“Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreotesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/11997/1/1765 2012.pdf · Instituto Politécnico Nacional Escuela Superior de Ingeniería Mecánica

Instituto Politécnico Nacional

Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica

México D.F. 2012

“Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo

no Tripulado”

T E S I S

Que para obtener el título de:

Ingeniero Aeronáutico

Presentan:

Liliana Sarahí Galicia Hernández

Oscar Habib Ponce de León Uribe

Me gustaría aludir a todas las personas que a lo largo de mi vida he conocido ya que cada una

de ellas me ha dejado algo importante para la concepción de esta tesis sin embargo

mencionare sobre todo ante aquellos que han hecho posible la realización del trabajo por lo

cual empezare por mi familia, a mi institución, a mis profesores, a mis grandes amigos en

especial a Oscar Ponce de León Uribe por los buenos tiempos que pasamos en la escuela y

fuera de, apoyándonos uno al otro, así como por su gran paciencia y nobleza. Por último pero

no menos importante a la vida a la que aun le tengo mucho que dar.

"La gratitud es la memoria del corazón" (Jean Baptiste Massieu)

Y ustedes permanecerán en el mío, por siempre...

Gracias:

A Dios por darnos la fuerza y entereza para realizar el presente trabajo.

A mi familia porque sin su apoyo, formación y entrega, no hubiera logrado cada uno de

mis objetivos. Son la parte fundamental de mi existencia.

A todos y cada uno de mis amigos, porque cada momento vivido al lado de ellos me

permitió conocerlos y conocerme a mí mismo.

A nuestros asesores por brindarnos su tiempo, esfuerzo y paciencia para finalizar el

trabajo.

A ti que te estás tomando el tiempo de leer estas palabras.

Gracias por ayudarme a ser quien soy ahora, por sus palabras de aliento, por todos los

momentos que han compartido conmigo, porque con todas sus virtudes y defectos los aprecio

y han dejado una huella que ni el tiempo ni la distancia borrarán jamás. Por permitirme

conocer a personas tan maravillosas y tan grandes como ustedes.

Índice

“Si un hombre se encuentra a sí mismo, posee

una mansión en donde morará con dignidad

todos los días de su vida.”

-James Michener

Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreo no Tripulado

Índice

2

Índice. 1

Resumen. 7

Glosario. 9

Capítulo I: Introducción. 17

I.1 Antecedentes. 18

I.2 Justificación. 23

I.3 Objetivo general. 24

I.3.1 Objetivo específico. 24

I.4 Alcance. 25

I.5 Descripción y metodología. 26

I.6 Marco teórico. 27

I.6.1 Perfil de misión. 27

I.6.2 Estudio estadístico. 28

I.6.3 Estimación del peso. 28

I.6.4 Centro de gravedad y condiciones de carga. 34

I.6.5 Aerodinámica, rendimientos y actuaciones. 35

Capítulo II: Acercamiento a los UAV´s. 43

II.1 Concepto de un UAV. 44

II.1.1 Definición. 44

II.1.2 Subsistemas de los UAV´s. 45

II.1.3 Clasificación de los UAV´s. 46

II.2 Reglamentación. 52

II.2.1 Regulación. 52

II.2.2 Panorama general de su problemática y perspectiva económica. 53

II.2.3 Otras problemáticas. 53


Índice

3

II.3 Aplicación. 56

II.3.1 Aplicación comercial de los UAV´s. 56

II.4 Mercado. 57

II.4.1 Pronóstico económico. 57

II.4.2 Análisis de mercado. 58

II.4.3 Inversión. 59

II.4.4 Estudio de la flota existente. 60

II.4.5 Incremento de modelos por década. 61

II.4.6 Despegue. 62

II.4.7 Aterrizaje. 63

II.4.8 Motor. 64

II.4.9 Alas. 65

II.4.10 Estabilizadores. 66

Capítulo III: Aerodinámica del Avión. 67

III.1 Consideraciones iniciales. 68

III.2 Perfil de misión. 69

III.3 Estudio comparativo. 71

III.4 Estimación del peso máximo de diseño de despegue del avión. 78

III.5 Configuración del avión y geometría de componentes. 81

III.5.1 Selección de perfiles aerodinámicos. 81

III.5.2 Geometría del ala. 85

III.5.3 Geometría de los estabilizadores horizontal y vertical. 88

III.5.4 Geometría del fuselaje. 89

III.5.5 Geometría del tren de aterrizaje. 89

III.5.5.1 Ubicación del tren de aterrizaje. 90

III.5.5.2 Tren de aterrizaje fijo. 91


Índice

4

III.5.6 Sistemas de propulsión. 91

III.5.6.1 Motor. 91

III.5.6.2 Hélice. 94

III.6 Pesos, centro de gravedad y condiciones de carga. 95

III.6.1 Peso del ala. 95

III.6.2 Peso del fuselaje. 95

III.6.3 Peso del estabilizador horizontal. 96

III.6.4 Peso del estabilizador vertical. 97

III.6.5 Peso del tren de aterrizaje. 97

III.6.6 Peso total instalado de la unidad de propulsión menos sistema de

combustible.

97

III.6.7 Peso del sistema de combustible. 98

III.6.8 Peso de los sistemas de las superficies de control. 98

III.6.9 Peso del sistema eléctrico. 99

III.6.10 Peso del equipo electrónico. 99

III.7 Ubicación del centro de gravedad. 100

III.8 Coeficientes aerodinámicos. 102

LEVANTAMIENTO. 102

III.8.1 Cálculo de coeficiente de levantamiento del ala. 102

III.8.2 Cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal. 106

III.8.3 Levantamiento debido al fuselaje. 108

III.8.4 Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje. 111

III.8.5 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje. 115

III.8.6 Levantamiento del avión completo. 119

RESISTENCIA AL AVANCE. 122

III.8.7 Resistencia al avance para cero levantamiento de ala, estabilizador horizontal

y estabilizador vertical.

122

III.8.8 Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento del fuselaje. 124


Índice

5

III.8.9 Ala-fuselaje. 126

III.8.10 Estabilizador horizontal –estabilizador vertical. 127

III.8.11 Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador horizontal debido

al cambio del ángulo de ataque.

128

III.8.12 Variación del coeficiente de resistencia al avance de fuselaje con el ángulo de

ataque.

132

III.8.13 Coeficiente de resistencia al avance debido a misceláneas. 137

III.8.14 Estimación de la resistencia al avance debido al escape del motor. 138

III.8.15 Resistencia al avance debido a montantes. 139

III.8.16 Resistencia al avance por filtración y protuberancias. 140

III.8.17 Coeficiente de resistencia al avance del avión completo. 140

MOMENTOS DE CABECEO. 142

III.8.18 Coeficiente de momento de cabeceo y centro aerodinámico del ala y

estabilizador horizontal para cero levantamiento.

142

III.8.19 Momento de cabeceo del ala-fuselaje para cero levantamiento. 144

III.8.20 Momento de cabeceo de fuselaje debido al levantamiento. 146

III.8.21 Momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje. 150

III.8.22 Momentos de cabeceo del ala. 151

III.8.23 Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del ala. 152

III.8.24 Momentos libres de fuselaje. 153

III.8.25 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje respecto al

centro de gravedad.

158

III.8.26 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje. 159

III.8.27 Coeficientes de momentos de cabeceo del avión completo. 161

III.8.28 Tres vistas finales del diseño conceptual del UAV. 166

Capítulo IV: Rendimientos y Actuaciones. 168

IV.1 Consideraciones iniciales. 169


Índice

6

IV.2 Rendimientos. 171

IV.2.1 Potencia requerida. 171

IV.2.2 Potencia disponible. 172

IV.2.2.1 Motor. 172

IV.2.2.2 Hélice. 173

IV.3 Actuaciones. 177

IV.3.1 Ascenso. 177

IV.3.2 Techo. 179

IV.3.3 Descenso. 180

IV.3.4 Alcance y autonomía. 182

Conclusiones y recomendaciones. 184

Referencias. 187

Anexos. 191

Resumen

“Si bien la rosa pierde al mediodía la

hermosura que tenía en el alba, la belleza que

irradiaba entonces era algo real. Nada en el

mundo es permanente, y somos necios cuando

pedimos que algo perdure. Y somos más

necios si no lo disfrutamos mientras lo

tenemos.”

-Somerset Maugham


Resumen

8

A lo largo del presente trabajo se desarrollarán las bases para el diseño aerodinámico de un vehículo

aéreo no tripulado, presentando un desarrollo metodológico del cálculo de la aerodinámica básica de un

UAV cuya misión será de vigilancia aérea. Además de esto, se muestra un recopilado de información

acerca de éste tipo de aeronaves que permita conocer más sobre su historia, evolución, aplicaciones,

mercado, clasificación y normas.

Primero se presenta toda la información que se obtuvo acerca de los UAV´s y el impacto que están

teniendo a nivel nacional e internacional. Como punto siguiente, se obtiene el perfil de misión a partir de

las especificaciones requeridas por el usuario y posteriormente se sigue con un estudio comparativo de

varios UAV´s de características y dimensiones similares para obtener así las características cuantitativas

del UAV que se pretende diseñar.

A continuación se realiza la selección de los perfiles aerodinámicos del ala y estabilizadores. Se decide

después la geometría del ala, de los estabilizadores, del fuselaje, del tren de aterrizaje y la ubicación de

cada uno de los componentes. Se elige el sistema de propulsión y el tipo de hélice que ocupará.

Después se realiza paso a paso el cálculo para la obtención de cada uno de los coeficientes

aerodinámicos y finalmente el cálculo de los rendimientos y actuaciones del UAV.

Glosario

“El hombre libre es el que no teme ir hasta el

final de su pensamiento.”

-León Blum


Glosario

10

Acrónimos capítulo I

C.G. Centro de gravedad

CONOPS Concept Operations (Conceptos de operación)

D.G.A.C. Dirección General de Aeronáutica Civil

EUA Estados Unidos de América

FPASS Force Protection Aerial Surveillance System (Fuerza de protección del sistema de

vigilancia aérea de EUA)

IPN Instituto Politécnico Nacional

ISR Intelligence, Surveillance and Reconnaissance (Inteligencia, vigilancia y

reconocimiento)

RPA Remotely Piloted Aircraft (Aeronaves pilotadas remotamente)

UAV Unmanned Aerial Vehicle (Vehículo aéreo no tripulado)

UCAV Unmanned Combat Aerial Vehicle (Vehículo aéreo de combate no tripulado)

USSOCOM United States Special Operations Command (Comando de operaciones

especiales de EUA)

Glosario capítulo I

Aeronave

Furtiva

Son aeronaves que han sido diseñadas para absorber y desviar las radiaciones de los

radares, lo que les ayuda a realizar su misión sin ser detectadas por los sistemas del

enemigo.

Alance Distancia máxima que puede recorrer una aeronave, desde el despegue hasta el

aterrizaje.

Autonomía Tiempo máximo que puede permanecer en vuelo una aeronave.

Carreteo Distancia que recorre una aeronave desde el hangar donde se encuentra hasta la pista

de aterrizaje-despegue.

Drone Vehículo aéreo pilotado remotamente, antecesor del UAV.

Navegación

Inercial

Sistema de ayuda a la navegación que usa un computador, sensores de movimiento

(acelerómetros) y sensores de rotación (giróscopos) para calcular continuamente la

posición, orientación y velocidad de un objeto en movimiento sin necesidad de

referencias externas.


Glosario

11

Acrónimos capítulo II

AFS-400 Política actual de UAV´s en EUA emitida por la FAA

A-NPA Interim Advanced Notice of Proposed Amendment (Aviso provisional de revisión de

enmienda)

AOPA Aircraft Owners and Pilots Association (Asociación de pilotos y propietarios de

aeronaves)

ASTM American Society for Testing and Materials (Asociación Americana de pruebas y

materiales)

CAA Civil Aviation Authority (Autoridad de aviación civil del Reino Unido)

COA Certificate of Authorization (Certificado de Autorización)

COE Center of Excellence (Centro de excelencia)

Cross Atlantic Cruz Atlántica

DoD United States Departement of Defense (Departamento de defensa de EUA)

DSA Detect, See and Avoid (Detectar, ver y evitar)

EASA European Aviation Safety Agency (Agencia Europea de Seguridad Aérea)

EU European Union (Unión europea)

FAA Federal Aviation Administration (Administración Federal de Aviación de EUA)

HALE High Altitude Long Endurance (Gran Altitud-Largo Alcance)

IFR Instrumental Flight Rules (Reglas de vuelo por instrumentos)

MALE Medium Altitude, Long Endurance (Altitud Media-Largo Alcance)

MASPS Minimum Aviation System Performance Standards (Sistema de desempeño estándar

mínimo para la aviación)

MOSPS Minimum Operation System Performance Standards (Sistema de desempeño estándar

mínimo para operaciones)

MTCR Missile Technology Control Regime (Régimen de control de tecnología de misiles)

NASA National Aeronautics and Space Administration (Administración nacional de

aeronáutica y del espacio)

RPA Remotely Piloted Aircraft (Aeronaves pilotadas remotamente)

RTCA Radio Technical Commission for Aeronautics (Comisión técnica de radio para la

aeronáutica)


Glosario

12

SFAR Special Federal Aviation Regulation (Regulaciones federales especiales de aviación)

US United States (Estados Unidos de América)

US NAS United States National Aerospace System (Sistema aeroespacial nacional de EUA)

UAS Unmanned Aereal Systems (Sistemas aéreos no tripulados)

VFR Visual Flight Rules (Reglas de vuelo visual)

Glosario capítulo II

Aeronavegabilidad Capacidad de un avión para estar listo para volar con seguridad en cualquier

ambiente y circunstancias para las que ha sido diseñado y certificado por el

fabricante.

Certificación Procedimiento mandante el cual una tercera parte diferente e independiente del

fabricante y comprador, asegura por escrito que un producto, un proceso o un

servicio cumple los requisitos especificados nacionales o internacionales.

Enmienda Propuesta de variante, adición o reemplazo de un proyecto, dictamen, informe o

documento análogo.

Escalabilidad Capacidad de mejorar recursos para ofrecer una mejora (idealmente) lineal en la

capacidad de servicio.

Espacio aéreo

controlado

Es una porción de la atmósfera terrestre con dimensiones definidas en el cual

hay un servicio de control de tráfico aéreo para vuelos IFR y para vuelos VFR

según la clasificación de éste. Es un espacio aéreo donde todos los pilotos están

sujetos a ciertos requisitos, reglas de operación y requerimientos para sus

aeronaves.

Flota Conjunto de vehículos que realizan la misma actividad y normalmente son

propiedad de una compañía.

Nicho de mercado Término de mercadotecnia utilizado para referirse a una porción de segmento de

mercado en la que los individuos poseen características y necesidades

homogéneas y estas últimas no están del todo cubiertas por la oferta general del

mercado.

Plataformas Sistema que sirve como base para hacer funcionar determinados módulos de

hardware o de software con los que es compatible.

Programática Desarrollo de softwares necesarios para que el UAV pueda realizar su misión de

forma adecuada.

Tier Nivel


Glosario

13

Acrónimos capítulo III

CMA Cuerda media aerodinámica

NACA National Advisory Committee for Aeronautics (Comité consejero nacional para

la aeronáutica)

PFP Policía Federal Preventiva

SEDENA Secretaría de la Defensa Nacional

Glosario capítulo III

Ahusado Que gradualmente disminuye su tamaño de una punta del objeto a la otra.

Ala arriostrada Tipo de ala que se ayuda de montantes y tirantes para sostenerse.

Área húmeda Superficie que se encuentra en contacto directo con el flujo de aire.

Biunívoco Matemática que asocia cada uno de los elementos de un conjunto con uno, y

sólo uno de los elementos de otro conjunto, y cada elemento de este último

con uno y solo uno de los elementos de aquel.

Cuantitativo Que se puede contar. Cantidad.

Cuerda Segmento imaginario que une el borde de ataque con el borde de salida. El

ángulo que formará la recta que contiene a la cuerda con la dirección del flujo

de aire define convencionalmente el ángulo de ataque.

Deflexión Desviación de la dirección de una corriente.

Desplome Pérdida de sustentación de una aeronave.

Espesor relativo Relación entre el espesor y la cuerda del perfil.

Factibilidad Disponibilidad de los recursos necesarios para llevar a cabo los objetivos o

metas señalados sobre un proyecto.

Iteración Repetición.

Proa Parte frontal del fuselaje de la aeronave.

Simbología capítulo III

Δ1/4 Flechado en la línea de un cuarto de la cuerda


Glosario

14

Conicidad

AR Alargamiento

ba Envergadura del ala

bH Envergadura del empenaje horizontal

bV Envergadura del empenaje vertical

CD Coeficiente de resistencia al avance

C.G. Centro de gravedad

CL Coeficiente de levantamiento

CM Coeficiente de momento de cabeceo

Cma Cuerda media aerodinámica

Cp Cuerda de punta (ala o estabilizadores)

Cr Cuerda de raíz (ala o estabilizadores)

FG Combustible total (galones)

H Altura máxima del fuselaje

Int % de tanques de combustible que son integrados

J Factor de avance de la hélice

LF Largo del fuselaje

LLG Largo de estructura del tren principal (in)

LH Brazo de momento del empenaje horizontal (ft)

ME Número de Mach máximo equivalente al nivel del mar.

N ó n Factor último de carga

NCR Número de tripulantes

NE Número de motores

NLand Factor último de carga a peso de aterrizaje

NPAX Número de pasajeros

Nt Número de tanques de combustible separado

SH Superficie del empenaje horizontal


Glosario

15

SV Área del empenaje vertical (ft2)

Sw Superficie alar

tH Espesor máximo del empenaje horizontal (in)

t/c Espesor relativo máximo

tV Espesor máximo del empenaje vertical (in)

Ve Velocidad máxima equivalente al nivel del mar (kts)

W Ancho del fuselaje

WAV Peso de equipo electrónico antes de instalar

WENG Peso del motor

WFS Peso del sistema de combustible (lbs)

WLand Peso de aterrizaje (en caso de no conocerse, use WTO -60% combustible)

WTRON Peso del equipo electrónico (lbs)

WTO Peso de despegue (lbs)


Glosario

16

Glosario capítulo IV

Alargamiento Proporción entre la longitud y la anchura media del ala.

Ángulo de paso de

la hélice

Ángulo entre la cuerda de cada perfil y el plano de rotación de la hélice.

Potencia nominal Potencia máxima que demanda una máquina o aparato en condiciones de uso

normales

Eficiencia del

motor

Fracción de la energía disponible que es aprovechada para impulsar al aeroplano,

comparada con la energía total de la combustión.

Techo Máxima altitud que podrá alcanzar el avión al agotar su excedente de potencia y

donde la velocidad vertical es igual a cero.

Regresión lineal También llamado ajuste lineal, es un método matemático que modeliza la relación

entre una variable dependiente “Y”, las variables independientes “Xi” y un término

aleatorio “ԑ”.

Densidad relativa Es una comparación de la densidad de una sustancia con la densidad de otra que

se toma como referencia. La densidad relativa es adimensional, ya que queda

definida como el cociente de dos densidades.

Capítulo

Introducción

“Lo que conduce y arrastra al mundo no son las

máquinas sino las ideas.”

-Víctor Hugo

I


CAPÍTULO I Introducción

18

I.1 ANTECEDENTES

Existe alrededor del mundo una serie de investigaciones relacionadas con el desarrollo de Vehículos Aéreos

no Tripulados, UAV (Unmanned Aerial Vehicles) sin embargo de donde se obtuvo mayor información fue de

publicaciones de Estados Unidos de América, EUA, al ser el país que encabeza la lista de mayores productores

de UAV´s en las últimas décadas alrededor del mundo, según datos que más adelante se muestran. No

obstante, dicha información no está ordenada ni se encuentra en un misma investigación, lo que ha traído

como resultado no entender en gran medida los alcances, ventajas, desventajas y problemática que existe

en torno a los UAV’s aunado a esto, los datos proporcionados se enfocan en su mayoría al terreno bélico, ya

que de ahí surgió la idea de desarrollar un UAV, restando interés a la información de los UAV’s de aplicación

civil (Figura I.1-1).

Analizando parte de esta información se entiende que para diseñar un UAV no son suficientes solo los

conocimientos que se aplican para la construcción de una aeronave sino que es necesario ampliar una

investigación que reúna diferentes aspectos en los que destaca el contexto histórico.

A continuación se muestra un resumen de los antecedentes de los UAV’s que será de mucha ayuda para

entender más adelante la situación en el ámbito operacional y diseño, entre otras cuestiones.

Durante los últimos 50 años, el ejército de EUA ha probado y empleado numerosos UAV’s y Aeronaves

Remotamente Tripuladas, RPA (Remotely Piloted Aircraft), obteniendo como resultado diferentes grados de

éxito. El primer programa operacionalmente significativo de la Fuerza Aérea de EUA fue The Lightning Bug

(figura I.1-2), el cual se basó en la creación de un tipo de aeronave llamada Drone [I/1], antecesores de los

UAV’s. The Lightning Bug fue usado para el reconocimiento táctico y realizó cerca de 3,500 despegues

durante la Guerra de Vietnam (1958-1975). Entre los años 1960 y 1970, la Fuerza Aérea de EUA intentó

ordenar el uso apropiado de los UAV’s y los RPA’s sin tener mucho éxito ya que hasta la fecha esta falta de

asignación de tareas se ve reflejado en la escasa normatividad de operación y diseño de los UAV’s.

Figura I.1-1 Primer aeronave hecha a escala para el Ejército y la Marina de EUA utilizada como objetivo para

prácticas de tiro llamada OQ-2 o TDD (Target Drone Deny). Éste es uno de los primeros UAV´s en la historia

de la aviación.

http://blogs.20minutos.es/enguerra/tag/aviones-no-tripulados/



19

En el terreno económico algunos programas, tal como el D-12 Tagboard/Senior Bowl, se enfrentaron a

diferentes problemas como el de sobrepasar costos, fallas en diferentes pruebas y el crecimiento

descontrolado de exigencias. Otro programa fue el Compass Arrow (figura I.1-3), cuyo fracaso fue debido a

que no se pudo encontrar una misión adecuada ante el cambio de situación política.

Por otro lado, el surgimiento de satélites de vigilancia con la capacidad de transmitir datos en tiempo real,

restaron importancia a las funciones realizadas por aeronaves tripuladas y no tripuladas, cuando la

permanencia en un lugar no era un factor principal en operaciones de reconocimiento.

Después de La Guerra de Vietnam, EUA redujo el gasto en la investigación y desarrollo de RPA’s y UAV’s. A

finales de los 70’s y principios de los 80’s, no hubo prácticamente ninguna mejora en los programas para el

desarrollo de RPA’s y UAV’s de la Fuerza Aérea de EUA. Un punto decisivo vino a principios de los años 80’s

debido a que Israel desarrolló satisfactoriamente cierto número de sistemas no tripulados que habían sido

realizados en los años 70’s.

Otro momento que cambió el rumbo de la historia de los UAV’s se dio en Valle Bekaa, Líbano en 1982. En una

operación militar cuidadosamente planeada y coordinada, las fuerzas de Israel usaron sistemas no tripulados

provistos de tecnología que les permitía reconocer el terreno y vigilar, además contaban con inteligencia

artificial que activaban sistemas de defensa aérea permitiendo a aviones tripulados y a misiles tierra a tierra

Figura I.1-3 UAV AQM-91A “Compass Arrow”

http://www.gizmowatch.com/entry/defense-tech-exposes-air-forces-secret-drone-program-phae/

Figura I.1-2 Recuperación en vuelo del Drone AQM-34 “Lightning Bug” por un

helicóptero HH-3E Jolly Green Giant durante la guerra de Vietnam.

http://medlibrary.org/medwiki/15th_Photographic_Reconnaissance_Squadron



20

destruir las defensas aéreas enemigas. Al conjunto de estas ciencias aplicadas se le conoce como inteligencia,

vigilancia y reconocimiento, ISR (Intelligence, Surveillance and Reconnaissance).

Después de la utilización de UAV’s en Valle Bekaa, EUA comenzó a comprar sistemas Israelíes no tripulados,

como el Pioneer, y desarrolló nuevos sistemas. El RQ-1 Predator (“Predator A”) el cual fue desarrollado por la

Marina y el Ejercito, una a nivel de programación y la otra operacionalmente, respectivamente. Tiempo

después las Fuerzas Aéreas de EUA tomaron el control operacional del programa en 1996.

Entre 1996 y 2004, el sistema de RQ-1 Predator (figura I.1-4) resultó ser un exitoso apoyo en misiones de

combate y estuvo implicado en cada operación militar principal. La aeronave registró casi 100,000 horas de

vuelo, con el 68 % de aquellas horas sobrevoladas en ambientes operacionales. El MQ-1 Predator, armado

con el proyectil Hellfire AGM-114 sigue siendo uno de los sistemas más solicitados por los militares.

Los UAV’s de pequeñas dimensiones, incluidos los Raven y Pointer, al igual que los UAV’s de la Fuerza de

Protección del Sistema de Vigilancia Aérea de EUA, FPASS (Force Protection Aerial Surveillance System)

jugaron un papel importante en Afganistán e Irak. Estos UAV´s de baja altitud y corto alcance, son asistidos

por seguridad de base, protección, reconocimiento y orientación. Los UAV’s de pequeñas dimensiones están

creciendo rápidamente en distintos tipos y ofrecen un versátil grupo de capacidades.

Actualmente, el MQ-1 Predator, el RQ-4 Global Hawk, y pequeños UAV’s están recibiendo apoyo de la Fuerza

Aérea de EUA, por medio de inversiones en nuevos UAV’s como el MQ-9 y UAV’s de baja altitud, y continúan

desarrollando una serie de pequeños vehículos no tripulados. El 5 de julio de 2005, el Consejo de Supervisión

de Requerimientos, JROC, de EUA estableció una organización llamada el Centro Común de UAV de

Excelencia, JCOE, (Joint UAV Center of Excellence), en la base de la Fuerza Aérea, en Nevada EUA. Además, la

Fuerza Aérea de EUA planea un campo de vehículos aéreos de combate no tripulados, UCAV (Unmanned

Combat Aerial Vehicle), para la próxima década.

Del mismo modo, otros servicios de EUA y el Comando de Operaciones Especiales, USSOCOM (United States

Special Operations Command), están aumentando el financiamiento para sistemas no tripulados.

La Marina de EUA está evaluando algunas aeronaves, de ala fija y ala rotativa, no tripulados para

reconocimiento, defensa de la flota, y para vigilancia marítima. En un futuro no muy lejano los UAV’s y RPA’s

Figura I.1-4 “Tripulación” del UAV RQ-1 “Predator”. La persona sentada a la izquierda vuela el UAV,

mientras que la persona sentada a la derecha se encarga de los sensores y el armamento.

http://taymoss.blogspot.com/2009/12/us-air-force-acknowledges-new-aircraft.html



21

serán un componente importante del Ejército y del USSOCOM. Como otro dato importante la Infantería de la

Marina de EUA está aumentando su desarrollo, adquisición y empleo de diversos UAV’s pequeños.

Finalmente, la Fuerza Aérea de EUA exportó vehículos no tripulados, entre los que se incluyen el modelo MQ-

1 a Italia. A Inglaterra envió personal de apoyo para el MQ-1, e incluso la Fuerza Aérea de EUA se ha

asociado con la Fuerza Aérea Alemana para el seguimiento del desarrollo del RQ-4 "Euro Hawk" [I/2] [I/3].

UAV’s en la actualidad

Existen tres factores importantes que hacen que los UAV’s sean más atractivos y factibles.

Primero, los avances tecnológicos han impulsado estos sistemas de forma significativa. Los nuevos sensores y

las armas que cargan son más pequeños, ligeros y más capaces, generando una relación eficiente entre las

tareas que llevan a cabo y el peso propio del UAV. Los nuevos enlaces pueden proveer conexiones de ancho

de banda mayor para el control, comando de vehículos y transferencia de información.

La tecnología de microprocesadores, desarrollo de software, navegación inercial, y Sistemas de

Posicionamiento Global, GPS, permiten la independencia de los sistemas de control de vuelo y el

procesamiento de información provista por los sensores además con el desarrollo de nuevos materiales

compuestos y las mejoras en los sistemas de propulsión, ahora los UAV’s resultan más ligeros, pequeños y

cuando se requiere, furtivos, con una mayor eficiencia de combustible, llevando estas aeronaves a niveles de

autonomía que superan la resistencia humana.

Segundo, la situación global, siempre cambiante, presenta oportunidades únicas para UAV’s, como lo

mencionó la Junta de Defensa Científica de EUA, los sistemas no tripulados pueden operar en ambientes

contaminados por agentes químicos, biológicos o radiactivos, también pueden operar en otro tipo de

ambientes donde es complicado que vuelen las aeronaves tripuladas, como a grandes altitudes o a altitudes

demasiado bajas (figura I.1-5). La autonomía presentada por estos UAV’s y RPA’s son de gran ayuda para

objetivos difíciles y para misiones que requieran de más resistencia de la que pueden ofrecer las aeronaves

tripuladas. Los UAV’s pequeños poseen la capacidad de acercarse a los objetivos para obtener mejores

imágenes de éstos. Su tamaño pequeño, sistemas de propulsión silenciosos y la habilidad de llevar

información directamente al campo de batalla aérea, generan una mayor efectividad para las fuerzas

armadas.

Figura I.1-5 Vigilancia y estudio del volcán Etna utilizando un UAV.

http://www.robotic.diees.unict.it/robots/uav/uav.htm



22

Tercero, los atributos de los UAV’s y los RPA’s permiten nuevos Conceptos de Operación, CONOPS (Concept

of Operations) y ventajas. Las aeronaves con una autonomía que supera los límites humanos tienen mayor

resistencia y reduce el número de bajas en combate. Esto hace que los tiempos de entrenamiento se

reduzcan debido a que sólo se entrenan pocos equipos al disminuir el número de decesos.

Las ventajas suministradas por la gran resistencia de los UAV’s aún no pueden ser reflejadas en los costos de

cada unidad de este tipo. De cualquier manera, estas ventajas permiten que las aeronaves puedan viajar

grandes distancias, lejos de donde son controladas, siendo así aeronaves “seguras”.

Por otra parte, mientras la Fuerza Aérea de EUA siga desarrollando UAV’s más sofisticados, marcará otro

escalón hacia capacidades mayores. Es importante tener en mente que, a pesar de décadas de experiencia

con UAV’s y RPA’s, la Fuerza Aérea de EUA no ha explotado por completo ésta área. El desarrollo de UAV's

para el uso comercial es nuevo en EUA (figura I.1-6). Hubo un número de sistemas de prueba y proyectos

como antes ya se ha mencionado sin embargo, a excepción de unas instituciones de investigación, ha sido

publicada poca información sobre el éxito de estos proyectos en términos de gastos o del éxito técnico

obtenido [I/4] [I/5].

Finalmente para tener una idea de la importancia de los UAV’s dentro de la aviación, ensamblar el RQ-1

Predator con todos los sistemas que lleva puede ser comparado con haber armado los primeros biplanos del

siglo pasado. Los sistemas de aeronaves como el MQ-1 Predator y el RQ-4 Global Hawk que tienen entre 15 y

30 horas de autonomía, son considerados eficientes y eficaces hoy en día, pero son sólo el primer escalón

para aumentar la autonomía de las aeronaves no tripuladas [I/6].

Figura I.1-6 Vigilancia del tránsito mediante un UAV.

http://www.comets-uavs.org/applications/traffic.shtml



23

I.2 JUSTIFICACIÓN

En países más desarrollados muchas de las actividades que se realizaban con aviones tripulados se están

resolviendo ahora con UAV´s, con las ventajas de no requerir ni arriesgar a un piloto, son aviones más

versátiles y como ocurre con el avance de la tecnología, tienden a ser cada vez más baratos.

En México existe la necesidad de éste tipo de aeronaves y representa un mercado potencial de importantes

dimensiones, por lo tanto, se presentan como una oportunidad para contribuir en un campo prácticamente

virgen, el cual requiere de una base competitiva de desarrollo tecnológico, siendo las instituciones de

estudios superiores y generadoras de proyectos de investigación las llamadas a iniciar y promover las bases

que permitirán a los tecnólogos e industriales de éste país continuar hasta lograr productos, es decir, UAV´s,

aptos para solventar dichas carencias.

Aquí se plantea la posibilidad de iniciar un desarrollo tecnológico propio, aprovechando el recurso humano,

infraestructura y los conocimientos del Instituto Politécnico Nacional, que a través de la vinculación

tecnológica, se finquen las bases para una industria de construcción, operación y mantenimiento de éste tipo

de aeronaves, reduciendo así la dependencia con otros países más desarrollados.

También se considera la incursión en el análisis y generación de reglamentos para UAV´s, considerando la

poca información que existe en éste sentido. Es una oportunidad de implantar de manera integral el

nacimiento de una industria aérea especializada en UAV´s, que garantice desde un principio la seguridad, el

control y el orden desde el diseño, la fabricación, la operación, el mantenimiento y el reciclaje de este tipo de

aeronaves, con la eficiencia y eficacia que exigen los tiempos modernos y la calidad vanguardista de la

industria aeronáutica.

Por último, éste trabajo desarrollado con una filosofía didáctica, pretende iniciar un compendio especializado

acerca de los UAV´s, como una aportación del acervo disponible en cuanto su metodología de diseño y

cálculo, dirigido a los estudiantes de la carrera de Ingeniería en Aeronáutica y de otras afines, en congruencia

con la misión del Instituto Politécnico Nacional.



24

I.3 OBJETIVO GENERAL

El siguiente estudio se realiza con el propósito de diseñar conceptualmente la aerodinámica básica de un

vehículo aéreo no tripulado (UAV) de ala fija, a partir de sus requerimientos de misión.

I.3.1 Objetivo específico

Estructurar un compendio documental del concepto UAV, que integre información desde su origen,

evolución, variedad de formas y aplicaciones al servicio de la sociedad y que enriquezca el acervo

bibliográfico para los alumnos e interesados en este tipo de aeronaves.



25

I.4 ALCANCE

Este trabajo se encuadra en el campo de la Aerodinámica e integra conceptos y metodologías de diseño

adaptados al desarrollo de un avión tipo UAV.

Presenta el desarrollo metodológico del diseño conceptual, el cálculo de la aerodinámica básica para un avión

cuya misión se ha decidido sea la vigilancia aérea. Es un avión no tripulado, de dimensiones relativamente

pequeñas, apto para la mayoría de misiones de reconocimiento aéreo.

Se da especial importancia a la concentración de información que permita saber más sobre este tipo de

aeronaves, desde su historia y evolución, tocando sus aplicaciones, clasificación y normas en su contexto

global y nacional.

Guarda una filosofía de corte didáctico, pensado en el interés y utilidad para estudiantes de ingeniería

aeronáutica interesados por el diseño y la aerodinámica de aeronaves subsónicas y de ala fija, aunque se basa

en una configuración típica de UAV´s, de hélice impulsora, ala alta y doble deriva por medio de botalones que

protegen a la hélice.

No se consideran análisis estructurales ni de materiales, argumentando su factibilidad dada la disponibilidad

de los mismos y la consideración de que pueden ser resueltos en trabajos paralelos o subsecuentes a la

presente tesis. Sin embargo, el peso máximo de diseño de despegue se sobreestima en primera instancia y

considerando la eventualidad del uso de materiales y métodos de construcción no de vanguardia para

favorecer su factibilidad económica sobre su optimización operacional.

La aerodinámica básica asegura la capacidad de vuelo de esta aeronave, pudiendo ser adaptada para ser

piloteada desde tierra y en vuelo visual como un avión de radiocontrol convencional. Se revisan sus

capacidades de ascenso, vuelo estacionario, descenso, alcance y autonomía, así como un análisis de su

estabilidad estática longitudinal. Con respecto al despegue y aterrizaje, se propone que sean por medio de

una catapulta y recuperación con paracaídas respectivamente, para su solución en un análisis posterior.

Quedan pendientes el análisis, desarrollo e integración de sistemas más avanzados de estabilidad y control

para vuelo no visual, por instrumentos y automático.



26

I.5 DESCRIPCIÓN Y METODOLOGIA

Es un proceso que va de lo general a lo particular, iniciando con una primera fase de acopio de información

para conocer la historia, el concepto y situación actual de los aviones UAV, tanto en el entorno mundial como

en el nacional. A esta fase se le da un formato tipo compendio, rico en datos, imágenes e información para

presentar un panorama de la gran variedad, formas, aplicaciones y potencial de utilidad en un sinnúmero de

tareas, de las cuales muchas solamente se pueden realizar con aviones no tripulados y otras más que aún se

realizan con aviones convencionales, tripulados y acondicionados para esos fines.

Luego se procede con una metodología de diseño conceptual, adaptada para un avión pequeño y subsónico.

Es un proceso organizado y lógico que utiliza como dato de inicio para el diseño, la propuesta de un peso

máximo de despegue, en el cual se consideran los requerimientos básicos de la misión que realizará este

avión: capacidad de carga útil y combustible previsto para completar la misión aludida.

El análisis es iterativo, basado en comportamientos estadísticos de aviones similares, asumiendo la hipótesis

de que en cada iteración, se logrará establecer un peso máximo de despegue más cercano a la realidad del

avión que se pretende diseñar. Este es el punto de partida para proponer y definir su geometría y

dimensiones generales, su configuración aerodinámica, que implica desde la selección del perfil del ala, su

forma y disposición así como el tipo de empenaje, forma del fuselaje y sistema de despegue y aterrizaje.

Congelada la geometría del avión, permite proseguir con el análisis y cálculo de la aerodinámica básica del

avión completo. Se resuelve la polar de sustentación vs resistencia al avance, se calculan los rendimientos

para verificar sus capacidades de vuelo para concluir con las actuaciones principales y definidas para este

avión como lo son su despegue, ascenso, crucero, descenso, alcance y autonomía.

Por último, se presentan los resultados, conclusiones y recomendaciones para cumplir con la idea de ser una

pieza de un gran rompecabezas que articule otras disciplinas y trabajos requeridos en el ambicioso propósito

de diseñar, construir y poner en operación un avión útil para la sociedad.



27

1.6 MARCO TEÓRICO

I.6.1 Perfil de misión. [I/7]

El perfil de misión es el recorrido que realiza el avión de acuerdo a las especificaciones de diseño, por lo cual

un perfil de misión de un avión comercial será diferente a un perfil de misión de un avión militar. La figura I.6-

1 explica de manera más detallada las etapas del perfil de misión más sencillo:

1. Encendido y calentamiento de motores. 2. Carreteo 3. Carrera de despegue 4. Ascenso y aceleración 5. Crucero 6. Patrón de espera 7. Descenso

8. Aterrizaje, carreteo y apagado

Figura I.6-1 Perfil de Misión Simple.

En la figura I.6-2 se muestran varios tipos de perfil de misión para diferentes tipos de aeronaves. La misión de

crucero simple es utilizada por muchas aeronaves de transporte y de aviación general, incluyendo aeronaves

caseras. La aeronave se encuentra dimensionada para lograr el alcance requerido en crucero.

Figura I.6-2 Perfiles Típicos de Misión de acuerdo al tamaño. [Raymer]

300 NM Patrón de espera

Despegue Despegue

Despegue Despegue

Crucero simple

250 250

Combate

Vuelos a grandes

altitudes

Patrón de espera

500 500

Patrón de espera Patrón de espera

Descarga de armas

Aeronaves de ataque de

baja altitud

2000

1000

2000 1000 Patrón de espera

Descarga de armas

Bombarderos

Aterrizaje Aterrizaje

Aterrizaje Aterrizaje

1 2 3

4

5 6

7 8



28

I.6.2 Estudio estadístico.

La fase de acopio de información puso las bases para reunir experiencias y conocimientos generales que

ayudaron en la construcción de un criterio como base en la toma de decisiones de diseño y cálculo.

Se incursionó con un análisis estadístico, implicando un estudio paramétrico basado en aspectos como la

masa, la geometría y el perfil de misión del avión.

Para el análisis estadístico sirvieron de referencia los estudios presentados en los libros de Jan Roskam y

Daniel P. Raymer, ya que estos dos presentan tablas con el resumen de las características de diferentes tipos

de aviones, las cuales se complementaron con información de los UAV’s.

Un estudio estadístico debe de tener la siguiente información:

Tablas comparativas El estudio comparativo consiste en un análisis estadístico de un grupo de aeronaves similares a la

que es materia de estudio.

Gráficas y Curvas Características Con los valores presentados en la tabla comparativa se realizan las gráficas en función del peso

máximo de las siguientes variables:

Carga útil (Wu), Peso del combustible (Wc), Peso vacío (Wv), Velocidad máxima (Vm),

Envergadura (bw), Superficie alar (Sw), Longitud de la aeronave (L), Altura de la aeronave (h),

Carga útil (Wu), Peso del combustible (Wc), Velocidad de crucero (Vc), Techo de servicio (H),

Máxima relación de ascenso, Alcance ( R ), Autonomía ( E ) y Potencia (P) vs. Peso máximo

(Wmax)

Y

Alcance (R), Autonomía (E) vs. Peso del combustible (Wc)

Adicionalmente se consideran gráficas de tipo barra o sectores circulares para comparar y/o ver tendencias

en cuanto a tipo de despegue, de aterrizaje, de motor utilizado, de formas de alas y empenajes.

I.6.3 Estimación del peso. [I/8]

El método que se ocupó para la estimación de los pesos es el método que utiliza el autor Daniel P. Raymer en

su libro de diseño aerodinámico, (Aircraft Design: A Conceptual Approach) el cual consiste en realizar un

estudio estadístico de las aeronaves existentes en el mercado que cuentan con características similares a las

que tendrá la aeronave a diseñar. Una vez obtenidas al menos veinte aeronaves, se realizaron una serie de

gráficas comparativas mediante las cuales se obtuvieron de forma iterativa las características cuantitativas de

la aeronave (ver punto I.6.2 Estudio estadístico).

Primera Estimación de Peso

La primera estimación del peso está basada en las siguientes fórmulas y cuyos valores recomendables de estos pesos son los especificados en la tabla I.6-1:



29

(I.6.3-1)

(I.6.3-2)

Como primer paso se debe determinar el valor del peso de combustible, el cual, está en función de la distancia o del tiempo que operará la aeronave, es por eso que a partir del estudio estadístico realizado (Ver Anexo B) se elige un valor de alcance o autonomía, dentro del rango de aviones similares al que se está diseñando y se entra a la gráfica de la figura I.6-3 con el peso de combustible, como se muestra en el siguiente ejemplo:

Figura I.6-3 Ejemplo estimación del peso del combustible.

Una vez determinado el peso del combustible, se realiza el cálculo de la carga útil por medio de la ecuación I.6.3-3 y de acuerdo a las consideraciones mostradas en la tabla I.6-1.

(I.6.3-3)

Tabla I.6-1 Peso Normalizado por la Dirección General de Aeronáutica Civil de México (D.G.A.C.)

Con la carga útil se determina el peso máximo utilizado la gráfica de carga útil contra peso máximo (ver Figura I.6-4).



30

Figura I.6-4 Ejemplo estimación del peso del máximo.

Siguiendo el mismo procedimiento mediante gráficas, una vez obtenido el valor de peso máximo se entra a la

gráfica de peso vacío contra peso máximo y con esto se obtiene el valor que corresponde al peso vacío.

Asimismo con el peso máximo ya determinado, se obtienen de las demás gráficas los valores preliminares de

las características.

Segunda Estimación de Peso

Para esta estimación se utilizaron las siguientes ecuaciones y el perfil de misión que antes ya se había

propuesto (Figura I.6-1) del cual se obtiene el peso de cada una de las etapas de la misión de la aeronave.

(I.6.3-4)

Con la ayuda de la Figura I.6-1 Perfil de Misión Simple, de las tablas I.6-2 y I.6-3 mostradas más adelante se

calcula el peso del combustible requerido para que la aeronave se mantenga en el aire el tiempo que se ha

planteado en el perfil de misión. Dicho tiempo se obtuvo de acuerdo a la tabla y gráfica de Autonomía vs

Wmax desarrollada previamente en el estudio estadístico y que se puede consultar en el anexo B.

En la figura I.6-1 donde está representado el perfil de misión del UAV se puede observar que la misión se

divide en diferentes etapas a las cuales se les asigna un peso (W) para calcular la cantidad de combustible

ocupada en dicha etapa:

W1: Encendido y calentamiento de motores.

W2: Carreteo.

W3: Carrera de despegue.

W4: Ascenso y aceleración.

W5: Crucero.



31

W6: Patrón de espera.

W7: Descenso.

W8: Aterrizaje, carreteo y apagado.

Las siguientes tablas fueron ocupadas para el cálculo de combustible en sus diferentes etapas:

Tabla I.6-2 Fracciones de combustible supuestos para varias etapas de cada misión. [Roskam]



32

Tabla I.6-3 Valores sugeridos para L/D, Cj, p y para Cp para diferentes etapas de la misión. [Roskam]

Como se mencionó antes, se calcularon los diferentes pesos en cada etapa de la misión, ya que debido al

consumo de combustible durante cada una de ellas el peso va variando. Al final, se obtuvo el peso máximo

(Wmax) al cual se le resta W8, que se supone es el peso restante al final de la misión).

Aquí se muestran los pasos de las operaciones que se deben realizar, cabe mencionar que este proceso es

iterativo.

PASO 1

Del peso ya conocido como máximo se obtiene el peso W1, de la relación que se muestra a continuación y se

despeja el W1

PASO 2

De la misma manera se obtiene el peso 2.



33

PASO 3

Se procede de la misma forma, del peso W2 se obtiene el peso W3 por medio de la relación.

PASO 4

PASO 5

Ver Tabla I.6-3

(I.6.3-4) (I.6.3-5)

PASO 6

(I.6.3-6) (I.6.3-7)

PASO 7

PASO 8

Peso de combustible empleado en la misión

(I.6.3-8)



34

Para combustible de reserva considerar:

Al no haber una reglamentación para UAV´s que regule su combustible de reserva, se propone un criterio

abierto para considerar la necesidad y cantidad de combustible excedente en función de cada misión. En

primera instancia y como dato conservador, se considera reservar el combustible para un 25% más de vuelo

en condición de crucero.

Con el valor del peso máximo encontrado con la segunda estimación del peso se consultan nuevamente las

gráficas de características de aviones similares, encontrando los valores preliminares, con los cuales se vuelve

a realizar el proceso hasta que el rango de diferencia entre las estimaciones sea el mínimo.

I.6.4 Centro de gravedad y condiciones de carga [I/9].

a) Estimación de pesos.

La sustentación producida por un aeroplano está limitada por el diseño del ala, el ángulo de ataque, la velocidad y la densidad del aire. Si la sustentación tiene un límite, es lógico deducir que el peso, fuerza opuesta, también debe tenerlo, pues en caso contrario la sustentación podría ser insuficiente para contrarrestar el peso y mantener a la aeronave en vuelo.

Por otra parte, un avión se diseña en función del uso al cual está destinado: transporte de carga y/o pasajeros, deportivo, fumigación, militar, etc. Cada diseño supone tener en cuenta el mejor compromiso entre sus parámetros, es decir, ser ligero sin sacrificar seguridad ni robustez, por lo que el peso supone una limitación por su influencia sobre:

Los elementos estructurales que deben soportar dicho peso, principalmente las alas.

El rendimiento y capacidad de maniobra del avión, que está en función del peso mismo.

La estabilidad o inestabilidad del aeroplano.

La cantidad de sustentación a generar, que como se sabe es limitada.

Por estas razones, desde su diseño y luego durante su operación, se debe limitar la capacidad de carga y su distribución en el avión conforme las especificaciones conciliadas entre el usuario, el diseñador, el fabricante y la autoridad competente.

b) Centros de gravedad y condiciones de carga.

Una vez calculado el peso del avión, se analiza el efecto de su distribución ya que si es importante observar las limitaciones de peso son aún más importantes las limitaciones en cuanto a su ubicación, ya que para un mismo peso, de acuerdo en donde se coloque, ejercerá mayor o menor efecto de palanca. Aunque un aeroplano mantenga el peso dentro de los límites, una inadecuada distribución del mismo puede acarrear graves consecuencias.

Retomando, el concepto de centro de gravedad (c.g.) es el punto de un cuerpo en el cual se considera ejercida la fuerza de gravedad que afecta a la masa de dicho cuerpo, es decir, donde se considera ejercido el peso.

El c.g. es a su vez el centro de balance o centro de equilibrio. Si se colgara al avión por ese punto, idealmente este quedaría suspendido en perfecto equilibrio. Así mismo, como el avión es libre de moverse en cualquier



35

dirección, todos sus movimientos los realiza pivotando sobre el c.g.

Figura I.6.4-1 Centro de gravedad y equilibrio.

[http://www.manualvuelo.com/PRE/PRE43.html]

Como es natural, el c.g. no es necesariamente un punto fijo, sino que su posición, mas hacia un lado o hacia otro o más adelante o hacia atrás, están en función de la distribución del peso en el aeroplano.

A efectos de carga y balance del avión, la localización y desplazamiento de su c.g. tiene mucha más importancia su corrimiento a una posición adelantada o retrasada sobre el eje longitudinal que a su posición desplazada a la izquierda o la derecha sobre el eje transversal.

La estabilidad longitudinal del avión se hace más positiva cuando su c. g. tiende a ubicarse hacia la nariz, lo que implica que su maniobrabilidad será mayor cuando su c.g. se desplaza hacia la cola. En el caso del UAV aquí presentado, no se pretende que tenga cualidades de vuelo acrobático por lo tanto el c.g. debe de estar cargado hacia la nariz.

Figura I.6.4-2 Fuerzas ejercidas en un avión balanceado.

[http://www.manualvuelo.com/PRE/PRE43.html]

I.6.5 Aerodinámica, Rendimientos y Actuaciones.

La Aerodinámica es la rama de la Mecánica de los fluidos que estudia las leyes que regulan el movimiento del

aire y las reacciones que se desarrollan entre el aire y los cuerpos sólidos que se hallan en su interior cuando

existe un movimiento relativo entre dichos cuerpos y el aire.

Estas reacciones dependen de las condiciones propias del aire, de la velocidad relativa de los cuerpos con

respecto a él y de la superficie y forma exterior de dichos cuerpos, siendo independiente del peso de éstos.

Es importante observar que dichas reacciones serían absolutamente iguales si los cuerpos se movieran con

determinada velocidad dentro del aire en calma que si estando los cuerpos en reposo, fuese el aire el que

http://www.manualvuelo.com/PRE/PRE43.html

http://www.manualvuelo.com/PRE/PRE43.html



36

estuviera en movimiento, con una velocidad igual y contraria a la desarrollada por los cuerpos en el aire en

calma; o bien, si estando en movimiento tanto el aire como los cuerpos, su velocidad relativa fuera igual a la

correspondiente a los casos anteriores.[I/10]

Las reacciones aerodinámicas son fuerzas y momentos que actúan sobre el avión y para su análisis se recurre

a sus correspondientes coeficientes, los cuales son números adimensionales que se utilizan para el estudio

aerodinámico de dichas fuerzas y momentos. [I/11]

De especial importancia para caracterizar la aerodinámica de un avión son el coeficiente de levantamiento o

sustentación, CL y el coeficiente de resistencia al avance o arrastre, CD. La combinación de estos coeficientes,

CL vs CD o bien L vs D permite elaborar una gráfica polar que es muy importante para estimar correctamente

las actuaciones y comprobar que se cumplen las especificaciones iniciales de diseño del avión. [I/12]

La polar puede ser equilibrada o no equilibrada, el primer caso considera que ambos coeficientes de

levantamiento y arrastre se determinan considerando todos los componentes del avión. El segundo caso,

considera que la sustentación solo se debe al ala, desestimando los valores pequeños y a veces nulos de

sustentación que producen el fuselaje, el tren de aterrizaje, los estabilizadores, etc.

Por lo tanto, el coeficiente de sustentación es:

(I.6.5-1)

Y el resistencia al avance es [I/13]:

(I.6.5-2)

Donde

es la fuerza de sustentación del ala.

D es la fuerza de resistencia al avance del avión.

es la densidad del aire en donde vuela el avión.

es la superficie que proyecta el ala en planta.

es la velocidad relativa entre el aire y el avión.

es la resistencia al avance parásita para cero sustentación.

es el alargamiento del ala.

es el coeficiente de eficiencia de Oswald [I/14].

Ahora bien, el coeficiente de momento de cabeceo del avión se obtiene a partir de las contribuciones de los

distintos elementos, teniendo en cuenta los efectos de interferencia entre los mismos. En primer lugar se

calcula la contribución al coeficiente de momentos, en la condición de cero levantamiento y después se

http://es.wikipedia.org/wiki/Magnitud_adimensional

http://es.wikipedia.org/wiki/Aerodin%C3%A1mica

http://es.wikipedia.org/wiki/Fuerza

http://es.wikipedia.org/wiki/Momento



37

calcula el coeficiente que se obtiene a partir del cambio del ángulo de ataque, separando así el cálculo en dos

partes principales como se muestra en la ecuación I.6.5-3.

(I.6.5-3)

Donde

es el coeficiente de momento de cabeceo sin empenaje.

es la contribución del empenaje horizontal al coeficiente de momento de cabeceo del

avión.

Los Rendimientos de un avión son básicamente la comparación entre la potencia que requiere para volar, PR,

y la potencia de que dispone, PD, esta última proviene del sistema de propulsión.

(I.6.5-4)

(I.6.5-5)

Donde:

es el peso del avión.

es la eficiencia de la hélice.

es la potencia del motor.

Figura I.6.5-1 gráficas típicas de las potencias disponible y requerida.

Autonomía, E, y Alcance, R. [I/15].

Tiempo y distancia que un avión puede volar, con una determinada cantidad de combustible.



38

Su análisis se basa en el dato de consumo específico de combustible, (specific fuel consmption, sfc), denotado

por . Para motores de reacción, ó para motores de combustión interna, c.i., con hélice, .

Para aviones con motor de c.i. y hélice,

(I.6.5-6)

(I.6.5-7)

(I.6.5-8)

Donde es el peso del avión al inicio de su ciclo de vuelo y su peso al final.

Las Actuaciones del avión son las habilidades del avión para despegar, ascender, volar en condiciones de

crucero, efectuar virajes, descender y aterrizar.

Despegue. Es el primer segmento del perfil de misión de un avión, que a su vez se divide en tres fases:

Recorrido en tierra, SH; recorrido de transición, SR y recorrido en su proyección horizontal durante la subida o

inicio del ascenso, SA., figura I.6.5-2. [I/16]

Figura I.6.5.2 cálculo de las fases del despegue [I/17]

(I.6.5-9)

(I.6.5-10)



39

(I.6.5-11)

Donde:

es la velocidad de despegue.

es la aceleración de la gravedad.

(I.6.5-12)

(I.6.5-13)

(I.6.5-14)

es la fuerza media,

es la fuerza de tracción con velocidad cero.

es la fuerza de fricción de las ruedas del tren de aterrizaje con el suelo de la pista.

es el diámetro de la hélice.

es el coeficiente de tracción de la hélice cuando la velocidad es cero.

es el radio del segmento de arco de la trayectoria circular durante la transición.

es el ángulo de la trayectoria de ascenso.

es la fuerza de tracción en el despegue.

es la resistencia al avance en el despegue.

Figura 1.6.5-3 Transición y ascenso. Diagrama de fuerzas en la transición



40

Ascenso. Condición en la que el avión rompe el equilibrio, incrementando su fuerza de sustentación para

adoptar una trayectoria con dos componentes de velocidad, una vertical, VV y otra de translación, VH.

(I.6.5-15)

La velocidad vertical es directamente proporcional con el excedente de potencia,

(I.6.5-16)

E inversamente proporcional con el peso del avión.

Figura I.6.5-4 variación típica de la velocidad de ascenso con

respecto a la velocidad horizontal

Viraje. Capacidad que tiene el avión para modificar la dirección de su trayectoria en el plano horizontal de

vuelo. [I/18]

Figura I.6.5-5 diagrama de fuerzas en el viraje.

Las variables representativas de un viraje son:

Ángulo de banqueo (peralte),

Radio del viraje y

Velocidad tangencial.

Además, de las figuras x y z se tiene que:



41

= fuerza centrífuga =

Masa del avión.

, Aceleración normal o radial.

Componente vertical del levantamiento.

Componente horizontal del levantamiento.

Es deseable un viraje coordinado o correcto, el cual se desarrolló sin problemas de derrape o resbalamiento

del avión. En este tipo de viraje se coordinan las variables , y :

(I.6.5-17)

(I.6.5-18)

(I.6.5-19)

Figura I.6.5-6 radio de viraje.



42

Descenso. Un caso especial del descenso es el vuelo en planeo, es decir, sin potencia. Es de suma importancia

conocer la capacidad y cualidades de planeo de un avión, por considerarse como una contingencia en el caso

de fallar el sistema de propulsión. [I/19]

Figura I.6.5-7 descenso.

La velocidad de planeo es:

(I.6.5-20)

Y el ángulo de la trayectoria de planeo:

(I.6.5-21)

Donde:

es la fineza aerodinámica del avión.

Capítulo

Acercamiento a los UAV´s

“Aunque este universo poseo, nada poseo,

pues no puedo conocer lo desconocido si me

aferro a lo conocido”

-Robert Fisher

II


CAPÍTULO II Acercamiento a los UAV´s

44

II.1 CONCEPTO DE UN UAV.

II.1.1 Definición.

Como sus siglas los indican, un UAV es un vehículo aéreo no tripulado, pudiendo ser un avión de ala fija o

rotativa o bien una aeronave más ligera que el aire tal como un dirigible y de manera general, cualquier

máquina capaz de volar sin requerir de un piloto abordo.

Los UAV´s se pilotean remotamente y/o su operación puede ser de manera automática a través de un

programa informático y un software que se encargan de operar a la aeronave durante las fases de su perfil de

su misión.

El UAV implicado en esta tesis, es un avión de ala fija, el cual puede entenderse como un conjunto de

sistemas:

SISTEMAS SUBSISTEMAS

AVIÓN UAV

SUSTENTACIÓN

FUSELAJE

PROPULSIÓN

DESPEGUE Y ATERRIZAJE

ESTABILIZADOR

CONTROL

PILOTAJE

Aviónica

Piloto automático

Navegación

Telemetría

El sistema de pilotaje juega un papel especial en este tipo de aviones, considerando la ausencia de un piloto

abordo, el cual debe ser sustituido por una serie de subsistemas, de entre los cuales se mencionarán algunos.



45

II.1.2 Subsistemas de los UAV´s [II/1]

Los Vehículos aéreos no tripulados se componen de varios subsistemas. La selección de los sub-sistemas

adecuados tiene un impacto directo en la capacidad y ejecución de la misión.

De manera general se presentan los campos en los que los subsistemas interfieren (figura II.1.2-1):

Aviónica - el desarrollo y uso de equipos eléctricos y electrónicos para aeronaves.

Piloto automático - un control en el sistema de gobierno de una aeronave que se puede configurar para

ubicarlo o mantenerlo en un curso estable.

Navegación - el trazado y la dirección del curso de un barco, avión u otro vehículo.

Telemetría - la ciencia o la actividad de recopilación de datos acerca de los objetos a distancia y transmisión

de los datos por vía electrónica.

Figura II.1.2-1 Subsistemas de un UAV.

http://mrmubi.blogspot.com/2009_06_01_archive.html




46

II.1.3 Clasificación de los UAV´s [II/2]

Los UAV´s dependiendo de su misión principal suelen ser clasificados en 6 tipos:

De blanco - simulan aviones o ataques enemigos en los sistemas de defensa de tierra o aire.

Reconocimiento - enviando información militar.

Combate - peleando y llevando a cabo misiones que suelen ser muy peligrosas.

Figura II.1.3-3 UAV de combate

http://www.foro-aeromodelismo.com/viewtopic.php?f=93&t=7263

Figura II.1.3-2 UAV de reconocimiento

http://saorbats.com.ar/foro/viewtopic.php?t=2086&p=220139

Figura II.1.3-1 UAV de blanco

http://www.compositecomponents.com.au/air.shtml



47

Logística - diseñados para llevar carga.

Investigación y desarrollo - en ellos se prueban e investigan los sistemas en desarrollo.

Comerciales y civiles - son diseñados para propósitos civiles (Agricultura, vigilancia marítima, monitoreo, búsqueda y rescate, vigilancia fronteriza, etc.).

Figura II.1.3-6 UAV comercial o civil

http://uavlatinos.blogspot.com/2008/04/la-guardia-civil-espaola-prueba-uavs.html

Figura II.1.3-5 UAV de investigación y desarrollo

http://www.ecotesis.com/Boletin/Boletin11.htm

Figura II.1.3-4 UAV de logística

http://uavpilot.org/news/phantom-eye-will-stay-on-station-for-10-days/



48

También pueden ser categorizados dependiendo de su techo y alcance máximo:

Despegue manual (Handheld): 2000 ft (600 m) de altitud, 2 km de alcance.

Corto alcance (Close): 5000 ft (1 500 m) de altitud, hasta 10 km de alcance.

NATO: 10 000 ft (3 000 m) de altitud, hasta 50 km de alcance.

Figura II.1.3-9 UAV NATO

http://www.presstv.ir/detail/144708.html

Figura II.1.3-8 UAV de corto alcance

http://spanish.alibaba.com/product-free/Devlinair_Iii_Uav_Pilot_Plane-101144757.html

Figura II.1.3-7 UAV de despegue manual

http://www.defensemarket.com/?paged=2



49

Táctica (Tactical): 18 000 ft (5 500 m) de altitud, hasta 160 km de alcance.

Altitud media, gran autonomía MALE: 30 000 ft (9 000 m) de altitud y un alcance de 200 km.

Mayor altitud, gran autonomía HALE, sobre 30 000 ft (+9 000 m) de techo y alcance indeterminado.

Figura II.1.3-12 UAV HALE

http://www.defenseindustrydaily.com/australia-rushes-air-7000-hale-uav-project-considers-multinational-global-hawk-pacific-

pool-01995/

Figura II.1.3-11 UAV MALE

http://www.noticias-aero.info/2009_09_08_archive.html

Figura II.1.3-10 UAV de táctica

http://armedkomando.blogspot.com/2011/01/russian-made-pchela-1-uav-tactical-air.html



50

Hipersónicos (Hypersonic): alta velocidad, supersónico (Mach 1-5) o hipersónico (Mach 5+) 50 000 ft de altitud o altitud suborbital, alcance de 200 km.

Órbita (Orbital): en orbitas bajas terrestres (Mach 25+).

CIS Lunar: viaja entre la Luna y la Tierra.

Una categoría adicional es la que se pueden definir por el patrón de función: rutas fijas y rutas

dinámicamente variables.

Figura II.1.3-14 UAV de órbita

http://outofcentralasianow.wordpress.com/category/drones/page/2/

Figura II.1.3-13 UAV hipersónico

http://www2.ece.ohio-state.edu/~passino/projects.html



51

Figura II.1.3-15 Clasificación de los UAV´s. (www.uavm.com)

Clasificación de UAV´s por el ejército de EUA. [II/3]

El concepto moderno de EUA militarmente hablando es tener varios sistemas trabajando con el soporte de

una persona en tierra. El esquema de integración se describe en términos de un sistema de niveles ("Tier") y

es utilizado por los planificadores militares para designar los diversos elementos individuales de los aviones

en un plan de uso general para operaciones integradas. Los niveles no hacen referencia a modelos

específicos de aviones, sino más bien a los roles que deben de cumplir diferentes modelos y sus fabricantes.

La fuerza aérea de EUA y la Infantería de marina de EUA, cada uno tiene su propio sistema de niveles, y los

dos sistemas no están integrados.

Niveles de la Fuerza Aérea de EUA (US Air Force tiers). [II/4]

Nivel N/A (Tier N/A): Pequeño/Micro UAV. Ejemplo: BATMAV (Wasp Block III).

Nivel l (Tier I): baja altitud, largo alcance Ejemplo: Gnat 750.

Nivel ll (Tier II): Altitud media, largo alcance. Ejemplo: MQ-1 Predator y MQ-9 Reaper.

Nivel ll + (Tier II+): Mayor altitud, largo alcance convencional del UAV (o HALE UAV). Pies de altitud: 60,000 a 65,000 (19,800 m), menos de 300 nudos de velocidad (560 km/h), radio de 3,000 millas náuticas (6,000 km), capacidad de tiempo en la estación de 24 horas. Complementario a los aviones tipo Nivel lll (Tier III). Papel actualmente ocupado por el Global Hawk RQ-4.

Nivel lll- (Tier III-): Altitud superior, larga resistencia. Mismos parámetros y complementarios al tipo Nivel ll+ (Tier II+). El DarkStar RQ-3 fue pensado originalmente para cumplir con esta función antes de que se terminara.



52

II.2 REGLAMENTACION.

II.2.1 Regulación.

Estado actual de la regulación de los UAV´s civiles y de vuelo comercial [II/5]

La Cruz Atlántica (Cross Atlantic) que trabaja en la coordinación de la regulación y el control de UAV´s, en una

invitación entre instituciones, como la Administración Federal de Aviación, FAA (Federal Aviation

Administration), la Agencia Europea de Seguridad Aérea, EASA ( European Aviation Safety Agency) y

Eurocontrol, en el encuentro anual de UAV´s International Air Show celebrado conjuntamente con el Air Show

Paris (2003), propuso un acuerdo para coordinar el desarrollo y aplicación de las normas de operación de

UAV´s, políticas y reglamentos, con lo cual, altos representantes de la FAA y la EASA se reunieron en junio de

2005 en Cologne, Alemania, anunciando un plan para comenzar el desarrollo del Reglamento de la

aeronavegabilidad de vehículos aéreos no tripulados.

A partir de los objetivos declarados por la EASA y la agencia de protección ambiental se desarrolló una

política formal para la certificación de UAV´s a mediados de 2006. Un aviso provisional de la enmienda

propuesta, A-NPA (Interim Advanced Notice of Proposed Amendment), se publicó para comentarios el 5 de

noviembre de 2005. Esta enmienda en resumen declara que los UAV´s que tengan un peso de despegue

arriba de 330 lb /150 Kg entran a una certificación a nivel mundial. Mientras que los UAV´s más pequeños, se

regularán de forma individual por los países asociados de EUA. El enfoque de la EASA fue para adaptar las

regulaciones de la Parte 21 Básica para la certificación para el empleo de UAV´s.

Las Autoridades Aeronáuticas y Eurocontrol, se reunieron para tratar la regulación de los UAV´s y emitieron

su informe final. El informe recomienda que los UAV´s deban cumplir "un nivel equivalente de seguridad en

comparación con los aviones tripulados convencionales".

EUA y la FAA [II/6]

La política actual de UAV´s de la FAA se especifica en el AFS-400 UAS Política 05-01, publicado el 16 de

septiembre de 2005, y una nueva aplicación del Certificado de Autorización, COA (Certificate of

Authorization) del Departamento de Seguridad Nacional de EUA la cual especifica en la misma norma que

regula la política actual de la FAA para el vuelo de UAV´s, aplicaciones que son consideradas parte del

Departamento de Defensa y el Departamento de Seguridad Nacional (ambos de EUA).

Actualmente (a partir del 01 de marzo 2006), el proceso de certificación de aeronavegabilidad de UAV´s HALE

y MALE son actualmente los únicos UAV´s disponibles para realizar tareas civiles ya que el examen de COA

para misiones civiles ha quedado en suspenso para todas las aplicaciones, excepto los presentados por el

Departamento de Defensa o el Departamento de Seguridad Nacional (ambos de EUA). El argumento principal

de las operaciones de UAV´s se encuentra en la norma de certificación del proceso de la aeronavegabilidad.

La certificación de aeronavegabilidad específica de vehículos aéreos no tripulados se encuentra en el sitio

web de la FAA. Adicionalmente también se puede consultar la página www.uavm.com sobre los

procedimientos de certificación de aeronavegabilidad para información adicional.



53

II.2.2 Panorama general de su problemática y perspectiva económica. [II/7]

1. Autorización Aeroespacial para el vuelo de UAV´s en el Sistema Nacional Aeroespacial de EUA, US NAS o

simplemente NAS (National Aerospace System) realizado por la FAA.

a. La FAA fue sorprendida inicialmente por la gran demanda de UAV´s, por lo que fueron los pioneros en

proponer una regulación para los UAV´s seguido por Eurocontrol, la EASA, y miembros reguladores como la

CAA en el Reino Unido. Estos últimos están a la cabeza de una infraestructura y perspectiva programática. La

FAA siguió con un sistema propuesto por las Regulaciones Federales Especiales de Aviación (SFAR) cuya

norma actualmente se conoce como AFS 400 05-1 donde se argumenta que solo las aeronaves civiles con

COA son consideradas, tales como: el Altair de General Atomics y el Eagle Eye de Bell Heli y por otra parte

está evaluando otras dos aplicaciones para obtener el certificado de aeronavegabilidad experimental a fin de

que los vuelos de los UAV´s se realicen. Aún cuando se está volando dentro de los parámetros establecidos

por la NAS, actualmente los UAV´s no tienen espacios definidos para realizar sus tareas.

b. La FAA está trabajando actualmente en la orientación de nuevas normas – posiblemente en una

actualización de las normas AC 91-57 (Advisory Circular) y la reformulación de la política AFS 400 UAS 05-02

(Ver ambas en el anexo E).

c. Recae exclusivamente en la norma SC-203 de la Comisión Técnica de Radio para la Aeronáutica, RTCA

(Radio Technical Commission for Aeronautics, cuya norma habla del rumbo que está tomando la fabricación

de los UAV´s, sus normas mínimas de aviación, sus sistemas MASPS Minimun Aviation System Performance

Standards y MOSPS Minimum Operation System Performance Standards). La norma RTCA SC-203 expone que

los dispositivos ocupados por los UAV´s ayudarán a que estos sean más seguros, eficientes y

operacionalmente compatibles. A pesar de lo anterior, sigue estando limitado el progreso en el área de las

normas.

Muchas normas de la ASTM están ya en fase de desarrollo y serán candidatas para la inclusión en las normas

y regulación de la FAA.

d. En enero de 2006 – La FAA se reestructuró organizacionalmente, con lo cual puso al frente a Kenneth D.

Davis, quien encabezaba un cuartel general encargado de la organización e integración de los UAV´s al US

NAS, este fue un gran paso ya que Davis, con base en esto, creará una organización que hará uso de las

nuevas normas e integrará nuevos UAV´s como el PSL TAAC EVAS para certificación FAA marcando así el

camino para crear una nueva normatividad.

II.2.3 Otras problemáticas. [II/8]

1. Tecnología a. Detectar, Ver y Evitar, DSA (Detect See and Avoid) – Para evitar colisiones – las tecnologías candidatas están cada vez más cerca del objetivo. La norma ASTM F-2411-04e [II/9], define los criterios de rendimiento mínimo de DSA, sin embargo, no se publica un prototipo de la prueba ni de la metodología. Dichos prototipos y metodologías deben de pasar por la autoridad de certificación (FAA) que tiene un mecanismo para aprobar normas de UAV´s; es decir no hay publicaciones acerca de la metodología para desarrollar tecnología DSA, pero aún así debe de pasar por la certificación de la FAA.



54

2. En cuanto al área de seguridad, no existe una organización que se responsabilice de los posibles accidentes y pérdidas que los UAV´s pueden causar ya que no hay disponibilidad y si existe, es muy costoso hacerse responsable de éstos accidentes.

a. ASTM: una norma práctica se está desarrollando para evaluar lo que las compañías requieren a

fin de que los actuarios puedan calcular los riesgos y asignar rangos para la responsabilidad para las operaciones de vuelo.

b. De acuerdo a lo anterior, con base en los consensos y en los certificados de aeronavegabilidad de la FAA las normas necesarias están siendo desarrolladas.

3. Falta de apoyo federal (financiamiento y priorización).

a. Representa un camino largo el financiamiento y desarrollo de tecnología para evitar accidentes, es por esto que se considera que la falta de apoyo es uno de los obstáculos secundarios.

b. Debido a una mala decisión, el proyecto Access5 de la NASA en colaboración con la FAA y el Departamento de Defensa de EUA, DoD (United States Departement of Defense) no proliferó, con lo cual se limitó un avance en el área de normatividad.

4. Los gobiernos federales aún no reconocen el potencial de los UAV´s, debido a lo siguiente:

a. Enfoque incorrecto. Ya que los UAV´s de menores dimensiones son los que representan un gran potencial en el ramo, mientras que las aeronaves que entran en la clasificación HALE y MALE pasan a segundo lugar en importancia.

b. A pesar de ser una Industria de alto crecimiento y generadora de empleos en la producción manufacturera, como no se le ha dado la importancia adecuada, no se ha explotado su potencial.

c. Europa lleva la delantera en la infraestructura, la programación y organización, mientras que EUA

no les está dando un enfoque adecuado ya que la prioridad es establecida exclusivamente por los pioneros del mercado. La Alianza UNITE establece las prioridades para HALE, MALE y UAV´s militares.

5. Los servicios financieros no existen y las inversiones son muy escasas.

a. Las donaciones requeridas para estimular la industria, no solo en el ramo aeroespacial, sino también en la industria manufacturera son escasos.

6. La Asociación de Pilotos y Propietarios de Aeronaves, AOPA (Aircraft Owners and Pilots Association) actualmente muestra un gran interés por los UAV´s. Sin embargo existe un conflicto entre los pilotos de aviones tripulados y los no tripulados ya que estos últimos no están certificados. La AOPA debe notificar que los pilotos de los UAV´s también son miembros de la comunidad aérea.

7. En el terreno económico, en cuanto al análisis de costos y beneficios no existe un modelo base que marque los parámetros.

a. La Universidad del Oeste de Michigan, la Universidad del Norte de Dakota, el

Tecnológico de Georgia y otras Academias COE (Center of Excellence), en conjunto con



55

los recursos económicos de aviación podrían desarrollar rápidamente un parámetro cuantificable (Ejemplo: costo total por vuelo) al igual que plantear un vocabulario que normalice la disputa en cuanto al costo/ beneficio.

8. El Régimen de Control de Tecnología de Misiles MTCR (Missile Technology Control Regime) es quien controla la exportación, aunque este control no es internacionalmente uniforme ya que el Departamento de Estado de EUA es bastante estricto por lo que perjudica a la industria doméstica. Cada miembro del MTCR está autorizado para implementar su propio control de exportación.

9. Los vendedores de UAV´s necesitan unirse en una organización eficaz de comercio que hable

por todos los fabricantes y a su vez se necesita un horizonte más amplio para los sistemas no tripulados en EUA y en el mundo.



56

II.3 APLICACIÓN

II.3.1 Aplicación comercial de los UAV´s [II/10] [II/11]

El creciente éxito de los UAV´s se debe en parte a las misiones en las que han logrado participar y por otra

parte se debe a los aumentos en la capacidad de carga útil, así como su tecnología, autonomía y alcance,

entre otras características.

Muchas publicaciones que manejan información sobre tecnología han citado una amplia gama de

aplicaciones para los UAV´s asumiendo nuevas misiones, en sustitución de los métodos para las misiones

existentes y añadiéndoles una nueva dimensión. Ejemplos de estas misiones incluyen:

Misiones Comerciales en General (aplicaciones meteorológicas, monitoreo de huracanes, investigación científica, suministros médicos de emergencia).

Misiones de Agricultura y Distribución del Territorio (rastreo de manada, industria pesquera, conservación de especies, inventario de fauna, exploración mineral).

Misiones de Seguridad Nacional (respuesta anti-terrorista, patrulla fronteriza, ayuda en desastres naturales, vigilancia nuclear, búsqueda y rescate, detección de escape de gas, vigilancia del perímetro).

Misiones Policíacas y de Bomberos (trazar mapa de escenas de crimen, Rastreo). Otras (gestión territorial, cartografía digital y planificación, comunicaciones y servicios de difusión,

aplicaciones de la ley, apoyo en el control del tráfico aéreo). “UAV” es una empresa de Inglaterra que promueve el desarrollo de aplicaciones de UAV´s y ha creado un

esquema donde muestra su visión de la aplicación de UAV´s civiles. Dicho diagrama se muestra a

continuación:

Figura II.3.1-1 Aplicaciónes de los UAV´s (www.uavm.com)



57

II.4 MERCADO.

II.4.1 Pronóstico económico. [II/12]

El Dr. K. C. Wong del Departamento de Aeronáutica de la Universidad de Sydney, Australia, a mediados de

1990, publicó una serie de documentos acerca de la utilización de UAV´s en Australia, entre ellos “UAV´s over

Australia” donde dice que en la industria aeroespacial mundial, es aceptado que las tecnologías requeridas

para que sean capaces de mantenerse autónomamente los UAV´s, son lo suficientemente avanzadas para un

uso mucho mayor. Encuestas mercantiles predicen un aumento significativo de la utilización de UAV´s en los

próximos cinco años, a medida que estas tecnologías se apliquen con mayor frecuencia en la milicia.

Flight International informó en su 1ª edición de Julio de 1995 lo siguiente: “Cerca de 8000 UAV´s con un

costo de $3.9 mil millones [US$], serán producidos en todo el mundo entre 1994 y 2003. Con esto se cree

que el mercado crecerá el doble en un periodo de diez años.” Los rangos de crecimiento estimados nos dicen

que para el 2014 será de $13.6 mil millones [US$], teniendo un mayor incremento en el 2010. El

Departamento de Defensa de EUA cree que un tercio de las fuerzas de ataque de este país utilizarán UAV´s

para el 2010. En Europa se cree que tendrán un crecimiento del 11% entre 2005 y 2014 a $4.9 mil millones de

euros.

Desde una perspectiva militar, el costo de un UAV no es primordial cuando se puede salvar la vida de un

piloto (figura II.4.1-1). Un ejemplo de costo/beneficio sería que un UAV no requiere de costos mayores por

colocación de pantallas e indicadores especiales que pueda entender un piloto, además de colocar un asiento

eyectable. Las cabinas son más ligeras y aerodinámicamente eficientes, por lo que los costos de los

componentes incluyendo los motores son bajos. El consumo de combustible es mucho menor.

El Mayor Jim Hoffman, reportó un estudio, cuyo título fue: “At the Crossroads: Future Manning for

Unmanned Aerial Vehicles” en el que mencionó que el costo de entrenamiento de 15 pilotos de aeronaves B-

52 fue de $685,051 [US$]. Por otra parte, el costo de 15 operadores de UAV´s fue de $13,000 [US$] donde el

ahorro de dinero y vidas humanas está claro.

Solo una parte de estos ahorros se ven reflejados en la utilización de UAV´s civiles ya que sus costos son

demasiado altos. La mayoría de los UAV´s de uso civil, son comerciales y sólo son experimentales. Sus

plataformas y cargas útiles no son estándar y son configurados especialmente para una misión. Sus fuselajes

no son utilizados eficientemente y se pasan más tiempo en tierra (debido a la preparación de la carga que

Figura II.4.1-1 Destrucción de un UAV sin pérdidas humanas.

http://deepbluehorizon.blogspot.com/2009/04/no-one-dies-in-unmanned-uav-crash.html

http://2.bp.blogspot.com/_MpnA9si4GMs/SfeJvG8YP7I/AAAAAAAADmE/AJ8Tds_0_U0/s1600-h/yourfile.gif.jpeg



58

lleve) que en el aire. De acuerdo a un reporte realizado por la NASA, se concluyó que, por el momento, las

aeronaves HALE son los únicos nichos de prácticas para la NASA para la transición a los servicios de vuelo civil

de UAV´s y que las misiones científicas de los UAV´s civiles seguirán siendo un nicho en el mercado de los

EUA. Los UAV´s han estado en desarrollo desde que comenzó la historia del vuelo. Laurence Newcome, un

piloto de B-52, quien ha sido responsable del desarrollo de varios UAV´s militares publicó “Unmanned

Aviation: a brief history of Unmanned Aerial Vehicles”, donde menciona que por un periodo de alrededor de

veinte años, los UAV´s han envuelto al mundo en plataformas estables y capaces, con un gran rango de

misión. Más de 300 plataformas se han desarrollado hasta la fecha. Veinte están en producción, cerca de

cincuenta son conceptuales y el balance dice que es factible su producción. La NAS Europea y la NAS

Australiana han progresado más en el desarrollo de UAV´s comerciales que EUA.

II.4.2 Análisis de mercado. [II/13]

Mundialmente, el mercado de los UAV´s, sigue creciendo a un ritmo importante, impulsado principalmente

por el ejército de EUA e Inglaterra. Los analistas del mercado dicen que éste seguirá creciendo cada año

hasta alcanzar alrededor de $17 mil millones [US$] en 2010.

Las guerras y los incrementos del presupuesto de defensa han alimentado la plataforma y el equipo de

desarrollo, sin embargo los actuales niveles de financiación están ejerciendo presión a través del

Departamento de Defensa de EUA. Analistas de ganancias en Londres creen que la cifra alcanzada fue de $

5,6 millones [US$] en 2007 además que superarán los $ 10 mil millones [US$] en 2012, y registrarán los

ingresos totales de aproximadamente $ 15 mil millones [US$] en 2016. Algunos analistas esperan que la

administración del mercado de UAV´s crecerá, pero ello dependerá en parte al éxito de la integración de

éstos en el espacio aéreo controlado.

Otros analistas ven las principales oportunidades de mercado en UAV´s avanzados en subsistemas y cargas

útiles, así como en los asociados de apoyo y material didáctico. El UAV es mejor visto como parte de un

"sistema de sistemas" donde los actores principales se centrarán en el desarrollo de sistemas en red y la

integración de sus distintos elementos.

En cuanto a producción de UAV´s, EUA se encuentra a la cabeza con 163 UAV´s. Sus proyectos declarados

como los cinco principales son: de la Marina y del Cuerpo de Marines el Pioneer, de la Fuerza Aérea el Global

Hawk y Predator, y del Ejército el Hunter y el Shadow. Francia cuenta con 50 programas de UAV´s, Israel con

31, Pakistán con 25, Alemania con 23, e Inglaterra con 20.

Los analistas además ven que el mercado de EUA está enfrentando otros desafíos incluyendo el de que varios

sistemas aéreos no tripulados, UAS (Unmanned Aereal Systems) son cuestionables, en particular los

concernientes a la Marina de los EUA. Otras novedades que ven los analistas incluyen la posibilidad de que

los pequeños UAV´s tácticos pueden proporcionar más apoyo a las misiones a través de sus servicios en el

sector comercial y la posibilidad de que los UAV´s puedan ser accesibles en dicho sector.

A pesar de estos desafíos, el mercado de los UAV´s de EUA ha tenido un impulso considerable gracias a los

recientes éxitos operacionales y al aumento de funciones en las misiones. La entrada de los UAV´s al mercado

en los cuatro servicios militares (Milicia, Marina, Fuerza Aérea y la Infantería de Marina, todos de EUA) y los

sectores comerciales en la vigilancia y la capacidad en armas también están en crecimiento. A causa de



59

operativos de control de vigilancia en el exterior, los sistemas de UAV´s también se están considerando para

la seguridad de misiones de apoyo a la seguridad marítima y fronteriza.

También se cree que en la Unión Europea, EU (European Union) el mercado de los UAV´s civiles aumentará

de manera espectacular a partir de 2010 si el problema de espacio aéreo y certificación quedan resueltos. El

mercado civil de la EU prevé que crecerá a 300 mil millones de dólares [US$] para 2015 y se espera que

crezca $1,2 mil millones [US$] en 2010.

II.4.3 Inversión. [II/14]

Desde 1954 hasta 1999, los servicios rebasaron casi 21 mil millones [US$] en RPAs y UAV´s. Como muestra la

figura II.4.3-1 se muestran los fondos que fueron destinados a programas de la Fuerza Aérea de EUA.

Figura II.4.3-1 Costos de los programas por servicio de RPA y UAV.

(Fuente: Unmanned Aerial Vehicles in the United States Armed Services: A Comparative Study of Weapon System Innovation, Colonel

Thomas P. Ehrhard, June 2000 )

El gasto total del Departamento de Defensa de EUA en programas de RPAs y UAV´s en el periodo de 1954-

1999 fue en promedio de menos de $ 500 millones [US$] por año, mientras que el gasto de la Fuerza Aérea

de EUA entre 1962 y 1999 fue en promedio de poco más de 350 millones [US$] por año.

En la década de los años 90, el Departamento de Defensa de EUA gastó más de $ 3 mil millones [US$] en

RPAs y el desarrollo de UAV´s. Se cree que el Departamento de Defensa de EUA gastará más del triple de esta

cantidad en esta década.

Fuerza Aérea Ejército Marina Infantería de

marina

Costos de programas de UAV´s y RPA´s, de 1954

a 1999 (FY99 $M)



60

II.4.4 Estudio de la flota existente

La figura II.4.4-1 plantea el panorama general del número de modelos de UAV´s existentes alrededor del mundo, visualizando así que países están más

involucrados con el desarrollo de ésta tecnología y a su vez se puede percibir la importancia que va tomando el uso de UAV´s, lo que representa que en ésta

industria se vislumbra un gran futuro.

Figura II.4.4-1 Países más involucrados en el desarrollo de UAV´s

0

10

20

30

40

50

60

70

Ale

man

ia

Arg

en

tin

a

Au

stra

lia

Au

stri

a

Afr

ica

del

Su

r

Bel

gica

Bra

zil

Bu

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ia

Cán

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Ch

ile

Ch

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Rep

ub

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Ch

eca

Euro

pa

Fran

cia

Gre

cia

Hez

bo

lá

Ind

ia

Ind

on

esia

Isra

el

Iran

Ital

ia

Jap

ón

Jord

ania

Mal

asia

Méx

ico

Pak

istá

n

Pe

ru

Po

lon

ia

Rep

ub

lica

de

Serb

ia

Siga

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rea

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Su

r

Ru

sia

Esp

aña

Suiz

a

Suec

ia

Taiw

an

Turq

uia

Taila

nd

ia

Rei

no

Un

ido

Esta

do

s U

nid

os

Vie

tnam

País vs Número de Modelos



61

II.4.5 Incremento de modelos por década.

La figura II.4.5-1 muestra el número de modelos que fueron desarrollados por década, desde 1950 hasta

2010 alrededor del mundo.

Figura II.4.5-1 Modelos de UAV´s desarrollados por décadas.

Décadas Número de modelos

1950 14

1960 13

1970 10

1980 12

1990 11

2000 60

2010 6

0

10

20

30

40

50

60

70

1950 1960 1970 1980 1990 2000 2010

Décadas vs Número de modelos



62

II.4.6 Despegue.

A continuación se muestran los tipos de despegue más comunes en los UAV´s buscados, mediante una gráfica de pastel (Figura II.4.6-1).

Figura II.4.6-1 Tipos de despegue de UAV´s.

Figura II.4.6-2 Despegue con riel

http://www.army-

technology.com/projects/shadow200uav/shadow2

00uav1.html

Figura II.4.6-3 Despegue con

catapulta

http://snafu-

solomon.blogspot.com/2009_10_21_ar

chive.html

Figura II.4.6-4 Despegue convencional

http://www.defenseindustrydaily.com/cat/

electronics-it/sensors-guidance/page/3/

Figura II.4.6-5 Despegue asistido por

cohete

http://www.clwp.navy.mil/CARAT2010/sing

apore.html

Tipo de Despegue Cantidad

Riel

4

Catapulta 15

Despegue convencional 12

Asistido por cohete

8

10%

38%31%

21%

Tipo de Despegue vs Cantidad

Riel

Catapulta

Despegue convencional

Asistido por Cohete

http://www.army-technology.com/



63

II.4.7 Aterrizaje.

La figura II.4.7-1 muestra los tipos de aterrizaje más comunes en los UAV´s investigados.

Figura II.4.7-1 Tipos de aterrizaje de UAV´s.

Figura II.4.7-2 Aterrizaje

con paracaídas

http://www.baykarmakina.com/

MiniUAV

Figura II.4.7-3 Aterrizaje convencional

http://www.army-

technology.com/projects/shadow200uav/shadow2

00uav1.html

Figura II.4.7-4 Aterrizaje con bolsa de aire

http://www.militaryphotos.net/forums/showthread.p

hp?115051-Today-s-Pix-Wednesday-June-27th-

2007/page2

Figura II.4.7-5 Aterrizaje con

red

http://www.hybridrocket.info/Drone/D

rone.htm

Tipo de Aterrizaje Cantidad

Paracaídas 23

Aterrizaje convencional 12

Bolsa de Aire 7

Red 3

51%27%

15%

7%

Tipo de Aterrizaje vs Cantidad

Paracaidas

Aterrizaje convcencional

Bolsa de Aire

Red

http://www.army-technology.com/projects/shadow200uav/shadow200uav1.html



http://www.army-technology.com/



64

II.4.8 Motor

A continuación se presentan los tipos de motor más comúnes utilizados para UAV´s (figura II.4.8-1).

Figura II.4.8-1 Tipos de motores utilizados en UAV´s.

Tipo de Motor Cantidad

Un cilindro 8

Dos cilindros 18

Turbo Jet 2

Rotary 6

23%

53%

6%

18%

Tipo de Motor vs Cantidad

Un cilindro

Dos cilindros

Turbo Jet

Rotary



65

II.4.9 Alas.

La figura II.4.9-1 muestra los tipos de ala más comunes en los UAV´s buscados.

Figura II.4.9-1 Tipos de ala utilizados en UAV´s

Figura II.4.9-2 Ala baja

http://www.defenseindustrydaily.com/Arming-the-Bug-

Hunt-Industry-Changes-Opportunities-05280/

Figura II.4.9-3 Ala media


Figura II.4.9-4 Ala alta

http://airvoila.com/category/curiosidades/

Tipo de Ala Cantidad

Baja 6

Media 3

Alta 19

21%

11%

68%

Tipo de Ala vs Cantidad

Baja

Media

Alta



66

II.4.10 Estabilizadores.

A continuación se muestran los tipos de estabilizadores más comunes existentes en los UAV´s investigados

(figura II.4.10-1).

Figura II.4.10-1 Tipos de empenajes utilizados en UAV´s.

Tipo de estabilizadores Cantidad

Montado sobre larguero 13

Solo vertical 6

En V 2

Dos Verticales 1

Convencional 3

En Y, En V invertida, Dos verticales 3

46%

21%

7%

4%11%

11%

Tipo de Estabilizadores vs Cantidad

Montado sobre larguero Solo vertical

En V

Dos Verticales

Convencional

Capítulo

Aerodinámica del avión

“El conocimiento se adquiere por medio del

estudio; la sabiduría, por medio de la

observación.”

-Marilyn vos Savant

III


CAPÍTULO III Aerodinámica del Avión

68

III.1 CONSIDERACIONES INICIALES

La aerodinámica de un avión se analiza a través de sus coeficientes de levantamiento, arrastre y momentos

de cabeceo, CL, CD y CM, mostrados en la figura III.1-1.

Figura III.1-1 Coeficientes aerodinámicos en el UAV

Sin embargo, para calcular los coeficientes aerodinámicos citados, en el contexto del diseño, se requiere

seguir un proceso que inicia con el planteamiento del uso que tendrá el avión, es decir, con la definición de su

perfil de misión.

En éste mismo orden de ideas y con base en el desarrollo tecnológico y experiencia acumulada en el campo

del diseño, construcción, operación, mantenimiento, etc., de la aviación, resulta conveniente hacer primero

un estudio comparativo de aviones existentes y cuya misión sea similar al avión que se pretende diseñar.

Hacerlo así, enriquece la posibilidad y capacidad de ampliar conocimientos y criterios para tomar mejores

decisiones durante el proceso de diseño.



69

III.2 PERFIL DE MISIÓN

Primero se plantea un escenario de factibilidad, argumentando por ejemplo, la situación que actualmente se

vive en la frontera de México con EUA es muy complicada debido a la gran cantidad de personas que año con

año desean ingresar a EUA de forma ilegal lo que representa un gran peligro para estas personas ya que la

vigilancia no es precisamente la más adecuada. Con base en lo anterior se propone en esta tesis una forma

más sofisticada y menos peligrosa de vigilancia, por medio de una aeronave no tripulada.

Luego y a través de un sondeo se expone que en México solo hay una empresa enfocada en desarrollar este

tipo de tecnología llamada Hydra – Technologies y que ofrece un UAV denominado S4 Ehécatl. En una

entrevista para el espacio DiCyT en internet, menciona las tareas principales para la cual los UAV son

ocupados en México:

“El S4 Ehécatl se diseñó para realizar tareas de vigilancia y monitoreo. En nuestro país, el UAV es utilizado por

la Policía Federal Preventiva (en adelante PFP), que depende de la Secretaría de Seguridad Publica Federal, y

por el Gobierno del Estado de Jalisco. La PFP lo usa para realizar distintas tareas de seguridad y el gobierno de

Jalisco en acciones de protección civil, para monitorear obras públicas, combatir la tala inmoderada, vigilar

que no se realicen descargas ilegales de contaminantes en ríos y cuencas, y para controlar incendios

forestales” [III/1], comenta.

Mientras tanto EjeCentral, otro medio de comunicación, menciona:

“En el primer caso, el Ejército Mexicano busca reforzar la vigilancia en puntos estratégicos como la

Nucleoeléctrica Laguna Verde o en instalaciones de Petróleos Mexicanos.”

“En el segundo caso, que es el más importante y el que motivó los acercamientos con la empresa israelí Elbit

Systems, la SEDENA ampliará el rango de sus operaciones contra el narcotráfico a partir de la utilización de

esta tecnología en acciones previas a la penetración de sus fuerzas especiales contra objetivos como casas de

seguridad, lugares de acopio de armas y zonas en las que se tiene plena certeza de que habitan los máximos

jefes de los cárteles.” [III/2]

Por lo anterior se puede entender que es necesaria una aeronave de vigilancia, de lo cual se analiza que para

vigilar este tipo de zonas no es necesario volar a grandes altitudes, por otra parte es necesario realizar vuelos

de largas distancias así como de duración prolongada a bajas velocidades con una aeronave de dimensiones

medianas, que pueda aterrizar en cualquier lugar, preferentemente en lugares desérticos y que a su vez

pueda cargar los dispositivos necesarios para llevar a cabo la vigilancia, todo esto sin la necesidad de tener un

controlador a distancia, es decir, que el equipo sea programable.

Con base en ésta información, se establece el perfil de misión mostrado en la figura III.2-1 y las

especificaciones requeridas que deberá cumplir el avión que motiva ésta tesis.

Perfil de misión del tipo Crucero Simple, con las siguientes especificaciones básicas:

Propósito: Vehículo Aéreo No Tripulado de Vigilancia.

Carga útil: Sistemas de control, de navegación, el piloto automático, la electrónica interna, y dispositivos de vigilancia.

Velocidad: 100 km/hrs mínima, 200 km/hrs máxima.

Alcance: 200 Km

Autonomía: De 6 a 7 Horas



70

Figura III.2-1 Perfil de misión tipo Crucero Simple



71

III.3 ESTUDIO COMPARATIVO

De acuerdo con éste perfil de misión, se hizo un acopio de información de aviones similares para estimar las

características y valores de inicio, tales como la geometría y dimensiones posibles para el UAV. A

continuación se presentan las imágenes de algunos de los aviones investigados.

Figura III.3-1 Vulture

http://chilecompany.com/chilecomp7.htm

Figura III.3-2 Scout

http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/scout.htm

Figura III.3-3 DAR

http://1.bp.blogspot.com/_SuL-22JZ-

eU/Svnr35_KfUI/AAAAAAAAEBA/B1oDW0Df4xI/s400/AIR_UAV_Heron_Canad

a_lg.jpg

Figura III.3-4 Nearchos

http://www.robolab.tuc.gr/ENPAGES/EN_RESEARCH/EN_FIR

E.htm

Figura III.3-5 Phoenix

http://www.rememuseum.org.uk/recent/phoenix.htm

Figura III.3-6 SIVA http://www.flickr.com/photos/20651420@N00/1569855043

/

http://chilecompany.com/chilecomp7.htm

http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/scout.htm

http://1.bp.blogspot.com/_SuL-22JZ-eU/Svnr35_KfUI/AAAAAAAAEBA/B1oDW0Df4xI/s400/AIR_UAV_Heron_Canada_lg.jpg



http://www.robolab.tuc.gr/ENPAGES/EN_RESEARCH/EN_FIRE.htm

http://www.robolab.tuc.gr/ENPAGES/EN_RESEARCH/EN_FIRE.htm

http://www.flickr.com/photos/20651420@N00/1569855043/

http://www.flickr.com/photos/20651420@N00/1569855043/



72

Figura III.3-7 Epervier (Sparrow hawk) http://www.vectorsite.net/twuav.html

Figura III.3-8 Mirach 26 http://www.inetres.com/gp/military/ar/uav/Mirach26.html

Figura III.3-9 Eye View http://www.danskpanser.dk/images/Eyeview_7stor.jpg

Figura III.3-10 Raven http://www.andrei313.com/tutorials.php?page=uav_raven

Figura III.3-11 Luna X-2000 http://wkp.fresheye.com/wikipedia/Luna_X_2000

Figura III.3-12 VBL-2000 http://majevica.forumakers.com/naueno-tehnieka-dostignuaa-

f16/srbija-kupila-izraelske-bespilotne-letjelice-t533.htm

http://www.vectorsite.net/twuav.html

http://www.inetres.com/gp/military/ar/uav/Mirach26.html

http://www.danskpanser.dk/images/Eyeview_7stor.jpg

http://www.andrei313.com/tutorials.php?page=uav_raven

http://wkp.fresheye.com/wikipedia/Luna_X_2000

http://majevica.forumakers.com/naueno-tehnieka-dostignuaa-f16/srbija-kupila-izraelske-bespilotne-letjelice-t533.htm

http://majevica.forumakers.com/naueno-tehnieka-dostignuaa-f16/srbija-kupila-izraelske-bespilotne-letjelice-t533.htm



73

Figura III.3-13 Mirach 150

http://www.inetres.com/gp/military/ar/uav/Mirach1

00.html

Figura III.3-14 ADS-95 Ranger

http://www.lw.admin.ch/internet/luftwaffe/en/home/dokumentation/assets/aircraft

/ads95.html

Figura III.3-15 BQM-74C Target 2000

http://www.designation-systems.net/dusrm/m-

74.html

Figura III.3-16 Silver Fox

http://www.hsaj.org/?fullarticle=2.1.4

Figura III.3-17 Sperwer/Ugglan

http://www.robotique.wikibis.com/sperwer.php

Figura III.3-18 Scorpion Model 60-25

http://stargazer2006.online.fr/unmanned/scorpion.htm



http://www.lw.admin.ch/internet/luftwaffe/en/home/dokumentation/assets/aircraft/ads95.html

http://www.lw.admin.ch/internet/luftwaffe/en/home/dokumentation/assets/aircraft/ads95.html

http://www.designation-systems.net/dusrm/m-74.html

http://www.designation-systems.net/dusrm/m-74.html

http://www.hsaj.org/?fullarticle=2.1.4

http://www.robotique.wikibis.com/sperwer.php

http://stargazer2006.online.fr/unmanned/scorpion.htm



74

Figura III.3-19 Gnat 750

http://www.fas.org/irp/program/collect/gnat-

750.htm

Figura III.3-20 MART Mk II

http://www.defence.pk/forums/pakistans-war/104994-pakistan-downed-indian-

made-israel-drone-over-lahore.html

Figura III.3-21 Crecerelle

http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/crecerelle.htm

Figura III.3-22 RQ-7 Shadow 200

http://www.globalsecurity.org/intell/systems/shadow.htm

Figura III.3-23 Sojka

http://www.militaryphotos.net/forums/showthread.php?135670-

UAV-s-and-UV-s-pictures-thread

Figura III.3-24 Nishant

http://www.militar.org.ua/foro/uav-vehiculos-aereos-no-tripulados-t25284-

30.html

http://www.fas.org/irp/program/collect/gnat-750.htm

http://www.fas.org/irp/program/collect/gnat-750.htm

http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/row/crecerelle.htm

http://www.globalsecurity.org/intell/systems/shadow.htm

http://www.militaryphotos.net/forums/showthread.php?135670-UAV-s-and-UV-s-pictures-thread

http://www.militaryphotos.net/forums/showthread.php?135670-UAV-s-and-UV-s-pictures-thread

http://www.militar.org.ua/foro/uav-vehiculos-aereos-no-tripulados-t25284-30.html

http://www.militar.org.ua/foro/uav-vehiculos-aereos-no-tripulados-t25284-30.html



75

Figura III.3-27 Mazlat Mastiff

http://www.flickr.com/photos/kensaviation/2191224401/

Figura III.3-28 Insitu Aerosinde

http://en.wikipedia.org/wiki/Insitu_Aerosonde

Figura III.3-25 Mk¥°

http://www.rcgroups.com/forums/attachment.php?attachmentid

=1451562

Figura III.3-26 Nibbio 1

http://www.network54.com/Forum/211833/thread/1258775931/last-

1258797335/Pictures+of+Your+Nations+UAVs+and+UCAVs

http://www.flickr.com/photos/kensaviation/2191224401/

http://en.wikipedia.org/wiki/Insitu_Aerosonde



76

Con la información de 32 aviones se efectuó un análisis estadístico. Las tablas 1 y 2 del Anexo A contienen

esta información, considerando parámetros como:

Peso máximo, peso vacío, velocidad máxima, velocidad mínima, velocidad de crucero, envergadura, longitud,

altura, techo de servicio, alcance , autonomía, entre otras (Ver Anexo A).

Una vez obtenidos los datos principales y más importantes que caracterizarán al UAV, se graficó cada uno de

estos datos contra el peso máximo de la aeronave obteniendo a su vez una línea de tendencia por cada

gráfica. (Ver Anexo B).

De acuerdo al proceso de diseño de una aeronave [III/3] se realizaron las gráficas de autonomía contra peso del

combustible y alcance contra peso del combustible (Ver Anexo B, gráficas de primera estimación del peso)

que ayudaron a obtener la carga útil.

Con base en lo anterior, la autonomía propuesta fue de 5 h que corresponde a 25 kg de combustible de

acuerdo a la gráfica de autonomía contra peso de combustible. Con este dato se calcula el peso útil, como a

continuación se muestra:

Wútil =*Wcarga +Wcombustible +*Waceite + *Wequipo

Wcombustible 25 kg

Wcarga 4 kg

Waceite 0.625 kg

Wequipos 3 kg

Wútil 32.625 kg

*Los datos del peso de carga, aceite y equipo fueron propuestos con base en el estudio estadístico.



77

Una vez que se obtuvo el valor del peso útil, se entró a la gráfica de peso útil contra peso máximo para

obtener el valor del peso máximo de la aeronave, y con este valor, entrar a todas las demás gráficas del

estudio estadístico (Ver Anexo B) para obtener los valores de las características preliminares del UAV:

Peso máx. Despegue (kg) 170

Peso vacío (kg) 95

Velocidad Max (km/h) 205

Envergadura alar (m) 4.8

Superficie alar (m2) 2.57

Longitud (m) 3.5

Altura (m) 0.95

Velocidad crucero (km/hr) 151

Velocidad mínima (km/hr) 136

Velocidad de desplome (km/hr) 86.4

Techo de servicio (m) 4500

Razón de ascenso (m/s) 6

Alcance (km) 125

Autonomía(h) 5.5

Potencia (HP) 11

Peso útil(kg) 32.65

Carga alar(kg) 66.14

Peso combustible(kg) 25

Factor de carga N 3.85

Tabla III.3-1 Características iniciales del UAV



78

III.4 ESTIMACIÓN DEL PESO MÁXIMO DE DISEÑO DE DESPEGUE DEL AVIÓN

A partir del proceso explicado en el marco teórico y las gráficas del estudio estadístico (Ver anexo B) se

calcularon los pesos en los diferentes segmentos de la misión de perfil de este UAV, tomando como

referencia los pesos del combustible usados en cada iteración, para así llegar a una segunda estimación de las

características cuantitativas del UAV.

Considerando que este proceso es iterativo se presenta los resultados a continuación:

Iteración

1 2 3 4 5 6

Wcombustible (kg) 25 27 34 20 23 21

Wcarga (kg) 4 4 3.5 4 4 4

Waceite (kg) 0.625 0.675 0.85 0.5 0.575 0.525

Wequipos (kg) 3 3 2.5 3 3 3

Wútil (kg) 32.625 34.675 40.85 27.5 30.575 28.525

Tabla III.4-1 Estimación del peso útil.



79

Iteración

1 2 3 4 5 6

Peso máx. Despegue (kg) 170 195 320 110 145 125

Peso vacío (kg) 95 109 175 60 80 70

Velocidad Max (km/h) 205 209 230 195 203 198

Envergadura alar (m) 4.8 4.9 5.6 4.2 4.45 4.4

Superficie alar (m2) 2.57 2.6 2.95 2.25 2.4 2.34

Longitud (m) 3.5 3.6 4.1 3.2 3.4 3.3

Altura (m) 0.95 0.96 1.05 0.86 0.92 0.9

Velocidad crucero (km/hr) 151 155 168 140 148 145

Velocidad mínima (km/hr) 136 141 164 120 126 128

Velocidad de desplome (km/hr) 86.4 85.6 90 92 87.3 88.5

Techo de servicio (m) 4500 4600 5250 4200 4200 4250

Razón de ascenso (m/s) 6 6 6.5 5.8 5.7 5.8

Alcance (km) 125 132 179 105 127 120

Autonomía (hrs) 5.5 5.7 7.2 4.3 4.8 4.3

Potencia (HP) 11 32 52 19 25 22

Peso útil (kg) 32.65 34 40 27 30 28

Carga alar (kg) 66 75 108 48 60 53

Peso combustible (kg) 25 27 34 20 23 21

Tabla III.4-2 Características cuantitativas.



80

Iteración

1 2 3 4 5

W1 (kg) 169.66 194.61 109.78 144.71 124.75

W2 (kg) 169.32068 194.22078 109.56044 144.42058 124.5005

W3 (kg) 168.982039 193.832338 109.341319 144.131739 124.251499

W4 (kg) 168.137128 192.863177 108.794613 143.41108 123.630242

W5 (kg) 164.289767 188.205898 106.699596 140.077617 120.913204

W6 (kg) 143.915214 162.179416 96.9758342 125.235589 109.196285

W7 (kg) 143.195638 161.368519 96.4909551 124.609411 108.650303

W8 (kg) 142.479659 160.561677 96.0085003 123.986364 108.107052

Wc usado=Wmax-W8

Wc usado (kg) 27.52 34.43 13.99 21.01 17

Tabla III.4-3 Estimación de combustible consumido durante las diferentes etapas del perfil de misión

Terminadas las estimaciones de las características del UAV, se decidió que los valores a utilizar son los de la

primera estimación porque es de donde se parte para los siguientes cálculos.



81

III.5 CONFIGURACIÓN DEL AVIÓN Y GEOMETRÍA DE COMPONENTES

III.5.1 Selección de perfiles aerodinámicos De acuerdo al estudio estadístico realizado a los UAV´s, y con base en las características del perfil de misión, se encontró que la mayoría utiliza los siguientes perfiles aerodinámicos: Ala: Perfiles NACA 1408, 1412, 2410, 2418, 4412, 23012, 23015. Estabilizador Vertical: Perfil simétrico. Estabilizador Horizontal: Perfil simétrico.

Como método de selección del perfil del ala se tomó en cuenta lo siguiente:

Selección del perfil del ala

Se obtuvieron los valores de cada uno de éstos parámetros: CLMAX , CDMIN , CMCA, , ,

, y forma de la cúspide de la gráfica polar (CL vs alfa) , con los cuales se elaboró la tabla III.5.1-1 para analizar la importancia de cada una de estas características y así conseguir el perfil óptimo para el UAV de acuerdo a una calificación asignada por el diseñador de acuerdo a los requerimientos del aeronave.



82

Tabla III.5.1-1 Características Aerodinámicas del Perfil.

CLMAX

Coeficiente de

levantamiento

Máximo

CDMIN

Coeficiente de

resistencia al

avance mínimo

CMCA

Coeficiente de

momento

Fineza

aerodinámica

Cualidad

sustentadora

Forma

De La Cúspide

Responde a bajas

velocidades si es muy

alto. Depende solo

del ángulo de ataque

y del número de

Reynolds. Dice en

que ángulo el avión

entra en pérdida de

sustentación.

Mientras menor

sea éste valor,

mayor

velocidad puede

alcanzar la

aeronave.

Momento de

cabeceo del ala.

Es importante

para algunos

problemas de

actuaciones como

son el máximo

alcance, el ángulo

mínimo de

descenso con

potencia, etc.

Mientras mayor

sea éste valor,

menos potencia

necesitará la

aeronave.

Mientras

mayor sea,

mayor alcance

tendrá la

aeronave.

Mientras

mayor sea,

tendrá bajas

velocidades

de

desplome.

Representa el

tipo de

desplome que

puede ser

suave, con

recuperación,

súbito e

impredecible.



83

Criterios de evaluación

Con base en el análisis se dio una calificación dependiendo de la importancia de cada característica del UAV.

El criterio que se siguió fue el siguiente:

Coeficiente de Levantamiento Máximo (CLMAX)

Debido a que la aeronave tiene como una de sus principales tareas la vigilancia, es necesario que vuele a

bajas velocidades. De acuerdo a la tabla anterior, para lograr este fin, el coeficiente de levantamiento dentro

de todo el conjunto de perfiles elegidos debe ser el mayor, por lo que en una escala de 1 a 10, se le dio la

mayor calificación al CLmax .

La importancia de esta característica se pondera en un 15% ya que dice a qué ángulo de ataque el avión

entrará en pérdida.

Coeficiente de Resistencia al Avance Mínima (CDMIN)

Dada la relación biunívoca del CL y el CD, debe considerarse que el valor del cociente CL/CD sea el mayor

posible.

Este factor se pondera en un 5% de importancia ya que no tiene relevancia que el avión vuele a altas

velocidades.

Fineza

La fineza es un punto que tiene mucha relevancia porque influye en varias actuaciones de la aeronave, como

es el alcance y la autonomía, por lo que se decidió darle una importancia del 25%. Siendo este el factor más

importante.

Cualidad Sustentadora

Debido a que la aeronave vuela la mayor parte del tiempo en patrón de espera es necesario que se utilice la

mínima potencia que se pueda, por lo que se le dio un valor de importancia del 8%.

El valor porcentual de este coeficiente se define con base en el alcance que se requiere según

especificaciones, después de definir el alcance que la aeronave debe de cumplir por su aplicación, se decidió

que su valor de importancia sea de un 15%.

Lo que se busca de este factor es que presente valores altos para que la aeronave pueda viajar a velocidades

bajas por encima de las velocidades de desplome, por esta razón se le da un valor del 20%.



84

Forma de la cúspide (de la curva CL contra alfa)

Considerando que la misión de éste avión es la vigilancia utilizando equipos de observación en tiempo real

tales como cámaras de video, televisión, de percepción en infrarrojo, y que su control en vuelo es a distancia

o de manera automática, se recomienda un perfil cuya forma del desplome sea suave, evitando así

movimientos bruscos o vibración excesiva al volar con valores altos de sustentación.

Una vez definidos los parámetros bajo los cuales tiene que desempeñarse la aeronave, se dio un porcentaje

de importancia a cada una de las características con base en su grado de influencia en el desempeño del

diseño del UAV, posteriormente a este procedimiento se realizó la suma de las calificaciones para cada perfil

y se llegó a la conclusión de que el perfil NACA 4412 (figura III.5.1-1) es la mejor opción para lograr el

desempeño de la aeronave, por haber obtenido el mayor puntaje (Ver Anexo B).

Figura III.5.1-1 Perfil Aerodinámico NACA 4412.

Selección del perfil para los estabilizadores (NACA 0009)

Para los estabilizadores se eligió un perfil simétrico y de espesor relativo delgado ya que aerodinámicamente

tienen la ventaja de no introducir momentos de cabeceo además de que su resistencia al avance es baja y su

fabricación es más sencilla de realizar (figura III.5.1-2).

Figura III.5.1-2 Perfil Aerodinámico NACA 0009.



85

Con base en esto, los perfiles aerodinámicos que se emplearon para el UAV que se desarrollará a lo largo del

presente estudio serán:

Ala: Perfil NACA 4412.

Estabilizador Vertical: Perfil NACA 0009.

Estabilizador Horizontal: Perfil NACA 0009.

III.5.2 Geometría del Ala

Para determinar la forma en planta del ala se tuvo en cuenta la distribución típica de las cargas sobre la

envergadura como lo muestra la figura III.5.2-1.

Figura III.5.2-1 Distribución típica de cargas sobre la envergadura.

http://www.oni.escuelas.edu.ar/2003/buenos_aires/62/tecnolog/clasifi.htm

Las alas de forma elíptica poseen la mínima resistencia al avance inducida posible, sin embargo es costosa y

difícil de construir, por lo que una forma ligeramente ahusada (figura III.5.2-2) es casi tan eficiente como la

elíptica [III/4].

Figura III.5.2-2 Ala ligeramente Ahusada.

http://www.oni.escuelas.edu.ar/2003/buenos_aires/62/tecnolog/clasifi.htm



86

Es por esto que se decidió ocupar un ala ligeramente ahusada, además de que también se estableció que

dicha ala ahusada sería un ala alta (es decir, quedará sobre el fuselaje, figura III.5.2-3), ya que esta

configuración permite tener un tren de aterrizaje corto que se traduce en menor peso, además que un ala

alta confiere mayor estabilidad lateral al avión.

Ala alta

Ventajas:

Facilidad y rapidez de carga y descarga.

Menor interferencia para monoplanos con ala arriostradas.

Además las barras de sujeción trabajan a tracción.

Trenes de aterrizaje cortos.

Menor efecto suelo en aviones de corta carrera de despegue y aterrizaje (por sus siglas en inglés STOL Short Take-Off and Landing)

No requiere ángulo diedro (fácil construcción y colocación).

Desventajas:

Cuando los motores van instalados en el ala, se complica su mantenimiento.

Cuando el tren de aterrizaje principal se apoya en el ala, resulta más complicada su fabricación y es más pesado.

En aviones donde el piloto requiere más visibilidad, el ala alta estorba.

Figura III.5.2-3 Ala alta.

http://caribbeanairsigns.com/wp-content/uploads/2009/02/avioneta.bmp&imgrefurl

Para respaldar la configuración antes mencionada se consiguieron 5 planos de aeronaves parecidas al

prototipo de UAV pretendido, se midieron cada una de las partes requeridas y luego se establecieron rangos

con los cuales se obtuvieron los promedios de estas características lo que permitió proponer los valores de la

geometría del ala y sus componentes.



87

Las tablas que engloban las características geométricas de las superficies sustentadoras de las 5 aeronaves

similares a la aeronave que se está desarrollando se muestran en el Anexo C para mayores referencias.

Como resultado del análisis de la información de estas 5 aeronaves se obtuvieron los siguientes datos:

Geometría del ala

Cr (m) 0.733704726

Sa 10-20% de Sw

Ba 30-39% de bw

AR 8

Conicidad 0.7

Sw (m2) 4.26

B (m) 4.989130876

Cp (m) 0.5135

n 3.85

Cma (m) 0.6301

Tabla III.5.2.1 Geometría del ala



88

III.5.3 Geometría de los estabilizadores horizontal y vertical

Como es sabido, la cola de un avión se compone de un estabilizador horizontal y otro vertical con una

configuración señalada como “convencional” en la figura III.5.3-1. Sin embargo existen diferentes

configuraciones, la figura III.5.3-1 muestra un resumen de aquellas configuraciones que aparecen más

comúnmente en la aviación general y deportiva. Existen otras configuraciones aunque suelen ser en su

mayoría combinaciones de las aquí mostradas o con pequeñas diferencias.

Figura III.5.3-1 Estabilizadores de una aeronave. [Raymer]

La elección de la configuración del estabilizador es una decisión que el diseñador debe tomar en las primeras

fases del estudio general de la aeronave. Esto debido a que va estar fuertemente relacionada con la posición

del o los motores. La cola debe de estar situada, por ejemplo, lo más cercana posible al chorro de aire

impulsado por la hélice de ésta manera se aumenta la efectividad de estas superficies de control al aumentar

la velocidad relativa del aire que incide sobre ella.

Es por esto que se decidió que la configuración de los estabilizadores vertical y horizontal, sería de doble

boom.

De manera análoga a lo que se hizo con el ala, se realizó lo mismo para el cálculo de la geometría de los

estabilizadores horizontal y vertical (Ver tablas III.5.3.1 y III.5.3.2) Con lo que se obtuvo:



89

Tabla III.5.3.1 Tabla III.5.3.2

Geometría del estabilizador horizontal Geometría del estabilizador vertical

III.5.4 Geometría del Fuselaje

La forma del fuselaje varía con la misión principal del avión. Con base en la misión que debe de cumplir el

UAV, se realizó una investigación previa sobre la parte que deberá de soportar todos los componentes de

ésta, el fuselaje. El UAV no lleva tripulación, solo los componentes que permiten su control serán los que ésta

soporte, por lo que se decidió elegir el fuselaje tipo semi-monocasco el cual lleva cuadernas y largueros

ligeros que harán más versátil la fijación de dichos componentes.

III.5.5 Geometría del Tren de Aterrizaje

Existen dos tipos más comunes de trenes de aterrizaje: el tren de patín de cola y el tren de tipo triciclo. El tren

de patín de cola está compuesto de un tren principal y una rueda o patín de cola. Este tipo de tren, se

montaba en aviones fabricados hace algunos años estando su uso limitado. Actualmente su uso es casi

exclusivo para aviones acrobáticos, o dedicados a la fumigación, lo cual no se adecua a las tareas asignadas de

un UAV, por lo que el tren de tipo triciclo se adapta perfectamente a las necesidades de despegue y

aterrizaje de la aeronave que se está desarrollando.

Recordando la versatilidad de los aviones UAV, éstos pueden o no tener tren de aterrizaje. A continuación se

analiza suponiendo un tren de aterrizaje tipo triciclo.

Geometría del estabilizador vertical

Cr (m) 0.53

AR 1.3

Conicidad 0.5

Sv (m2) 0.65

Altura (m) 1

Cp (m) 0.3

Cma (m) 0.4122

Lv (m) 2.989

Geometría del estabilizador horizontal

Cr (m) 0.468162165

AR 4

Conicidad 0.8751

Sh (m2) 0.6588

B (m) 1.755701751

Cp (m) 0.409688711

Cma (m) 0.4395

Lh (m) 2.1188



90

Está constituido por dos montantes principales debajo del ala o del fuselaje y un montante en la nariz del

avión. El montante de nariz posee un dispositivo de dirección.

La mayoría de los aviones ocupan trenes de aterrizaje de tipo triciclo como el mostrado en la figura III.5.5-1.

La estabilidad que proporciona el tren tipo triciclo en el aterrizaje con viento de cola o viento cruzado, gracias a la posición del centro de gravedad, delante de las ruedas principales, y el recorrido en línea recta en el aterrizaje y despegue, son las ventajas más importantes. Esta condición es de especial importancia para los aviones que deben aterrizar o despegar en pistas pequeñas, con viento de costado.

Figura III.5.5-1 Configuración y nomenclatura del tren de triciclo.

http://www.oni.escuelas.edu.ar/2003/buenos_aires/62/tecnolog/TREN.htm

III.5.5.1 Ubicación del tren de aterrizaje

La ubicación del tren de aterrizaje con respecto al centro de gravedad es importante, ya que de ella depende que un avión obtenga malas o buenas condiciones de despegue o aterrizaje.

En un tren común con rueda de cola (convencional), el centro de gravedad (c.g.), debe de encontrarse detrás de las ruedas principales, mientras que en un tren triciclo en el cual la tercera rueda se encuentra en la proa, debe estar situado ligeramente delante de las ruedas principales.

Los triciclos con rueda delantera poco cargada llevan ruedas traseras situadas a poca distancia del centro de gravedad. Un 90% de la carga descansa sobre el tren principal y solo un 10% sobre la rueda de proa.

Las ruedas de proa más cargadas permiten un frenado más eficaz y proporcionan una mayor estabilidad direccional en el aterrizaje.

http://www.oni.escuelas.edu.ar/2003/buenos_aires/62/tecnolog/TREN.htm



91

III.5.5.2 Tren de aterrizaje fijo

Un tren de aterrizaje fijo puede ser que tenga ciertas desventajas en comparación con un tren de aterrizaje retráctil, sin embargo este ultimo tipo de tren de aterrizaje posee un mecanismo que exige mayores cuidados, es más costoso, delicado y aumenta el peso de la aeronave, lo cual va en contra de uno de los principales requerimientos del UAV de ser ligero. Es por esto que se utilizará un tren de aterrizaje fijo que nos permite aterrizajes duros y mejora la seguridad de operación en situaciones de fuerte viento cruzado.

III.5.6 Sistemas de Propulsión

III.5.6.1 Motor

Hay dos sistemas de tracción que permiten volar a un aeroplano: la hélice y la propulsión a chorro. La hélice puede ser movida tanto por un motor de combustión interna como por un motor turborreactor, siendo este último utilizado en aviones grandes, que cargan mucho peso o que requieren gran velocidad, como es el caso de algunas aeronaves militares, por lo que el tipo de motor que se utilizará en el UAV será un motor de combustión interna de cilindros, debido a su bajo consumo y porque son más comunes en la aviación ligera.

Considerando el peso definido como máximo en la sección III.4 de este capítulo (peso máximo de despegue de 170 kg.) y por otra parte tomando información de la gráfica de Potencia vs Wmax generada durante el estudio estadístico (Ver anexo B de Tablas y gráficas del estudio estadístico). Se obtiene el valor aproximado de la potencia requerida para que la aeronave pueda volar y con base en este valor se realizará una búsqueda de motores que cumplan con las características antes mencionadas.

Figura III.5.6-1 Peso máximo contra potencia de diferentes UAV

R² = 0.8059 confiabilidad: 99.5%

0

10

20

30

40

50

60

70

80

0 100 200 300 400

Po

ten

cia

(HP

)

Wmax. (kg)

Potencia vs. Peso



92

Para este UAV, la potencia requerida es de 11 HP. Por lo tanto un motor susceptible para ser utilizado es el

Mini dos plus DLEG 0111.

Especificaciones:

MINI DOS PLUS DLEG0111

Desplazamiento: 111 cc (6.773 cu pulg.)

Diámetro del pistón: 1.77 pulg. (45 mm)

Carrera: 1.38 pulg. (35 mm)

Peso: 6.3 lb (2.86 kg)

Rango RPM: 1,300-8,500

Potencia: 11.2 hp @ 7,500 rpm

Requiere: Gasolina sin plomo, aceite, batería de ignición y hélice.

Incluye: Ignición electrónica, silenciadores, bujías de encendido, juntas, pernos, separadores de aluminio

torneado, extensión del brazo del acelerador y plantilla de montaje.

Información técnica:

Múltiple: doble tipo en V, inducción de fondo

Batería de ignición: 4.8-6.0V NiCd or NiMH, 6.6V LiFe o 7.4V LiPo pack (LiPo requiere reguladores de voltaje.)

Razón de compresión: 7.6:1

Mezcla gas/aceite: 30:1

Reemplazo de bujías: NGK CM6 (DLEG5510) o equivalentes.

Peso (individual): Motor: 88.2 oz (2,500 g); Escape (2): 7.1 oz (200 g); Ignición: 3.9 oz (110 g)

Figura III.5.6-2 Vista del motor DLEG 0111.

http://www.dle-engines.com/dleg0111.html



93

Figura III.5.6-3 Tres vistas del motor DLEG 0111.

http://manuals.hobbico.com/dle/dleg0111-manual.pdf



94

III.5.6.2 Hélice

Se propone una hélice tipo 5868-R6 de dos palas y paso fijo con un ángulo en las palas de 20o al 75% de su radio. [III/5].

Coeficiente de diseño de hélice con la siguiente ecuación

(III.5.6-1)

Posteriormente se entra a la gráfica J vs Cs y con la línea de ángulo de paso fijo encontramos J (factor de

avance de la hélice)

(III.5.6-2)

Despejando D se obtiene el diámetro de la hélice cuyo valor es D=1.15 m.

Posteriormente se realiza una tabla de datos que se obtendrán de la gráfica J vs η y con el valor de Cs

encontramos diferentes valores de η.

Ahora con la ecuación se podrá calcular

(III.5.6-3)



95

III.6 PESOS, CENTRO DE GRAVEDAD Y CONDICIONES DE CARGA

Los siguientes cálculos se realizan con la finalidad de determinar el peso de cada uno de los componentes del UAV lo que a su vez servirá para evaluar los límites del centro de gravedad, esto determinará las condiciones de carga y las condiciones de estabilidad.

A continuación se proponen las ecuaciones cuyos términos se encuentran en el glosario al inicio de la tesis. Las ecuaciones fueron obtenidas de diferentes referencias citadas al final de la investigación, el peso en dichas ecuaciones se expresa en libras.

Considerando que el UAV entra en el rango de aeronaves de metal convencional-avión utilitario ligero las ecuaciones serán:

III.6.1 Peso del Ala

(III.6-1)

Los valores utilizados para este cálculo son los siguientes:

Δ1/4 (grados) 3.31

WTO (lb) 374

N 3.85

AR 9.26

Sw (ft2) 27.66

λ 0.7

t/c 0.116

Ve (Kts) 110.7

Donde se obtuvo que el peso de la estructura del ala es de:

Wtala (lb) 22.88

Wtala (Kg) 10.38

III.6.2 Peso del Fuselaje

(III.6-2)



96


WTO (b) 374

N 3.85

LF (ft) 6.56

W (ft) 2.46

H (ft) 2

Ve (Kts) 110.7

Donde se obtuvo que el peso de la estructura del fuselaje es de:

Wtfuselaje (lb) 15.00

Wtfuselaje (Kg) 6.8

III.6.3 Peso del estabilizador horizontal

(III.6-3)


WTO (lb) 374

N 3.85

SH (ft2) 7.09

LH (ft) 7.34

bH (ft) 5.76

tH (in) 2.48

Donde se obtuvo que el peso de la estructura del estabilizador horizontal es de:

WtEH (lb) 6.199

WtEH(Kg) 2.81



97

III.6 .4 Peso del Estabilizador Vertical

(III.6-4)


WTO (lb) 374

N 5.77

SV (ft2) 7

bV (ft) 2.45

tV (in) 2.30

Donde se obtuvo que el peso de la estructura del estabilizador vertical es de:

WtEV (lb) 0.297

WtEV (Kg) 0.136

III.6.5 Peso del Tren de aterrizaje

(III.6-5)


LLG (in) 12

WLand (lb) 142.47

NLand 3.85

Donde se obtuvo que el peso de la estructura del tren de aterrizaje es de:

WtTA (lb) 14.01

WtTA (Kg) 6.35

III.6.6 Peso total instalado de la unidad de propulsión menos el sistema de combustible

(III.6-6)



98


WENG 28.65

NE 1

Donde se obtuvo que el peso total de la unidad de propulsión menos sistema de combustible es de:

WtUP (lb) 56.8

WtUP (kg) 25.7

III.6.7 Peso del Sistema de combustible

(III.6-7)


Fg (galones) 10.01

Int 100

Nt 1

NE 1

Donde se obtuvo que el peso total del sistema de combustible es de:

WtSC (Libras) 20.70

WtSC (Kg) 9.39

III.6.8 Peso de los Sistemas de las superficies de control

Para sistemas de las superficies de control con servomecanismos

(III.6-8)

El valor utilizado para este cálculo es el siguiente:

WTO (lb) 374

Donde se obtuvo que los pesos de las estructuras de las superficies de control son de



99

WtSup. (lb) 68.30

WtSup. (Kg) 30.981

III.6.9 Peso del sistema eléctrico

(III.6-9)


WFS (lb) 13.66

WTRON (lb) 13.81

Donde se obtuvo que el peso de la estructura del sistema eléctrico es de:

WtEléctrico (lb) 7.56

WtEléctrico (kg) 3.43

III.6.10 Peso del equipo electrónico

(III.6-10)

El valor utilizado para este cálculo es el siguiente:

WAV (lb) 6.613

Donde se obtuvo que el peso del equipo electrónico es de:

WtElectrónico (lb) 13.81

WtElectrónico (Kg) 6.26



100

III.7 Ubicación del Centro de Gravedad

La ubicación del centro de gravedad depende de la distribución de los elementos que integran al avión. De acuerdo a lo anterior y a la referencia bibliográfica, citada al final de la tesis, se realizaron las estimaciones correspondientes para obtener los pesos de cada uno de los elementos, así como los centros de gravedad para cada componente y aeronave completa

Elemento W (Kg) X (m) Z (m) WX (Kg-m) WZ (Kg-m)

Ala 10.38 1 0 10.38 0

Fuselaje 6.8 0.5 0.3 3.4 2.04

Estabilizador horizontal 2.81 3.22 0.064 9.0482 0.17984

Estabilizador vertical 0.1361 3.22 0.2768 0.438242 0.03767248

Motor 18 1.5 0.18 27 3.24

Tren de aterrizaje 6.35 0.1 0.78 0.635 4.953

Sistema eléctrico 2 0.2 0.35 0.4 0.7

Equipo electrónico 6.26 0.3 0.35 1.878 2.191

Superficies de control: 30.981 0 0

Estabilizador vertical 4.66033333 3.4 0.2768 15.8451333 1.28998027

Ala 17 1.26 0 21.42 0

Estabilizador horizontal 4.66033333 3.4 0.064 15.8451333 0.29826133

Sistema de combustible 9.39 0.9 0.53 8.451 4.9767

Peso vacio. 93.1071 1.40253366 0.22765648 130.585842 21.1964343

Tabla III.7 Tabla para el cálculo de centrado y carga.

C.G. X (m) 1.40253366

C.G. Z (m) 0.22765648



101

Figura III.7-1 Centro de gravedad del UAV.

Centro de gravedad calculado (cm)



102

III.8 COEFICIENTES AERODINAMICOS

III.8.1 Cálculo de coeficiente de levantamiento del ala

El proceso en general a seguir es el de ir sustituyendo los valores respectivos de las propiedades del UAV que

se muestran en la siguiente tabla y aplicar las ecuaciones que se muestran y de esta forma realizar las gráficas

de las características aerodinámicas.

Símbolo Descripción Referencia Ala Referencia Estabilizador

horizontal

- Perfil Abott NACA 4412 Abott NACA 0009

Parámetro de Esbeltez Anexo D Figura

III.8.1-1 1.3

Anexo D Figura

III.8.1-1 1.8

Ángulo de cero

levantamiento (1/°) Abott -3.8 Abott 0

Pendiente de la curva

de levantamiento Abott 0.106 Abott 0.109

Ángulo de desplome Abott 14 Abott 13.4

Corrección por número

de Reynolds

Anexo D Figura

III.8.1-4 0

Anexo D Figura

III.8.1-4 0

Coeficiente de

levantamiento máximo Abott 1.67 Abott 1.32

Flechado a la Cuerda

Media del Ala

Obtenido del

modelo 1.76

Obtenido del

modelo 0

A Alargamiento Obtenido por la

ecuación 7.63358

Obtenido por la

ecuación 3.66

Esla corrección del

ángulo de ataque al

CLmax por separación

del flujo de aire

Anexo D Figura

III.8.1-3 1.93

Anexo D Figura

III.8.1-3 0

Ángulo de flechado del

borde de ataque

Obtenido del

modelo 3.43

Obtenido de

modelo 0

M Número de Mach Obtenido por

fórmula 0.123257

Obtenido por

fórmula 0.123257

1-M2 Obtenido por

Formula 0.984807

Obtenido por

Formula 0.984807



103

Símbolo Descripción Referencia Ala Referencia Estabilizador

horizontal

Flechado en la línea

c/4

Obtenido del

modelo 2.464

Obtenido del

modelo 0

Factor del coeficiente

de levantamiento para

M=0.2

Anexo D Figura

III.8.1-2 0.92

Anexo D Figura

III.8.1-2 0.9

Cr Cuerda en la raíz Obtenido del

modelo 0.7337

Obtenido del

modelo 0.375

t/c Espesor relativo - 0.11 - 0.168

Tabla III.8.1-1 Características del perfil del ala y del estabilizador horizontal

Con los datos obtenidos, se puede calcular los siguientes coeficientes:

Con la siguiente ecuación se puede obtener el coeficiente de levantamiento del ala, donde se despeja el LC :

(III.8.1-1)

Donde:

(III.8.1-2)

9848.012325.0122

(III.8.1-3)

01671.02

105.0

K

De esta manera sustituyendo los valores tenemos:

10529.063.7

4))76.1tan(9848.0(016711.0

63.72

2

2

2

LC



104

Para obtener los valores máximos y graficarlos, se utilizan las siguientes ecuaciones:

(III.8.1-4)

(III.8.1-5)

Por medio de los valores antes obtenidos y que pueden ser consultados en la tabla III.8.1, resolviendo las

ecuaciones III.8.1-4 y III.8.1-5:

7106.1293.18.310537.0

5364.1

5364.1067.192.0

max

max

CL

LC

LC 0.10537

CL max 1.5364

CLmax 12.71067

Por medio de estos valores y de la ecuación III.8.1-5 se obtiene la curva de levantamiento generada por el ala.

De la ecuación III.8.1-5 se despeja el CL max, de lo cual se puede entender que al variar los valores del ángulo

de ataque “maxCL ” se conseguirán valores de CL que aunque no serán los máximos si serán distintos y serán

de ayuda para obtener el levantamiento a diferentes ángulos de ataque. A partir de estos valores se obtiene la

grafica de levantamiento.

LCLCLL CC max0maxmax

De esta ecuación y al proponer valores para el ángulo de ataque se obtiene la tabla III.8.1-2 con su respectiva

figura III.8.1-1:



105

ALA

Cl Alfa

-0.20336865 -3.8

-0.11907076 -3

-0.01369841 -2

0.09167395 -1

0.1970463 0

0.30241866 1

0.40779101 2

0.51316337 3

0.61853572 4

0.72390808 5

0.82928044 6

0.93465279 7

1.04002515 8

1.1453975 9

1.25076986 10

1.35614221 11

1.40566722 11.47

1.41 12

Tabla III.8.1-2 y figura III.8.1-1 Coeficiente de levantamiento del ala.



106

III.8.2 Cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal

El perfil que utiliza el UAV es un NACA 0009. Al cual se le calcularan los mismos coeficientes de levantamiento.

Por lo que las ecuaciones son las mismas mostradas anteriormente y los datos necesarios para el cálculo se

presentaron en la tabla III.8.1 Características del Perfil del Ala y del Estabilizador horizontal al inicio de este

capítulo.

Para obtener los resultados, se utilizarán las ecuaciones III.8.1-1, III.8.1-2, III.8.1-3, III.8.1-4 y III.8.1-5 pero

ahora con los valores correspondientes al estabilizador horizontal.

Donde:

9848.012325.0122

01734.02

109.0

K

De esta manera sustituyendo los valores en la ecuación III.8.1-1 tenemos:

106676.054.3

4))0tan(9848.0(017347.0

54.32

2

2

2

LC

Por medio de los valores antes obtenidos y que pueden ser consultados en la tabla III.8.1, resolvemos la

ecuaciones III.8.1-4 y III.8.1-5:

1364.110010849.0

188.1

188.1032.19.0

max

max

CL

LC

LC 0.1066

CL max 1.188

CLmax 11.136

De la misma forma como se obtuvo el coeficiente de levantamiento para el ala, se obtiene el estabilizador

horizontal. A continuación se presenta la figura y su respectiva tabla.



107

ESTABILIZADOR HORIZONTAL

Cl Alfa

-0.40537182 -3.8

-0.21335359 -2

-0.10667679 -1

0 0

0.10667679 1

0.21335359 2

0.32003038 3

0.42670718 4

0.53338397 5

0.64006077 6

0.74673756 7

0.85341435 8

0.96009115 9

1.06676794 10

1.0881033 10.2

1.10943866 10.4

1.13077402 10.6

1.15210938 10.8

1.16277706 10.9

Tabla III.8.2-1 y figura III.8.2-1 Coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal.



108

III.8.3 Levantamiento debido al fuselaje

Para calcular las características aerodinámicas del fuselaje, se le considera como un cuerpo de

revolución equivalente, que tenga su misma longitud y volumen, aunque su eje de simetría puede

tener un ángulo diferente al eje longitudinal del avión.

Se puede observar que la forma aquí propuesta para el UAV ya es en sí un cuerpo de revolución por

lo que la tarea se simplifica.

Para realizar el cálculo del levantamiento debido al fuselaje se utilizaron los siguientes datos:

Símbolo Descripción Referencia Fuselaje

M Número de Mach Calculado 0.123257

dmax

Área de la sección máxima del cuerpo de

revolución equivalente Obtenido de modelo 0.671 m

Somax

Área de la sección máxima del cuerpo de

revolución equivalente. 4

m ax2d

0.527002 m2

X1

Distancia de la punta del fuselaje a la sección

del diámetro máximo del cuerpo de

revolución equivalente

Obtenido de modelo 1.391 m

lf ó lB Longitud del fuselaje Obtenido de modelo 2 m

Vf ó VB

Volumen del cuerpo de revolución

equivalente Obtenido de modelo 0.378373 m3

Vf2/3 -

lf/ dmax Esbeltez del fuselaje - 2.98062

K2-K1 Factor de masa reducida Anexo D Figura III.8.3-1 0.7

X1/lf De cuerpo de revolución equivalente - 0.6957

X0/lf 0.374+0.533(X1/lf) Anexo D Figura III.8.3-4 0.7448

X0

Localización, a partir de la nariz, donde el

flujo potencial termina - 1.15 m

Bl

X

xr0

Mitad de la proyección del área del cuerpo

de revolución equivalente entre X0 y lf - 0.05159 m

2

Relación del coeficiente de resistencia de un

cuerpo de longitud finita y uno infinito Anexo D Figura III.8.3-2 0.58



109


f0 ó

B0

Ángulo de cero levantamiento del cuerpo de

revolución equivalente, con respecto al eje

longitudinal del avión.

Anexo D Figura III.8.3-5

feff Ángulo de ataque del cuerpo de revolución

equivalente. Ecuación III.8.3-2 7.62°

Mc - Ecuación III.8.3-3 0.936452

Cdc Coeficiente de resistencia de un cilindro de

longitud infinita. Anexo D Figura III.8.3-3 1.8

b Ángulo de ataque del fuselaje real referido al

eje longitudinal del avión - -3.8 a 11

Sw

VB

3/2

- - 0.07573 m

Tabla III.8.3-1 Características de levantamiento del fuselaje.

Se parte de la siguiente ecuación y de las tablas de Levantamiento debido al fuselaje (ver anexo D):

(III.8.3-1)

De la ecuación III.8.3-1 solo hace falta definir dos términos que son:

(III.8.3-2)

Por lo tanto:

BBeff

Por otra parte

(III.8.3-3)

0163.0)62.7(123257.0 senMc



110

Finalmente por medio de la ecuación III.8.3-1 se obtiene la contribución del fuselaje al levantamiento para

diferentes ángulos de ataque como se observa en la tabla III.8.3-2 y la figura III.8.3-1

Ángulo de ataque del

fuselaje

Contribución del fuselaje al

levantamiento (grados)

-3.8 -0.014795583

-2 -0.007823218

0 0

2 0.00790337

4 0.015886892

7.5 0.030050923

8.13 0.032626517

9 0.036196364

9.8 0.039492368

10.3246 0.041660685

11 0.04446042

Tabla III.8.3-2 Levantamiento debido al fuselaje.

Figura III.8.3-1 Levantamiento debido al fuselaje.

-0.02

-0.01

0

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12

Co

efi

cien

te d

e Le

van

tam

ien

to

Angulo de ataque [°]

Coeficente de Levantamiento debido al fuselaje



111

III.8.4 Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje

El cálculo de levantamiento del conjunto ala-fuselaje se realiza por medio de una suma de levantamientos

generados por las partes involucradas Se puede ver en la ecuación III.8.4-1 que el coeficiente de

levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje varía con respecto al ángulo de ataque relativo y los demás

términos son constantes.

El cálculo se realiza separando la parte lineal de la curva de levantamiento, de la parte correspondiente a

valores máximos.

En la zona lineal el coeficiente de levantamiento del conjunto ala-fuselaje se puede estimar mediante la

expresión.

(III.8.4-1)

Donde:

CLf = Coeficiente de levantamiento del fuselaje.

CLn= Coeficiente de levantamiento de las barquillas, que para este caso en particular no se hace uso de ellas.

(III.8.4-2)

Este término se irá variando para obtener el levantamiento a diferentes ángulos.

Para encontrar los valores máximos se emplean las siguientes ecuaciones, algunos términos se obtuvieron de

figuras que se pueden encontrar en el anexo D como figuras para calcular el levantamiento debido al conjunto

ala fuselaje (de la figura III.8.4-1 a la III.8.4-4):

(III.8.4-3)

4134.1)53.1)(92.0()( max LC

Y

(III.8.4-4)

37.12)27.11)(1.1()( max CL



112

Las dos relaciones dependen únicamente de la anchura del fuselaje en la raíz del ala y de la envergadura del

ala. El método emplea un factor de corrección empírico de la conicidad C2.

Para desarrollar el cálculo de levantamiento generado del ala en presencia del fuselaje, se requirió de los

siguientes datos:

Símbolo Descripción Referencia Valor

D Ancho del fuselaje en la raíz del ala Tres vistas del avión 0.60 m

bw Envergadura del ala Obtenido del modelo 5 m

Sw Superficie de referencia del ala Obtenido del modelo 3.275 m2

0w Ángulo de cero levantamiento del ala

De tabla para calculo de

levantamiento del ala -3.79°

Ángulo de incidencia del ala, referido al eje

longitudinal del avión Obtenido por modelo 3.9°

Ángulo de ataque del ala relativo al

levantamiento cero Ecuación III.8.4-2 Varia

Pendiente de la curva de levantamiento del

ala (superficie húmeda)

Obtenido de Tabla para

calculo de levantamiento

del ala

0.105

Relación del ancho del fuselaje y la

envergadura del ala - 0.15

Relación de levantamiento del ala en

presencia del fuselaje al levantamiento del ala

sola

Anexo D Figura III.8.4-1 1.13

Relación de levantamiento aportado por el

ala al fuselaje al levantamiento del ala sola Anexo D Figura III.8.4-1 0.20

Tabla III.8.4-1 Características de levantamiento del ala en presencia del fuselaje.



113


Conicidad del ala

Obtenido de tabla para


del ala

0.8

Factor de corrección de la conicidad del ala Anexo D Figura III.8.4-2 0.87

Flecha del borde de ataque Obtenido de modelo 3.27

- - 0.8166

- - 0.15

Relación del coeficiente de levantamiento

máximo del ala-fuselaje al del ala sola Anexo D Figura III.8.4-3 0.92

Relación del ángulo de desplome del ala-

fuselaje al de ala sola Anexo D Figura III.8.4-4 1.05

Coeficiente de levantamiento del ala sola



del ala

1.5364

Ángulo de desplome del ala sola, relativo a

la dirección de levantamiento cero.



del ala

11.2736°

Coeficiente de levantamiento máximo del

conjunto ala-fuselaje Ecuación III.8.4-3 1.4134

Ángulo de desplome del conjunto ala-

fuselaje Ecuación III.8.4-4 9.5149°

Tabla III.8.4-2 Valores máximos de levantamiento del conjunto ala-fuselaje.



114

De lo anterior se obtuvo la siguiente tabla:

Ángulo de ataque

del fuselaje

Ángulo de ataque del ala

relativo al levantamiento cero

Coeficiente de levantamiento generado

por el conjunto ala-fuselaje

-3.8 -3.69 -0.53142744

-2 -1.89 -0.27243954

0 0.11 0.01540095

2 2.11 0.303321589

4 4.11 0.59132238

7.5 7.61 1.095516632

8.13 8.24 1.186297665

9 9.11 1.311675024

9.8 9.91 1.426977936

10.3246 10.4346 1.502594783

11 11.11 1.599956349

Tabla III.8.4-3 Coeficiente de levantamiento del conjunto ala – fuselaje.

Figura III.8.4-5 Levantamiento del conjunto ala – fuselaje.

-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

2

-5 0 5 10 15

Co

efi

cien

te d

e Le

van

tam

ien

to

Ángulo de Ataque del Avión [°]

Coeficiente de Levantamiento del Conjunto Ala-Fuselaje



115

III.8.5 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje

El coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal se calcula de forma similar al del conjunto ala-

fuselaje, pero incluyendo además los efectos de interferencia estabilizador fuselaje.

La expresión del coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje, en su zona lineal es:

(III.8.5-1)

En donde:

(III.8.5-2)

(III.8.5-3)

h Deflexión de la Estela

25.0

725.0

3.0

3

1

20

h

lhl

C

ARC

Quedando el límite de linealidad del estabilizador horizontal de la siguiente manera:

CL Eh b h

0 0 -3.8 -3.8

0.2 0.827616084 -2 -2.827616084

0.4 1.655232167 0 -1.655232167

0.6 2.482848251 2 -0.482848251

0.81 3.351845139 4 0.648154861

1.15 4.758792481 7.5 2.741207519

1.18 4.882934893 8.13 3.247065107

1.24 5.131219718 9 3.868780282

1.3 5.379504544 9.8 4.420495456

1.335 5.524337358 10.3246 4.800262642

1.2 4.965696502 11 6.034303498

Tabla III.8.5-1 Límite de linealidad del estabilizador horizontal.



116

Para los valores máximos se utilizan las expresiones:

(III.8.5-4)

125139.0)1064.0(188.1)(99.0() )(max hfhLC

(III.8.5-5)

745.995.10)(89.0() )(max hfhL

De la misma manera en la que se han manejado los datos, a continuación se presenta una tabla con la

información necesaria:


Limite de linealidad del estabilizador

horizontal

Obtenido de características de

levantamiento del ala y del

estabilizador horizontal

-3.8° a 6.03

Ancho del fuselaje en la raíz del

estabilizador horizontal Obtenido del modelo 0.75 m

Envergadura del estabilizador horizontal Obtenido del modelo 1.5 m

Relación del ancho del fuselaje y la

envergadura del estabilizador horizontal Obtenido de formula 0.5

Superficie de referencia del ala - 3.275 m

Superficie del estabilizador horizontal Obtenido de formula 0.5042 m2

Ángulo de incidencia del estabilizador

horizontal, referido al eje longitudinal del

avión

Obtenido de modelo 0

Pendiente de la curva de levantamiento del


Obtenido de características de

levantamiento del ala y del


0.10849



117


Relación del levantamiento del estabilizador

horizontal en presencia del fuselaje, al

levantamiento del estabilizador horizontal

aislado


Relación del levantamiento aportada por el

estabilizador horizontal en al fuselaje, al

levantamiento del estabilizador horizontal

aislado


Tabla III.8.5-2 Características de levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.


Conicidad del estabilizador horizontal

Obtenido de Características de

levantamiento del Ala y del

Estabilizador Horizontal

1

Factor de corrección de la conicidad del

estabilizador Anexo D Figura III.8.4-2 0.9

Flecha del borde de ataque




0

Alargamiento del borde de ataque




3.54

- - 1

Relación del coeficiente de

levantamiento máximo del estabilizador

horizontal-fuselaje al del estabilizador

horizontal aislado


Relación del ángulo de desplome del

estabilizador horizontal-fuselaje al del

estabilizador horizontal aislado


Coeficiente de levantamiento del





1.18



118


Ángulo de desplome del estabilizador

horizontal, relativo a la cuerda




11.13°

Coeficiente de levantamiento máximo

del estabilizador horizontal en presencia

del fuselaje, referido a SH

Ecuación III.8.5-4 0.18107

Ángulo de desplome del estabilizador

horizontal, con respecto al ángulo de

ataque del avión.

Ecuación III.8.5-5 9.9114°

Relación de presión dinámicas sobre el

estabilizador horizontal y en el infinito Ecuación III.8.5-3 1

*Considerar los valores de la deflexión de la Estela h , al igual que los datos de la relación de presiones dinámicas

sobre el estabilizador horizontal y en el infinito

q

qh .

Tabla III.8.5-3 Valores máximos del levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.

Ángulo de ataque

del fuselaje

Limite de linealidad del


Levantamiento del estabilizador

horizontal en presencia del fuselaje CLh(hf)

-3.8 -3.8 -0.14229295

-2 -3.421682584 -0.12812666

0 -2.843365169 -0.106471268

2 -2.265047753 -0.084815875

4 -1.757814466 -0.065822265

7.5 -0.67467486 -0.025263546

8.13 -0.257927247 -0.009658218

9 0.185567977 0.006948688

9.8 0.70123146 0.026257972

10.3246 1.083663202 0.040578325

11 2.469904494 0.092486841

Tabla III.8.5-3 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.



119

Figura III.8.5-1 Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.

III.8.6 Levantamiento del avión completo.

El coeficiente del avión completo se calcula sumando las diferentes contribuciones de cada uno de los

elementos calculados en los puntos anteriores y se expresa de la siguiente forma:

(III.8.6-1)

Efecto de los vórtices del fuselaje en el coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal.

(Despreciable cuando la envergadura del estabilizador horizontal no se encuentra empotrada en el fuselaje).

Por lo tanto:

(III.8.6-2)

Donde:

LWfC Es el Coeficiente de levantamiento generado por el conjunto ala fuselaje.

-0.2

-0.1

1E-15

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

-4 -2 0 2 4 6 8 10 12

Co

efic

ien

te d

e L

evan

tam

ien

to


Coeficiente de Levantamiento del Empenaje Horizontal en Presencia del Fuselaje



120

)(hfLhC Es el Coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje

De los cálculos anteriormente desarrollados se pueden obtener los dos últimos coeficientes mencionados:

Levantamiento generado por el

conjunto Ala-Fuselaje

Levantamiento del estabilizador horizontal

en presencia del fuselaje

-0.495955344 -0.14229295

-0.252145344 -0.12812666

0.018754656 -0.106471268

0.289654656 -0.084815875

0.560554656 -0.065822265

1.034629656 -0.025263546

1.119963156 -0.009658218

1.237804656 0.006948688

1.346164656 0.026257972

1.417221726 0.040578325

1.508704656 0.092486841

Tabla III.8.6-1 Valores del levantamiento del ala – fuselaje y del estabilizador horizontal en presencia del fuselaje.



121

Finalmente de la suma de los coeficientes se obtienen los siguientes resultados:

Ángulo de ataque

del fuselaje

Levantamiento del

Avión completo

-3.8 -0.673760582

-2 -0.400577329

0 -0.091070318

2 0.218494581

4 0.525455586

7.5 1.070096538

8.13 1.176455495

9 1.318398284

9.8 1.452968622

10.3246 1.54287644

11 1.692106439

Tabla III.8.6-2 Levantamiento del avión completo.

Figura III.8.6-1 Levantamiento del avión completo.

-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

2

-9 -4 1 6 11 16

Co

fici

ente

de

Leva

nta

mie

nto

Ángulo de ataque del fuselaje [°]

Levantamiento del Avión completo



122

III.8.7 Resistencia al avance para cero levantamiento del ala, estabilizador horizontal y estabilizador

vertical

Las fuerzas de resistencia al avance no relacionadas con el levantamiento son usualmente conocidas como

resistencia al avance parásita o resistencia al avance para cero levantamiento. En vuelo de crucero subsónico

de un avión bien diseñado, la resistencia al avance parásita consiste comúnmente de la resistencia al avance

debido a la fricción, la cual depende básicamente del área húmeda [III/6].

Esta resistencia al avance debido a la fricción de una placa plana equivalente de la misma cantidad de área

húmeda puede ser determinada para varios números de Reynolds y rugosidades de piel como se muestra en

las siguientes ecuaciones.

También es preciso señalar que adicionalmente hay que agregar la resistencia al avance producida por la

presión, aunque en vuelo subsónico esta resistencia de presión es usualmente pequeña.

Para condiciones de vuelo subsónico, el coeficiente de resistencia al avance del perfil de las superficies

sustentadores puede determinarse usando la siguiente ecuación basada en la superficie de levantamiento en

consideración [III/7]:

(III.8.7-1)

Es conveniente hacer la aclaración de que el Número de Reynolds a utilizar es el calculado con la longitud de

referencia o el Número de Reynolds de Corte dado en el anexo D figura III.8.7-5, empleado en su caso,

siempre el mayor.

Figura III.8.7-1 Parámetro de localización del espesor relativo máximo del perfil

(Roskam, 1990)

(III.8.7-2)

(III.8.7-3)

Figura III.8.7-2 Definición de la superficie húmeda expuesta

(Roskam, 1990)



123

En la siguiente tabla se muestra la altura de la rugosidad promedio de los diferentes tipos de superficie que

conforman al avión.

Tabla III.8.7-1 Rugosidad de la superficie

(Hoak, 1978)

Símbolo Descripción Referencia Ala Estabilizador

Horizontal

Estabilizador

Vertical

K Rugosidad de la superficie Tabla III.8.7-1 0.00025 0.00025 0.00025

L

Longitud de referencia

(cuerda media aerodinámica

del ala)

- 0.6578 0.375 0.375

l/k - - 263.2 1500 1500

NR Número de Reynolds Sección III.8.1 1303493.908 743098.534 743098.53

M Número de Mach Tabla III.8.2-1 0.123257 0.123257 0.123257

Cf Coeficiente de fricción de la

placa equivalente

Anexo D Figura

III.8.7-3 0.0045 0.0047 0.0045

t/c Espesor relativo Tabla III.8.1-1 0.12313 0.16826 0.1573

C Cuerda media aerodinámica Obtenida del

modelo 0.6578 0.375 0.375

L Parámetro de localización

del espesor relativo Figura III.8.7-1 1.2 2 2

Xt

Distancia de la punta del

fuselaje a la sección del

diámetro máximo del

cuerpo

Obtenido del

modelo 0.2124 0.1065 0.1065



124


Horizontal

Estabilizador

Vertical

RLS Factor de corrección de

superficie de levantamiento

Anexo D Figura

III.8.7-5 1.08 1.085 1.085

Flecha en línea del espesor

relativo máximo

Obtenido de

modelo 2.38 0 0

Área de la superficie

sustentadora

Obtenido de

modelo 3.275 0.266 0.2527

COS A

(t/c)max -

Anexo D Figura

III.8.7-4 0.9991 1 1

(CD0)ls Coeficiente de resistencia

para cero levantamiento Ecuación III.8.7-1 0.00568988 0.00076868 0.000679

Tabla III.8.7-2 Coeficiente de resistencia al avance para cero levantamiento de ala, estabilizador horizontal y estabilizador

vertical.

III.8.8 Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento de fuselaje

El coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento de un cuerpo puede ser estimado con la

siguiente expresión empírica indicada por Hoak, basada en cuerpos de revolución simétricos, también puede

ser aplicada en cuerpos asimétricos sustituyendo el cuerpo actual por uno de revolución equivalente,

empleado el método indicado en la sección III.8.3 de esta tesis. Para condiciones subsónicas, con base en el

área frontal se tiene:

(III.8.8-1)

(III.8.8-2)


dB Diámetro máx. del cuerpo

de revolución equivalente De tabla de levantamiento 0.6071

CDf Coeficiente de fricción y

presión del cuerpo

0.1184



125


Cf Coeficiente de fricción de la

placa plana equivalente Tabla III.8.7-2 0.0045

SB Máxima área frontal del

cuerpo de revolución 0.2894

CDb Coeficiente de resistencia

al avance Ecuación III.8.8-3 0.08425

db

Diámetro del perímetro

circular equivalente del

área base.

- 0.6071

lb Largo del fuselaje Tabla III.8.3-1 2

lb/dB - - 3.29

(Swet)e/Sw

Superficie húmeda

expuesta del ala entre la

superficie total del ala.


Sw Área del ala - 3.275

(CD0)f

Coeficiente de Resistencia

al avance para cero

levantamiento del fuselaje


Tabla III.8.8-1 Coeficiente de resistencia al avance para cero levantamiento del fuselaje.



126

Figura III.8.8-1 Definición de parámetro del fuselaje

(Roskam, 1990)

Coeficiente de resistencia al avance debido a las interferencias

A continuación se presenta el método para definir la resistencia al avance debido a la interferencia que se

produce en las intersecciones que forman los diferentes componentes del avión

III.8.9 Ala-Fuselaje

La resistencia al avance debido a interferencias ala-fuselaje es mínima y tiende a ser cero a velocidades

subsónicas cuando el ala está en la nariz o en la cola del fuselaje. Y alcanza sus valores máximos cuando el ala

esta aproximadamente a la mitad longitudinal del fuselaje. Cuando este dato es aplicado la resistencia al

avance debida a la interferencia ala-fuselaje es un 5% de la resistencia total para cero levantamiento [III/8].

Este valor de interferencia lo podemos encontrar de la siguiente relación:

(III.8.9-1)



127

Donde:

RWf Es la relación del ala-fuselaje con la resistencia para cero levantamiento del fuselaje solo, con la omisión

de la resistencia al avance base, como una función del número de Mach y el número de Reynolds basado

en el largo del fuselaje. (Anexo D, Figura III.8.9-1)

Cuando se aplica la técnica del factor de corrección por interferencia al avión, se obtiene para el conjunto ala-

fuselaje:

(III.8.9-2)


CDf Coeficiente para cero levantamiento del

fuselaje Tabla III.8.8

0.1184

Rwf Relación del ala-fuselaje con resistencia para

cero levantamiento del fuselaje solo.

Anexo D

Figura III.8.9-1 1.057

(CD0)fw

factor de corrección por interferencia al

avión, se obtiene para el conjunto ala-

fuselaje


NR Número de Reynolds para el fuselaje Sección III.8.7 3963192.181

Coeficiente de resistencia al avance del

conjunto ala-fuselaje para cero

levantamiento


Tabla III.8.9-1 Coeficiente de resistencia al avance para cero levantamiento del conjunto ala-fuselaje

III.8.10 Estabilizador horizontal-estabilizador vertical

Cuando el estabilizador horizontal intersecta con el estabilizador horizontal, la resistencia al avance debida a

la interferencia producida en cada esquina se puede aproximar por la siguiente ecuación [III/9]:

(III.8.10-1)



128

Así basándose en lo anterior, se produce a realizar el cálculo respectivo:


n2 Número de esquinas Obtenido del

modelo 4

(t/c)int Promedio del espesor relativo de las

superficies que se intersectan - 0.15

Cint Cuerda en la intersección - 0.26

Coeficiente de resistencia de

interferencia del estabilizador

horizontal con el estabilizador vertical


- 0.0005867

- 0.0005183

- 0.0011051

Tabla III.8.10-1 Coeficiente de resistencia al avance debido a la interferencia estabilizador horizontal-estabilizador vertical

III.8.11 Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador horizontal debido al cambio del

ángulo de ataque

La resistencia al avance debida al levantamiento es conocida como resistencia al avance debido al sistema de

vórtices que se forman en la punta del ala al pasar el flujo de aire del intradós hacia el extradós debido a la

diferencia de presiones y a la viscosidad del flujo, incrementándose de espesor estos vórtices con el

incremento del ángulo de ataque.

Con base en una teoría simple de resistencia inducida del ala, en condiciones subsónicas, normalmente se

presenta con:

(III.8.11-1)

Donde e es la eficiencia de Oswald, la cual tienen un valor de 1 en alas elípticas y puede ser calculada para alas

con otras formas en planta. La ecuación tiene una utilidad limitada. Provee valores razonables para alas

cónicas debajo de ángulos de ataque para el valor máximo del levantamiento entre la resistencia al avance

(L/D). Arriba de este ángulo, la separación del flujo en el borde de salida causa un incremento significativo en

la resistencia al avance, sobre el valor obtenido por la ecuación. La ecuación tampoco es válida en alas con



129

flechado y alas con bajo alargamiento debido a que el espesor del vórtice en el intradós reduce al

alargamiento efectivo del ala.

Se han considerado muchos métodos para su aplicación en aeronaves de aviación general. Así que se utilizará

el método presentado por Hoak[III/10] que se muestra a continuación; aplica tanto para el ala, como para el

estabilizador horizontal.

(III.8.11-2)

(III.8.11-3)

(III.8.11-4)


Horizontal

Estabilizador

Vertical

CLW

Coeficiente de

levantamiento de la

superficie a considerar

Tabla III.8.1-2 Varia Varia -

Factor de corrección

por conicidad de la

superficie

Anexo D Figura

III.8.11-1 0.048 0.027 0.018


por flechado de la

superficie

Anexo D Figura

III.8.11-2 1 0 0


por flechado de la

resistencia por

viscosidad

Anexo D Figura

III.8.11-3 1 1 1

J - Ecuación III.8.11-3 6.71 1.9961 1.0828

Factor de incremento

debido a la resistencia

por viscosidad

Anexo D Figura

III.8.11-4 Varia Varia -

C1 - Anexo D Figura

III.8.11-5 0.125 0 0

C2 - Anexo D Figura

III.8.4-2 0.9 0.8 0.8



130


Horizontal

Estabilizador

Vertical

Aw Alargamiento Obtenido de

modelo 7.6336 3.66 1.99

Flechado del borde de

ataque Tabla III.8.4-2 3.43 0 0

Sección III 0.9923709

Flecha en la línea c/4 Tabla III.8.1 2.464 0 0

S Superficie Tabla III.8.1 3.275 0.266 0.2527

Tabla III.8.11-1 Coeficiente de resistencia al avance inducida de ala y estabilizador horizontal.

Así se tiene que el coeficiente de resistencia inducida para el ala y una superficie de referencia de 2.5 m2 y

0.266 m2 respectivamente, es de:

Tabla III.8.11-2 Coeficientes de resistencia al avance inducida del ala.

ALA

b (CDi)w

-3.8 0.00352652

-2 1.6E-05

0 0.00331066

2 0.01417925

4 0.03262177

7.5 0.09812095

8.13 0.11467412

9 0.14186401

9.8 0.16393565

10.3246 0.19178825

11 0.22181529



131

Figura III.8.11-6 Coeficiente de resistencia al avance inducida del ala.

Tabla III.8.11-3 Coeficientes de resistencia al avance inducida del estabilizador horizontal.

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12

Co

efi

cien

te d

e R

esis

ten

cia

Ind

uci

da


Coeficiente de resistencia inducida del Ala


b (CDi)w

-3.8 0.01467365

-2 0.00914562

0 0.00406472

2 0

4 0.00406472

7.5 0.04625889

8.13 0.09216015

9 0.11216638

9.8 0.14231062

10.3246 0.17259397

11 0.18832216



132

Figura III.8.11-7 Coeficiente de resistencia al avance inducida del estabilizador horizontal.

III.8.12 Variación del coeficiente de resistencia al avance de fuselaje con el ángulo de ataque.

La variación de resistencia al avance de un cuerpo con el ángulo de ataque es relativa a su propio

levantamiento. Si se asume que en la parte delantera del cuerpo el flujo es potencial y en la parte trasera el

flujo es viscoso, se puede considerar como en la sección III.8.3.

La siguiente ecuación para el coeficiente de resistencia al avance en vuelo subsónico de un cuerpo debido al

cambio del ángulo de ataque es mencionada por Hopkins (Hopkins, 1951).

(III.8.12-1)


M Número de Mach Calculado 0.123257

dmax

Área de la sección máxima del cuerpo de revolución

equivalente Obtenido de modelo 0.6071 m

Somax

Área de la sección máxima del cuerpo de revolución

equivalente. 4

m ax2d

0.527 m2

-0.05

0

0.05

0.1

0.15

0.2

-6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12

Co

efi

cien

te d

e R

esis

ten

cia

Ind

uci

da


Coeficiente de Resistencia Inducida del Empenaje Horizontal



133


X1

Distancia de la punta del fuselaje a la sección del

diámetro máximo del cuerpo de revolución

equivalente

Obtenido de modelo 1.391 m

lf Longitud del fuselaje Obtenido de modelo 2 m

Vf Volumen del cuerpo de revolución equivalente Obtenido de modelo 0.3783 m3

lf/ dmax Esbeltez del fuselaje - 2.9806

K2-K1 Factor de masa reducida Anexo D Figura III.8.3-1 0.7

X1/lf De cuerpo de revolución equivalente - 0.6957

X0/lf 0.374+0.533(X1/lf) Anexo D Figura III.8.3-4 0.7448

X0

Distancia del borde de ataque del fuselaje donde

cesa el flujo potencial - 1.15

Bl

X

xr0

Mitad de la proyección del área del cuerpo de

revolución equivalente entre X0 y lf - 0.05159 m2

f0

Ángulo de cero levantamiento del cuerpo de

revolución equivalente, con respecto al eje

longitudinal del avión.

Anexo D Figura III.8.3-5

feff Ángulo de ataque del cuerpo de revolución

equivalente. Ecuación III.8.3-2 7.62°

Mc - Ecuación III.8.3-3 0.4682

Cdc Coeficiente de resistencia de un cilindro de

longitud infinita. Anexo D Figura III.8.3-3 1.3

b Ángulo de ataque del fuselaje real referido al eje

longitudinal del avión - -3.8 a 11

Tabla III.8.12-1 Características de Levantamiento del fuselaje.

Una comparación de la ecuación III.8.12-1 con la ecuación del levantamiento de un cuerpo de la sección

III.8.3, se obtiene:

(III.8.12-2)

Donde el primer término es el coeficiente de levantamiento del cuerpo y el segundo es el ángulo de ataque

del cuerpo relativo al eje del cuerpo.



134

Así de lo tratado en la sección III.8.3 se puede deducir que la resistencia al avance del fuselaje para el UAV,

queda resumido por:

(III.8.12-3)

Para obtener los valores de la integral (sumatoria) se realizó la siguiente tabla:

r x

1 0 0.02 0

2 0.2484 0.02 0.004968

3 0.3244 0.02 0.006488

4 0.36485 0.02 0.007297

5 0.3812 0.02 0.007624

6 0.3727 0.02 0.007454

7 0.27355 0.02 0.005471

8 0.2268 0.02 0.004536

9 0.20395 0.02 0.004079

10 0.18395 0.02 0.003679

11 0 0.02 0

suma 0.051596

Tabla III.8.12-2 Resultados de la sumatoria de la ecuación III.8.12-1.

Sustituyendo los valores correspondientes, se tiene lo siguiente:

275.3

3783.00515.0

3783.0

3.158.02

3783.0

5270.07.02 32

32

3

32

2 BDiC

3725 4102628.14108615.6 BDiC



135

Como los valores del ángulo de ataque varían, se realizó la siguiente tabla:

CLf CDiB

b b -4 1 2 1 2 CDiB

-3.8 -7.8 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00371707

-2 -6 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00220763

0 -4 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00098521

2 -2 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00024731

4 0 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0

7.5 3.5 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.0007659

8.13 4.13 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.0010678

9 5 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00156781

9.8 5.8 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00211304

10.3246 6.3246 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00251522

11 7 0.00355723 7.23597E-06 6.2081E-05 1.2628E-07 0.00308528

Tabla III.8.12-3 Variación de la resistencia al avance respecto a los ángulos de ataque del fuselaje.



136

Finalmente se realizó la gráfica de los coeficientes de resistencia al avance del fuselaje contra el ángulo de

ataque:

b CDiB

-3.8 0.00371707

-2 0.00220763

0 0.00098521

2 0.00024731

4 0

7.5 0.0007659

8.13 0.0010678

9 0.00156781

9.8 0.00211304

10.3246 0.00251522

11 0.00308528

Tabla III.8.12-4 Valores de la resistencia al avance del fuselaje respecto a la variación de su ángulo de ataque.

Figura III.8.12-1 Coeficiente de resistencia al avance inducido del fuselaje.

-0.0005

0

0.0005

0.001

0.0015

0.002

0.0025

0.003

0.0035

-5 0 5 10 15

Co

efi

cen

te d

e R

esi

ste

nci

a

Ind

uci

da


Coeficiente de Resistencia inducido del fuselaje



137

III.8.13 Coeficiente de resistencia al avance debido a misceláneas

Por último se calculan los coeficientes de resistencia producidos por elementos misceláneos, conformados

principalmente por el tren de aterrizaje, la cabina, y escape del motor, los montantes y las protuberancias,

para así tener en consideración a todos los elementos que producen resistencia al avance.


Coeficiente de resistencia para cero levantamiento

del tren de aterrizaje, basado en su propia

superficie de referencia.

Figura III.8.13-1 0.53

Es la superficie de referencia del tren de aterrizaje. 0.025 m2.

Es un factor que considera la variación de la

resistencia al avance con el levantamiento Figura.III.8.13-2 Despreciable

Ancho de la llanta Propuesto 0.1 m.

Diámetro de la llanta Propuesto 0.25 m.

A Distancia existente entre la nariz de la aeronave y

el tren de aterrizaje frontal Anexo D Figura III.8.13-3 0.4 m.

E Altura total del tren de aterrizaje Anexo D Figura III.8.13-3 0.6 m.


Coeficiente de resistencia al avance debido al tren

de aterrizaje. Ecuación III.8.13-1 0.00877

Tabla III.8.13 Incremento del coeficiente de resistencia al avance debido al tren de aterrizaje.

El incremento de resistencia producido por el tren de aterrizaje se estima mediante la siguiente expresión [III/11]:

(III.8.13-1)

De la figura III.8.13-1 obtendremos el valor del coeficiente de resistencia al avance del tren de aterrizaje

trasero con las llantas sin carenado para cero levantamiento.



138

Figura III.8.13-1 Incremento de resistencia del tren de aterrizaje: tren fijo empotrado al ala o fuselaje

En la figura III.8.13-2 el factor de resistencia inducida del tren de aterrizaje, tomando en cuenta la figura

donde se ve el tren de aterrizaje fijado al fuselaje.

Figura III.8.13-2 Factor de resistencia inducida del tren de aterrizaje

En la Anexo D Figura III.8.13-3 obtendremos el valor del coeficiente de resistencia al avance del tren de nariz

para cero levantamiento.

Una vez obtenidos los valores anteriores se sustituirán en la ecuación III.8.13-1.

275.3

025.0062.0

275.3

025.0053.0DgearC

00877.0DgearC

III.8.14 Estimación de la resistencia al avance debido al escape del motor

En ésta sección se muestra un método rápido (Roskam, 1990) para determinar la resistencia al avance extra

causada por la instalación del escape del motor.

Motor de émbolo.



139

El Anexo D figura III.8.14-1 ilustra los incrementos de resistencia al avance asociados con la configuración del

escape de un motor de émbolo [III/12]. En el caso del UAV se tomará el incremento de 0.0010.

III.8.15 Resistencia al avance debido a montantes


Velocidad del avión en m/s. Sección III.3 41.49 m/s.

Espesor del montante. Propuesto 0.0585 m.

Incremento de la resistencia al avance

debido a montantes. Ecuación III.8.15-1 0.0804

Superficie del montante. Propuesto 0.002687

Superficie del ala. Tabla III.8.1 3.275

Coeficiente de resistencia al avance

debido a montantes. Ecuación III.8.15 0.000131

Tabla III.8.15-1 Resistencia al avance debido a montantes.

Para el cálculo de la resistencia debida a los montantes, se empleará la siguiente ecuación para definir el

coeficiente de resistencia de los montantes [III/13].

(III.8.15-1)

(III.8.15-2)

Sustituyendo los valores correspondientes nos queda:

15.00585.0*49.41092.0

DMONTC

0804.0 DMONTC

Y la resistencia del montante en función de la superficie de referencia es:

(III.8.15-3)



140

Sustituyendo de nuevo los valores correspondientes nos queda:

275.3

0026.00804.0DMONTC

000131.0DMONTC

III.8.16 Resistencia al avance por filtración y protuberancias

La resistencia al avance debido a protuberancias y filtraciones [III/14] es difícil de determinar por cualquier

método. La resistencia por filtración es debida a la tendencia de aspirar del avión a través de los orificios y

grapas en zonas de alta presión, y soplar en zonas de baja presión. La pérdida de cantidad de movimiento o

momentum del aire aspirado contribuye directamente a la resistencia al avance, y el aire soplado tiende a

producir separación del flujo en la superficie.

Las protuberancias incluyen antenas, luces y defectos de manufactura, como son cabezas de remaches,

rugosidades en la piel o paneles desalineados. Normalmente éste valor se determina como un porcentaje de

la resistencia total miscelánea.

Para aviones de producción normal, la resistencia al avance debido a protuberancias y filtraciones puede ser

estimada entre 2 al 5% de la resistencia miscelánea en turborreactores de transporte y bombarderos; entre 5

al 10% para aviones de hélice y entre el 10 y 15% para aviones de combate. Si se toma especial cuidado

durante el diseño y la manufactura, esta resistencia puede ser reducida a cero pero a un costo considerable.

Para el caso del UAV, se incrementará la resistencia en un 10% del valor de las resistencias misceláneas.

III.8.17 Coeficiente de resistencia al avance del avión completo

La resistencia total del UAV se resume en este apartado mediante la siguiente ecuación que engloba todo lo

obtenido previamente:

(III.8.17-1)

Para obtener el primer valor, se realizó la suma de todos los coeficientes de resistencia al avance de cero

levantamiento: CD0 = 0.1056.

El valor de la resistencia al avance debido a misceláneas se obtuvo de la suma de las resistencias al avance del

tren de aterrizaje, de los montantes, del escape y de filtraciones y protuberancias, con lo cual quedó de: ΔCDmis

= 0.0133

Con estos valores obtenidos se procede a sustituir en la ecuación III.8.17-1 mediante la siguiente tabla

realizada en Excel, teniendo así:



141

b (CDi)w (CDi)h (CDi)f CD

-3,8 0.003526516 0.014673646 0.003717071 0.07533098

-2 1.59999E-05 0.009145624 0.002207633 0.064783004

0 0.003310659 0.004064722 0.000985211 0.061774339

2 0.014179249 0 0.000247313 0.067840309

4 0.032621768 0.004064722 0 0.090100237

7,5 0.098120947 0.046258888 0.000765905 0.198559486

8,13 0.114674125 0.065 0.001067803 0.234155674

9 0.141864011 0.1 0.001567806 0.296845564

9.8 0.163935649 0.13 0.002113039 0.349462434

10 0.191788252 0.16 0.002515217 0.407717215

Tabla III.8.17-1 Valores obtenidos de resistencia al avance para sustituir en la ecuación III.8.17-1.

Finalmente se grafica el coeficiente de resistencia total contra el ángulo de ataque.

b CD

-3.8 0.07533098

-2 0.064783004

0 0.061774339

2 0.067840309

4 0.090100237

7.5 0.198559486

8.13 0.234155674

9 0.296845564

9.8 0.349462434

10.3246 0.407717215

Tabla III.8.17-2 Valores obtenidos de la ecuación III.8.17-1.



142

Figura III.8.17-1 Coeficiente de resistencia al avance del avión completo.

III.8.18 Coeficiente de momento de cabeceo y centro aerodinámico del ala y estabilizador horizontal

para cero levantamiento.


horizontal

Alargamiento Tabla III.8.1 7.63358 3.66

Flecha en la línea c/4 Tabla III.8.1 2.464 0

Conicidad Tabla III.8.4-2 y Tabla

III.8.5-2 0.7 0

Coeficiente de momento para

cero levantamiento del perfil. Abott -0.093 0

Coeficiente de momento para

cero levantamiento de la

superficie.

Ecuación III.8.18-1 -0.0648 0

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

0.45

-5 0 5 10 15

Co

efi

cien

te d

e R

esis

ten

cia

al A

van

ce

Ángulo de ataque del Avión [°]

Coeficiente de Resistencia al Avance inducida del Fuselaje



143


horizontal

Número de Mach Tabla III.8.1 0.12325 0.12325

0.9848 0.9848

Cuerda en la raíz Tabla III.8.1 0.7337 0.375

Cuerda media aerodinámica Tabla III.8.7-2 0.6578 0.375

Flecha del borde de ataque Tabla III.8.1 3.43 0

Parámetro requerido 2.7472 0

Parámetro requerido 0.3012 0

Centro aerodinámico relativo al

borde de ataque de la cuerda

media aerodinámica, como

relación de

Ecuación III.8.18-2 0.1644 0.09375

Tabla III.8.18-1 Centro aerodinámico y coeficiente de momento de cabeceo del ala y estabilizador horizontal para cero

levantamiento.

El coeficiente de momento de cabeceo para cero levantamiento, para alas, puede ser determinado

aproximadamente de la siguiente ecuación [III/15]

:

(III.8.18-1)

Ingresando los valores correspondientes a la ecuación obtendremos:

)464.2(2

7.01

)464.2(226.9

)464.2(26.9093.00 Cos

Cos

CosCm

06489965.00 mC

El Coeficiente de momentos del estabilizador horizontal se calcula con la misma fórmula, pero debido a que el

coeficiente de momentos del perfil NACA 0009 es cero, el coeficiente de momentos del estabilizador

horizontal será de cero.



144

El centro aerodinámico es el punto con respecto al cual el coeficiente de momentos de cabeceo del ala no

varía con el coeficiente de levantamiento, siendo por lo tanto una constante, y se puede determinar en

relación con un eje de referencia deseado y como una relación de la cuerda media aerodinámica del ala

usando la siguiente ecuación [III/16].

(III.8.18-2)

Obteniendo con esta ecuación que los valores de los centros aerodinámicos del ala y del estabilizador

horizontal son:

ALA E. HORIZONTAL

C 0.6578 m. 0.375 m.

Xac 0.1644 m. 0.09375 m.

Tabla III.8.18-2 Centros aerodinámicos del ala y del estabilizador horizontal.

III.8.19 Momento de cabeceo del ala-fuselaje para cero levantamiento.


Coeficiente de momento de cabeceo del ala para

cero levantamiento Tabla III.8.18-1 -0.0625

Ancho del fuselaje en el empotre del ala Tabla III.8.4-1 0.671

Longitud del fuselaje Tabla III.8.3-1 2

Distancia de la nariz del fuselaje a un cuarto de la

cuerda de ala Obtenida del modelo 1.0543

Superficie alar de referencia Tabla III.8.4-1 3.275

Superficie en planta del fuselaje Obtenida del modelo 0.9249

Superficie en planta del fuselaje delante de la

línea de un cuarto de cuerda de la cuerda media

aerodinámica del ala

Obtenida del modelo 0.6016

Cuerda media aerodinámica del ala Tabla III.8.1 0.6578

Incidencia de la línea de cero levantamiento del

ala con respecto al eje x del cuerpo, -α0w + iw Tabla III.8.4-1 3.9



145


Parámetro usado en la figura III.8.8-1 Anexo D, Figura III.8.19-1 0.4867

Parámetro usado en la figura III.8.8-1 Anexo D, Figura III.8.19-1 0.3428

- Anexo D, Figura III.8.19-1 -0.28

- Ecuación III.8.19-1 -0.0163

Coeficiente de momento del conjunto ala-

fuselaje-barquillas para cero levantamiento Ecuación III.8.19-2 -0.0789

Tabla III.8.19 Determinación del coeficiente de momentos del conjunto ala fuselaje.

La adición de un fuselaje a un ala resulta en una contribución al momento de cabeceo a cero levantamiento.

Esta contribución, (Cm0)f puede ser estimada de la figura III.8.8-1 la cual está basada en cuerpos de forma

aerodinámica de sección circular o casi circular para condiciones de ala media [III/17].

Para el cálculo de éstos coeficientes utilizaremos las ecuaciones siguientes:

(III.8.19-1)

6578.0275.3

29249.09.327.00 f

Cm

0163.00 f

Cm

(III.8.19-2)

0163.00625.00 wfn

Cm

0789.00 wfn

Cm



146

III.8.20 Momento de cabeceo de fuselaje debido al levantamiento.


M Número de Mach. Tabla III.8.1 0.123

Superficie alar de referencia. Tabla III.8.4-1 3.275 m2

Volumen de referencia. Tabla III.8.20-2 0.3783 m3

Área de la sección transversal de un cuerpo circular

equivalente de la estación considerada y en función de

x a partir del borde de ataque del fuselaje.

Figura III.8.20-1 Variable

Longitud del fuselaje. Tabla III.8.3-1 2 m

Distancia desde la nariz del cuerpo, hasta donde el

flujo potencial termina y se vuelve viscoso. Tabla III.8.20-3 1.528 m

Distancia de la nariz del cuerpo al eje de referencia. Obtenida del modelo 1.054 m

Distancia de la nariz del cuerpo al centro del segmento

considerado. Obtenida del modelo Variable

Radio efectivo del cuerpo en la estación posterior del

segmento considerado. Figura III.8.20-1 Variable

Cuerda media aerodinámica. Tabla III.8.1 0.6578 m.

Factor de masa reducida. Tabla III.8.12-1 0.7

Relación de coeficientes de resistencia de cilindros de

longitud finita e infinita. Tabla III.8.3-1 0.58

Coeficiente de resistencia al avance de un cilindro de

longitud infinita. Tabla III.8.12-1 1.3

- Ecuación III.8.20-2 1.0783

- Ecuación III.8.20-3 -0.0699

Pendiente de la curva de coeficiente de momento de

cabeceo del fuselaje (α en grados) 0.01223 – 1.49101x10-5 α

Tabla III.8.20-1 Determinación de la pendiente de la curva de momento de cabeceo del fuselaje.



147

La pendiente de la curva del momento de cabeceo del fuselaje para números de Mach subsónicos, puede ser

determinada por la siguiente ecuación.

(III.8.20-1)

Ésta fórmula contiene dos términos; el primero, debido a los efectos de levantamiento en el flujo potencial y

el segundo, debido a los efectos de levantamiento en el flujo viscoso.

Como puede apreciarse, la ecuación anterior es similar a la del coeficiente de levantamiento del fuselaje

previamente utilizado, sólo se agrega el brazo de palanca, así que siguiendo el mismo procedimiento,

realizaremos el cálculo respectivo para el UAV.

Las soluciones de las integrales de la ecuación son:

(III.8.20-2)

(III.8.20-3)

Para observar claramente lo que se realizó, a continuación se muestra el esquema con las variables y

constantes utilizadas.

Figura III.8.20-1 Referencias en el fuselaje (Bravo García, 2007)



148

Para obtener la solución de la ecuación III.8.20-1, se realizó la siguiente tabla:

Volumen (m3) 0.3783

η 0.58

Cdc 1.3

αff 7.62

k2-k1 0.7

Xm (m) 1.054

Sw (m2) 3.275

CMA (m) 0.6578

Tabla III.8.20-2 Valores a ingresar a la ecuación III.8.20-1.

Al sustituir los respectivos valores, se obtuvo:

fl

X

m

X

mf dxxxrdSxxxCm

0

0

6578.0275.3378.03.57

378.03.158.04

6578.0275.3378.03.57

378.07.022

0

fl

X

m

X

mf dxxxrdSxxxCm

0

0

00042.00113.00



149

Para la solución de las integrales, se realizó la siguiente tabla en Excel:

X ΔSx xm-x (Xm-x)*ΔSx

0 0.09547999 1.054 0.100635909

0.0827 0.08888392 0.9713 0.086332951

0.1654 0.17325247 0.8886 0.153952145

0.2481 0.15311225 0.8059 0.123393162

0.3308 0.22433455 0.7232 0.162238747

0.4135 0.1924145 0.6405 0.123241487

0.4962 0.25324492 0.5578 0.141260016

0.5789 0.2121288 0.4751 0.100782393

0.6616 0.26479706 0.3924 0.103906366

0.7443 0.21642442 0.3097 0.067026643

0.827 0.26263637 0.227 0.059618456

0.9097 0.45865004 0.1443 0.066183201

0.9924 5.462E-05 0.0616 3.36459E-06

1.0751 0.44178558 -0.0211 -0.009321676

1.1578 0.02071631 -0.1038 -0.002150353

1.2405 0.37591941 -0.1865 -0.07010897

1.3232 0.00732742 -0.2692 -0.001972541

1.4059 0.32941468 -0.3519 -0.115921026

1.4822 0.02510353 -0.4282 -0.010749332

suma 1.078350944

Tabla III.8.20-3 Solución de la integral del primer término de la ecuación III.8.20-1.



150

x r Δx xm-x (Xm-x)r*Δx

1.528 0.15565 0.0458 -0.474 -0.00337904

1.5738 0.1501 0.0458 -0.5198 -0.00357341

1.6196 0.1934 0.0458 -0.5656 -0.00500993

1.6654 0.13515 0.0458 -0.6114 -0.00378449

1.7112 0.12755 0.0458 -0.6572 -0.00383922

1.757 0.11845 0.0458 -0.703 -0.00381378

1.8028 0.10655 0.0458 -0.7488 -0.00365414

1.8486 0.0918 0.0458 -0.7946 -0.00334085

1.8944 0.07335 0.0458 -0.8404 -0.00282326

1.9402 0.0431 0.0458 -0.8862 -0.00174934

suma -0.03496745

Tabla III.8.20-4 Solución de la integral del segundo término de la ecuación III.8.20-1.

Una vez obtenidas las sumatorias, se multiplicarán por las constantes respectivas, con lo que se obtendrá el

valor de la pendiente de la curva del coeficiente de momento de cabeceo del fuselaje.

0349.000042.00783.10113.0 fCm

51049101.10122.0 fCm

III.8.21 Momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje.

Las características del momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje se consideran en términos de la

pendiente del momento de cabeceo, del centro aerodinámico y coeficiente de momento de cabeceo.

Factores que contribuyen al momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje.

Momento de cabeceo a cero levantamiento, calculado en el punto III.8.8

0789.00 wfn

Cm (III.8.21-1)



151

Momentos de cabeceo de fuselaje-barquillas, valor calculado en el punto 5.3

51049101.10122.0 fCm

(III.8.21-2)

III.8.22 Momentos de cabeceo del ala.

Símbolo Definición Referencia Valor

Cuerda media aerodinámica. Tabla III.8.1 0.6578 m.

Cuerda en la raíz de la superficie húmeda

del ala. Tabla III.8.1 0.7337 m.

Superficie alar de referencia. Tabla III.8.4-1 3.275 m2.

Superficie húmeda del ala. Tabla III.8.4-1 3.275 m2.

Pendiente de la curva de levantamiento

del ala (superficie húmeda). Tabla III.8.4-1 0.105

Relación del levantamiento del ala en

presencia del fuselaje con la del ala sola. Tabla III.8.4-1 1.13

Relación del levantamiento aportado por

el ala al fuselaje a la del ala sola. Tabla III.8.4-1 0.2

Centro aerodinámico del ala en presencia

del fuselaje en % de la cuerda en la raíz y

medido a partir del borde de ataque de la

cuerda en la raíz.

Sustituyendo valores 0.224

Ancho del fuselaje en la raíz del ala. Tabla III.8.4-1 0.75 m.

Envergadura del ala. Tabla III.8.4-1 5 m.

d/b 0.15

Pendiente de la curva del momento de

cabeceo del conjunto ala-fuselaje debido

al levantamiento

Ecuación III.8.22-1 -0.0349 1/°

Tabla 3.8.22-1 Pendiente de la curva de coeficiente de momento de cabeceo del ala debido al levantamiento



152

Los momentos de cabeceo del ala, debidos al levantamiento efectivo del ala, incluyen los efectos de la

deflexión ascendente de la estela del fuselaje en el ala y el levantamiento del ala, para un eje de momentos en

el borde de ataque de la cuerda de la raíz de los paneles del ala expuestos. Con ayuda de la siguiente ecuación [III/18], el valor del momento de cabeceo del ala se calcula como se muestra a continuación:

(III.8.22-1)

105.0275.3

275.3

6578.0

7337.020.0224.013.1224.0

wffwCm

0349.0 wffw

Cm 1/°

III.8.23 Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del ala.


Alargamiento del ala. Tabla III.8.1 7.6335

Cuerda media aerodinámica. Tabla III.8.1 0.6578

Es la distancia vertical desde el eje X

un c/4 del ala, positivo hacia abajo. Obtenida del modelo -0.4175

Pendiente de la curva de

levantamiento del ala. Tabla III.8.4-1 0.105

Pendiente de la curva de

levantamiento del conjunto ala-

fuselaje.

Sección III.8.4 0.144

Factor de eficiencia del ala. (Oswald) Ecuación III.8.23-2 0.9661

Factor de resistencia inducida para

alas con conicidad Anexo D, Figura III.8.23-1 0.045

Contribución al coeficiente de

momento de cabeceo de la

resistencia del ala.


Tabla III.8.23-1 Pendiente de la curva de coeficiente de momento de cabeceo del ala debido a la resistencia al avance.



153

El momento de cabeceo del ala debido a la resistencia al avance del ala, puede ser calculado mediante la

siguiente ecuación [III/19]:

(III.8.23-1)

Para obtener el factor de Oswald, se resolverá la siguiente ecuación:

(III.8.23-2)

Previo a esto, se obtendrá el valor de δ del Anexo D, figura III.8.23-1

Una vez obtenidos los valores necesarios, se ingresarán a la ecuación III.8.21-1 para obtener finalmente el

valor de la Contribución al coeficiente de momento de cabeceo de la resistencia del ala.

6578.0

4175.0

1706.23

105.02

1440.0

105.0LwfnDW

CCm

LwfnDWCCm 0041.0

1/°

III.8.24 Momentos libres de fuselaje.


Ancho del fuselaje en el centro del

segmento analizado. Obtenida del modelo Variable.

Distancia del borde de ataque del ala al

centroide del segmento, para los puntos

situados adelante del ala.

Figura III.8.24-1 Variable.

Distancia del borde de salida del ala al

centroide del segmento para los puntos

situados detrás del ala.

Obtenida del modelo Variable.

Variación de la deflexión de la estela con

el ángulo de ataque, detrás del ala. Ecuación III.8.24-3 0.697

Variación de la deflexión con el ángulo

de ataque

Figura III.8.24-1 y Anexo D,

Figura III.8.24-2 Variable



154


Distancia del borde de salida del ala al

centro del último segmento del fuselaje

considerado.

Obtenida del modelo 0.6 m


Superficie alar. Tabla III.8.1 3.275 m2

Cuerda media aerodinámica del ala. Tabla III.8.1 0.6578 m

Pendiente de la curva del coeficiente de

momento de cabeceo libre del fuselaje. Ecuación III.8.24-1 0.0263 1/°

Tabla III.8.24-1 Momentos libres del fuselaje.

La corriente del ala modifica la corriente que llega al fuselaje. Según estudios realizados por Multhopp [III/20] en

la parte delantera del fuselaje la corriente se desvía hacia arriba y en la parte trasera hacia abajo.

La siguiente expresión indica la contribución del coeficiente de momento de cabeceo libre (sin interferencia)

del fuselaje al coeficiente de momento de cabeceo total del UAV.

(III.8.24-1)

Las curvas de se muestran en la figura III.8.22-2 como una función del segmento Δx adelante del borde

de ataque del ala,

wc

x1 donde cw es la cuerda del ala en el empotre del fuselaje y la cuerda en la línea central

de la barquilla para el cálculo del momento libre de las barquillas (en nuestro caso, no se tienen barquillas).

Para segmentos inmediatamente adelante del borde de ataque del ala, crece tan abruptamente que

valores enteros de esta relación se dan basados en la longitud del segmento adyacente al borde de ataque y

para segmentos atrás del borde de salida del ala se asume que varía linealmente, obteniéndose de:

(III.8.24-2)



155

Además para el cálculo de la variación de la deflexión del flujo con el ángulo de ataque se puede calcular con

la siguiente ecuación:

25.0

725.0

3.0

320

lh

Cw

AR

Cp

Cr

aw

(III.8.24-3)

En la figura III.8.22-1 se muestra de forma clara la manera de dividir el fuselaje para la obtención de los

momentos libres [III/21].

Figura III.8.24-1 Segmentos del fuselaje para determinar los momentos libres (Multhopp, 1942).

Para obtener este coeficiente de momento, se realizaron las siguientes tablas en Excel; la primera muestra los

valores antes de llegar al ala; la segunda tabla muestra los valores obtenidos después del ala.



156

X X1/Cw dbeta/dalfa W2 W2(dbeta/dalfa)(delta x)

0.78573 1.07091454 1.15 0.099856 0.009496805

0.70302 0.95818454 1.2 0.18992164 0.018847824

0.62031 0.84545455 1.25 0.269361 0.027845193

0.5376 0.73272455 1.3 0.33802596 0.036341171

0.45489 0.61999455 1.4 0.3969 0.045953082

0.37218 0.50726455 1.45 0.44542276 0.05341287

0.28947 0.39453455 0 0.48469444 0

0.20676 0.28180455 0 0.51523684 0

0.12405 0.16907455 0 0.53787556 0

0.04134 0.05634455 4.5 0.55294096 0.205776978

Sumatoria 0.397673923

Tabla III.8.24-2 Valores obtenidos del primer segmento del fuselaje (de la nariz a donde empieza el borde de ataque del ala).



157

W X' dbeta/dalfa W2 W2(dbeta/dalfa)(delta x)

W11 0.3113 0.0229 0.01082785 0.09690769 4.81E-05

W12 0.3002 0.0687 0.03248356 0.09012004 0.000134076

W13 0.3868 0.1145 0.05413926 0.14961424 0.00037098

W14 0.2703 0.1603 0.07579497 0.07306209 0.000253628

W15 0.2551 0.2061 0.09745067 0.06507601 0.00029045

W16 0.2369 0.2519 0.11910637 0.05612161 0.000306147

W17 0.2131 0.2977 0.14076208 0.04541161 0.000292764

W18 0.1836 0.3435 0.16241778 0.03370896 0.000250752

W19 0.1467 0.3893 0.18407349 0.02152089 0.000181433

W20 0.0862 0.4351 0.20572919 0.00743044 7.00E-05

Sumatoria 0.002198302

Tabla III.8.24-3 Valores obtenidos del segundo segmento del fuselaje (del borde de salida del ala hasta la parte final del fuselaje).



158

Una vez obtenidos los valores de la integral (sumatoria) se ingresan los valores a la ecuación:

3998.0

7337.0275.35.36

1

BCm

0263.0 B

Cm 1/°

III.8.25 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje respecto al centro de

gravedad.

En los siguientes apartados se hace la modificación de las ecuaciones para que el eje de referencia sea el

centro de gravedad del avión.

Margen estático del conjunto ala-fuselaje.

Todos los momentos calculados hasta ahora están referidos al borde de ataque del ala. Para referirlos al

centro de gravedad se emplea la ecuación III.8.13-1

Las características del momento de cabeceo en términos del margen estático, el cual es la distancia del centro

de gravedad al centro aerodinámico, se obtiene de la siguiente expresión:

(III.8.25-1)

Cada valor fue obtenido previamente, por lo que se realiza la sustitución de valores:

1440.00040.0

0263.00041.00349.01049.10122.0

6578.0

5014.05

Lwfn

L

mC

dC

dC (III.8.25-2)

Teniendo en cuenta la necesidad de sustituir términos en la ecuación anterior, se puede deducir que:

(III.8.25-3)

Y sustituyendo los valores respectivos se obtiene:

OLwfnC8.3

1440.0

Sustituyendo esto en la ecuación III.8.23-2 se obtiene que el margen estático se encuentre en este rango:

Posición delantera del c.g. (14% de la CMA)

Lwfn

cgL

m CdC

dC0034.00958.0


Capítulo III Aerodinámica del Avión

159

Posición trasera del c.g. (23% de la CMA)

Lwfn

cgL

m CdC

dC0034.01596.0

III.8.26 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala – fuselaje

Para esta parte del estudio se dividen las curvas del coeficiente de momento de cabeceo en dos partes: la

zona lineal y la zona no lineal.

En el caso del UAV sólo se realizará el cálculo de la zona lineal, debido a que su misión no se realizará en

condiciones extremas, por lo que nuestra ecuación nos queda como se muestra:

(III.8.26-1)

La cual al integrarse tomará la forma:

(III.8.26-2)

Sustituyendo los valores correspondientes, las ecuaciones quedan de la forma:

Posición delantera del c.g.

0789.00017.00958.0 2

.. LwfnLwfngcmwfn CCC

Posición trasera del c.g.

0789.00017.01596.0 2

.. LwfnLwfngcmwfn CCC



160

Por medio de la ecuación anterior, se realizará una variación de los coeficientes de levantamiento para la

construcción de la gráfica del Cm wfn vs CL wfn:

lim. Delantero. Lim. Trasero.

CLwfn (Cmwfn)cg (Cmwfn)cg

-0.495955344 -0.163888221 -0.195533446

-0.252145344 -0.140750665 -0.156839202

0.018754656 -0.115040881 -0.11384421

0.289654656 -0.089329635 -0.070847757

0.560554656 -0.063616928 -0.027849841

1.034629656 -0.018616173 0.047400028

1.119963156 -0.010515562 0.060945479

1.237804656 0.000671235 0.079651342

1.346164656 0.010958189 0.096852379

1.417221726 0.017703986 0.108132086

Tabla III.8.26-1 Variación del coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje respecto al centro de

gravedad.

Graficando los valores anteriores se obtiene lo siguiente:

Figura III.8.26-1 Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala-fuselaje.

-0.25

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0

0.05

0.1

0.15

-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2

Co

efie

nte

de

Mo

men

to d

e

Cab

ece

o

Coeficiente de Levantamiento del Conjunto Ala-Fuselaje

lim. Delantero.

lim. Trasero.

Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto Ala-Fuselaje



161

III.8.27 Coeficientes de Momentos de cabeceo del avión completo.


Posición del centro de gravedad del avión

medida desde el borde de ataque del ala. Sección III.8.25 Varía.

Distancia entre el borde de ataque del ala

y el punto ¼ de la cuerda del estabilizador

horizontal.

Obtenida del modelo 2.3391 m.

Cuerda media aerodinámica del ala. Obtenida del modelo 0.6578 m.

- - 3.555

Coeficiente de levantamiento del

estabilizador horizontal. Sección III.8.5 Varía.

Contribución del estabilizador horizontal al coeficiente de momento de cabeceo

Límite delantero del c.g. Ecuación III.8.27-2 -3.4159 CLh(hf)

Límite trasero del c.g. Ecuación III.8.27-2 -3.3189 CLh(hf)

Tabla III.8.27-1 Contribución del estabilizador horizontal al momento de cabeceo.

El momento de cabeceo del avión completo con estabilizador horizontal, se determina a partir de la siguiente

ecuación [III/22]:

(III.8.27-1)

Donde el primer término se obtuvo en la sección anterior, y el segundo término es la contribución del

estabilizador horizontal al coeficiente de momento de cabeceo del avión, en el cual se incluyen los efectos de

interferencia del estabilizador – fuselaje.

El momento de cabeceo debido al estabilizador horizontal, se determina de la siguiente forma:

(III.8.27-2)

Para el cálculo del coeficiente de momento de cabeceo del estabilizador horizontal se realizaron las siguientes

tablas en Excel:



162

lim. Del./CMA 0.092092

lim. Tras./CMA 0.1558986

Xh 2.3391

CMAw 0.6578

Tabla III.8.27-2 Valores ocupados para obtener el momento de cabeceo de los límites delantero y trasero de la ecuación

III.8.27-2.

Para el límite delantero:

)()(6578.0

3391.2092.0 hfLhhfmh CC

)()( 5559.3 hfLhhfmh CC

Y variando los valores de CLh(hf) tenemos la siguiente tabla:

Delantero

CLh(hf) Cmh(hf)

-0.14229295 0.48606476

-0.12812666 0.4376735

-0.10647127 0.36369989

-0.08481588 0.28972629

-0.06582226 0.22484517

-0.02526355 0.08629886

-0.00965822 0.03299193

0.00694869 -0.02373633

0.02625797 -0.08969576

0.04057832 -0.13861329

0.09248684 -0.31592988

Tabla III.8.27-3 Variación del momento de cabeceo en el límite delantero respecto al coeficiente de levantamiento.



163

Para el límite trasero:

)()(6578.0

3391.21558.0 hfLhhfmh CC

)()( 3189.3 hfLhhfmh CC

Y variando los valores de CLh(hf) tenemos la siguiente tabla:

Trasero

CLh(hf) Cmh(hf)

-0.14229295 0.47226234

-0.12812666 0.42524522

-0.10647127 0.35337218

-0.08481588 0.28149915

-0.06582226 0.21846041

-0.02526355 0.0838483

-0.00965822 0.03205509

0.00694869 -0.02306231

0.02625797 -0.08714874

0.04057832 -0.13467719

0.09248684 -0.30695865

Tabla III.8.27-4 Variación del momento de cabeceo en el límite trasero respecto al coeficiente de levantamiento.



164

Una vez realizado esto, se procederá a resolver la ecuación III.8.27-1 por medio de las siguientes tablas en

Excel:

Límite Delantero

(Cmwfn)cg Cmh(hf) Cm CLwfn Alfa b

-0.129326093 0.486064756 0.356738663 -0.531467632 -3.8

-0.104873743 0.437673503 0.33279976 -0.272450669 -2

-0.077425768 0.363699894 0.286274126 0.01540095 0

-0.049684259 0.289726285 0.240042026 0.303310457 2

-0.021649045 0.224845174 0.203196129 0.591277851 4

0.028119835 0.086298861 0.114418696 1.095360084 7.5

0.037173887 0.032991933 0.070165819 1.186113713 8.13

0.049725099 -0.02373633 0.025988769 1.311449596 9

0.061315594 -0.089695763 -0.028380168 1.426710651 9.8

0.068941631 -0.138613287 -0.069671656 1.502298115 10.3246

Tabla III.8.27-5 Momento de cabeceo del avión completo (límite delantero).



165

Trasero

(Cmwfn)cg Cmh(hf) Cm CLwfn Alfa b

-0.163237236 0.47226234 0.309025104 -0.531467632 -3.8

-0.122257894 0.425245217 0.302987323 -0.272450669 -2

-0.076443085 0.353372181 0.276929096 0.01540095 0

-0.03033105 0.281499145 0.251168095 0.303310457 2

0.016078385 0.218460414 0.234538799 0.591277851 4

0.098011038 0.083848297 0.181859335 1.095360084 7.5

0.11285577 0.032055086 0.144910856 1.186113713 8.13

0.133404239 -0.023062307 0.110341932 1.311449596 9

0.15234915 -0.08714874 0.065200411 1.426710651 9.8

0.164798166 -0.134677189 0.030120977 1.502298115 10.3246

Tabla III.8.27-6 Momento de cabeceo del avión completo (límite trasero).

Graficando los valores de las tablas, se obtendrá:

Figura III.8.27-1 Momento de cabeceo del avión completo vs coeficiente de levantamiento (límites trasero y delantero).

-0.6

-0.5

-0.4

-0.3

-0.2

-0.1

0

0.1

0.2

0.3

-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2

Co

efi

cien

te d

e m

om

ento

s d

e ca

bec

eo

Coeficiente de levantamiento

Límite delantero

Límite Trasero

Coeficiente de Momento de Cabeceo del Avión completo



166

Figura III.8.27-2 Momento de cabeceo del avión completo vs ángulo de ataque (límites trasero y delantero).

III.8.28 Tres vistas finales del diseño conceptual del UAV.

Una vez terminado el cálculo de la aerodinámica básica del UAV, se presentan las tres vistas finales de la

aeronave y su isométrico. Todas las dimensiónes se encuetran en centímetros.

Figura III.8.28-1 Vista frontal.

-0.6

-0.5

-0.4

-0.3

-0.2

-0.1

0

0.1

0.2

0.3

-5 0 5 10 15

Co

efi

cien

te d

e m

om

ento

s d

e ca

bec

eo

Ángulos de ataque [°]

Límite delantero

Límite Trasero

Coeficiente de Momento de Cabeceo del Avión completo



167

Figura III.8.28-2 Vista lateral.

Figura III.8.28-3 Vista superior.

Figura III.8.28-4 Vista isométrica.

Capítulo

Rendimientos y

actuaciones

“Más que el brillo de la victoria, nos conmueve

la entereza ante la adversidad.”

-Octavio Paz

IV


CAPÍTULO IV Rendimientos y actuaciones

169

IV.1 CONSIDERACIONES INICIALES

La aerodinámica de una aeronave debe asegurar su capacidad de vuelo, mientras que los rendimientos

se enfocan a que dicho vuelo sea eficiente y las actuaciones a la capacidad de maniobrar para cumplir

con su misión, desde el despegue, ascenso, desarrollo de su crucero, descenso y aterrizaje, como se

describe en la figura IV.1-1

La tabla IV.1-1 contiene el glosario, datos y referencias que se utilizan en los siguientes cálculos.

Figura IV.1-1 Actuaciones y rendimientos del avión


Cr Cuerda de raíz Tabla III.8.1-1 0.7337 m

Cp Cuerda de punta Obtenido del modelo 0.5135 m

A Alargamiento Tabla III.8.1-1 7.6335

Cuerda media aerodinámica Tabla III.8.1-1 0.6578 m

Λ Conicidad Tabla III.8.4-2 0.7

B Envergadura Tabla III.8.4-1 5 m

Sw Superficie Alar Tabla III.8.4-1 3.275 m



170


W0 Peso máximo de despegue Tabla III.4-2 170 kg

We Peso vació Tabla III.4-2 96.66 kg

Wf Peso del combustible Tabla III.4-2 17.13 kg

Vc Volumen del combustible 1 galón =3.7854 lts

6.6 gal

ó

24.98 lts

CD0 Coeficiente Resistencia Parásita

0.01576947

Swet Superficie húmeda Obtenida del modelo 9.39 m2

Coeficiente de fricción superficial

equivalente Raymer Resistencia Parásita pag. 280 0.0055

e Factor de eficiencia Oswald Sección 3.7.11 0.9661

K Constante para calcular CDA (Arrastre del

avión) 0.0431

h Altitud - Variable

N Número de palas - 2

β Ángulo de paso - 35°

D Diámetro de la hélice - 0.80 m

V Velocidad en la trayectoria vuelo Rango estimado a partir de la

velocidad máxima de UAV Variable

Coeficiente de sustentación del ala Sección III.8.1 Variable

Coeficiente de arrastre o de resistencia al

avance del avión Variable

Fineza aerodinámica

Variable

Tracción

Variable

Potencia Requerida Variable

Tabla IV.1-1 Datos requeridos para el cálculo del rendimiento y actuaciones del UAV.



171

IV.2 Rendimientos

En una aeronave, en términos de energía, para volar el sistema planeador se alimenta del sistema de

propulsión. A la relación entre energía proporcionada por el sistema de propulsión contra energía utilizada

por el planeador se le llama rendimiento.

Para el análisis de rendimientos de un avión, se considera la relación entre potencia requerida, , y potencia

disponible, , implicando la primera a la fuerza de resistencia al avance del planeador por la velocidad de

translación y la segunda, a la fuerza de tracción del conjunto motor-hélice por la misma velocidad de

translación.

IV.2.1 Potencia requerida

La resistencia al avance del avión por su velocidad representa la potencia requerida,

(IV.2.1-1)

La tabla IV.2.1-1 muestran el desarrollo para calcular la potencia requerida del avión. Este proceso se repite

para cada altitud seleccionada, desde nivel del mar, 2000, 4000, 6000 y 8000 pies.

Altitud h=8000 pies

Altitud h=6000 pies

Altitud h=4000 pies

Altitud h=2000 pies

Altitud h=0 pies

V CL CD β CS TR PR

Velocidad en la trayectoria

vuelo

Coef. de sust. del ala

Coef. De arrastre del avión

Fineza aerodinámica

Cualidad Sustentad

ora

Tracción Requerida

Potencia Requerida

Rango estimado a partir del estudio

comparativo

CL/CD CS=CL

3/2/C

D

m/s km/h Polar no equilibrada 1 1 kgf kgf m/s HP

20.0 72.00 2.0763 0.2016 10.30 14.84 16.504 330.089 4.34

25.0 90.00 1.3289 0.0919 14.46 16.67 11.754 293.848 3.87

30.0 108.00 0.9228 0.0525 17.59 16.89 9.667 289.995 3.82

35.0 126.00 0.6780 0.0356 19.05 15.69 8.922 312.259 4.11

40.0 144.00 0.5191 0.0274 18.96 13.66 8.968 358.713 4.72

43.0 154.80 0.4492 0.0245 18.36 12.30 9.259 398.153 5.24

45.0 162.00 0.4101 0.0230 17.82 11.41 9.541 429.364 5.65

46.0 165.60 0.3925 0.0224 17.52 10.97 9.706 446.472 5.87

46.8 168.48 0.3792 0.0220 17.26 10.63 9.848 460.890 6.06

47.6 171.36 0.3666 0.0216 17.00 10.29 9.999 475.963 6.26

48.0 172.80 0.3605 0.0214 16.87 10.13 10.078 483.748 6.37

49.0 176.40 0.3459 0.0209 16.53 9.72 10.284 503.939 6.63

50.0 180.00 0.3322 0.0205 16.18 9.33 10.504 525.183 6.91

55.0 198.00 0.2746 0.0190 14.44 7.56 11.776 647.670 8.52

60.0 216.00 0.2307 0.0181 12.77 6.13 13.310 798.630 10.51

Tabla IV.2.1-1 Secuencia de cálculos para determinar la Potencia Requerida



172

La figura IV.2.1-1 muestra el comportamiento de la potencia requerida en función de la velocidad de

translación a las diferentes altitudes.

Figura IV.2.1-1 Potencia que requiere el avión en un rango de velocidades de entre 70 y 220 km/h a diferentes altitudes

de vuelo.

IV.2.2 Potencia Disponible

Del capítulo III, se deriva la siguiente información del sistema de propulsión:

IV.2.2.1 Motor

Potencia nominal 11.2 hp @ 7,500 rpm datos en h=0.

Por jerarquía se consideran las condiciones deseables en el segmento de crucero del perfil de misión,

estableciendo como valor conservador para la potencia un 75% de la potencia nominal como dato de potencia

máxima continua, PMC= 8.4 HP @ 5760 rpm para crucero en h=0.

Al ser un motor relativamente pequeño, se sugiere la adaptación de un mecanismo de reducción de la

velocidad de giro, para disminuir el margen del diámetro de la hélice y alejar la posibilidad de efectos nocivos

por altas velocidades en las puntas de las palas de la hélice seleccionada.

Se propone una relación de reducción de 2:1, es decir, por cada dos revoluciones del motor una revolución de

la hélice:

(IV.2.2-1)

0.00

2.00

4.00

6.00

8.00

10.00

12.00

0.00 50.00 100.00 150.00 200.00 250.00

Po

ten

cia

Req

uer

ida

HP

Velocidad km/h

h = 0 pies

h = 2000 pies

h = 4000 pies

h = 6000 pies

h = 8000 pies



173

Con base en el criterio de máxima eficiencia, se consideran las como

constantes y se corrige la potencia del motor para las altitudes seleccionadas [IV/1]:

(IV.2.2-2)

h σ =ρ/ρh ρ

96 rps ó

48 rps

Altitud Densidad relativa

Densidad Potencia Máxima Continua

pies 1 kgf s2 m-4 HP

0 1 0.125 8.400

2000 0.94277 0.11784625 7.835

4000 0.88808 0.11101 7.294

6000 0.83586 0.1044825 6.779

8000 0.78601 0.09825125 6.286

Tabla IV.2.2.1-1 Altitudes seleccionadas para el análisis

IV.2.2.2 Hélice

La selección de la hélice se hace considerando la seguridad operacional y las dimensiones del avión, costo de

adquisición, alta eficiencia y disponibilidad de información.

Por dimensiones se recomienda un diámetro menor a 1m para mantener una distancia segura con respecto al

suelo.

Por eficiencia y costo, se prefiere una hélice de dos palas de paso fijo.

Y se propone la familia de hélices con perfil Ckark-Y, de las cuales se cuenta con suficiente información y es un

perfil bastante utilizado en hélices de aeromodelos.

Con base en el factor de funcionamiento de la hélice [IV/2]

(IV.2.2-3)

Considerando el rango previsto de velocidades del avión, de 20 a 60 m/s, = 48 rps y un diámetro

D= 0.80 m, se determina un rango para . De la figura IV.2.2.2-1



174

Figura IV.2.2.2-1 Rendimiento de la hélice 5868-9 Clark-Y de dos palas

Con ésta información se concluye que la hélice 5868-9 Clark-Y de dos palas con un paso geométrico fijo

es una buena opción por sus valores de eficiencia, especialmente a velocidades próximas al crucero

deseado.

La tabla IV.2.2.2-1 muestra el desarrollo y cálculo de la potencia disponible, , a las diferentes altitudes.

(IV.2.2-4)

Altitud h=800 0 pies

Altitud h= 6000 pies



Altitud h= 0 pies

V J η

Pmc=8.4 HP= 638.4 kgf m/s; nhélice = 2850 rpm= 48 rps (ver tabla IV.2.2.1-1)

PD Potencia Disponible

Velocidad de translación

Coeficiente de funcionamiento

de la hélice

Eficiencia de la hélice

Rango seleccionado (ver

tabla IV.2.1-1)

Leido de figura IV.2.2.2-1

m/s km/h 1 1 HP kgf m/s

20 72 0.5263 0.374 3.1416 238.7616

25 90 0.6579 0.475 3.99 303.24

30 108 0.7895 0.572 4.8048 365.1648

35 126 0.9211 0.67 5.628 427.728

40 144 1.0526 0.76 6.384 485.184

43 154.8 1.1316 0.8 6.72 510.72

45 162 1.1842 0.819 6.8796 522.8496

46 165.6 1.2105 0.825 6.93 526.68

46.8 168.48 1.2316 0.8325 6.993 531.468

47.6 171.36 1.2526 0.833 6.9972 531.7872

48 172.8 1.2632 0.837 7.0308 534.3408

49 176.4 1.2895 0.839 7.0476 535.6176

50 180 1.3158 0.844 7.0896 538.8096

55 198 1.4474 0.854 7.1736 545.1936

60 216 1.5789 0.825 6.93 526.68

Tabla IV.2.2.2-1 Secuencia de cálculos para determinar la Potencia Disponible



175

Se repite el cálculo para cada altitud y luego se grafica la potencia disponible en función del rango de

velocidades de translación, como se muestra en la figura IV.2.2.2-2.

Figura IV.2.2.2-2 Potencia disponible a diferentes altitudes

La figura IV.2.2.2-3 concentra las gráficas de las potencias requeridas y disponibles a diferentes altitudes. Estas

gráficas son la parte medular de los rendimientos del avión y con ellas se pueden cuantificar algunos

parámetros del avión, tales como las velocidades mínimas y máximas en función de la altitud de vuelo.

También se hace evidente la capacidad del avión, en términos de energía, para realizar actuaciones o

maniobras que requieren de una energía adicional, en éste caso, representada como un excedente de

potencia análogo al área entre las curvas de potencia requerida y disponible.

0

1

2

3

4

5

6

7

8

0 50 100 150 200 250

Po

ten

cia

Dis

po

nib

leH

P

Velocidad km/h

h = 0 pies

h= 2000 pies

h = 4000 pies

h = 6000 pies

h = 8000 pies



176

Figura IV.2.2.2-3

Pot. Disponible ──── ; Pot. Requerida ────

a diferentes altitudes



177

IV.3 Actuaciones

IV.3.1 Ascenso

El ascenso es la actuación o maniobra más representativa de una aeronave.

La figura IV.3.1-1 muestra una aeronave en actitud de ascenso, cuya trayectoria tiene una inclinación y su

velocidad se descompone en sus vectores vertical y horizontal.

La capacidad de ascender o magnitud de su velocidad vertical, , es proporcional con el excedente de

potencia, , e inversamente proporcional con el peso, , del avión.

(IV.3.1-1)

Y del triángulo de velocidades de la figura IV.3.1-1:

(IV.3.1-2)

(IV.3.1-3)

La tabla IV.3.1-1 muestra el desarrollo y cálculos de los parámetros del vuelo en ascenso. En la parte inferior

de dicha tabla, se detalla la obtención gráfica de los excedentes de potencia a partir de las gráficas de

potencias contra velocidad, figura IV.3.1-2.

Figura IV.3.1-1 Componentes vertical y horizontal

de la velocidad de ascenso



178

h= 8000 pies

h= 6000 pies

h= 4000 pies

h= 2000 pies

h=0 pies

VELOCIDAD EN LA TRAYECTORIA

EXCEDENTE DE POTENCIA ÁNGULO DE ASCENSO VELOCIDAD

HORIZONTAL VELOCIDAD VERTICAL

V θ VH VV

m/s km/h kgf m/s HP (o) m/s m/s

Mínima y máxima de la grafica de potencias vs

velocidad

Leido de gráficas de potencias vs velocidad

24.611 88.6 0 0 0.00 24.611 0.000

30.556 110 85.652 1.127 0.94 30.551 0.504

36.111 130 124.184 1.634 1.16 36.104 0.730

41.667 150 128.44 1.69 1.04 41.660 0.756

47.222 170 72.808 0.958 0.52 47.220 0.428

50.833 183 0 0 0.00 50.833 0.000

Tabla IV.3.1-1 Desarrollo y cálculos para graficar los parámetros

del vuelo en ascenso.

Se repite el proceso para las demás altitudes y se grafican las hodógrafas de ascenso mostradas en la figura

IV.3.1-3.

Figura IV.3.1-3 Hodógrafas de ascenso a diferentes altitudes de vuelo del UAV

Figura IV.3.1-2 Ejemplo de excedentes de potencia

para la altitud h=0



179

IV.3.2 Techo

Una consecuencia del análisis de potencias disponible, requerida y capacidades de ascenso, es la obtención

del techo absoluto, denotado con . Como su nombre lo indica, es la máxima altitud que podrá alcanzar el

avión al agotar su excedente de potencia y donde la velocidad vertical es cero.

Aceptando el comportamiento lineal de las velocidades verticales máximas con respecto a la altitud de vuelo,

se elabora la gráfica IV.3.2-1 con dichos parámetros. En virtud de que son valores leídos de gráficas, se

recomienda hacer un ajuste por regresión lineal para obtener la ecuación que determina el cambio de las

velocidades verticales con respecto a la altitud de vuelo.

Figura IV.3.2-1 Obtención gráfica de la ecuación que modela el comportamiento de velocidades verticales contra altitud

Con los términos adecuados la ecuación queda como:

(IV.3.2-1)

Lógicamente cuando la , se habrá alcanzado la altitud máxima, es decir el techo absoluto H.

El techo absoluto del UAV es de

Se considera un valor correcto para su misión de vigilancia, cuya altura de vuelo debe ser relativamente baja

con respecto al terreno considerando el promedio de elevaciones del territorio nacional. Inclusive, para un

caso extremo de gran elevación como la ciudad de Toluca, queda un margen aproximado de altura de vuelo

de 2200 pies sobre el terreno.

y = -0.0165x + 151.89R² = 0.99660.000

50.000

100.000

150.000

200.000

0 2000 4000 6000 8000 10000

Vv

pie

s/m

in

Altitud h pies

Vv máximas vs altitud, h



180

IV.3.3 Descenso

Un caso de interés es el descenso en planeo, es decir, sin potencia. Aunque se considera como una

contingencia, en caso de falla del motor, se deben conocer las cualidades de vuelo en planeo del UAV.

En éste caso la energía que utiliza el avión depende de su altitud, es decir, convierte su energía potencial

debida a la altura, en energía cinética para lograr una velocidad.

De un análisis de fuerzas en esta condición de vuelo, se tiene que:

(IV.3.3-1)

Lo que implica que:

(IV.3.3-2)

Donde es la fineza aerodinámica del avión.

De la figura III.8.6-1, se deduce la ecuación de la curva de sustentación del UAV:

(IV.3.3-3)

Donde

Con un análisis análogo al de vuelo en ascenso, y con base en el triángulo de velocidades de la figura IV.5-1,

se tiene:

(IV.3.3-4)

Y:

(IV.3.3-5)

Figura IV.3.3-1 Hodógrafa de descenso en planeo



181

(IV.3.3-6)

El desarrollo y cálculos se muestran en la tabla IV.3.3-1.

h = 8000 pies

h = 6000 pies

h = 4000 pies

h = 2000 pies

h = 0 pies

α CL CDi CDT β θ VP VH VV

Ángulo de

ataque

Coef. de sustentación

Arrastre inducido

Arrastre total

Fineza aerodiná

mica

Ángulo de descenso

Velocidad de planeo

Velocidad horizontal

Velocidad vertical

CL=0.163∙α-0.1 CDi = K C2

L CDT=CDo+CDi CL/CD θ= Tan-1

(1/β)

VH=VPCosθ VV=VPSenθ

Arbitrario Ecuación IV.5.-3 Datos de

tabla IV.1-1

( o ) 1 1 1 1 (

o ) m/s m/s m/s

0.000 -0.1 0.000431 0.016200 -6.1726 -9.20 #¡NUM! #¡NUM! #¡NUM!

0.614 8.2E-05 2.898E-10 0.015769 0.00519 89.70 229.492 1.193 -229.489

0.615 0.00024 2.587E-09 0.015769 0.01553 89.10 229.480 3.565 -229.452

0.616 0.00040 7.175E-09 0.015769 0.02587 88.51 229.455 5.935 -229.378

0.617 0.00057 1.405E-08 0.015769 0.03620 87.92 229.418 8.302 -229.268

0.618 0.00073 2.322E-08 0.015769 0.04654 87.33 229.369 10.665 -229.121

0.619 0.00089 3.468E-08 0.01576 0.05688 86.74 229.308 13.022 -228.938

Tabla IV.3.3-1 Desarrollo y cálculo de las hodógrafas de descenso, vuelo en planeo del UAV

La figura IV.3.3-2 muestra el graficado de las hodógrafas de descenso para diferentes altitudes de vuelo del

UAV.

Figura IV.3.3-2 Hodógrafas de descenso, vuelo en planeo del UAV



182

IV.3.4 Alcance y autonomía.

Finalmente se procede a obtener el alcance (R) y autonomía (E) del UAV mediante las siguientes ecuaciones [IV/3]:

(IV.3.4-1)

(IV.3.4-2)

Para determinar estos parámetros se debe elegir el escenario de operación dentro de los alcances del perfil de

misión propuesto. Sin duda, un caso relevante es que el UAV realice vuelos de vigilancia sobre el valle de

México.

Se propone una altitud de 2400 m para determinar los valores de alcance y autonomía. La siguiente tabla

concentra la información requerida en los cálculos de las actuaciones del UAV.

Descripción Referencia Valor Unidad

Peso específico de la gasolina.

Chas Martin & Company, Inspectors of Petroleum. 0.686 kg/lt

Combustible abordo. Indicar página o tema, donde se calcularon las fracciones de

peso 6.6 gal

Peso del combustible abordo.

Tabla 3.5.3-2 Información técnica.

24.98364 lt

17.138777 kg

37.7053095 lb

Pm máx. hc Potencia máxima continua del motor en crucero

6 HP ; 6HP@48rps

N Dato del motor, para potencia máxima continua (PM) n= 2880

rpm 48 rps

D Diámetro de la hélice (DATOS) 0.8 m

Vc Del cálculo de potencia requerida estableciendo como crucero la operación sobre la Ciudad de México, h=2400m = 7872 pies,

para fineza aerodinámica máxima

43 m/s

154.8 km/h

Consumo de combustible por HORA del motor

MINI 2 PLUS

Consumo en volumen, horario de combustible 0.5813 gal/hr

Consumo en peso, horario de combustible

1.5092 kg/hr

3.32024 lb/hr

Bsfc Consumo Específico de Combustible. Se calcula su consumo

horario y, dividido éste último entre la potencia en HP en crucero, hc (6.317HP), se obtiene el bsfc en lb/hr/HP.

0.553373333 lb/hr/bHP

CL De la polar, dato para fineza máxima. (POLAR DEL AVIÓN) 0.56918785

-

CD De la polar, dato para fineza máxima. (POLAR DEL AVIÓN) 0.02973278

-

W0 Peso máximo de despegue (DATOS) 374 lb



183

Descripción Referencia Valor Unidad

W1 Peso máximo de despegue (DATOS) menos el peso de

combustible: W0 - Wf (DATOS). 336.2946905 lb

S Superficie alar. 35.23376 pie2

hc Altitud de crucero. 7872 pies

sc Densidad relativa a hc. 0.78916 -

ρhc Densidad a la altitud de crucero, hc=7872 pies=2400m, dato del

UAV. 0.001875 lb s2/pie4

J Coeficiente de funcionamiento de la hélice, J = V/nD 1.119 -

η Eficiencia de la hélice, leído de figura IV.2.2.2-1, entrando con J 0.79 -

S Área alar 35.23376 pies2

3.275 m2

Tabla IV.3.4-1 Valores ocupados para el cálculo del alcance y la autonomía del UAV.

Finalmente los resultados del alcance y autonomía del UAV se muestran a continuación:

Alcance = 1089 millas

Autonomía = 11.5 horas

Conclusiones y

recomendaciones

“Lo que hagas en la vida, tendrá eco en la

eternidad.”

-película El Gladiador


Conclusiones y recomendaciones

185

Conclusiones.

Actualmente se cuenta con poca información y una regulación muy escasa y confusa sobre los

lineamientos de construcción, operación y navegación de los UAV’s.

Por otra parte, se puede tomar como ventaja que no existan parámetros de construcción de éstas

aeronaves, ya que la libertad de diseño es muy amplia, lo que hace que cada aeronave verdaderamente

se apegue a los requerimientos de cada cliente/misión y que los diseños sean más creativos y poco

comunes con mejores eficiencias y que puedan ser aplicables en un futuro para aeronaves más grandes

de uso comercial, por ejemplo, de pasajeros.

A pesar de que llevan varios años en la industria aeronáutica, de su avance tecnológico y que su campo

de aplicación ha crecido, no se le ha dado mayor importancia a su funcionalidad (tareas que pueden

llegar a desarrollar).

Son un punto de partida para el cambio en la manera de pilotar una aeronave, como ejemplo, de

pasajeros.

Según la investigación realizada, la tendencia muestra que la mayoría de los países que desarrollan esta

tecnología lo hacen con fines bélicos, siendo solo unos cuantos los que están aprovechando estas

tecnologías para uso civil como investigación o vigilancia, por lo cual, si se desea manufacturar un UAV

en México, la competencia no sería tan fuerte.

Es difícil realizar una división del espacio aéreo en cuanto al tamaño y forma de los UAV´s, ya que un UAV

pequeño podría volar a gran altitud o a baja altitud, dependiendo de los requerimientos de la misión, por

lo que es mejor realizar la división del espacio aéreo por la misión que va a desarrollar.

Los resultados obtenidos sólo reflejan una posibilidad de entre muchas y son aproximaciones que

dependen de una enorme cantidad de variables además de la permanente posibilidad de ser

optimizados. Por ello y como fue indicado en el alcance de este trabajo, el peso máximo de diseño de

despegue se ubicó en los 170 Kg. Permitiendo un margen de error de hasta un 30% de incremento en el

peso vacío y una carga útil alrededor de los 30 Kg.

Por lo tanto, se plantea la posibilidad de recurrir a materiales y procesos de fabricación más económicos

sin sacrificar el cumplimiento del perfil de misión ofrecido inicialmente o, en su defecto, incrementar su

potencial en cuanto a capacidad en peso de la carga útil o incrementar ya sea su techo operacional,

alcance o autonomía, dando flexibilidad al UAV para ser adaptado a otros perfiles de misión.


Conclusiones y recomendaciones

186

Recomendaciones.

El presente trabajo es una recopilación de información asociada con el contexto histórico y el panorama

actual de los UAV´s obtenida de las diversas fuentes mencionadas a lo largo del trabajo, por ejemplo, se

cita la mayor cantidad de sitios web con información respecto a las características principales de los

UAV´s.

Dicha recopilación no se había realizado previamente de manera general y mucho menos en español, por

lo que se deja como referencia bibliográfica y material didáctico para contribuir y enriquecer el diseño

inicial y posible construcción de un UAV con la poca regulación existente, su contexto histórico y el

panorama actual del mercado alrededor del mundo.

Por lo tanto, se da pie para el inicio y desarrollo de otros trabajos de investigación y tesis

complementarios, tales como:

El diseño estructural del UAV.

El desarrollo y/o selección de materiales para su fabricación.

El diseño de la construcción de un prototipo del UAV.

La verificación experimental de sus características aerodinámicas.

El desarrollo de protocolos para diseñar perfiles de misión que pueda desarrollar el UAV.

El modelaje de la dinámica de vuelo del UAV.

Etc.

Referencias

“No es valiente el que no tiene miedo, sino el

que sabe conquistarlo.”

-Nelson Mandela


Referencias

188

Capítulo I

[I/1] http://aln.list.ufl.edu/uav/UAVHstry.htm

[I/2] http://uavforum.com/library

[I/3] http://en.wikipedia.org/wiki/History_of_unmanned_aerial_vehicles

[I/4] http://en.wikipedia.org/wiki/History_of_unmanned_aerial_vehicles

[I/5] http://www.uavm.com/uavindustry/historicalbackground.html

[I/6] http://www.af.mil/news/story.asp?id=123017981

[I/7] Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Segunda Edición. Washington, D.C.:

American Institute oof Aeronautics and Astronautics, 1992. Vol. Education Series.

[I/8] Bravo García, E. Apuntes de Diseño Aerodinámico. México: Instituto Politécnico Nacional, 2007.

[I/9] http://www.manualvuelo.com/PRE/PRE43.htm

[I/10] Carlos Ordonez Robledo-Romero, Aerodinámica, Tomo I. México DF: Unión Tipográfica Editorial

Hispano Americana, 1961.

[I/11] http://es.wikipedia.org/wiki/Coeficiente_aerodin%C3%A1mico

[I/12] Sergio Esteban Roncero, Francisco Gavilán Jiménez. Mecánica de Vuelo del Avión, Escuela

Superior de Ingenieros, Universidad de Sevilla, curso 2007-2008.

[I/13] Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F. Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New

York, Pitman Publishing Corporation

[I/14] Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach. 1989. Washington, DC, AIAA

Education Series

[I/15] Daniel P. Raymer. Aircraft Design: A Conceptual Approach. 1989. Washington, DC, AIAA

Education Series

[I/16] Sergio Esteban Roncero, Francisco Gavilán Jiménez. Mecánica de Vuelo del Avión, Escuela

Superior de Ingenieros, Universidad de Sevilla, curso 2007-2008.








Referencias

189

Capítulo II

[II/1] http://www.rfglobalnet.com/?referrer=uavm

[II/2] http://en.wikipedia.org/wiki/Unmanned_aerial_vehicle



[II/5] http://www.uavm.com/uavregulatory.html

[II/6] http://www.uavm.com/uavregulatory.html

[II/7] http://www.uavm.com/uavindustry/barrierstogrowth.htm

[II/8] http://www.uavm.com/uavindustry/barrierstogrowth.htm

[II/9] http://www.astm.org/Standards/F2411.htm

[II/10] http://www.uavm.com/images/NASA_UAV_Assessment_Report_Overview.pdf

[II/11] http://www.mitre.org/work/tech_papers/tech_papers_04/04_0936/04_0936.pdf

[II/12] http://www.uavm.com/uavindustry.htm

[II/13] http://mae.pennnet.com/display_article/263107/32/ARTCL/none/none/1/Market-analysts-see-

strong-growth-for-UAV-market/

[II/14] Unmanned Aerial Vehicles in the United States Armed Services: A Comparative Study of

Weapon System Innovation, Colonel Thomas P. Ehrhard, June 2000

Capítulo III

[III/1] http://www.rfglobalnet.com/?referrer=uavm

[III/2] http://en.wikipedia.org/wiki/Unmanned_aerial_vehicle



[III/5] http://www.uavm.com/uavregulatory.html

[III/6] http://www.uavm.com/uavregulatory.html

[III/7] http://www.uavm.com/uavindustry/barrierstogrowth.htm

[III/8] http://www.uavm.com/uavindustry/barrierstogrowth.htm


Referencias

190

[III/9] http://www.astm.org/Standards/F2411.htm

[III/10] http://www.uavm.com/images/NASA_UAV_Assessment_Report_Overview.pdf

[III/11] http://www.mitre.org/work/tech_papers/tech_papers_04/04_0936/04_0936.pdf

[III/12] http://www.uavm.com/uavindustry.htm

[III/13] http://mae.pennnet.com/display_article/263107/32/ARTCL/none/none/1/Market-analysts-

see-strong-growth-for-UAV-market/

[III/14] Unmanned Aerial Vehicles in the United States Armed Services: A Comparative Study of

Weapon System Innovation, Colonel Thomas P. Ehrhard, June 2000

[III/15] Hoak, D.E. Y Finck, R.D. 1978. USAF Stability and Control DATCOM. Wright-Patterson Air Force

Base, Ohio, USA. : Flight Control Division, 1978.

[III/16] Roskam, J. 1990 Airplane Design VI Preliminary Calculation of Aerodynamic, Thrust and Power

Characteristics. Segunda Edición. Ottawa: Roskam Aviation and Engineering Corporation, 1990.

[III/17] Etkin, B. 1972. Dynamics of Atmospheric Flight. New York: John Wiley & Sons, 1972. ISBN 84-

345-7446-2.

[III/18] Pitts, W.C., Nielsen, J.N. Y Kaattari, G.E. 1957. Lift and Center of Pressure of Wing Body Tail

Combination at Subsonic, Transonic and Supersonic Speeds. Washington, D.C. : National

Advisory Committee for Aeronautics.

[III/19] Wolowics, C. H. and Yancey, R. B. 1972 Longitudinal Aerodynamic Characteristics of Flight.

[III/20] Multhopp H., 1942. Aerodinamics of the fuselage. Washington, D.C. : National Advisory

Committee for Aeronautics.

[III/21] Multhopp H., 1942. Aerodinamics of the fuselage. Washington, D.C. : National Advisory

Committee for Aeronautics.

[III/22] Wolowics, C. H. and Yancey, R. B. 1972 Longitudinal Aerodynamic Characteristics of Flight.

Capítulo IV

[IV/1] Von Mises, Theory of flight. Ed Dover Publications. USA, 1978.

[IV/2] Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica Teórica y Experimental. México: UTEHA.

[IV/3] Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F. Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New

York, Pitman Publishing Corporation.

Anexos

“Vive como si esperaras llegar a los cien años,

pero estuvieras listo para morir mañana.”

-Ann Lee


Anexos

192

ANEXO A


Anexos

193

Tabla 1. Características cuantitativas

Kg Kg Kg kg km/h m m2 m m km/h

Aeronave Max. Peso de

Despegue Max. Peso

de Paga Max. Peso de Combustible

Peso vacío

Max Veloc.

Envergadura Área del

Ala Longitud Altura

Veloc. Crucero

Vulture 100 25 4.9 3.1 0.7 159

Pioneer RQ-2A/ RQ-2B 190 45.4 29.9 125 185 5.11 4.26 148

Eye View A 80 15 10 4 2.7 1.35 222

Scout 159 38 25 96 175 4.96 3.68 0.94 101

Phoenix 180 50 20 157 5.5 3.8

Raven 84 22 9.3 180 3.66 3.175 111

DAR 120 70 18 250 2 2.3 0.36

SIVA 230 30 40 160 188 4.82 3.33 3.78 0.95 140

Luna X-2000 30 3 20 160 4.17 2.24 0.78 70

Eyrie Mk 7 225 75 65 105 309 5.03 3.81 1.77 272

Epervier (Sparrow hawk) 147 20 25 101 1.72 2.38 0.93 500

VBL-2000 150 30 30 185 3.3 3.25 1.22 137

Nearchos 132 16.8 60 220 5.1 2.95 3.95 1.15 170

Mirach 26 230 35 24 220 4.73 3 3.85 1.27 170

IAI MAZLAT MASTIFF 138 37 72 185 4.25 3.3 0.89

Insitu Aerosonde 13.1 2 4.3 15 140 2.9 0.57 1.7 0.6 90


Anexos

194


kg Kg kg kg km/h m m2 m m km/h

Aeronave Max. Peso de

Despegue

Max. Peso

de Paga

Max. Peso de

Combustibles

Peso

vacío

Max

Veloc. Envergadura

Área del

Ala Longitud Altura

Veloc.

Crucero

Mirach 150 380 50 86 254 700 2.6 1.4 4.7 0.91 538

ADS-95 Ranger 285 45 40 240 5.708 3.41 4.611 1.125 180

Gnat 750 511 63.5 193 254 259.28 10.76 6.1 5.33 85.192

BQM-74C Target 2000 233 78.5 50.3 127 926 1.76 0.74 3.95 0.71 555.6

MART Mk II 110 25 20 81 220.388 3.397 2.14 3.22 120.38

Fox TX 120 30 42.4 65 198.164 3.60 (AR 11.8) 2.75 0.7 144.456

Crecerelle 145 35 24 238.908 3.28 2.74 0.71 159.272

Sperwer/Ugglan 330 45 212 235.204 4.2 3 1.1 170

RQ-7 Shadow 200 272 149 28.6 91 227.796 3.9 3.89 2.14 157.42

Scorpion Model 60-25 174 25.9 44 90 277.8 4.9 3.59 200

Sojka 145 25 12 179.644 4.1 3.78 1.08 130

Nishant 380 60 25 252 185 6.5 4.6 1.18 135.19

Mk¥° 30 14 7 16 174 2.74 2.13 109

Mk ¥± 60 34 20 26 174 3.66 2.74 130

UAV-X1 245 30 40 150 222 6 6 4 1.92 185

Nibbio 1 240 55 102 251 5.6 5.1 1.1 179


Anexos

195


km/h km/h m m/s km h HP

Aeronave Loiter speed Veloc. de

desplome

Techo de

Servicio

Max. Relación de

Ascenso Alcance Autonomía Potencia

Vulture 120 88 5000 59 3 25

Pioneer RQ-2A/ RQ-2B 148 3600 4.09 182 5.5 26

Eye View A 111 4500 3.302 50 4 24

Scout 4500 4.064 98 6 22

Phoenix 2400 69 4.5 25

Raven 101 4300 104 3.048 7

DAR 2300 4.97 148 3 27.5

SIVA 2300 3.39 148 10 26

Luna X-2000 48 2300 4.97 78 3 6.7

Eyrie Mk 7 77 624 76.2 58 15 80

Epervier (Sparrow hawk)

VBL-2000 3600 3.66 1085 8

Nearchos 148 92 127 135 12 38

Mirach 26 144 179 58.42 49 8 27

IAI MAZLAT MASTIFF 4480 7.5

Insitu Aerosonde 4500 3000 27 1.74


Anexos

196


km/h km/h m m/s km h HP

Aeronave Loiter speed Veloc. de

desplome

Techo de

Servicio

Max. Relación de

Ascenso Alcance Autonomía Potencia

Mirach 150 149.86 246 1

ADS-95 Ranger 90 4500 180 9 42.2

Gnat 750 66.67 7620 5.58 2778 40

BQM-74C Target 2000 9144 833

MART Mk II 2987.04 5.54 100.008 4 25

Fox TX 90.748 3505.2 166.68 5 22

Crecerelle 129.64 3998.976 200.016 5 25

Sperwer/Ugglan 166.68 166.68 185.2 8 70

RQ-7 Shadow 200 98.156 101.86 457.2 76.2 79.852 6 38

Scorpion Model 60-25 101.86 7315 35.56 197.424 4 52

Sojka 120.38 2011 8.99 100.008 2 30

Nishant 3600 160 4

Mk¥° 90 3000 3000 2 0.067

Mk ¥± 90 4000 50 3 0.067

UAV-X1 130 83 4500 2.54 1177 7 42

Nibbio 1 6000 9 197 10 45


Anexos

197

Tabla 2. Características cualitativas

Aeronave Tipo de Despegue Tipo de Aterrizaje Data link Motor

Vulture rail launched Parachute and airbag One 25 hp two-cylinder piston engine

Pioneer RQ-2A/

RQ-2B

Wheeled take-off, Pneumatically operated twin-

rail launcher or rocket assisted EX 125 Mod 2

jettisonable JATO booster.

Wheeled landing, Sierra Nevada

UCARS (UAV Common Automatic

Recovery system).

C-band (4.55 GHz)

One 26 hp Sachs SF 350 two-cylinder

two-stroke engine. 38 hp UEL AR 741

rotary.

Eye View A Convential wheeled take-off. Parachute recovery system;

conventional wheeled landing.

One 24 hp Dale DH-290 two-cylinder

two-stroke engine.

Scout Wheeled take-off or catapult launch. Wheeled landing or net retrieval. One 22 hp two-cylinder two-stroke

engine.

Phoenix Hycraulic/ pneumatic catapult installed on a six-

wheel, 14 tone truck. Parachute and airbag.

One 25 hp Meggitt WAE 342 two-

cylinder two-stroke engine.

Raven By bungee- powered catapult Skid landing or parachute recovery One 7 hp 200 cc Aerrow Quadra two-

cylinder two-stroke engine

DAR Container-launched by single-chamber rocket

booster from zero-length rail.

Parachute and net recovery systems

optional for non-lethal missions. Real-time

One 27.5 hp(at 7000rpm) 352 cc Fichtel

and Sachs SF 2-350 two-cylinder two-

stroke engine.

SIVA OKT Norge 10/150 hydraulic catapult, or two

booster rockets.

Parechute system. Twin under

fuselarge airbags cushion landing

impact.

Real-time datalink E-band

(2.2-2.4 GHz)

One 26 hp Sachs SF2-350 two-cylinder

two-stroke engine -> 49.6 hp Rotax 503

UL flat-twin.

Luna X-2000 From 4 m rail by EMT bungee catapult, foldable

for trnsport. Parachute recovery system standard.

Real-time, HF (5MHz) uplink,

UHF data downlink/ G-band

(5GHz)

One 6.7 hp two-cylinder two-stroke

engine with restart capability.

Eyrie Mk 7 Wheel, pneumatic / hydraulic launcher

wheel aided braking and arresting

wire. Landing run: 50 m without

brake, 30 m (with brake)(

80 hp Rotax 912 UL flat-four engine


Anexos

198



VBL-2000 Wheeled take-off, or platform- launched

by solid propellant rocket booster.

Wheeled (optionally skid) landing.

Parachute recovery abailable in both

cases

One pistron engine.

Nearchos Wheeled Wheel, parachute One 38 hp UEL AR 741 rotary engine.

Mirach 26

Ramp-launch from zero-length rail on

ground or on board ship with 1,653 lb st

booster rocket.

Parachute landing; fixed ventral skid in

flat area.

One 27 hp Sachs SF-350 two-cylinder

two-stroke engine.

Mirach 150 Mobile zero-length launch ramp; fixed-

wing aircraft or helicopter launch. Pardchute.

One 331 lb st Microturbo TRS 18-1

turbojet.

ADS-95 Ranger By mobile hydraulic catapult. Wheeled landing and parachute for

emergency.

Microwave primary uplink

and video / telemetry

downlink and UHF back-up

uplink.

One 42.2 hp Hirth F 31 two-cylinder

two-stroke engine.

Gnat 750 wheeled take-off. One 65 hp Rotax 582 two-cylinder two-

stroke engine in Gnat 750.

BQM-74C Target

2000

One 180 lbst Williams J400-WR-402

turbojet.

MART Mk II cable launch parachute, belly landing 25 hp Meggitt (TTL) WAE 342-30A two-

cylinder two stroke piston engine.

Fox TX

Automatic day or night launch by trailer-

mounted pneumatic catapult; booster

rocket

Automatic parachute GPS, autopilot, manual

control (Radio link, 150km) 22 hp Limbach L 275E flat-twin engine

Crecerelle Pneumatic catapult from trailer-mounted

ramp.

Autonomous parachute recovery with

discard device for safe landing in

windy conditions

GPS, autopilot, manual

control (Radio link, 90km)

One 25 hp Meggitt WAE 342 two-

cylinder two-stroke engine.


Anexos

199



Sperwer/Ugglan Automatic, by pneumatic catapult. Parachute and triple airbag recovery

system. J-band (15Ghz) datalink

70 hp Rotax 586 two-cylinder two-

stroke engine

RQ-7 Shadow 200 Hydraulic catapult or conventional

wheeled take-off.

Autolanding main, wheeled landing or

parachute / parafoil retrieval. RVT 38 hp UEL AR 741 rotary engine.

Scorpion Model 60-25 Wheeled take-off, rail or RATO launch. Wheeled landing.

Autonomous function,

autopilot, manual control

(Radio link, 200 Km)

One 12 hp piston engine./ 52 hp Totax

447 two-cylinder in-line engine.

Sojka Reusable solid fuel rocket booster Skid aided belly landing on flat area of

grass, sand, clay, or concrete

Autonomous function,

manual control (Radio link, 87

Km)

30 HP UVMV M115 2 cylinders, 2

strokes engine.

Nishant mobile hydraulic pneumaticcatapult Parachute and airbag recovery to belly

landing

Real Time ECM- hardened

digital D-Band Rotary

Mk¥° Mobile hydraulic/pneumatic catapult. Parachute and airbag recovery to belly

landing

Real time; ECM-hardened

digital D-band. Rotary

Mk ¥± Mobile hydraulic/pneumatic catapult. Parachute and airbag recovery to belly

landing

Real time; ECM-hardened

digital D-band. Rotary

UAV-X1 Wheeled take-off Wheeled landing One 42 hp UEL AR 801 rotary engine.

Nibbio 1 Conventional wheeled take-off or with

booster rocket assistance.

Conventional wheeled landing.

Parachute for emergency recovery.

One 45 hp AES AE 626 flat-twin two-

stroke engine

IAI MAZLAT MASTIFF Runnway or hydraulic catapult Runway, parachute or net

Insitu Aerosonde launch from a car roof rack On belly

UHF Radio (current), LEO

Satellite to be developed for

1999

4 stroke Enya R120


Anexos

200

Despegue.

A continuación se muestran los tipos de despegue más comunes en los UAV´s buscados mediante una gráfica de pastel.

Tipo de Despegue Cantidad

Riel 4

Catapulta 15

Despegue convencional 12

Asistido por Cohete 8

10%

38%

31%

21%

Tipo de Despegue vs Cantidad

Riel

Catapulta

Despegue convencional

Asistido por Cohete


Anexos

201

Aterrizaje.

La siguiente gráfica de pastel muestra los tipos de aterrizaje más comunes en los UAV´s investigados.

Tipo de Aterrizaje Cantidad

Paracaídas 23

Aterrizaje convencional 12

Bolsa de Aire 7

Red 3

51%

27%

15%

7%

Tipo de Aterrizaje vs Cantidad

Paracaidas

Aterrizaje convcencional

Bolsa de Aire

Red


Anexos

202

Motor.

A continuación se presentan los tipos de motor más comúnes utilizados para UAV´s buscados.

Tipo de Motor Cantidad

Un cilindro 8

Dos cilindros 18

Turbo Jet 2

Rotary 6

23%

53%

6%

18%

Tipo de Motor vs Cantidad

Un cilindro

Dos cilindros

Turbo Jet

Rotary


Anexos

203

Alas.

La siguiente gráfica muestra los tipos de ala más comunes en los UAV´s buscados.

Tipo de Ala Cantidad

Baja 6

Media 3

Alta 19

21%

11%

68%

Tipo de Ala vs Cantidad

Baja

Media

Alta


Anexos

204

Estabilizadores.

A continuación se muestran los tipos de estabilizadores más comunes existentes en los UAV´s investigados.

Tipo de estabilizadores Cantidad

Montado sobre larguero 13

Solo vertical 6

En V 2

Dos Verticales 1

Convencional 3

En Y, En V invertida, Dos verticales 3

46%

21%

7%

4%

11%

11%

Tipo de Empenaje vs Cantidad

Montado sobre larguero Solo vertical

En V

Dos Verticales

Convencional

En Y, En V invertida, Dos verticales


Anexos

205

ANEXO B


Anexos

206

Graficas estudio estadístico


0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

0 200 400 600

Car

ga ú

til (

kg)

Wmax. (kg)

Carga útil vs Peso max.

R² = 0.5638 confiabilidad: 99%

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

0 100 200 300 400

Pe

so c

om

bu

stib

le (

kg)

Wmax. (kg)

Peso combustible vs Peso max.


Anexos

207



0

50

100

150

200

250

300

0 100 200 300 400

Pes

o v

acío

(kg

)

Wmax. (kg)

Peso vacío vs Peso max.

R² = 0.2693 confiabilidad 80%

0

50

100

150

200

250

300

350

0 100 200 300 400 500 600V

elo

cid

ad m

ax. (

km/h

)

Wmax. (kg)

Velocidad vs Peso max.


Anexos

208

R² = 0.0907 confiabilidad:>80%

0

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4

4.5

0 100 200 300 400A

rea

de

l ala

(m

2)

Wmax. (kg)

Superficie alar vs Peso max.


R² = 0.3004 confiabilidad 80-90%

0

2

4

6

8

10

12

0 100 200 300 400 500 600

Enve

rgad

ura

(m)

Wmax. (kg)

Envergadura vs Peso max.


Anexos

209


R² = 0.4388 confiabilidad: 95-99%

0

1

2

3

4

5

6

0 100 200 300 400

Lon

gitu

d (

m)

Wmax (kg)

Longitud vs Peso max.


0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

0 100 200 300 400A

ltu

ra (

m)

Wmax (kg)

Altura vs Peso max.


Anexos

210



0

50

100

150

200

250

0 100 200 300 400

Vel

oci

dad

de

Cru

cero

(K

m/h

)

Wmax. (kg)

Velociddad de Crucero vs. Peso max.


0

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

8000

9000

0 200 400 600

Tech

o d

e se

rvic

io (

m)

Wmax. (Kg)

Techo de servicio vs Peso max.


Anexos

211



0

5

10

15

20

25

30

35

40

0 100 200 300 400 500 600

Max

. Rel

ació

n d

e A

sce

nso

(m

/s)

Wmax. (kg)

Max. Relación de Ascenso vs Peso max.


0

500

1000

1500

2000

2500

3000

0 200 400 600A

lca

nce

(km

)Wmax. (kg)

Alcance vs. Peso max.


Anexos

212



0

2

4

6

8

10

12

14

16

0 100 200 300 400

Au

ton

om

ía (

hrs

)

Wmax. (kg)

Autonomía vs. Peso max.


0

10

20

30

40

50

60

70

80

0 100 200 300 400P

ote

nci

a (H

P)

Wmax. (kg)

Potencia vs. Peso max.


Anexos

213

Graficas primera estimación del peso

R² = 0.3855 confiabilidad: <80%

0

50

100

150

200

250

300

0 10 20 30 40 50

Alc

an

ce (

km)

Wcombustible (kg)

Alcance vs. Peso combustible


0

2

4

6

8

10

12

0 10 20 30 40 50A

uto

no

mía

(h

rs)

Wcombustible (kg)

Autonomía vs. Peso combustible


Anexos

214

Tabla de calificación de los perfiles

Perfil α CL MAX CD MIN CMCA CL CD (CL/CD)MAX (CL^3/2/CD) (CL^1/2/CD)MAX CLMAX/Cdmin FORMA

CUSPIDE Calificación

NACA 1408 14 1.37 0.005 -0.02 0.95 0.01 95 89.08577154 123.6033081 274 a

7 10 5 4 1 9 10 10 56

1.05 0.5 0.35 1 0.08 1.35 2 0.5 6.83

NACA 1410 15 1.5 0.0055 -0.02 1 0.01 100 104.8808848 117.8511302 272.7272727 a

9 9 5 8 4 7 9 10 61

1.35 0.45 0.35 2 0.32 1.05 1.8 0.5 7.82

NACA 1412 16 1.6 0.006 -0.02 0.8 0.008 100 106.5188264 114.9919149 266.6666667 b

10 8 5 8 5 5 8 9 58

1.5 0.4 0.35 2 0.4 0.75 1.6 0.45 7.45

NACA 2410 16 1.6 0.0067 -0.02 1.1 0.0115 95.65217391 107.0824181 116.8443152 238.8059701 b

10 7 5 6 6 6 6 9 55

1.5 0.35 0.35 1.5 0.48 0.9 1.2 0.45 6.73

NACA 2412 14 1.6 0.0065 -0.03 0.65 0.007 92.85714286 103.5216656 110.656667 246.1538462 c

10 6 6 3 3 3 7 8 46

1.5 0.3 0.42 0.75 0.24 0.45 1.4 0.4 5.46


Anexos

215

Tabla de calificación de los perfiles

Perfil α CL MAX CD MIN CMCA CL CD (CL/CD)MAX (CL^3/2/CD) (CL^1/2/CD)MAX CLMAX/Cdmin FORMA

CUSPIDE Calificación

NACA 2415 14 1.4 0.0069 -0.04 0.8 0.0082 97.56097561 109.8901099 111.8033989 202.8985507 c

8 5 7 7 7 4 2 8 48

1.2 0.25 0.49 1.75 0.56 0.6 0.4 0.4 5.65

NACA 2418 14 1.35 0.007 -0.045 0.85 0.0089 95.50561798 96.14081108 105.2267284 192.8571429 b

6 4 8 5 2 2 1 9 37

0.9 0.2 0.56 1.25 0.16 0.3 0.2 0.45 4.02

NACA 4412 13 1.5 0.0069 -0.1 0.95 0.0071 133.8028169 125 128.5714286 217.3913043 b

9 3 9 10 10 10 4 9 64

1.35 0.15 0.63 2.5 0.8 1.5 0.8 0.45 8.18

NACA 23012 16 1.6 0.0068 0 1 0.009 111.1111111 123.4567901 123.4567901 235.2941176 c

10 2 10 9 9 8 5 8 61

1.5 0.1 0.7 2.25 0.72 1.2 1 0.4 7.87

NACA 23015 15.6 1.5 0.007 0 1.1 0.011 100 114.0175425 98.75771575 214.2857143 c

9 1 10 8 8 1 3 8 48

1.35 0.05 0.7 2 0.64 0.15 0.6 0.4 5.89

IMPORTANCIA 0.15 0.05 0.07 0.25 0.08 0.15 0.2 0.05

Calificación individual por la importancia

Calificación


Anexos

216

ANEXO C


Anexos

217

PLANOS

Pioneer RQ-2A/RQ-2B


Anexos

218

Scout


Anexos

219

ADS-95 Ranger


Anexos

220

Mirach 26


Anexos

221

RAVEN


Anexos

222

Tabla geometría del ala

m m m m2 m2 m m

Avión b Cp Cr Conicidad Sa Sw Sa/Sw Ca Cw Ca/Cw

Pioneer RQ-2A/rq-

2b 5.11 0.6636 0.6636 1 0.3698 3.079 0.1201039 0.6636 0.66 1.005455

Scout 4.96 0.7577 0.7577 1 0.4006 3.34 0.1199401 0.7577 0.75 1.010267

ADS-95 Ranger 5.708 0.5189 0.8648 0.600023 0.7037 3.5 0.2010571 0.706261 0.7 1.008945

Mirach 26 4.73 0.4604 0.7534 0.611096 0.0981 2.870637 0.0341736 0.618688 0.63 0.982044

Raven 3.66 0.4173 0.4695 0.888818 1.622844 0 0.443912 0.42 1.056934

Gant 750 10.76 0.4112 0.959 0.42878 1.859 6.1 0.3047541 0.721601

Rango 5.708 0.4173-

.5189 .88-.6 3.5-2.87 .2-.11

Promedio 6.836 0.51505 0.699979 4.2632123 0.1470337 0.6633333


Anexos

223

Avión Wmax Alargamiento b2 S

Pioneer RQ-2A/rq-

2b 190 8.480708022 26.1121 3.079

Scout 159 7.365748503 24.6016 3.34

ADS-95 Ranger 275 9.308932571 32.581264 3.5

Mirach 26 230 7.793705718 22.3729 2.870637

Raven 84 8.254397835 13.3956 1.622844

Gant 750 511 18.97993443 115.7776 6.1

Promedio 8.176270525

R² = 0.2139

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

0 50 100 150 200 250 300

Ala

rgam

ien

to

Wmax


Anexos

224

Tabla ubicación de los controladores

m m m m3 m m

Avion ba bw ba/bw d Pa Cf Cf/Cw bf bf/bw

Pioneer RQ-2A/RQ-

2B 0.7963 2.32 0.343232759 2.12 0.783976

Scout 0.8725 2.2044 0.39579931 2.0895 0.8370537

ADS-95 Ranger 0.7668 2.59 0.296061776 2.2486 1.58233982 0.1729 1.2684 0.54672414

Mirach 26 0.6697 2.17 0.308617512 1.674 0.1642194

Raven 0

Gant 750 4.9344 4.9344 1 2.87 5.33533

Rango .39-30 2.24-2.12 .78-1.58

Promedio 0.349216527 2.1527 1.06778984


Anexos

225

Tabla geometría del estabilizador horizontal

m m m2 m2

Avión bh Cph Crh Conicidad Sh Sh/Sw Sf Sf/Sh AR h Yc Lh Vh

Pioneer RQ-

2A/RQ-2B

2.057 0.3981 0.3981 1 0.8188917 0.2659603 0.2729 0.3332553 5.167043 2.23 0.89862

Scout 1.6073 0.41332 0.41332 1 0.6643292 0.198901 0.2214 0.3332685 3.888754 2.7 0.71604

ADS-95 Ranger 1.5567 0.5189 0.5189 1 0.8077716 0.2307919 0.1494 0.1849533 3 1.3081 2.56 0.84404

Mirach 26 1.339 0.3767 0.3767 1 0.5044013 0.1757106 0.1681 0.3332664 3.554553 2 2.64 0.73631

Raven 0.834 0.1565 0.2086 0.75024 0.1522 0.093786 0.0761 0.5 4.570013 1.7 0.37961

Rango

Promedio 1.501 0.39604 0.39604 0.87512 0.6588341 0.1796 4.00444 0.52003


Anexos

226

Tabla geometría del estabilizador vertical

Avión Altura Cp Cr Conicidad Sv Sv/Sw St St/Sv AR v Yc Lv Vv

Pioneer RQ-2A/RQ-

2B

1.3272 0.6636 0.6636 1 0.8807299 0.286044144 0.3522 0.3998956 2 0.58 2.44 0.136

Scout 1.3318 0.4133 0.4133 1 0.5504329 0.164800281 0.1711 0.3108462 3.2223566 0.55 2.19 0.072

ADS-95 Ranger 0.9801 0.2306 0.807 0.2857497 1.0169 0.290542857 0.089 0.0875209 0.9446317 0.52 2.08 0.106

Mirach 26 0.7114 0.2511 0.502 0.5001992 0.5357 0.186613633 0.1313 0.2450999 0.9447265 0.48 2.02 0.079

Raven 0.4173 0.2608 0.4173 0.62497 0.2829 0.174323595 0.0163 0.0576175 0.6155507 0 1.86 0.088

Rango .711-1.32 .25 -

.41

.41-.66

Promedio 1.0062333 0.3084 0.527633 0.5625846 0.655621 0.21566046 0.1304667 0.214489 1.2964527 0.091


Anexos

227

ANEXO D


Anexos

228

III.8.1 Graficas para el cálculo de coeficiente de levantamiento del ala

III.8.2 Graficas para el cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador horizontal

Figura III.8.1-1 Variación del parámetro de esbeltez del borde de ataque con el espesor relativo del perfil (Hoak, 1978)

Ala.

Estabilizador horizontal.


Anexos

229

Figura III.8.1-2 Factor del Coeficiente de Levantamiento Máximo para M=0.2 (Nicolai,1975)

Figura III.8.1-3 Incremento del ángulo de ataque para levantamiento máximo, para M=0.2 a 0.6. (Nicolai,1975)

Ala.


Ala.



Anexos

230

Figura III.8.1-4 Corrección por Número de Mach al coeficiente de Levantamiento (Nicolai, 1975)


Anexos

231

III.8.3 Tablas para el Levantamiento debido al fuselaje

Figura III.8.3-1 Factor de Masa Aparente Empleado en el cálculo de Fuerza y Momentos de Cuerpo de Revolución. (Hopkins, 1951)

Figura III.8.3-2 Relación de Resistencia al Avance de cilindro de longitud Finita y Cilindro Circular de Longitud Infinita en función de la Relación de Esbeltez (Hopkins, 1951)

Fuselaje.

Fuselaje.


Anexos

232

Figura III.8.3-3 Coeficiente de Resistencia al avance en vuelo estacionario de cilindros circulares en el infinito (Wolowicz,1972)

Figura III.8.3-4 Punto de separación del flujo potencial en función del diámetro máximo del cuerpo de revolución equivalente (Hopkins,1951)

Fuselaje.

Fuselaje.


Anexos

233

Figura III.8.3-5 Parámetros geométricos de cuerpo de revolución equivalentes para la estimación del levantamiento.


Anexos

234

III.8.4 Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje

Figura III.8.4-1 Relación de levantamiento Kw(f) y Kf(w) con ángulo de incidencia fijo con respecto al fuselaje (Pitts,1957)

Figura III.8.4-2 Factor de corrección por conicidad (Hoak, 1978)

Fuselaje.

Fuselaje.


Anexos

235

Figura III.8.4-3 Relación del coeficiente de levantamiento máximo del Ala-Fuselaje al del Ala sola (Hoak,1978)

Figura III.8.4-4 Relación de desplome del Ala-Fuselaje al del ala sola (Hoak, 1978)

Fuselaje.

Fuselaje.


Anexos

236

III.8.7 Resistencia al avance para cero levantamientos de ala, estabilizador horizontal y estabilizador vertical.

Figura III.8.7-3 Coeficiente de Fricción de Placa Equivalente (Roskam, 1990)

Figura III.8.7-4 Factor de corrección de superficie de levantamiento (Roskam, 1990)

Ala.


Estabilizador vertical.

Ala.




Anexos

237

Figura III.8.7-5 Número de Reynolds de corte

III.8.8 Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento de fuselaje

Figura III.8.8-2 Área húmeda de cuerpo de revolución (Wolowicz, 1972)

Fuselaje.


Anexos

238

III.8.9 Ala-Fuselaje

Figura III.8.9-1 Factor de correlación para interferencia ala-fuselaje (Hoak, 1978)

III.8.11 Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador horizontal debido al cambio del ángulo de ataque

Figura III.8.11-1 Factor de corrección por conicidad (Wolowicz, 1972)

Ala–Fuselaje.

Ala.




Anexos

239

Figura III.8.11-2 Factor de Corrección Debido al Flechado (Wolowicz, 1972)

Figura III.8.11-3 Factor de Corrección por Flechado para Resistencia por Viscosidad (Wolowicz, 1972)

Ala.



Ala.




Anexos

240

Figura III.8.11-4 Variación con el Ángulo de Ataque del Incremento a la Resistencia Debido a la Forma del Ala (Wolowicz, 1972)

Figura III.8.11-5 Factor de Corrección por Conicidad (Hoak, 1978)

Ala.




Anexos

241

III.8.13 Coeficiente de resistencia al avance debido a misceláneas

Figura III.8.13-3 Incremento de Resistencia al Avance de Tren de Nariz

III.8.14 Estimación de la resistencia al avance debido al escape del motor

Figura III.8.14-1 Resistencia al Avance de Sistemas de Escape de un Motor de Embolo (Roskam, 1990)

Tren de aterrizaje de

nariz.


Anexos

242

III.8.19 Momento de cabeceo del ala-fuselaje para cero levantamiento.

Figura III.8.19-1 Efecto del Fuselaje en Cmo (Etkin, 1972)

III.8.23 Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del ala.

Figura III.8.23-1 Factor de resistencia inducida para alas con conicidad (McCormick, 1979)

Fuselaje

Ala


Anexos

243

III.8.24 Momentos libres de fuselaje.

Figura III.8.24-2 Variación de la derivada de la estela hacia arriba a lo largo del fuselaje del borde de ataque del ala (Multhopp, 1942)


Anexos

244

ANEXO E


Anexos

245

Ecuaciones

Ecuación Referencia

Sistemas de propulsión

Hélice III.5.6-1, III.5.6-2, III.5.6-3

Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica

Teórica y Experimental. México: UTEHA.

Pesos, centro de gravedad y condiciones de carga

Peso del ala III.6-1

M. en C. Bravo García, Eduardo; M. en C. Arias

Montaño, Alfredo. 2007. Método de estimación de

pesos. México. IPN.

Peso del fuselaje III.6-2

Peso del estabilizador horizontal III.6-3

Peso del estabilizador vertical III.6-4

Peso del tren de aterrizaje III.6-5

Peso total instalado de la unidad de propulsión menos el

sistema de combustible III.6-6

Peso del Sistema de combustible III.6-7

Peso de los Sistemas de las superficies de control III.6-8

Peso del sistema eléctrico III.6-9

Peso de equipo electrónico III.6-10

Coeficientes aerodinamicos

Cálculo de coeficiente de levantamiento del ala III.8.1-1, III.8.1-2, III.8.1-3,

III.8.1-4, III.8.1-5 Lowry J. G. y Polhamus, 1957


Anexos

246

Cálculo de coeficiente de levantamiento del estabilizador

horizontal

III.8.2-1, III.8.2-2, III.8.2-3,

III.8.2-5 Lowry J. G. y Polhamus, 1957

Levantamiento debido al fuselaje III.8.3-1, III.8.3-2, III.8.3-3 Hopkins, 1951

Levantamiento debido al conjunto ala-fuselaje III.8.4-1, III.8.4-2, III.8.4-3,

III.8.4-4 Wolowicz, 1972

Levantamiento del estabilizador horizontal en presencia del

fuselaje

III.8.5-1, III.8.5-2, III.8.5-3,

III.8.5-4, III.8.5-5 Pitts, 1957

Levantamiento del avión completo III.8.6-1, III.8.6-2 Wolowicz, 1972

Resistencia al avance para cero levantamiento del ala,

estabilizador horizontal y estabilizador vertical III.8.7-1, III.8.7-2, III.8.7-3 Roskam, 1990

Coeficiente de resistencia al avance de cero levantamiento

de fuselaje. III.8.8-1, III.8.8-2 Hoak, 1978

Ala-fuselaje III.8.9-1, III.8.9-2 Wolowicz, 1972

Estabilizador horizontal –estabilizador vertical III.8.10-1, Wolowicz, 1972

Coeficiente de resistencia al avance del ala y estabilizador

horizontal debido al cambio del ángulo de ataque

III.8.11-1, III.8.11-2, III.8.11-3,

III.8.11-4 Hoak, 1978

Variación del coeficiente de resistencia al avance de fuselaje

con el ángulo de ataque. III.8.12-1, III.8.12-2, III.8.12-3 Hopkins, 1951

Coeficiente de resistencia al avance debido a miscenláneas III.8.13-1 Roskam, 1990

Resistencia al avance debido a montantes III.8.15-1, III.8.15-2, III.8.15-3 Ordoñez Romero- Robledo, 1961

Coeficiente de resistencia al avance del avión completo III.8.17-1 Raymer, 1992

Coeficiente de momento de cabeceo y centro aerodinámico

del ala y estabilizador horizontal para cero levantamiento III.8.18-1, III.8.18-2 Hoak, 1978


Anexos

247

Momento de cabeceo del ala –fuselaje para cero

levantamiento III.8.19-1, III.8.19-2 Etkin, 1972

Momento de cabeceo de fuselaje debido al levantamiento III.8.20-1, III.8.20-2, III.8.20-3 Hopkins, 1951

Momento de cabeceo del conjunto ala –fuselaje III.8.21-1, III.8.21-2 Hopkins, 1951

Momentos de cabeceo del ala III.8.22-1 Pitts, 1957

Momento de cabeceo debido a la resistencia al avance del

ala III.8.23-1, III.8.23-2 Wolowicz, 1972

Momentos libres de fuselaje III.8.24-1, III.8.24-2, III.8.24-3 Multhopp, 1942

Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala –

fuselaje respecto al centro de gravedad III.8.25-1, III.8.25-2, III.8.25-3 Martínez García, 1982

Coeficiente de momento de cabeceo del conjunto ala –

fuselaje III.8.26-1, III.8.26-2 Martínez García, 1982

Momento de cabeceo del avión completo III.8.27-1, III.8.27-2 Wolowicz, 1972

Rendimientos y actuaciones

Potencia requerida IV.2.1-1 Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica


Potencia disponible IV.2.2-1, IV.2.2-2, IV.2.2-3,

IV.2.2-4

Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica


Ascenso IV.3.1-1, IV.3.1-2, IV.3.1-3

Sergio Esteban Roncero, Francisco Gavilán Jiménez.

Mecánica de Vuelo del Avión, Escuela Superior de

Ingenieros, Universidad de Sevilla, curso 2007-

2008.

Techo IV.3.2-1 Ordoñez Romero-Robledo, C. 1961. Aerodinámica


Anexos

248


Descenso IV.3.3-1, IV.3.3-2, IV.3.3-3,

IV.3.3-4, IV.3.3-5, IV.3.3-6

Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F.

Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New York,

Pitman Publishing Corporation

Alcance y autonomía IV.3.4-1, IV.3.4-2

Daniel O. Dommasch, Sydney S. Sherby, Thomas F.

Connolly. Airplane Aerodynamics. 1961, New York,

Pitman Publishing Corporation


Anexos

249

ANEXO F

ASTM International Support to the U.S. Unmanned Air Vehicle Systems Industry

Position Statement

1.0 Introduction

1.1 Background

Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) have historically been flown only in restricted airspace (over military test and training ranges) or war zones and have thus largely avoided coming into conflict with manned civilian aircraft. This is changing. The Federal Aviation Administration’s (FAA) traditional focus has been to ensure that the multitude of aircraft flown in the National Airspace System (NAS) pose a minimum hazard to people or property on the ground or in the air. With the 11 September 2001 terrorist attacks, national security has become an equal priority with safety. The operation of UAVs in both military and paramilitary roles, such as the Department of Homeland Security’s renewed interest in UAVs and Department of Defense (DoD) NORTHCOM’s new role in homeland defense, outside of restricted airspace, has become increasingly likely.

The United States’ National Airspace System (NAS) must be shared by all users, manned and unmanned, to support national defense, homeland security, other civil government, and commercial applications. As a growing tool in these applications, UAVs (and the subset Remotely Operated Aircraft (ROA)) must seamlessly integrate into the current NAS infrastructure while conducting safe, efficient, and effective operations. To this end, there are a number of key UAV-related regulatory and technology issues which must be addressed jointly by FAA, DoD and other government UAV users, and the UAV industry, to include:

• Airworthiness

• Flight Operations

• Operator Qualifications

Today there are some 300 public UAVs in the U.S. military inventory; $1.7B is being spent on UAVs by DoD alone in 2004. By 2010, this number should triple, and DoD annual spending may exceed $3.5B. Greater numbers are operating in a wide variety of roles in foreign countries.

1.2 Vision

The ASTM Int’l vision is to enable UAVs to be built and flown throughout the NAS, using air traffic control rules and procedures similar to those governing general aviation and without compromising current levels of safety and security. The goal of ASTM is to provide standards that enable FAA publications addressing UAVs necessary for this vision to be realized (created, modified, or interpreted) through the development and use of supporting consensus standards.

1.3 Consensus-Based Standards

The Office of Management and Budget’s Circular A-119 Revised, Federal Participation in the Development and Use of Voluntary Consensus Standards and in Conformity Assessment Activities, directs the heads of Executive Branch departments and agencies to use voluntary consensus standards in lieu of government-unique standards except where inconsistent with law or otherwise impractical. It defines a voluntary consensus standards body as having the attributes of 1) openness, 2) balance of interest, 3) due process, 4) an appeals process, and 5) consensus, defined as general agreement but not necessarily unanimity, with a process for attempting to resolve objections by interested parties.

Within the U.S., there are some 200 organizations involved in standards development for the aviation community, however, only a small number are consensus based. The American Society for Testing and Materials (ASTM) International is one of the consensus organizations that meets the objectives and requirements of the Office of Management and Budget’s Circular A-119.

2.0 Role of ASTM INTERNATIONAL

2.1 Private/Public Sector Cooperation

The standards development process employed by ASTM leverages the value of the entirety of the relevant marketplace, with manufacturers, users, regulators, trade associations, consultants, and academia all having equal representation at the standards table. Industry sectors choose to work with ASTM for multiple reasons. While the quality and relevance of the product (standards) is without question, it is the more subtle value added and money saved to the taxpayer that is the hidden benefit of cooperation in this area. For example, a cost/benefit analysis (done at the request of FAA) discussing the value provided to the Light Sport Aircraft industry by ASTM International Committee F37 on Light Sport Aircraft is attached to this document for information.

2.2 ASTM International’s Relation with the UAV Industry

Recognizing that UAV introduction into the NAS will impact the current regulatory infrastructure governing it, and that the federal government is moving toward standards-based regulation, the UAV industry began meeting with ASTM in April 2003 to explore

their mutual interest in developing such standards. At an industry-wide organizational meeting in July 2003, some 167 UAV industry representatives of approximately 96 companies and organizations voted to engage ASTM International to help them develop these standards and to create the UAV-focused Committee F38 on Unmanned Air Vehicle Systems under ASTM International. ASTM was selected largely on the basis of its prior work with the Light and Sport Aircraft (LSA) community (Committee F37 on Light Sport Aircraft), an aviation group with many similarities and issues to those facing the UAV community, and the fact that ASTM develops standards on a consensus basis.

2.3 Committee F38 on Unmanned Air Vehicle Systems

Today (May 2004), Committee F38 has some 189 representatives of 120 UAV-related companies and organizations as voting members (a complete roster of the committee is attached). Twenty-four of these companies manufacture a broad spectrum of UAVs, from the 26,000-pound Global Hawk ROA to the 6-pound Raven UAV and include manufacturers of manned aircraft, among them Boeing and Gulfstream. Together, the F38 voting membership constitutes a broad spectrum of UAV builders and users as well as interests and expertise (see pie chart).

Manufacturers20%

Suppliers18%

Consultants20%

Trade Assoc.5%

Universities3%

Government (FAA, DoD,

DHS, NASA)34%

The chart above depicts the manufacturing segment of the UAV industry in terms of the numbers of their employees and their annual revenues. Note: This chart is not to imply that all employees or all revenues of those companies depicted are devoted solely to UAV activities. The companies highlighted in red are currently participating, in various capacities, on Committee F-38. Together, they represent 99.4 percent of employees of U.S. companies involved in, and 99.7 percent of the revenues generated by, the U.S. UAV industry.

All ASTM committees reflect as broad an industry sector as is possible; Committee F38 is no exception. With a user population that includes DoD, DHS, and NASA, standards developed by Committee F38 will be true reflections of the complete UAV industry, and therefore more likely to be uniformly accepted and applied.

As a consensus-standards development body, Committee F38 has organized itself along lines paralleling those of the FAA regulations its standards will support:

2.4 Subcommittee F38.01 on Airworthiness

Subcommittee Scope: The development of ASTM standards for design, certification, and continuing airworthiness for the unmanned air vehicle system. This scope will include the air vehicle, aircraft control data links, and ground control systems.

1,000,000 100,000 10,000 1000 100 10 1

$1M

$10M

$100M

$1B

$10B

Annual Revenues

Number of Employees Employees

Boeing Lockheed Martin

Honeywell Northrop Grumman

Bell Textron

SAIC Sikorsky

DRS

AAI General Atomics ASI BAE-North America

Schweitzer

AeroVironment Schiebel

Aurora BAI Frontier

Accurate Automation In Situ Moller

MiTex PUI

Geneva

Thorpe

MLB

Lew Aerospace D-Star

Continental

$100B

SRDC RISI

Piasecki

ACRI AeroCopter Carolina Chapy Dara DragonFly MASS Prescott Thiess Victory

Yamaha

The work of this Subcommittee will be coordinated with the other ASTM UAV System Subcommittees.

The focus of the F38.01 Subcommittee on UAV System Airworthiness shall be the development of technical publications including:

• Minimum requirements for UAV system performance and safety for the UAV system classifications established in the regulations.

• Quality assurance - to identify manufacturing controls that will assure a UAV system conforms to design criteria.

• Production acceptance tests and procedures assuring that the completed UAV system meets reported performance as demonstrated in the prototype vehicle system. This includes limits such as: empty weight and center of gravity, performance specifications, controllability and maneuverability, trim, stability, stall speed and handling characteristics, engine cooling and operating characteristics, propeller/rotor limits, systems functions, and folding or removable lifting surfaces.

• A baseline plan for continued airworthiness systems, including methods for monitoring and maintaining continued operational safety, and processes for identifying, reporting, and remedying safety-of-flight issues.

2.5 Subcommittee F38.02 on Flight Operations

Subcommittee Scope: The development of standard practices for the operation of unmanned air vehicle systems. This scope will include orchestrating these practices with FAA requirements to operate in the NAS. The work of this Subcommittee will be coordinated with the other ASTM UAV System Subcommittees. Specific focus of the subcommittee on Flight Operations shall be the development of technical publications including:

• Operating procedures for the use of UAVs when the operation remains within Class G airspace and within visual range of the pilot.

• Operating procedures for the use of UAVs based on the limitations imposed by the airspace. Our starting assumption is that there will be UAVs similar to restricted category airplanes with similar limitations.

• Standard operating practices to support a business operation using Remotely Operated Aircraft conducting special purpose operations according to 14 CFR Part 91.

• A standard UAV operations application to support UAV approval for certificate of authorization like those in FAA Order 8700.1 Chapters 44-53.

2.6 Subcommittee F38.03 on Operator Qualifications

Subcommittee Scope: The development of qualification standards necessary for individuals to pilot UAVs in the National Airspace System. There is not an accepted, consistent means to evaluate proposals for UAV flight operators or pilots. Operators can use these standards to prepare for commercial flight operations, and apply for them. The FAA can use these standards as a means (but not the only means) to evaluate and manage the risks in non-military UAV operations. The work of this Subcommittee will be coordinated with the other ASTM UAV System Subcommittees.

3.0 Approach

3.1 Assumptions

• UAVs are aircraft for which the Pilot in Command is not onboard.

• The operations are not for sport or recreation.

• There is a large group of small, light, unmanned aircraft that can be safely licensed and regulated using industry standards by an organization recognized by the FAA to do so.

• The operators and operations of small unmanned aircraft can also be safely trained, licensed, and regulated through industry standards.

• Above this threshold, unmanned aircraft will require FAA certification of airworthiness, operations, and pilots.

3.2 Methodology

ASTM International Committee F38 intends for our standards to provide the Administrator, FAA, a means to approve appliances and certain types of unmanned aircraft (along with necessary remote systems) for routine operations. Development of each standard follows one of three general paths; adoption, modification, or creation. F38’s approach to developing and maintaining these standards is proceeding as follows:

1. Develop a comprehensive outline of UAV-applicable functions and subsystems, such as command and control data links. It is anticipated that the majority of these functions and subsystems will be held in common with manned aviation, with only a small percentage being UAV-unique.

2. Identify existing standard(s) that address each of these functions and subsystems.

3. For those functions and subsystems having existing standards, those standards will be reviewed in detail for their applicability to UAV and be incorporated or cited as appropriate.

4. Adoption. For those existing standards that are fully applicable to UAV, such as aviation fuel quality, they will be collected and voted on under a “Best Practices and Guides” Standard, i.e., adopted as is as a consensus standard for the UAV industry.

5. Modification. For those existing standards that are not fully applicable to UAV, such as avionics hazards to aircrews, they will be used as the starting point for crafting UAV-applicable standards by adding or deleting appropriate sections, voting, and eventual adoption as modified, consensus standards.

6. Creation. For those functions and subsystems with no existing standard, such as automated see and avoid, Committee F38 will form a group within its membership to draft the missing standard, put the draft up to vote, and, in an iterative process, arrive at a new, consensus-based standard.

7. Offer these consensus-based standards to FAA for use in developing Technical Standard Orders (TSOs) under Part 21, regulations, or as references for Advisory Circulars.

8. Recognizing that standards must evolve to keep pace with technological and regulatory developments, Committee F38 will review its standards as necessary to ensure their currency – the ASTM development process allows for revisions to existing standards to be balloted whenever necessary to ensure market relevance.

3.3 Adoption of Existing Standards

A large body of aviation-related standards, consensus-based and otherwise, is currently in use and applicable in total to unmanned aviation. These can be listed under a single Practice/Guide standard and voted on by Committee F38 members. Examples are:

Originator Standard Title Consensus-based?

ASTM MNL 5 Manual of Aviation Fuel Quality Control Procedures

Yes

RTCA DO-178B Software Considerations in Airborne Systems and Equipment Certification

Yes

RTCA DO-160C Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment

Yes

3.4 Modification of Existing Standards

A portion of the above standards will have provisions that are not applicable, or lack provisions that are applicable, to unmanned aviation. They will be modified to delete or incorporate such provisions before being voted on by Committee F38 members. Examples are:

Originator Standard Title Example Modification

EAA n/a Training Standards for Ultralight Pilots

Emergency hand and body signals-Delete

DoD MIL-STD-461E

Requirements for the Control of Electromagnetic Interference Characteristics of Subsystems and Equipment

Aircrew exposure levels-Delete

3.5 Creation of New Standards

UAVs introduce some unique functions for which standards do not currently exist. One obvious example is our current draft standard for the “Design and Performance of Airborne Sense-and-Avoid Systems.” This standard would enable the approval of a collision avoidance appliance as providing an equivalent level of safety to the see-and-avoid capability of a manned aircraft. It does not apply to the design and performance of cooperative collision avoidance systems. (Standards and guidance already exist for these transponder or broadcast-based systems.) It would also support an Advisory Circular, or other document, which clarifies 14 CFR Part 91.113.

Among the membership, we have established terms of reference based on AIAA's published terminology in order to proceed with standards development. It is committee F-38’s intent to create new work items that will support FAA activity resulting in clarification, guidance, or regulation for UAVs to gain routine access to the NAS.

4.0 Conclusion

In conclusion, the unmanned aviation community recognizes that standards are the bedrock it currently lacks, a foundation on which its future products and operations must be anchored. ASTM International is to be the catalyst through which the widely diverse interests of this community (including manufacturers, users, regulators, trade associations, consultants, and academia will be focused to produce consensus-based standards. Finally, while Committee F38 on Unmanned Air Vehicle Systems is not intended to unify the international UAV community, it is intended to serve as a unified effort to develop standards for the international UAV community.

ADVISORY

AC 91-57

DATE June 9, 1981

CIRCULAR DEPARTMENT OF TRANSPORTATION

Federal Aviation Administration

Washington, D.C.

Subject: MODEL AIRCRAFT OPERATING STANDARDS L

1. PURPOSE. This advisory circular outlines, and encourages voluntary compliance with, safety standards for model aircraft operators.

2. BACKGROUND. Modelers, generally, are concerned about safety and do exer- cise good judgement when flying model aircraft. However, model.aircraft can at times pose a hazard to full-scale aircraft in flight and to personsand property on the surface. Compliance with the following standards will help reduce the potential for that hazard and create a good neighbor environment with affected communities and airspace users.

3 0 OPERATING STANDARDS.

a. Select an operating site that is of sufficient distance from populated areas. The selected site should be away from noise sensitive areas such as parks, schools, hospitals, churches, etc.

b. Do not operate model aircraft in the presence of spectators until the aircraft is successfully flight tested and proven airworthy.

CO Do not fly model aircraft higher than 400 feet above the surface. When flying aircraft within 3 miles of an airport, notify the airport operator,

or when an air traffic facility is located at the airport, notify the control tower, or flight service station.

d. Give right of way to, and avoid flying in the proximity of, full-scale aircraft. Use observers to help if possible.

e

r

v 4

R. J. Direc

0 Do not hesitate to ask f

VANVUREN tor, Air Traffic Service

or assistance from any airport traffic control concerning compliance with these standards.

Initiated by: AAT-

Documents

“Diseño Aerodinámico de un Vehículo Aéreotesis.ipn.mx/jspui/bitstream/123456789/11997/1/1765 2012.pdf · Instituto Politécnico Nacional Escuela Superior de Ingeniería Mecánica