dicar j-08 uavaero.us.es/adesign/trabajos/curso_2007_08/grupo_06.pdf · en servilleta ˛. diseæo...

DICAR JDICAR J--08 UAV08 UAV

Sevilla, 24 Enero 2008

DDICARICAR Engineering GroupEngineering GroupUAV´s DIVISION

DDICAR Engineering GroupICAR Engineering GroupUAV´s DIVISION


Pr

esen

taci

Pres

enta

cióó n

equ

ipo

de p

roye

cto

n eq

uipo

de

proy

ecto Presentación equipo de proyecto

AREA DE DISEÑO Y ESTRUCTURAS

LÓPEZ PRECIADOS, Román A.

LÁZARO UCEDA, José Antonio

ÁREA DE AERODINÁMICA

DURÁN FERRERAS, Alfonso

AREA DE ESTABILIDAD

CALAMA CABEZA, David

AREA DE PROPULSIÓN Y ACTUACIONES

FERNÁNDEZ VÁZQUEZ, Cristina

MARTÍN-JAVATO GONZÁLEZ, Isabel



ÁÁREA DE DISEREA DE DISEÑÑO Y ESTRUCTURASO Y ESTRUCTURASDis

eD

ise ññ

o y

Estr

uctu

ras

o y

Estr

uctu

ras



D

ise

Dis

e ñño

y Es

truc

tura

so

y Es

truc

tura

s Diseño conceptual

• Madera de balsa de 150 kg/m3.

ALA-ALTA

-RECTANGULAR

-COLOCACIÓN ENTORNO CDG

COLA-BOOM-MOUNTED

-LIMPIEZAAERODINÁMICA

MOTOR-CENTRADO

-ALEJADO CDP

MORRO-ROMO

-BAJARESISTENCIA



D

ise

Dis

e ñño

y Es

truc

tura

so

y Es

truc

tura

s Versión CAD v1

MEJORAS-ESTABILIZADORVERTICAL

-SOBREDIMENSIONADO

-ESTRUCTURA INTERNA



D

ise

Dis

e ñño

y Es

truc

tura

so

y Es

truc

tura

s Versión CAD v2

MEJORAS-SUPERFICIES MÓVILES

-TREN ATERRIZAJE

-CARENADO RUEDAS



D

ise

Dis

e ñño

y Es

truc

tura

so

y Es

truc

tura

s Versión CAD final



D

ise

Dis

e ñño

y Es

truc

tura

so

y Es

truc

tura


CDP TREN

TRASERO

CAJÓN MOTORTRENDELANTERO

CARENADO



D

ise

Dis

e ñño

y Es

truc

tura

so

y Es

truc

tura


2750

340

500

800

1300

340 330

200

380220

1000217



D

ise

Dis

e ñño

y Es

truc

tura

so

y Es

truc

tura


430

130180

815



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Orden de magnitud de los espesores

Piel Espesor 3 mm.

Fuselaje

Sección de larguerillos 15mmx15mm.

Espesor cuadernas 10mm

Espesor cuadernas reforzadas 15mm

Ala

Sección de larguerillos 7mmx7mm

Sección de largueros 15mmx15mm

Espesor costillas 2.5mm

Espesor costillas reforzadas 7mm



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Materiales

• Madera de balsa de 150 kg/m3.

• Contrachapado de abedul usual en aviación de800 kg/m3.

• Composite de fibra de carbono de 1520 kg/m3.



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Dimensiones principales

ALAEnvergadura 2.75 metros

Cuerda 0.34 metros

FUSELAJELongitud 1.3 metros

Diámetro máximo 0.34 metrosDistancia morro-borde de ataque

del ala 0.5 metros

Longitud efectiva de los tubos 0.8 metros

EstabilizadorHorizontal

Envergadura 0.43 metrosCuerda 0.19 metros

Diámetro final del fuselaje 0.8 metros• Superficie alar: 0.935 m2. Alargamiento del ala: 0.1236• Aspect ratio: 8.088.• Carga alar de diseño: 272.8 N/m2.• Volumen del compartimento de cdp: 5.5 dm3

Diametro de los conectores del ala:el espesor del ala)

0,44

0,2

0,33

0,22



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Otras dimensiones y parámetros

ESTABILIZADORES

HORIZONTALSuperficie 0.082 m2

Alargamiento 0.442

VERTICAL

Superficie 0.1166 m2

Aspect Ratio 1.66

Estrechamiento 0.606



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

sTubos de fibra de carbono

• vuelo de crucero a nivel del mar con velocidad máxima no setenga un giro del estabilizador, o lo que es lo mismo, unatorsión en el tubo mayor de cinco grados.

Análisis de tubos de fibra de carbono

05

1015202530354045

0 2 4 6 8 10 12

Serie de tubos

Áng

ulo

de to

rsió

n m

áxim

o



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Tubos de fibra de carbono

• “Graphite Store”• Referencia: AE001875• Produce ángulos de torsión máximos de 0.6 grados.

Diámetro del orden del espesor del ala.



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Evolución de pesosModelo de estructuras final Modelo de diseño-estructuras.

Masas [kg] Cdgs Masas [kg] Cdgs [m]

Ala 3.295 NA 3.244 0.6665Cola 1.102 NA 1.055 1.6514

Fuselaje 5.5 NA 5.677 0.5264

Tren delantero 0.048 0.1885 0.048 0.215

Tren posterior 0.198 1.1830 0.198 1

Combustible 1.6 0.668 1.6 0.67

Carga de pago 10.5 0.1885 10.5 0.215

Motor 1.729 1.1830 1.729 1.086

Pegamento 2.028 NA 1.949 NA

UAVdespegue 26 NA 26 0.512

UAV en vacío 24.5 NA 24.5 0.5



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Evolución de centros de gravedadModelo de estructuras (revisión 3) Modelo de diseño-estructuras.

Masas [kg] Cdgs [m] Masas [kg] Cdgs [m]

Ala 3.8569 0.6383 3.244 0.6665Cola 1.2733 1.7173 1.055 1.6514Fuselaje 7.9623 0.6162 5.677 0.5264

Tren delantero 0.6 0.1885 0.048 0.215

Tren posterior 2.25 1.1830 0.198 1

Combustible 1.6 0.6680 1.6 0.67

Carga de pago 10.5 0.1885 10.5 0.215

Motor 1.729 1.1830 1.729 1.086

Pegamento NA NA 1.949 NAUAV despegue 29.7714 0.5852 26 0.512

UAV en vacío 28.2714 0.5493 24.5 0.5



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Cargas

V [m/s] W=L [N] CL CD D [N]

Despegue 18,66 255.06 1.2791 0.1482 29.562

Subida 28.5 254.8638 0.5786 0.0458 20.1907

Crucero 38.8 254.079 0.3112 0.0342 27.8847

Planeo 22.2 253.098 0.947 0.0734 20.99

Aterrizaje 17.88 216.801 1.1842 0.1457 26.6769



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Conclusiones

• Imposibilidad de modelo estructural: Elementosfinitos y uniones adhesivas.

• Base de trabajo: Planos de aeromodelismo. Tubos delala.

• Facilidad de construcción.

• Peso real. Peso de diseño. Reserva de peso.



Es

truc

tura

sEs

truc

tura

s Conclusiones

• Uniones. Capacidad de desmontaje.• Fiabilidad, seguridad y eficacia en la misión.



ÁÁREA DE AERODINREA DE AERODINÁÁMICAMICA

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



Índice

• Perfil

• Avión– Sustentación– Resistencia– Eficiencia aerodinámica

• Conclusiones

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



Perfil

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



A

erod

inA

erod

ináá m

ica

mic

a Perfil



Perfil

• Ventajas– Cl (α=0) = 0,3– Bajo coeficiente de momentos

• Inconvenientes– Clmax pequeño (1,2)– α entrada en pérdida pequeño (11º)

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



Avión: sustentación

CLmax=1,08

αmax>11

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



Avión: sustentación

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



Avión: resistencia

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



Avión: eficiencia aerodinámica

E=21.46α=4.8º

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



Conclusiones

• Alta eficiencia aerodinámica → actuaciones

• Diseño muy simples → económico

• Mejoras estandarizadas → económicomantenimiento

• Cálculos conservativos → robustez

PERFIL

Aer

odin

Aer

odin

áá mic

am

ica



ÁÁREA DE ESTABILIDADREA DE ESTABILIDAD

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



Estabilidad EstEstabilidad Estáática Longitudinaltica Longitudinal

Estabilidad Estática LongitudinalEs

tabi

lidad

Esta

bilid

ad



Estabilidad Estática Longitudinal: Introducción

x

• Objetivo principal: obtener valores de ángulo deataque y de deflexión del elevador e paragarantizar un vuelo estáticamente estable durante elcrucero.

• Problema longitudinal desacoplado del lateral.

• Valores de entrada (procedentes de otras áreas):•Inputs geométricos: envergaduras y cuerdas de ala ycola, superficies alar y de estabilizador horizontal,posición de los cdg, ubicación de las superficiesaerodinámicas…•Inputs másicos: Wfuselaje+payload,Wwing+engine,Wtail•Inputs aerodinámicos: CL, CLt, …

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



Estabilidad Estática Longitudinal: Procedimiento

x

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad

Se hace una 1ª estimación del trimado a partir del “modeloen servilleta”. Diseño por “aviones semejantes”.

Importancia del 1º modelo a la hora de obtener losprimeros datos geométricos a través de su escalado.

Proceso iterativo. Se deben ir ajustando los parámetroshasta conseguir valores de trimado coherentes paracontrolar avión. De lo contrario redefinición del modelo:

• Nueva posición de las superficies aerodinámicaspara variar los correspondientes cdg.

• Aumento/disminución de peso donde puedallevarse a cabo.

• Elección de un nuevo perfil aerodinámico paramodificar la configuración de ciertos coeficientesaerodinámicos.



Estabilidad Estática Longitudinal: Resultados

-5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5-0.06

-0.04

-0.02

0

0.02

0.04

0.06

0.08

alfa (deg)

CM

Curva CM-alfa

de=6.56º

de=3.42º

de=1.48º

de=-0.55º

de=-1.86º

de=-2.88º

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



90 100 110 120 130 140 150-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

6

7

Velocidad (Km/h)

alfa

& d

elta

e (deg

)Variación ángulos de trimado según velocidad de crucero

alfadeltae

Estabilidad Estática Longitudinal: ResultadosEs

tabi

lidad

Esta

bilid

ad



-2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2-5

-4

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

iw(deg) (rango de incidencias del ala)

alfa

(deg

) & d

elta

e(de

g)alfa & deltae de trimado VS iw (it fijo)

alfa (it=0º)deltae (it=0º)alfa (it=-1º)deltae (it=-1º)alfa (it=-2º)deltae (it=-2º)

Estabilidad Estática Longitudinal: ResultadosEs

tabi

lidad

Esta

bilid

ad



Estabilidad Estática Longitudinal: Conclusiones

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad

• Curva CM-: dado CM0>0 y CM<0 se asegura la existenciade un trimado (CM=0) bajo una determinada e.

• Curva eVcrucero: se garantizan ángulos de trimadorazonables (-3,7º) para vuelo estable durante todo elrango de velocidades de crucero que exige el RFP.Nota: incidencias tanto de ala como de cola nulas.

• Curva eiw (it=cte): para iw entre (-2,2º) quedaconfinado entre (-1,4º) mientras que e se mueve entre(-8,6º). Análisis a Vcrucero= 125Km/h fijando it: {it=0º,-1º y -2º}Valores de trimado aceptables para distintasconfiguraciones de iw, it. Repercusión positiva en laestabilidad del UAV en caso de existir un error deprecisión a la hora de fijar correctamente las incidencias.

• Valores de Trimado a Vcrucero= 125Km/h :{=1.105ºe=-1.026º, iw=it=0º}



Estabilidad EstEstabilidad Estáática Lateraltica Lateral--DireccionalDireccional

Estabilidad Estática Lateral-Direccional

x

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



• Objetivo principal: obtener deflexiones de alerón y detimón de dirección ante un viento cruzado =15º) paratener vuelo estáticamente estable.

• Problema longitudinal desacoplado del lateral.

• Valores de entrada:•Inputs geométricos, estructurales y aerodinámicos.

• Se llegará a la definición de las característicasgeométricas de las superficies de control:

• Alerones.• Estabilizador vertical.

x

Estabilidad Estática Lateral-Direccional:Introducción

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



• Se fija =15º y se resuelve para obtener las deflexiones

de alerones (a) y del rudder (r) y el ángulo de balance (que adopta la aeronave bajo dicha perturbación.

• Proceso iterativo: ajustar el modelo a los continuoscambios en el resto de áreas hasta llegar a valoresrazonables de las superficies de control.

• Nota: se deben modificar aquellos parámetros que afectenal problema lateral-direccional o revisar trimadolongitudinal en caso de verse afectado. Como elementosde control propios del problema lateral-direccional están:– Superficie Estabilizador Vertical (ancho base/punta, altura,…).– Posición en altura a la que colocar el estabilizador horizontal.– Porcentaje superficies de alerón y rudder

respecto del ala y de la deriva vertical.

Estabilidad Estática Lateral-Direccional:Procedimiento

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



-15 -10 -5 0 5 10 15-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

beta(deg)

dr d

a fi(

deg)

Respuesta dr&da&fi VS beta

drdafi

Estabilidad Estática Lateral-Direccional:Resultados

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



0 2 4 6 8 10 1215.4

15.6

15.8

16

16.2

16.4

16.6

16.8

17

17.2

% aumento en Sv

fi (d

eg)

fi VS aumento(%)Sv para beta=15º


Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



0 5 10 15 20 25 3011.5

12

12.5

13

13.5

14

14.5

15

15.5

16

aumento (%) en la masa total

fi (d

eg)

Variación del ángulo de balance (fi) ante un incremento de masa para beta=15º


Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



90 100 110 120 130 140 1506

8

10

12

14

16

18

20

22

Velocidad (Km/h)

fi (d

eg)

Variación del ángulo de balance (fi) con la velocidad ante beta=15º


Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



5 10 15 20 25-5

0

5

10

15

20

25

altura (cm)

fi&da

&dr

(deg

)

Altura estabilizador horizontal sobre la base del vertical

fidadrzH diseño


Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



• Curva ,a,r: Se observa deflexión del rudder yángulo balance del orden de la perturbación condeflexión de alerones 3 veces inferior.

• Curva % Sv: Aumentar Sv implica disminuir Av yque se vea incrementado. Interesa reducir Sv en ladirección de hacer más esbelto el estabilizadorvertical (reducir ancho base y aumentar el alto).

• Curva % Masa: Aumentar la masa de la aeronavehace ésta “más robusta” ante la perturbación. SiM crece se necesita mayor para provocar igual .Se demuestra que mantiene ángulos de trimadoaceptables ante posible aumento de peso.

Estabilidad Estática Lateral-Direccional:Conclusiones

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



• Curva % Vcrucero: Si aumenta la velocidad (ante

un mismo ) mayor será la componente de vientocruzado que sufre el avión y, por tanto, mayor paraconseguir vuelo estáticamente estable. Se garantizaestabilidad estática bajo condiciones desfavorables:Mayor Vcrucero Mayor Vviento cruzado.

• Curva ,a,rAumentar la altura en la que colocarel estabilizador horizontal implica incrementar a ydisminuir r.Secciones superiores descartadas (no pueden albergarla cuerda del perfil de cola). Solución de compromiso:interesa llevarlo a la sección más alta posible.Se justifica forma, tamaño yubicación de las derivas.

Estabilidad Estática Lateral-Direccional:Coclusiones

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



Estabilidad DinEstabilidad Dináámica Longitudinalmica Longitudinal

Estabilidad Dinámica Longitudinal

x

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad




0 50 100 150 200 250 300 350 400-6

-4

-2

0

2

4

6

8Impulse response for the Phugoide Mode

Time [s]

Am

plitu

de

“Modo Fugoide”Periodo grandeT= 45 s

= 6.85%Las oscilaciones

se estabilizanpara tiempo muyelevado (400 s)

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad




0 50 100 150 200 250 300 350 4000

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100Step response for the Phugoide Mode

Time [s]

Am

plitu

de

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad




0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.05

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3Impulse response for the Short Period Mode

Time [s]

Am

plitu

de

“Short Period”Periodo pequeño

T= 4 s= 70%

Sin oscilaciones(tiende a cero muyrápido)

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad




0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10-0.05

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3Step response for the Short Period Mode

Time [s]

Am

plitu

de

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



Estabilidad DinEstabilidad Dináámica Lateralmica Lateral--DireccionalDireccional

Estabilidad Dinámica Lateral-Direccional

x

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad




0 5 10 15 20 25 300

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4Impulse response for the Dutch Roll Mode

Time [s]

Am

plitu

de

“Dutch Roll”Periodo pequeño

T= 9 steórico pequeño

aprox grande

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad




0 5 10 15 20 25 300

0.5

1

1.5

2

2.5Step response for the Dutch Roll Mode

Time [s]

Am

plitu

de

Esta

bilid

adEs

tabi

lidad



ÁÁREA DE PROPULSIREA DE PROPULSIÓÓN YN YACTUACACTUACÍÍONESONESPr

opul

siPr

opul

sióó n

y a

ctua

cion

en

y ac

tuac

ione



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Selección de planta motora

>> Criterio: Cubrir todo el rango de velocidades[90Km/h-140 Km/h]



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Selección de planta motora



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Estudio Carga alar (W/S) y T/W

PUNTO SELECCIONADO: W/S = 272,8 N/m2

T/W = 0,275

0 50 100 150 200 250 300 350 4000

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5ACTUACIONES

W/S

T/W

Entrada en pérdidaCrucerosubida1subida2despeguevirajeT/W limite

260 270 280 290 300 310 3200.22

0.23

0.24

0.25

0.26

0.27

0.28

0.29

0.3

0.31

ACTUACIONES

W/S

T/W

Entrada en pérdidaCrucerosubida1subida2despeguevirajeT/W limite



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Parámetros de los segmentos de vuelo

>> Despegue

430mm880mm

Áng. Dsepegue máx = 26,04 deg.

RODADURA TRANSICIÓN SUBIDA TOTAL

DISTANCIA 141,94 m. 35,53 m. 48,51 m. 225,9 m.

TIEMPO 9 s. 4 s. (aprox) 13 s.



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion


>> Subida

Parámetros de los segmentos de vuelo



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion


>> Planeo

Parámetros de los segmentos de vuelo



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion


>> Aterrizaje

RODADURA TRANSICIÓN SUBIDA TOTAL

DISTANCIA53,79 m. 114,4 m. 5,01 m. 173,2 m.

TIEMPO 16.12 s. 6,96 s. 23,1 s.



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Alcance y Autonomía máximos

>> AlcanceAlcance máximo

0

20000

40000

60000

80000

100000

120000

11,4

15,2 19 22

,826

,630

,434

,2 38

Velocidad [m/s]

Alca

nce

[m]

Throttle 0,9

Throttle 0,85

Throttle 0,8

R= 107,201Km(107201,45m)Valcance máx.=38.8 m/s



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Alcance y Autonomía máximos

>> Autonomía (consumo mínimo)

E= 1h 17min 16s (4631,16s)Vautonomía máx.=24.7 m/s



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Análisis de la misión

Ralentí Despegue Subida Crucero(Rmáx)

Espera(Emáx)

Planeo Aterrizaje(γmín)

Misión

V[m/s]

0 ---26,2

(γmáx)38,8 24,7 22,2 --- ---

t [s] 300 13 135,95 600 900 450 23,1 2722,1D [m] 0 226 3524,3 23280 --- 9982,4 173,22 37185,9C [g] 8,46 21,1 87,4 247,4 220,57 67,5 2,36 663,25

V[m/s]

0 ---28,5

(Vvmáx)38,8 24,7 22,2 --- ---

t [s] 300 13 131.57 600 900 450 23,1 2717,7D [m] 0 226 3716,5 23280 --- 9982,4 173,22 37378,1C [g] 8,46 21,1 84,63 247,4 220,57 67,5 2,36 660,48



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Diagrama P/L - R

RA =14198,7 m. =141,987 KmRB = 987593,0772 m. = 987,593 Km.



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Maniobra y envolvente de vuelo

RANGO DE OPERACIÓN



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Optimización

RA =14198,7 m. =141,987 KmRB = 987593,0772 m. = 987,593 Km.



Pr

opul

siPr

opul

sióó n

y A

ctua

cion

esn

y A

ctua

cion

es Conclusiones

-El UAV cubre todos los segmentos dela misión de forma holgada.

-El diseño elegido corresponde alóptimo de operación.

-El motor genera el suficiente empujecomo para cubrir todo el rango develocidades permitido.

- Es posible realizar la misiónoptimizando cada segmento.



¿¿Preguntas, comentarios?Preguntas, comentarios?

Preg

unta

s, c

omen

tario

sPr

egun

tas,

com

enta

rios Preguntas, comentarios

dicar j-08 uavaero.us.es/adesign/trabajos/curso_2007_08/grupo_06.pdf · en servilleta ˛. diseæo...

Documents