Diseño conceptual de un UAV

Transcripción

1 Diseño conceptual de un UAV Bernal Ortega Carlos De Augusto Gil, José Luis López Teruel, Pedro Martín Cañal, Adrián Pérez Alcaraz, Daniel Samblás Carrasco, Francisco Ventura

2 Diseño conceptual de un uav Indice Diseño Aerodinámica Estabilidad y control Actuaciones Estructuras

3 DISEÑO

4 Consideraciones generales del diseño

5 Consideraciones generales del diseño Medidas

6 Consideraciones generales del diseño Medidas

7 AERODINÁMICA

8 Aerodinámica Configuración geométrica Superficie alar: m 2 Alargamiento: Cuerda raíz: 0.4m Cuerda punta:0.24m Cuerda media: m 94,29 185,71 75 Perfil: NACA 4415 Estrechamiento: De 0m a 0.8m: 1 De 0.8m a 1.5m:

9 Aerodinámica Configuración geométrica cola Superficie estabiliz horiz: m 2 Superficie estabiliz vert.: m 2 114,59 267,3 89,1 Alargamiento horiz.:2.094 Alargamiento vert.: , Cuerda raíz: m (ambas) Cuerda punta vertical: 0.114m Cuerda media vertical: m 89,1 37,65 Perfil: NACA 0012 (ambas) Estrechamiento vertical: ,3

10 Aerodinámica Perfiles NACA 4415 Poca curvatura, poco momento, bajo Clmax Facilidad de construcción y abundante documentación Pérdida localizada y controlada α max 14º C Lmax NACA 0012 Perfil simétrico, ideal para superficies de control Facilidad de construcción y abundante documentación Perdida controlada α max 12º C Lmax 1.224

11 Aerodinámica Resultados ala Uso de Vortex Lattice para aproximación inicial Obtención numérica de curva de sustentación y resistencia parásita Configuración limpia Configuración sucia Polar del ala Configuración sucia: sumada la parásita debida a flap -> Build up method Pendiente curva sustentación: rad -1 CD 0.06 α max,ala 15º C lmax,ala limpia D Wing configuration 0.04 C lmax,ala sucia α cruise 4.5º CL -0.5 Wing z-coordinate Wing y-coordinate Wing x-coordinate

12 Aerodinámica Avión completo (I) Uso de CFD para obtener polar completa Sólo configuración limpia AoA definido como ángulo entre corriente y eje X avión Modelo especificamente preparado para CFD (sin motor, sin hélice, sólo una mitad, inclusión volumen control) Mallado diferencial más detalle donde hace falta

13 Aerodinámica Avión completo (II) Comparación polar avión vs. polar ala, CFD, y polar completa estimación Polar del avión completa Alta resistencia parásita Debido a desprendimientos prematuros necesario carenados ruedas Polar avión Polar ala Polar estimación limpio Polar estimación sucio Posible efecto beneficioso de la hélice no tenido en cuenta Parecido en cuanto a comportamiento con estimación usando Vortex Lattice Cd Cl

14 Aerodinámica Avión completo (III)

15 Aerodinámica Avión completo (IV) 2 Comparación curva sustentación de avión (CFD y estimado) vs. ala 8 Eficiencia aerodinámica, CFD Cl 1 Eficiencia Curva sustentación avión Curva sustentación ala Curva sustentación avión estimada,limpio Curva sustentación avión estimada, sucio Ángulo de ataque (eje X avión frente a corriente), grados Ángulo de ataque (eje X avión frente a corriente), grados

16 Aerodinámica Avión completo (V) Característica de la pérdida Curva de sustentación del avión plana cerca de la pérdida Desprendimiento prematuro de la corriente cerca de los tail-booms -> pérdida de eficiencia de Flaps Alerones operativos a AoA altos. Qué ocurre con el estabilizador horizontal?

17 ESTABILIDAD Y CONTROL Estabilidad estática y control longitudinal

18 Estabilidad Estabilidad y control longitudinal> Configuración del avión Configuración Pusher afecta a la estabilidad

19 Estabilidad Estabilidad y control longitudinal> Configuración del avión Modelo de efectividad de la hélice Helicóptero en vuelo axial de avance Eficiencia perturbada Eficiencia no perturbada 1,133 0,9

20 Cmcg vs. trimado α δ Incidencia cola Incidencia ala 2,56 0-3,5 2

21 Cmcg vs. velocidad

22 Trimado vs. carga de combustible

23 Diagramas de carga del avión

24 ESTABILIDAD Y CONTROL Estabilidad estática lateral-direccional

25 Estabilidad Estabilidad estática lateral-direccional > Derivadas de estabilidad

26 Estabilidad Estabilidad estática lateral-direccional > Trimado en condición límite Trimado para condición límite β=15 Viento cruzado Alabeo Deflexión alerón Deflexión timón Efecto configuración pusher sobre el timón es desestabilizador pero muy pequeño

27 Trimado para viento cruzado δa 2 1,5 1 0,5 0-0,5-1 -1,5-2 trimado del alerón vs. viento cruzado velocidad δr trimado del timón vs. viento cruzado velocidad 3

28 Trimado para viento cruzado 15 alabeo alabeo vs. viento cruzado velocidad

29 Estabilidad Estabilidad estática lateral-direccional > Trimado para viento cruzado Mejora de la estabilidad Rudder Elevador Viento cruzado Sa=100% Sa=60% Sa=40%

30 ESTABILIDAD Y CONTROL Estabilidad dinámica longitudinal

31 Estabilidad Estabilidad dinámica longitudinal> Corto periodo 0.18 Respuesta del ángulo de ataque frente a una deflexión del elevador de -5º Modo oscilatorio Corto periodo Muy amortiguado 3-5 segundos Estable Alfa (rad) x 10-3 Respuesta de la velocidad angular adimensional q frente a una deflexión del elevador de -5º Tiempo (s) q adimensional Tiempo (s)

32 Estabilidad Estabilidad dinámica longitudinal> Fugoide Modo oscilatorio Largo periodo Poco amortiguado 100 segundos Estable Visible en θ y u (velocidad adimensional) 0 u adimensional Respuesta de la velocidad u adimensional frente a una deflexión del elevador de -5º Tiempo (s) 1.5 Respuesta del ángulo teta frente a una deflexión del elevador de -5º teta (rad) Tiempo (s)

33 Estabilidad Estabilidad dinámica longitudinal> Comprobación estática-dinámica Los ángulos de ataque al deflectar el timón en el trimado estático deben ser iguales a la convergencia de las gráficas en la dinámica Alfa (grados) Respuesta del ángulo alfa frente a una deflexión del elevador de -5º Efectivamente se cumple con un error pequeño Tiempo (s)

34 ESTABILIDAD Y CONTROL Estabilidad dinámica lateral

35 Autovalores

36 Modelo de Simulink

37 beta Valor de beta en función del tiempo Perturbación timón cola Perturbación alerón beta (grados) Tiempo (s)

38 p Valor de p adimendional en función del tiempo Perturbación timón cola Perturbación alerón p (grados/s) Tiempo (s)

39 r Valor de r en función del tiempo Perturbación timón cola Perturbación alerón 0.01 r (grados/s) Tiempo (s)

40 phi 10 x 10-3 Valor de fi en función del tiempo Perturbación timón cola Perturbación alerón 8 6 fi (grados) Tiempo (s)

41 ACTUACIONES

42 DIMENSIONADO INICIAL Limitaciones Crucero 90km/h Crucero Máx autonomía Crucero 130km/h Pérdida sin flaps Pérdida con flaps despegue sin flaps despegue con flaps ascenso máx ángulo ascenso máx R/C Viraje máx autnomía Viraje 90km/h Tsl/W W0/S

43 250 T vs Ve para diferentes pesos Prop 17x Velocidad máx. Crucero 39 m/s T [N] BHP at 9,000 RPM 26.23cc (1.60 cu in) TECHO AERONAVE 2300m 6 Ve [m/s] Pn vs Ve para diferentes W 25 Pn vs Ve para diferentes alturas 5 20 Pn[hp] 4 3 Pn[hp] Ve[m/s] Ve[m/s]

44 ACTUACIONES Distancia despegue Distancia de despegue con flaps h [m] 15 h [m] Distancia [m] distancia [m] Distancia de depegue flaps 0º : 183 m Velocidad final: m/s Tiempo despegue: 14 s Consumo combustible: 15 gramos

45 1500 Rate of climb para diferentes pesos y h=0 20 Gradiente de subida para diferentes pesos y h= R/C [fpm] R/C [fpm] R/C máx 1125 fpm Vel. Máx R/C 31 m/s Ve[m/s] Régimen de descenso R/D min -354 fpm Vel. Mín R/D 18 m/s Ve[m/s] gradiente [%] gradiente [%] Gradiente máx 20% Vel. Máx Grad 28 m/s Ve[m/s] Gradiente mín -8.5 % Vel. Mín Grad. 24 m/s Gradiente de descenso Ve[m/s]

46 50 Aterrizaje h [m] Distancia [m] Distancia aterrizaje (40º flaps): 306 m Tiempo aterrizaje: 22.3 s Combustible consumido 2.5 gramos Rodadura en pista: 64.5 m

47 Estudio actuaciones en función de la superficie alar S [m2] -10% % R/C máx.[m/min] 351 (-2%) (-7%) Gradiente máx [%] (-7%) (-7%) V. Máx. [m/s] 40.6 (+4%) (-3.5%) TOR [m] (-10%) (10%) VARIACIÓN % (-3.75%) - (-1.85%)

48 1 VTAS vs Palanca 0.95 Pos. palanca Estudio parámetros de control óptimos m/s 55 VTAS vs Alcance VTAS vs Autonomía km h Vel. Máx. Autonomía 23 m/s m/s Vel. Máx. Alcance 26 m/s m/s

49 Análisis de la misión altura[m] SVL distancia[m] x 10 4 masa[kg] Evolución de la masa a lo largo de la misión tiempo[s] Operación Masa fuel consumido (gramos) Fracciones de peso Tiempo (s) TOTAL min

50 Alcance en configuración estándar (1.5kg) 147km Alcance con depósitos extras (9.5kg fuel) 1131km 25 Alcance MTOW MZFW Alcance 20 OEW masa [kg] Alcance [m] x 10 5

51 V. maniobra 24m/s V. crucero 25m/s V. Máx crucero 38m/s VMO 44m/s Factor de carga

52 ESTRUCTURAS

53 Actividades realizadas Modelado en CAD CATIA V5 R17 Pesos en Vacío Centro de Gravedad Definición de las necesidades estructurales debido a las cargas

54 Estructuras Masa total de la aeronave Estudio detallado de la Estructura Morro kg Cuerpo kg Semiala kg Alerón kg Flap kg Cola kg Elevador horizontal kg Tail-Boom kg Motor kg Hélice kg Carga de pago 10 kg Tanque de combustible 2 kg Tren de aterrizaje kg Servos kg Pegamento y otras uniones 2 kg Masa total kg

55 Estructuras Estructuras > Morro Morro/ Kg Cuadernas, costillas y suelo (Material/balsa) Revestimiento (Material/balsa)

56 Máximas tensiones: 2,1 Mpa Máximos desplazamientos: 0,3 mm Morro sobredimensionado Posibilidad de optimizarlo

57 Estructuras Estructuras > Cuerpo Cuerpo/ Kg Costillas, cuadernas, paredes laterales y suelo (Material/balsa) Firewall (Material/contrachapado) Revestimiento (Material/balsa)

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59 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Semiala Semiala/ Kg Costillas, largueros, sujeción tailboom (Material/balsa,contrachapado) Revestimiento (Material/balsa) Alerón/ Kg Costillas(Material/balsa) Revestimiento (Material/balsa) Flap/ Kg Costillas (Material/balsa) Revestimiento (Material/balsa)

60 Hipósis de carga y condiciones de contorno empleadas muy desfavorables Máximos desplazamientos: 2,19 cm Máximas tensiones: 76,7 Mpa Posibilidad de optimización

61 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Cola Tail-boom/ Kg (Material/Fibra de Carbono) Cola Estabilizador horizontal/ Kg Costillas, largueros (Material/balsa, contrachapado) Revestimiento (Material/balsa) Elevador/ Kg Costillas (Material/balsa) Revestimiento (Material/balsa) Estabilizador vertical/ Kg Costillas, largueros (Material/balsa, contrachapado) Revestimiento (Material/balsa)

62 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Tren de aterrizaje Tren de aterrizaje Tren de morro/ Kg Neumático (Material/caucho) Llanta y Cogida (Material/aluminio) Tren trasero/ Kg Neumático (Material/caucho) Llanta y Cogida (Material/aluminio)

63 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Tren de aterrizaje Esfuerzos: W= Kg. n = 2 1) Contacto del tren principal. R = 506 N 2) Todas las ruedas en tierra. R1 = N ; R2 = N

64 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Motor y hélice Motor/ Kg (Material/aluminio) Bancada de motor/ Kg (Material/aluminio) Hélice/ Kg (Material/fibra de carbono)

65 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Otros componentes y consideraciones finales Carga de pago/ 10 kg Depósito de combustible/ 2 kg 7 Servos de alto torque/ 551,2 g Pegamento y otras uniones/ ~2 kg Centro de Gravedad =[ , 1.112, ] (milímetros)

66 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Otros componentes y consideraciones finales

67 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Otros componentes y consideraciones finales

68 Diseño conceptual de un UAV Estructuras > Otros componentes y consideraciones finales

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