aterrizaje con obstáculos de gran tamaño. Por las razones previamente mencionadas se ha decidido utilizar la configuración Tipo Triciclo para el mini-uav Z-15 Sky Spy pero además la razón principal para elegir éste tipo de configuración es debido a la disposición del motor el cual esta ubicado en la parte de atrás ó tipo Pusher como se le conoce comúnmente y el cual impide la utilización de otro tipo de configuración. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 107

112 Requerimientos del tren de aterrizaje: Dentro de los requerimientos más importantes para trenes de aterrizaje según la metodología de Raymer y Roskam se encuentra que debido a la rotación de la aeronave durante el despegue se debe garantizar que ésta no golpee la parte trasera del fuselaje. De igual manera se establecen ciertos requerimientos adicionales los cuales se ilustran en la siguiente figura. Esto con el fin de aclarar que el proyecto mini-uav Z-15 se encuentra dentro de lo exigido como se demostrará en el siguiente apartado. Figura 38. Requerimientos esenciales para el tren de aterrizaje Fuente. Airplane design Part IV. Dr Jan Roskam Como se muestra en la Figura 38, los requerimientos más importantes hacen referencia a los ángulos mínimos admisibles entre el tren principal y la cola del avión, y entre el centro de gravedad y el tren principal, en los cuales se exige lo siguiente: 108

113 A B A 15º o Ψ Tren de aterrizaje dispuesto para el proyecto mini-uav Z-15 Sky Spy: A continuación se muestra el tren de aterrizaje que será construido para el mini-uav Z-15, habiendo cumplido con los requerimientos exigidos y la configuración tipo triciclo previamente establecida. La Figura 39 muestra una vista lateral del tren de aterrizaje que cumple con los requerimientos establecidos, en este caso el tren de aterrizaje para el mini-uav Z- 15 Sky Spy tiene un ángulo de 34.9º respecto del centro de gravedad de la aeronave. Figura 39. Vista lateral del tren de aterrizaje para el mini-uav Z-15 Fuente. Los autores 109

114 Por otra parte la Figura 40 muestra una vista en tres dimensiones del tren de aterrizaje del mini-uav Z-15 Sky Spy, cumpliendo con el requerimiento exigido en el cual éste ángulo debe ser menor de 55º. Figura 40. Vista en tres dimensiones del tren de aterrizaje para el mini-uav Z-15 Fuente. Los autores Posición del tren de aterrizaje en el fuselaje: Para seleccionar la posición del tren de aterrizaje es de vital importancia la ubicación del centro de gravedad de la aeronave el cual fue determinado previamente con el fin de garantizar el cumplimiento de los ángulos establecidos, como se mostró en la Figura 38 y que garantizan el buen funcionamiento del conjunto avión-tren de aterrizaje durante los procedimientos de decolaje, aterrizaje y carreteo. Además es de suma importancia distribuir la carga del avión en cada uno de los miembros del tren de aterrizaje, ya que el tren de nariz debe recibir entre el 20% - 30% de la carga total del avión cuando este se encuentra carreteando y en la 110

115 carrera de decolaje, y del 70%-80% para el tren principal. En el caso del mini-uav Z-15 Sky Spy la carga se encuentra distribuida de la siguiente manera: Tren de nariz = 20.9 % correspondiente a 1.25 Lbs Tren principal = 79.1% correspondiente a 4.72 Lbs. Otro aspecto a tener en cuenta es la posición de las llantas del tren principal en el plano Y-Z ya que de esto depende la estabilidad el avión en el momento de contacto con tierra (Touch Down). Para evitar que la aeronave presente problemas en este sentido se necesita que el tren principal no sobrepase por exceso o por defecto ninguno de los valores mostrados en la Figura Configuración final de la aeronave: Ahora que el dimensionamiento total de las diferentes superficies y elementos instalados dentro del mini UAV Z-15 Sky Spy han sido determinados, es posible realizar la unión total del conjunto. En la Figura 41 se muestra una vista lateral de la aeronave mini-uav Z-15. Figura 41. Vista lateral de la aeronave Fuente. Los autores 111

116 La Figura 42 muestra una vista frontal del mini-uav Z-15 Sky Spy, con todos sus superficies y el tren de aterrizaje tipo triciclo. Figura 42. Vista frontal de la aeronave Fuente. Los autores La Figura 43 muestra una vista superior de la aeronave en la cual se puede apreciar perfectamente la superficie alar y el canard, además se puede ver desde una mejor perspectiva la separación que existe entre en el canard y el ala, con el fin de evitar los efectos aerodinámicos que se mencionaron previamente. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 112

117 Figura 43. Vista superior de la aeronave Fuente. Los autores La Figura 44 muestra la aeronave mini-uav Z-15 Sky Spy en tres dimensiones, de manera que es posible apreciar el modelo final que será presentado y probado para desarrollar las funciones para las cuales fue diseñado. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 113

118 Figura 44. Vista en tres dimensiones de la aeronave Fuente. Los autores Estudio aerodinámico del Plano principal y Canard: En lo referente a la aerodinámica de la aeronave se estudiará la manera cómo ésta se comporta en las diferentes condiciones de vuelo, con el fin de lograr el mayor rendimiento y eficiencia. Además se busca determinar y evaluar los parámetros aerodinámicos más importantes como la sustentación, la resistencia al avance (drag), la estabilidad y controlabilidad y finalmente los efectos de potencia sobre la aeronave. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 114

119 Sustentación del ala en función del ángulo de ataque: En la Figura 45 se muestra el cambio del coeficiente de sustentación del ala en función del ángulo de ataque de la misma. Por otra parte se encuentra que el máximo C L W se logra cuando se alcanza un ángulo de 15 grados con respecto al viento relativo. Es decir que para el ángulo de incidencia del avión ( 2º ) el C L W del plano principal equivale aproximadamente a Figura 45. Coeficiente de sustentación del ala Vs. Ángulo de ataque. Fuente. Los autores L = C * q * L S W 2 L = 0.52 * * ft = 6,033lbs 115

120 De esta manera se muestra que el ala genera la sustentación necesaria para el vuelo de crucero, ya que la aeronave tiene un peso de despegue de 5,98 lbs Distribución de sustentación a lo largo del ala: Por medio del software de diseño AAA es posible encontrar la distribución de sustentación a lo largo del ala. De la siguiente gráfica y la anterior se pueden extractar los siguientes datos y conclusiones. El plano principal alcanza un valor máximo de su coeficiente de sustentación igual a Como era de esperarse el máximo valor de C LW se logra en la raíz del ala y el menor en la punta lo cual se debe al valor de taperado seleccionado durante la etapa de diseño del plano. Se puede observar que coeficiente del plano puede alcanzar valores cercanos al valor máximo de C l del perfil a grandes ángulos de ataque, lo cual muestra la versatilidad y gran eficiencia que esta ala posee. Figura 46. Distribución de sustentación a lo largo del plano. 116

121 Fuente: Los autores Distribución de drag a lo largo del ala: En la Figura 47 se encuentra la línea que describe el comportamiento del coeficiente de arrastre a lo largo de la envergadura del ala, se debe anotar que en las puntas del plano el C D se reduce sustancialmente pero no llega a cero, esto se debe probablemente a que cualquier sección por pequeña que sea, provoca una resistencia al avance significativo. Figura 47. Distribución del drag a lo largo del ala. Fuente. Los autores Distribución de sustentación para el canard: La siguiente gráfica se muestra la forma en que se distribuye la sustentación a lo largo del Canard, se puede observar que el coeficientec es menor que el del plano principal, esto LC debido a que el Canard es menos eficiente que el ala a causa de su configuración geométrica, que incluye una relación de aspecto menor, un perfil de menos grosor y eficiencia, etc. 117

122 Figura 48. Distribución de sustentación del canard Fuente. Los autores Distribución de drag a lo largo del canard: En la Figura 49 se indican los valores que toma el coeficiente de drag en función de la envergadura del canard, estos valores son un muy similares a los que se encuentran en la distribución de drag del plano principal, solo se diferencian por una leve disminución del arrastre en la punta del canard. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 118

123 Figura 49. Distribución de drag a lo largo del canard Fuente. Los autores Drag polar de la aeronave: El drag polar indica el cambio de coeficiente de drag, en función del cambio en el coeficiente de sustentación. De esto resulta que entre mayor sea la relación entre el C L / C D mejor será la eficiencia de la aeronave. En el caso del mini-uav Z-15 Sky Spy esta relación se encuentra descrita por la siguiente figura donde el punto azul indica la relación para la fase de crucero. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 119

124 Figura 50. Drag polar de la aeronave mini-uav Z-15 Sky Spy Punto C L Vs C D en crucero para el mini-uav Z-15 Sky Spy Fuente. Los autores Entonces la relación de Sustentación - Arrastre para el mini - UAV Sky Spy en fase de crucero resulta ser: C C L D = D L = 0,4192 0,0434 = 9,65 ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 120

125 5. MATERIALES DE FABRICACIÓN Los materiales utilizados para la fabricación del mini-uav Z-15 Sky Spy se encuentran listados a continuación: Papel monocote Espuma de poliestireno Balso de varios calibres. Varilla de ( 1/4" ) Pegante epóxico La utilización de estos materiales se encuentra mas detalladamente en la Figura 51, en la cual se muestran las diferentes zonas de la aeronave con su respectivo material incorporado. Figura 51. Materiales de fabricación para el mini-uav Z-15 Sky Spy Fuente. Los autores 121

126 Con el fin de crear una estructura liviana y de alta resistencia, se optó por un material innovador tipo Sandwich para la construcción de las alas, el cual incorpora como núcleo a la espuma de poliestireno y un recubrimiento con lamina de valso de 2 mm de espesor que a su vez tiene un recubrimiento exterior con papel monocote, el cual es altamente utilizado para este tipo de diseños. La Figura 52 muestra éste tipo de concepto utilizado para el mini-uav Z-15 Sky Spy, con los materiales incorporados en la superficie alar. Figura 52. Material tipo sandwich utilizado para la superficie alar. Fuente. Los autores ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 122

127 6. COSTOS DE FABRICACION DEL PROTOTIPO En la siguiente tabla se ilustra en detalle el costo (en pesos colombianos) de cada uno de los componentes integrados en la elaboración del proyecto y construcción del primer prototipo dándose un costo total del mini UAV Sky Spy Z-15 de $1` pesos (sin incluir gastos adicionales), es decir $ pesos menos del presupuesto estimado inicialmente de $1` pesos como se mostrará a continuación. Con esto se busca justificar la productividad de ésta aeronave en ocasiones futuras, y contribuir al desarrollo de la industria aeronáutica del país. Tabla 9. Costos de fabricación prototipo Manufactura COMPONENTE CANT IDAD COSTO/UNI DAD COSTO TOTAL Materiales Mano de Obra Planta Motriz Motor Super Tigre GS Hélice APC 10 X 6 Tipo Pusher Tanque de combustible 8 Onz Línea de Combustible Bancada Galón de combustible MFP 5% Sistema de Radio Control Kit 4 Channels Futaba Sky Sport

128 Kit Accesorios de Servos Video Kit Cámara Espía Batería 9 v Tren de Aterrizaje Tren de nariz Tren principal Llanta Llanta Gastos Adicionales Papelería y Presentación Derecho de Pista Transportes Envio de motor y kit futaba COSTO TOTAL DEL PROYECTO 1' Fuente. Los autores ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 124

129 7. RECOMENDACIONES Para el proyecto mini UAV Z-15 Sky Spy se investigó y se trabajó todo lo referente en cuanto al diseño, construcción, selección de planta motriz y equipos de la aeronave, esto llevó a una serie de conclusiones que se enumeran en el siguiente apartado. Por otra parte existen una serie de recomendaciones que han sido analizadas y estudiadas por los autores de este proyecto para que los futuros ingenieros aeronáuticos que en alguna ocasión quieran continuar investigando y trabajando en este proyecto, puedan tener una guía y unos objetivos a seguir. Estas recomendaciones son el resultado de las conclusiones y algunos de los ensayos en pruebas de vuelo del Sky Spy y se dividen en correctivas y evolutivas. Correctivas. Disminuir la proporción de deflexión del elevador en función del movimiento realizado en el radio control, ya que la rapidez con la que este movimiento se realiza causa inestabilidad en el control del pitch del mini-uav Z-15. Limitar el rango de deflexión del Canardvator. 125

130 Evolutivas Configurar el avión para que opere con un dispositivo nivelador de vuelo el cual por medio de un gyro envía señales electrónicas a los servos de la aeronave para que esta mantenga el vuelo nivelado automáticamente, dando como resultado una aeronave mucho mas fácil de controlar por pilotos con poca experiencia. Instalación de un equipo de GPS con que pueda transmitir por telemetría datos de velocidad y altura al piloto. Diseñar e implementar el software y el hardware que permita a la aeronave ser completamente autónoma y para realizar su operación sin ninguna intervención humana durante la fase de vuelo. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 126

131 8. CONCLUSIONES Se diseño y construyo completamente un Mini UAV con cámara integrada dentro del plazo del proyecto. Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas del la aeronave, su fuselaje y tren de aterrizaje. Se realizaron análisis aerodinámicos para las distintas superficies y partes del Mini UAV. Se llevo a cabo una adecuada selección de todos los dispositivos instalados a bordo del mini UAV como lo son servos, receptor, cámara, etc. También se escogió una plata motriz que cumple de con los requerimientos de diseño de la aeronave sin incurrir en el sobre-dimensionamiento. Se seleccionaron materiales livianos y de alta resistencia con el fin de ahorrar peso y dar a la aeronave excelentes cualidades en cuanto a resistencia estructural se refiere. Además estos fueron fabricados con las más recientes técnicas de construcción de aviones miniatura. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 127

132 8.1 CONCLUSIONES ADICIONALES Se ha demostrado que es posible diseñar y construir aeronaves con fines útiles, y que ayudan al desarrollo aeronáutico y tecnológico del país. El concepto del canard creado por los hermanos Wright demuestra que aún es posible retomar éste tipo de concepto y aplicarlo a las aeronaves actuales, obteniéndose excelentes resultados de eficiencia. La eficiencia del canard y de la aeronave misma, radica en el principio fundamental en el cual el canard debe entrar en pérdida primero que el ala, porque de lo contrario se presentaría una condición de inestabilidad indeseable. El mini-uav Z-15 Sky Spy introdujo aspectos no convencionales que demostraron ser igualmente eficientes a los utilizados frecuentemente, como fue el caso del innovador estabilizador vertical - patín de cola. Los vehículos aéreos no tripulados (UAV) han ganado una gran importancia en el país, debido a que permiten vigilar zonas de alto riesgo sin la necesidad de exponer vidas humanas. La fabricación de aeronaves de reducido tamaño y sin tripulación con fines de espionaje, fotografía aérea y vigilancia demuestran ser mucho mas económicas en cuanto a fabricación y operación que las aeronaves actuales que cumplen con los mismos objetivos. 128

133 Se pudo hacer realidad el diseño y construcción de un avión canard no tripulado, el cual era uno de los objetivos principales del la tesis, sentando un precedente para que los futuros ingenieros aeronáuticos puedan desarrollar aun mas, configuraciones no convencionales de avión. A pesar de haber trabajado en el diseño ingenieril basado en un método establecido, podemos concluir que esta metodología no siempre es la mas adecuada para todos las posibilidades e ideas que la mente de un ingeniero aeronáutico puede tener, haciendo necesaria la implementaron de métodos propios y mas prácticos basados en algunas ocasiones en el ensayo y error. Se comprobó una vez mas la gran maniobrabilidad del canard, pero a su vez también se pudo poner en evidencia la tendencia a la inestabilidad de pitch, motivo por el cual no ha tenido el desarrollo ni uso popular en el transporte de pasajeros, pero en cambio a sido ampliamente utilizado para los aviones de combate. ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO 129

134 BIBLIOGRAFÍA Anderson, John D Introduction to Flight. Ed. Mac Graw-Hill. Dr Roskam, Jan. Airplane Flight Dynamics and Automatic Flight Controls, Ed. Dar Corporation. Luzadder, Warren J. Fundamentals Of Engineering Drawing. Ed. Prentice-Hall. Anderson, John D. Fundamentals Of Aerodynamics. Ed. Mac Graw-Hill. Dr Roskam, Jan Airplane Design Part I,II,III,IV,V,VI,VII,VIII, Ed.Dar Corporation Raymer, Daniel Aircraft Design: A Conceptual Approach, Ed. Washington Edward Chuan-Tau Applied Airfoil And Wing Theory, Ed. Cheg chug book company Norma Técnica Colombiana: NTC ICONTEC 2005 Manual De Normas De Dibujo Técnico. ICONTEC

135 ANEXO A La siguientes fotografías fueron obtenidas durante la fase de construcción del mini-uav Z-15 Sky Spy, la cual se llevó a cabo entre los meses de Noviembre y Enero. Punta del fuselaje y ranuras para la instalación del canard. Plano principal donde se observa la estructura de poliestireno con cubierta de balso 131

136 Estabilizador vertical superior y parte posterior del fuselaje Vista trasera del fuselaje dónde se observa la bancada del motor y el anidamiento para el tanque de combustible 132

137 Vista lateral del fuselaje previo a la instalación del monocote. Vista frontal del canard y fuselaje en su última etapa de trabajo estructural previo a la instalación del papel monocote 133

138 ANEXO B Las siguientes fotografías muestran el mini-uav Z-15 Sky Spy finalizado, con todos sus sistemas instalados y listo para su primer vuelo de prueba. Vista trasera del mini-uav Z-15 terminado Vista frontal del mini-uav Z-15 Sky Spy terminado 134

139 Vista lateral del estabilizador vertical superior e inferior Sky Spy en pruebas de carreteo 135

140 Sky Spy Z-15 en la prueba de pesaje Alistamiento Sky Spy Z-15 previo al carreteo 136