CÁLCULO DE AVIONES GRUPO 8: Desarrollo de UAV ÍCARO 09 Mª Ángeles González Doval Mª Ángeles González Doval Mª Victoria de la Torre Mateo Daniel Sánchez Pizarro Carlos Sanz Cordovilla Eduardo Peñas Espinar Daniel Santamaría Rubio
ÍCARO 09
INTRODUCCIÓN Base de nuestro diseño Naturaleza, Aves Por qué ese nombre? Mitología griega: Fábula de Dédalo e Ícaro Evolución de nuestro diseño
EVOLUCIÓN DEL DISEÑO
ESTRUCTURAS Cálculo de pesos Cálculo de centros de gravedad Calculo esfuerzos Tren de aterrizaje Detalles: Fuselaje: Diámetro variable (L=2.5 m) Ala y cola, en planta trapezoidal y perfiles rectangulares B=330 cms; C=36.76 cms; E=12%C b=70.71 ; c=22.5 cms; e=12%c
ESTRUCTURAS ALA Costillas (1/8 ) (38) Borde de ataque Balsa (redondeado) y borde de Contrachapado (Refuerzos salida(triangular) encastre y motores) Largueros Balsa(3/8 ); contrachapado(1/8 ); Spruce(1/4 1/2 )(100%) Balsa (3/4 3/4 ) Revestimiento Balsa(1/8 ) Pieza Peso (g) Pieza Peso (g) Costilla de balsa 7.31 Revestimiento 1364.3 Costilla de chapa 32.93 Borde de ataque 158.74 Larguero 851.26 Borde de salida 159.60 Winglet 49.83 Servo 60
ESTRUCTURAS
ESTRUCTURAS COLA Costillas (/ (1/8 )(20) Borde de ataque (redondeado) Balsa Largueros Spruce (2 soportes) y borde de salida(triangular) Balsa (3/4 3/4 ) Revestimiento Balsa(3/8 ) Balsa(1/8 ) Pieza Peso (g) Pieza Peso (g) Costilla 2.64 Revestimiento 315.54 Larguero delantero 128.69 Borde de ataque 66.66 Larguero trasero 33.75 Borde de salida 67.02
ESTRUCTURAS
ESTRUCTURAS FUSELAJE Cuadernas (28) Balsa Bl (1/8 ) Contrachapado(1/8 ) (borde de ataque y de salida y tren, y 3 al final) Larguerillos (12, cada 30º) Balsa(1/8 3/8 ) Revestimiento i Balsa(1/8 ) Suelo Contrachapado(3/8 )(Resiste la carga) Paredes Balsa(1/8 ) Pieza(s) Peso (g) Pieza(s) Peso (g) Cuadernas 253.92 Revestimiento 1280.3 Larguerillos 192.06 Suelo 565.92 Paredes 206.10
ESTRUCTURAS
ESTRUCTURAS OTRAS ESTRUCTURAS Y PESOS Motores (Enya) y soportes (2 kg) Combustible (3.34 kg) Payload (15kg) Tren de aterrizaje ( ~2 kg) Uniones (10% Peso Vacio) Componente Peso (Kgs) C. gravedad (Cms) Ala 4 128.6 Fuselaje 2.49 105.97 Cola 0.78 238.89 Motores + soporte 2.17 120 Tren delantero 0.7 50 Tren trasero 1.4 150 Fuel +Depósito ói 4 Carga de pago 15 Icaro 33 121
ESTRUCTURAS DISPOSICIÓN DE LAS CAJAS La situación más adelantada del centro de gravedad será de 108 cms del morro del avión y la más retrasada a 123 cms. Ayudados de un sistema estabilizador (pesa)
ESTRUCTURAS ESFUERZOS Esfuerzo debido a la sustentación Esfuerzo de los motores (despreciable) Fll Fallo motor. Par que debe equilibrar los estabilizadores de cola TREN DE ATERRIZAJE Tipo triciclo, tren trasero principal Tren Posición Reacción Delantero 50 cms 8 kg por rueda Trasero 150 cms 12.5 kg
ESTRUCTURAS
ESTABILIDAD Y CONTROL Incidencia ala Trimado Derivadas y criterios de estabilidad Caso de fallo de un motor Influencia del diedro Dinámica longitudinal Balanceo holandés
ESTABILIDAD Y CONTROL Xacw=1.18m Xact=2.2m xna=2.3414m + Xcg=1.21m SM=17.5% variación de alpha y delta con la incidencia del ala 15 alpha 10 delta 30 20 variación de alpha y delta con la incidencia de la cola alpha delta 5 0 10 lpha delta -5-10 alpha delta 0 a -15-10 -20-20 -25-30 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 1.1 iw -30-1.4-1.2-1 -0.8-0.6-0.4-0.2 0 it
ESTABILIDAD Y CONTROL Trimado 15 iw=0.8293º 10 variación de alpha y delta con la variación de peso alpha delta 5 alpha de elta 0 δalerón δ l ó = 0º α = 0.4º Cm 0 = 0.0066 > 0 Cmα = 0.9522 < 0-5 -10-15 -4-3 -2-1 0 1 2 3 4 Apeso Estable
ESTABILIDAD Y CONTROL Derivadas de Cit Criterios i de estabilidad d estabilidad > 0 Cyβ = 0.4647 Cn β = 0.0972 Clβ = 0.0683 Cl δ a Cnδa Cyδa Clδr Cnδr Cyδrδ = 0.15 = 0.0115 = = 0 0.0265 = 0.072 = 0.2509 Cnβ Cl β < 0 Cnβ Cl β = 0.068 = 0.0486 2
ESTABILIDAD Y CONTROL FALLO DE UN MOTOR N = T * d *1.125125 = 7.8625n/m motor β = 15º 35 30 25 respuesta ante fallo de un motor da dr beta 20 18 16 respuesta ante beta=15º da dr phi 14 gra ados 20 15 grados 12 10 8 10 6 5 4 2 0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 phi grados 0 5 10 15 0 beta grados
ESTABILIDAD Y CONTROL s 40 30 20 10 Influencia de diedro influencia del diedro en el trimado para beta=15º phi da dr Diedro positivo Disminuye dr Aumenta da Δδa >> δr grado 0-10 -20-30 -2-1.5-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2 diedro grados No se ha considerado
ESTABILIDAD Y CONTROL Phugoide: Dinamica Longitudinal Corto periodo: Wn _ p = 0. 2296 Wn _ sp = 5. 23 ξ _ p = 0.0618 ξ _ sp = 0.96 S = 0.021± 0.339i S _ sp = 5.02 ± 01464i T_p=18.5s T_sp=1.2s Impulse response for the Phugoide Mode Impulse response for the Short Period Mode 3 0.2 2 0.15 1 0.1 Amplitude 0-1 T _ p = 18. 5s Amplitude 0.05 0-0.05-2 -0.1-3 0 50 100 150 200 250 300 350 400 Time [s] -0.15 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 Time [s]
ESTABILIDAD Y CONTROL Balanceo Holandés Wn _ d = 9. 8826 ξ _ d S = 0.2752 = 2.7201± 9.5i Td = 0. 6358s Impulse response for the Duch roll Mode 006 0.06 0.05 0.04 Amplitude 0.03 0.02 001 0.01 0-0.01-0.02 0 0.5 1 1.5 2 2.5 Time [s]
AERODINÁMICA Perfiles Modelo o de CL Polar parabólica Eficiencia Mejoras aerodinámicas
PERFILES Ventajas Mejora de la eficiencia en un rango importante C Lmax alto y retraso de la entrada en pérdida Poco momento Ala Naca 2312 Inconvenientes Baja sustentación Características 2D C Lmax =1,677 α 15º CL max CL max Correcciones 3D C Lmax =1,275 Alta resistencia para ángulos de ataque altos/moderados α 15,618 CL max º
PERFILES
PERFILES Cola Naca 0012 Características C Lmax =1,615 α CL max 15,618 Perfil simétrico Perfil muy extendido º
MODELO DE CL 16 1.6 Modelo lineal del ala 1.4 1.2 1 0.8 Ala CL = 0,1722 + 4,9349α CL 0.6 0.4 0.2 0-0.2-0.4-5 0 5 10 15 20 alpha
MODELO DE CL 12 1.2 Modelo lineal de la cola 1 0.8 0.6 C L Cola = 3,8751α CL 0.4 0.2 0-0.2-0.4-5 0 5 10 15 20 alpha
POLAR PARABÓLICA Sin término lineal C D 2 0,0183 + 0, C L = 0375 lim pia 20 Eficiencia aerodinámica Config. limpia C D sucia = 2 0,0322 + 0,0375 C L 18 16 Config. sucia 1.6 Polar sin término lineal 14 12 14 1.4 1.2 Config. limpia Config. sucia Eficienc cia 10 8 1 6 CL 0.8 0.6 4 2 0.4 0 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 CL 0.2 0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0 CD
POLAR PARABÓLICA Con término lineal C C D 2 0,026 0,017475 CL + 0, CL lim pia = 0375 Dsucia = 2 0,0399 0,017475 CL + 0,0375 CL 25 20 Eficiencia aerodinámica Configuración limpia Configuración sucia 2 1.8 Polar con término lineal Configuración limpia Configuración sucia ncia 15 1.6 1.4 Eficie 10 CL 1.2 1 0.8 06 0.6 0.4 0.2 5 0 0 02 0.2 04 0.4 06 0.6 08 0.8 1 12 1.2 14 1.4 16 1.6 18 1.8 2 CL 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0 CD
EFICIENCIA 24 22 E(alpha) Polar con término lineal Polar sin término lineal Eficienc cia 20 18 16 14 12 Sin término lineal L/Dmax=19,08 Con término lineal L/Dmax=22,23 10 8 6 0 2 4 6 8 10 12 14 16 Ángulo de ataque
OPTIMIZACIÓN DE LA AUTONOMÍA 25 Autonomía Polar con término lineal Polar sin término lineal 20 Polar sin término lineal: l α ópt = 61º 6,1º /CD CL ( 3/2)/ 15 10 Polar con término lineal: α ópt = 7,6º α autonmia max 12º 5 0 0 2 4 6 8 10 12 14 16 Ángulo de ataque
MEJORAS AERODINÁMICAS Aumento de la sustentación para ángulos de ataque superiores a 4,5º Control de la capa límite Succión y soplado Incorporación de winglets Generación de turbulencia en las superficies de control Sustentación del fuselaje Capa límite laminar Aumentar el espesor del perfil en el encastre
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama T/W vs. W/S Selección planta motora Gráfica potencia necesaria potencia disponible Curva consumo específico vs. velocidad Despegue pg y aterrizaje Subida Crucero Vuelo en espera Envolvente de vuelo Diagrama de carga de pago alcance
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama T/W vs. W/S Tsl/Wto ACTUACIONES 0.8 Despegue Subida 0.7 Entrada en perdida sin flaps Crucero 90 km/h 0.6 Crucero 150 km/h Viraje 0.5 Entrada en perdida con flaps Maxima autonomia T/W seleccionado 0.4 0.3 0.2 0.1 0 100 150 200 250 300 350 400 450 500 Wto/S
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Selección planta motora W/S=257 N/m 2 S=1.2557 m 2 T/W=0.35 (W= 323.73 N) T=113.305 N Bimotor : elegimos utilizar dos motores ENYA. ENYA 2 ENYA Cilindrada 19.93 cc. 3.986 cc. P out 1.566 kw 3.132 kw T 62 N 124 N Masa combustible 1.8355 kg 3.671 kg Hélice 15x8 d=38.1 cm
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Potencia necesaria-potencia disponible 4000 Curva de Potencia necesaria-potencia disponible 3000 2000 ) Potencia (W) 1000 0 Palanca de gases a 1 Palanca de gases a 0.95 Palanca de gases a 0.85-1000 Palanca de gases a 0.7 Palanca de gases a 0.1 Crucero a 150km/h Crucero a 90km/h -2000 0 10 20 30 40 50 60 Velocidad (m/s)
1 15 20 25 30 35 40 45 Velocidades (m/s) ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Consumo específico vs. velocidad 10 x 10-3 Consumo específico frente a velocidad 9 8 específico (1/km) Consumo 7 6 5 4 3 Palancadegases1 Palanca de gases 0.95 Palanca de gases a 0.85 Palanca de gases a 0.85, 41.67m/s Palanca de gases 0.7 2
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN DESPEGUE ATERRIZAJE Distancia de rodadura 1.)método de efecto suelo S g1 =101.3291 m 2.)método velocidad media S g2 =85.4519 m Distancia de rodadura 1)método 1.)método 1 2.)método 2 S b1 =48.7227 m S b2 =52.7458 m Distancia i de transición ió S tr =23.6434 m Distancia de rodadura libre S fr =22.1151 m Distancia de flare S f =78.9925 m Distancia de subida S c =69.7424 m Distancia de aproximación S a =45.2582 m Distancia total Distancia total 1.)método de efecto suelo 2.)método velocidad media S despegue1 =194.7149 m S despegue2 =178.8377 m 1.)método 1 2.)método 2 S at1 =195.0885 m S at2 =199.1116 m RFP S despegue = 300 m RFP S aterrizaje = 300 m Distancias RFP > Distancias Ícaro Cumplimos RFP
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Subida 14 Subida 12 Velocida ad ascensio onal (m/s) 10 8 6 4 Vl Velocidad idd 23.5 de vuelo (m/s) γ subida 16.5873º Velocidad Ascensional 7 (m/s) 2 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 0 V (m/s)
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Crucero CRUCERO 1 CRUCERO 2 CRUCERO 3 Alcance óptimo (km) 192.0857 92.6582 208.9737 Alcance RFP (km) 185.2 (100nm) 74.08 (40nm) 185.2 (100nm) Autonomía (h) 2.1561 1.0744 2.4466 Autonomía optimizada (h) 2.4574 1.2245 2.7885 Alcance óptimo de la misión (km) 569.0196 Alcance RFP (km) 455 Alcance Ícaro> Alcance RFP Cumplimos RFP
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Vuelo en espera y reserva ESPERA RESERVA Autonomía (h) 4.0831 0.5560 Autonomía optimizada (h) 4.6537 0.6353 Autonomía RFP (h) 4 0.5 Autonomías Ícaro > Autonomías RFP Cumplimos RFP Autonomía total (h) 11.1974 1974 Autonomía total optimizada (h) 12.7592 Tiempo total de vuelo (h) 8.539 Autonomía total Ícaro > Tiempo total de vuelo Cumplimos RFP
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama V n envolvente de vuelo
ACTUACIONES Y PROPULSIÓN Diagrama Carga de pago Alcance 20 18 16 14 Diagrama Carga de pago-alcance (kg) Carg ga de pago 12 10 8 6 4 2 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 0 Alcance (km)
CONSIDERACIONES FINALES Exceso empuje Permite incrementar en 3 kg el peso de combustible sin alterar la carga de pago y el T/W Permite aumentar el alcance Fácil mantenimiento dada la accesibilidad de los motores Fácil acceso a la bodega de carga Bajo peso Menor coste de materiales Posibles mejoras: Winglets Posibilidad d de desmontar las alas
CONSIDERACIONES FINALES
CONSIDERACIONES FINALES Posibles configuraciones que se han planteado: Versión Estándar Versión Espionaje: UAV negro, cámara visión nocturna Versión Detección de Incendios: Cámara térmica Versión Blanca: Baliza Versión Salvavidas:
CONSIDERACIONES FINALES
CONSIDERACIONES FINALES