DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE AERONAVES Y DRONES

Transcripción

1 DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE AERONAVES Y DRONES Pablo Alejandro Arizpe Carreón, Celedonio Posadas Carlos, Víctor Manuel Delgado Romero Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH). Departamento de Ingeniería en Aeronáutica CP , parizpe@upmh.edu.mx, cposadas@upmh.edu.mx, vdelgado@upmh.edu.mx. Introducción: El diseño conceptual de una aeronave no tripulada depende de la misión que se requiera que cumpla para un funcionamiento óptimo y sin ningún tipo de falla. En primer lugar, se tiene una amplia gama de conocimientos en materia de diseño en aerodinámica y estructuras, así mismo se debe tomar en cuenta la adaptación de la planta motriz y el sistema de control dentro de la aeronave y en tierra. Una vez que se tiene un enfoque claro sobre la misión de la aeronave, se proponen una serie de bocetos de posibles configuraciones y un estudio de mercado de aeronaves parecidas que cumplan con dicha misión. Con lo anterior se realiza una propuesta técnica, el peso y balance de la aeronave para el cálculo del desfasamiento del centro de gravedad con el centro de presiones, después se calcula la polar aerodinámica y se empieza con el diseño estructural para la realización de la envolvente de vuelo. Se finaliza con la adaptación de la planta motriz y el control de la aeronave. En cada proceso se van corrigiendo los parámetros de diseño originales con el objetivo de optimizar el diseño final. Palabras clave: Diseño, aeronave, no tripulada, polar, envolvente, centro de presión Objetivo Diseño y construcción se una aeronave no tripulada Metodología Requerimientos Iniciales: - Peso de despegue. - Peso vació. - Carga de paga. - Peso del combustible. - Superficie alar. - Alargamiento del ala. - Potencia o empuje para el despegue (75%). - Coeficiente máximo de levantamiento con el avión limpio. - Coeficiente máximo de levantamiento con aletas extendidas. Diseño aerodinámico: 1. Determinar las especificaciones de la misión y preparar una lista de los puntos que tengan mayor impacto en el diseño. 2. Preparar un estudio comparativo de aeronaves con misiones similares. 3. Seleccionar el tipo de configuración a utilizar.

2 4. Preparar un bosquejo a escala de fuselaje y cabina de pilotos. 5. Seleccionar el sistema de propulsión a utilizar, así como lugar y forma donde será colocado. 6. Decidir parámetros de diseño del ala, su tamaño, localización y posición de controles, alargamiento, flechado, perfil, relación espesor - cuerda, ángulo de incidencia y ángulo diedro. 7. Decidir tipo, tamaño y disposición de dispositivos hipersustentadores (flaps). 8. Realizar un esquema del empenaje indicando tamaño, geometría y posición, tanto relativa como en el fuselaje. Seleccionar tamaño y localización de los controles direccional y longitudinal. 9. Decidir el tipo de tren de aterrizaje a utilizar y su posición en la aeronave, indicando número y tipo de llantas. 10. Preparar un arreglo a escala de la configuración preliminar. Realizar un análisis de carga y balance. 11. Realizar el análisis de estabilidad y control para la configuración propuesta 12. Realizar el análisis de la curva polar. 13. Formular conclusiones sobre los puntos anteriores: I. Si los resultados de peso y balance así como los del estudio de estabilidad y control son satisfactorios, entonces se continua con el punto 14. II. Si los resultados no son satisfactorios entonces el C.G. ha sido situado incorrectamente con respecto al tren de aterrizaje. Realizar los ajustes necesarios y si el problema se resuelve continuar con el punto 14, si no se resuelve regresar al punto 2 de la secuencia y reconfigurar la aeronave. III. Si el rango entre las posiciones delantera y trasera del C.G. es muy grande, siga las instrucciones del punto II de estas conclusiones. Este problema tiende a desaparecer si el C.G. de la carga de paga, del combustible y del peso vació estuviesen muy próximos entre si, algunas veces, el problema puede resolverse cambiando de posición un componente pesado. IV. Si los resultados del punto 11 muestran que el avión tiene mucha o poca estabilidad longitudinal y/o direccional o que existe un problema al volar a la velocidad mínima de control, será necesario realizar ajustes en las dimensiones del empenaje y si procede recalcular los puntos 10 y A partir de la curva polar obtenida en el punto 12, calcular aquellos valores D L que correspondan a las fases de la misión, ya que estos cambios afectan al peso de despegue, al peso vació y al peso de combustible: si estos pesos cambian en menos de 5% continuaremos con el punto 15, si los pesos cambian más del 5% debemos redimensionar y regresar al punto 3 de la secuencia.

3 15. Realizar un dibujo de las 3 vistas preliminares del avión, donde ya se consideren los cambios de acuerdo a los resultados de los puntos 10 al Realizar un reporte que documente los resultados y que incluya recomendaciones. 17. Realizar una lista de los sistemas principales necesarios en el avión y preparar dibujos que permitan visualizar la interacción de los sistemas y la estructura del avión. Diseño Estructural: 18. Dimensionar las llantas y elementos del tren de aterrizaje y verificar la forma en que se fijara a la estructura así como su esquema de retracción. 19. Realizar un dibujo del arreglo de la estructura indicando los registros de los servo controles. 20. Calcular la envolvente de vuelo. 21. Realizar el análisis de peso y balance, calculando momentos y productos de inercia. 22. Analizar los resultados del punto 21, de acuerdo a lo establecido en las conclusiones I, II y III del punto Si es necesario modifique las 3 vistas de la aeronave. 24. Realizar el análisis de estabilidad y control, de acuerdo a las 3 vistas del punto anterior. 25. Recalcular la curva polar. Adaptación de motor y manufactura: 26. Calcular las características del sistema de propulsión. 27. Realzar una lista de capacidades que el avión debe alcanzar incluyendo F.A.R., identificando los que sean críticos para el diseño preliminar. 28. Calcular las capacidades críticas de la aeronave y compararlas con las del punto anterior. 29. Si es necesario realizar ajustes a la configuración iterando los puntos del 17 al 28, tantas veces como sea necesario. 30. Realizar las 3 vistas finales y tabular los parámetros geométricos esenciales. 31. Finalizar el dimensionamiento de la ó las cabinas. 32. Preparar el dibujo preliminar de todos los sistemas principales en especial de los sistemas de control de superficies primarias de vuelo. 33. Finalizar el arreglo estructural, de acuerdo a los cambios necesarios según los puntos del 20 al Preparar el proceso preliminar de fabricación. 35. Preparar el estudio de mantenimiento. 36. Preparar el análisis de costos de diseño, de fabricación y de operación. Control: 37. Se verificaron los registros para los servo controles 38. Se instalaron los servo controles y las baterías

4 Resultados D i m e n s i o n e s g e n e r a l e s Wingspan 1.36 m Lenght 1.08 m Height 0.29 m V e l o c i d a d e s c a r a c t e r i s t i c a s Computed Stall Speed at 1g 3.21 Computed Stall Speed at -1g Design manoeuvering speed 7.86 Design cruising speed Design dive speed Design manoeuvering speed (negative load case) C o n d i c i o n e s a n i v e l d e l m a r Computed Stall Speed at 1g 2.86 Computed Stall Speed at -1g Design manoeuvering speed 7.02 Design cruising speed Design dive speed Design manoeuvering speed (negative load case) H e l i c e Diameter 0.24 m Number of blades 2 A l e t a s Lenght Flap 17.4 cm Width Flap Lenght Aileron Width Aileron 3 cm 40 cm 3 cm Flap Angle M o t o r Manufactured ASP Engines Type Power S25AII Remote Valve 0.47 kw rpm Cubic Displacement 4.05 Fuel Number of Cylinders 1 Weight Nitrio Aviation Fuel 300 g Efficience 25% S i s t e m a s d e c o n t r o l d e v u e l o Pitch Control Roll Control Yaw Control Pitch Trim Airfoil Wingspan C root C tip A l a AG m m m Surface Wing m 2 Taper Ratio 1 Aspect Ratio 4.61 Wing Twist 0 E l e c t r i c S y s t e m Number of Servos 6 Transmisor Chalnels 6 Beacon 1 Pulse Circuit and 2 leds H o r i z o n t a l T a i l Airfoil AG36 Wingspan 0.51m C root 0.22 C tip Surface Wing m 2 Taper Ratio 0.61 Aspect Ratio 2.87 Wing Twist 0 Tabla 1. Ficha técnica de Aeronave diseñada

5 Fig.1 Aeronave construida Conclusiones El diseño obtenido finalmente es un modelo dinámico que se ha probado en las instalaciones de la Universidad, ahora el siguiente objetivo es utilizar el diseño de aeronaves para la captura de imágenes y video de calidad, es decir fabricar drones. Nuestro aeromodelo posee una gran versatilidad en el diseño, es fácil ensamble permite la intercambiabilidad y reparación de componentes, lo cual es de gran importancia. Disminuyendo los costos que generaría el diseñar una aeronave para cada misión en específico. Esta aeronave se diseñó para ser prácticamente portátil y así transportarla fácilmente y realizar misiones en lugares remotos, se están considerando algunas modificaciones de gran importancia en la ubicación de ala y planta motriz para que la configuración resultante nos brinde una aeronave más compacta. Referencias Aerodinámica y Mecánica del Vuelo Tomo III. Mecánica del Vuelo. Ángel Barcala y Fernando Gandía. Sección de Publicaciones E.U.I.T.Aeronáutica. Fundación General UPM. Mechanics of Flight A.C.Kermode. Longman Group Limited Fundamentals of Flight Richard S. Shevell. Prentice Hall, Aircraft Design: A conceptual approach Daniel P. Raymer. AIAA Education Series Flight Stability and Automatic Control Robert C.Nelson.. Mc Graw Hill 1989 Performance, stability and Control of Airplanes Bandu N. Pamadi. AIAA, Eduacional Series Aircraft Performance Theory and Practice, Martin E. Eshelby, Arnold 2000.