DISEO DEL ALA PARA UN VEHICULO AEREO NO TRIPULADO

ANDRES BERNAL ORTIZ SANTIAGO ORREGO BUSTAMANTE

UNIVERSIDAD EAFIT ESCUELA DE INGENIERIAS DEPARTAMENTO DE INGENIERIA MECANICA MEDELLIN 2007

DISEO DEL ALA PARA UN VEHICULO AEREO NO TRIPULADO

ANDRES BERNAL ORTIZ SANTIAGO ORREGO BUSTAMANTE

Proyecto de Investigacin Como parte de los requerimientos para la obtencin del ttulo de Ingeniero Mecnico

Asesor Ing. Nicols Ariza Vlez

UNIVERSIDAD EAFIT ESCUELA DE INGENIERIAS DEPARTAMENTO DE INGENIERIA MECANICA MEDELLIN 2007

Salvo algunas excepciones, queremos dedicar este proyecto de grado a todos los estudiantes de Ingeniera Mecnica que no creen en los alcances de la ciencia colombiana y prefieren escudar sus acciones en cargos administrativos como reyes desde tronos cuadrados de madera. Tambin queremos dedicar el resultado de esta investigacin a todas aquellas personas que influyeron de manera positiva y negativa en nuestra paso por la Universidad, sin ellos no hubiera sido posible formar el carcter que nos llevo hasta este punto.

AGRADECIMIENTOS Queremos agradecer a nuestras familias por aguantarnos durante el tiempo invertido en el desarrollo del proyecto, por el apoyo incondicional y por las ideas aportadas a lo largo de la carrera. Vale la pena agradecer la confianza otorgada por Industrial Aeronutica S.A., especialmente al Ing. Nicols Ariza, Ing. Juan Guillermo Arboleda, y al Ing. Daniel Restrepo, puesto que nos permitieron hacer parte del equipo de diseo del proyecto SSAV, aportndonos consejos y recomendaciones indispensables para el desarrollo de este proyecto de grado. Al Doctor James Charles Date cuya ayuda desinteresada se convirti en la pieza clave que impuls en mayor medida este proyecto. Sus palabras de aliento, sus ideas y su tiempo ayudaron a darle forma a los resultados presentados. En ltima instancia queremos agradecer a todas las personas que de una u otra forma influenciaron las ideas plasmadas en este documento.

CONTENIDO pg. 0. PROLOGO 0.1 INTRODUCCION 0.2 JUSTIFICACION 0.3 OBJETIVO GENERAL 0.4 OBJETIVOS ESPECIFICOS 1. CONCEPTUALIZACION 1.1 VEHICULO AEREO NO TRIPULADO - UAV 1.2 AERODINAMICA 1.2.1 1.2.2 1.2.3 1.2.4 1.2.5 Variables Aerodinmicas Fuerzas y Momentos Aerodinmicos. Perfiles Alares. Curva Polar. Curva de Sustentacin 19 19 21 23 24 26 26 29 30 33 35 40 41

1.2.6

Superficie de Sustentacin Principal

47 55 55 56 57 59 62 65 65 68 68 83 85 88

1.3 CFD DINAMICA DE FLUIDOS COMPUTACIONAL 1.3.1 1.3.2 1.3.3 1.3.4 1.3.5 Historia. Aplicaciones. Fundamentacin matemtica. Metodologa CFD. Ansys CFX y otros software.

2. REQUERIMIENTOS DE DISENO 2.1 CARACTERISTICAS TECNICAS: 3. DISCRIMINACION DE PERFILES 3.1 PROCESO DE SELECCIN DEL PERFIL 3.2 CONCLUSIONES AL CAPITULO 4. ANALISIS CFD DE LOS PERFILES 4.1 MALLA 4.1.1 4.1.2 Clasificacin de mallas. Refinamiento de malla.

90 92

4.1.3

Software seleccionado para mallar.

93

4.2 CARACTERISTICAS DE LA MALLA SELECCIONADA PARA EL ANALISIS 98 4.3 ANALISIS DE INDEPENDENCIA DE MALLA 4.4 ENTORNO Y CONDICIONES PARA PRE-PROCESAMIENTO 4.4.1 4.4.2 4.4.3 4.4.4 4.4.5 4.4.6 4.4.7 4.4.8 4.4.9 4.4.10 Definicin del tipo de anlisis. Definicin del material. Definicin del dominio. Entrada. A (Inlet). Salida. B (Outlet). Perfil. C (Foil). Simetra. D (Symp). Libre. E (Free). Inicializacin y parmetros de convergencia. Puntos de Monitoreo. 99 105 105 105 106 109 110 110 111 111 112 114

4.4.11

Expresiones.

114 115 116 119 120 121 122 122 136 138 143 143 144 150 151 162

4.5 CONCLUSIONES AL CAPITULO 5. VALIDACION RESULTADOS CFD 5.1 ANALISIS DE VARIACION DE PARAMETROS 5.2 VALIDACION DE RESULTADOS Y COMPARACIONES 5.3 CONCLUSIONES AL CAPITULO 6. ELECCION UNICO PERFIL POR MEDIO DE CFD 6.1 CURVAS POLARES Y CURVAS DE SUSTENTACION 6.2 CONCLUSIONES AL CAPITULO 7. DISENO DE LA SUPERFICIE DE SUSTENTACION PRINCIPAL 8. ANALISIS CFD Y ELECCION del ALA 8.1 MALLA SELECCIONADA PARA EL ANALISIS 8.2 INDEPENDENCIA DE MALLA 8.3 CONDICIONES DE PRE-PROCESAMIENTO 8.4 CURVAS POLARES Y CURVAS DE SUSTENTACION 8.5 CONCLUSIONES DEL CAPITULO

9. CONCLUSIONES 10. RECOMENDACIONES BIBLIOGRAFIA ANEXOS

163 167 170 175

LISTA DE TABLAS pg. Tabla 1. UAV recientes con gran exito en el mercado Tabla 2. Regimenes Snicos y Subsnicos Tabla 3. Valores de carga alar para diferentes aeronaves Tabla 4. Tabla de requerimientos Tabla 5. Lista de perfiles con bajo numero de Reynolds Tabla 6. Lista de perfiles con filtro de forma Tabla 7. Nomenclatura para la seleccin Tabla 8. Lista de perfiles con filtro de espesor Tabla 9. Nomenclatura para el espesor Tabla 10. Condiciones atmosfricas a considerar Tabla 11. Valores extremos para el anlisis Tabla 12. Resultados obtenidos con XFOIL Tabla 13. Lista de criterios para la seleccin de perfiles Tabla 14. Valores de XFOIL para las condiciones especificadas Tabla 15. Caracterstica de prdida Tabla 16. Angulo de crucero Tabla 17. Caractersticas para ngulos de crucero Tabla 18. Clasificacin de la posicin para la ponderacin Tabla 19. Tabla de variables Tabla 20. Caracterstica de prdida Tabla 21. Resultados finales Tabla 22. Anlisis de independencia para Cl y Cd Tabla 23. Valores tericos de Cl y Cd obtenidos del reporte NACA Tabla 24. Modificacion de parametros Tabla 25. Recomendacin final para la modificacion de parametros 28 32 52 66 70 72 72 74 74 76 76 77 78 79 79 80 81 81 82 82 83 101 116 119 119

Tabla 26. Resultados obtenidos en la simulacin definitiva Tabla 27. Error obtenido en la simulacin Tabla 28. Resultados de la simulacion @ Reynolds 600e3 Tabla 29. Caractersticas Aerodinmicas en crucero @ Re. 200e3 Tabla 30. Tabla de ponderacion de los resultados de la simulacion Tabla 31. Comparacin X-Foil Vs. Ansys CFX Tabla 32. Requerimientos de diseo - Variables Aerodinmicas Tabla 33. Valores de CL y CD para el perfil seleccionado @ Re.600e3 Tabla 34. Arrastre total y Arrastre inducido para diferentes AR Tabla 35. Resultados de diseo - Superficie principal de sustentacin Tabla 36. Resultados del estudio de independencia Tabla 37. Caractersticas aerodinmicas - Ala Tabla 38. Caractersticas Aerodinmicas @ Re. 200e3 Tabla 39. Resultados Aerodinmicos finales Tabla 40. Fuerzas Aerodinmicas Tabla 41. Listado de Perfiles para bajo numero de Reynolds - Filtro 1 Tabla 42. . Listado de Perfiles para bajo numero de Reynolds - Filtro 2 Tabla 43. . Listado de Perfiles para bajo numero de Reynolds - Filtro 3 Tabla 44. Resultados X-FOIL Tabla 45. Resultados X-FOIL AoA 12 Tabla 46. Caractersticas de prdida Tabla 47. Resultados X-FOIL Anlisis de Crucero Tabla 48. Resultados X-FOIL Anlisis crucero Tabla 49. Anlisis final - Filtro 4 Tabla 50. Criterios de evaluacin

120 121 123 130 132 133 138 139 140 141 145 152 156 156 157 175 184 188 189 195 196 197 201 204 205

LISTA DE FIGURAS pg. Figura 1. UAV de propsito militar Sig Rascal Figura 2. Flujo de Aire sobre un cuerpo dado Figura 3. Fuerzas y Momentos Aerodinmicos Figura 4. Fuerzas Principales en un perfil Figura 5. Regiones que conforman un perfil Figura 6. Caractersticas importantes del perfil Figura 7. Angulo de ataque Figura 8. Lneas de flujo sobre el perfil Figura 9. Punto de Separacin - Flujo laminar y turbulento Figura 10. Longitudes de referencia para coeficientes aerodinmicos Figura 11. Curva Polar Figura 12. Curva de Sustentacin Figura 13. Curva de Sustentacin Cl mximo Angulo Cl=0 Figura 14. Prdida de borde de ataque Figura 15. Perdida de borde de fuga Figura 16. Influencia del espesor en las caractersticas de perdida del perfil Figura 17. Relacin entre Cl mximo y el Cd mximo Figura 18. Valor Mximo de L/D Figura 19. Efecto de flujo en las puntas de las alas Figura 20. Induccin de vrtices en las puntas de las alas Figura 21. Arrastre total Figura 22. Comparacin de diferentes AR Figura 23. Configuracin geomtrica para diferentes alas Figura 24. Sustentacin en la superficie del ala para cada configuracin. Figura 25. Ejemplos de malla 27 33 34 34 35 36 36 37 37 40 41 42 42 43 44 44 45 46 47 48 49 50 52 54 60

Figura 26. Etapas para un anlisis CFD Figura 27. Logo de Ansys CFX Figura 28. Maletn de campaa para el UAV Figura 29. Perfil AS5046 No cumple con el requisito Figura 30. Perfil NACA4418 - Si cumple con el requisito Figura 31. Fenmeno del aire a travs de un perfil Figura 32. Modelacin CAD del fenmeno del aire a travs del perfil Figura 33. Modelacin CAD dimensionada Figura 34. Obtencin de coordenadas para la modelacin CAD Figura 35. Un dominio de anlisis y su respectiva malla Figura 36. Malla estructurada Figura 37. Malla no estructurada Figura 38. Malla hibrida Figura 39. Logo ICEM CFD Figura 40. Ejemplo Mallado ICEM CFD Figura 41. Regiones del perfil Figura 42. Modelo CAD definitivo para el anlisis Figura 43. Elemento tipo Hexaedro Figura 44. Malla con hexaedros, para geometra compleja Figura 45. Bloques del modelo CAD para la correcta distribucin de malla Figura 46. Bordes de control para modelo CAD Figura 47. Anlisis de independencia Figura 48. Malla con borde de control 1 con una distribucin de 20 nodos Figura 49. Malla con borde de control 1 con una distribucin de 40 nodos Figura 50. Malla con borde de control 1 con una distribucin de 70 nodos Figura 51. Malla con borde de control 1 con una distribucin de 105 nodos Figura 52. Malla con borde de control 1 con una distribucin de 158 nodos Figura 53. Anlisis de independencia para valores de Cd Figura 54. Malla definitiva para el anlisis

61 63 66 71 71 85 86 87 87 89 90 91 92 93 94 94 96 97 97 97 98 100 101 102 102 102 103 103 104

Figura 55. Malla definitiva para el anlisis Figura 56. Propiedades del aire Figura 57. Capa limite Figura 58. Condiciones de Frontera Caso 2 a 12 Figura 59. Condiciones de Frontera Caso 0 Figura 60. Condiciones de Frontera Caso -4 a -2 Figura 61. Variacin de la direccin de la velocidad Figura 62. Expresiones en CFX Figura 63. Curva de Sustentacin terica NACA 4415 Figura 64. Curva Polar terica NACA 4415 Figura 65. Grafico de Cl Vs. Alfa NACA 4415 @ Re. 600e3 Figura 66. Grafico Cl Vs. Alfa NACA 4418 @ Re. 600e3 Figura 67. Curva Polar Cl Vs. Cd NACA 4415 @ Re. 600e3 Figura 68. Curva Polar Cl Vs. Cd NACA 4418 @ Re. 600e3 Figura 69. Grafico L/D Vs. Alfa NACA 4415 @ Re. 600e3 Figura 70. Grafico L/D Vs. Alfa NACA 4418 @ Re. 600e3 Figura 71. Presin NACA 4415 @ Re. 600e3 - AoA 4 Figura 72. Velocidad NACA 4415 @ Re. 600e3 - AoA 4 Figura 73. Viscosidad Turbulenta NACA 4415 @ Re. 600e3 - AoA 4 Figura 74. Presin NACA 4415 @ Re. 600e3 - AoA 12 Figura 75. Velocidad NACA 4415 @ Re. 600e3 - AoA 12 Figura 76. Viscosidad Turbulenta NACA 4415 @ Re. 600e3 - AoA 12 Figura 77. Relacin entre el AR y el factor de Oswald Figura 78. Vista Isomtrica ala Figura 79. Vista superior del ala Figura 80. Vista frontal del ala Figura 81. Vista lateral del ala Figura 82. Regiones para mallado del ala Figura 83. Divisin de las zonas en bloques

104 106 107 108 108 109 112 114 117 118 124 125 126 127 128 129 133 134 134 135 135 136 140 141 142 142 142 143 144

Figura 84. Malla 1 - 16148 elementos Figura 85. Malla 2 - 102345 elementos Figura 86. Malla 3 - 345678 elementos Figura 87. Malla 4 - 419223 elementos Figura 88. Malla 5 - 480794 elementos Figura 90. Malla definitiva Figura 91. Malla definitiva sobre la regin del ala Figura 92. Malla definitiva sobre los bordes de control Figura 93. Malla definitiva Figura 94. Condiciones de frontera Figura 95. Curva de Sustentacin @ Re. 600e3 Figura 96. Curva Polar @ Re. 600e3 Figura 97. Curva LD Vs. Alfa @ Re. 600e3 Figura 98. Comparacin CL Vs. Alfa para Ala Long. Infinita y Ala Long. Finita Figura 99. Comparacin CL Vs. Alfa NACA 4415 - ALA @ Re. 600e3 Figura 100. Presin sobre el Ala @ Re. 600e3 - AoA 4 Figura 101. Distribucin de Presin en el Ala @ Re. 600e3 - AoA 4 Figura 103. Velocidad en el Ala @ Re. 600e3 - AoA 4 Figura 104. Viscosidad Turbulenta en el Ala @ Re. 600e3 - AoA 4

145 146 146 146 147 148 149 149 149 150 153 154 155 157 158 159 159 160 161

Figura 89. Resultados anlisis independencia-Grfico L/D vs. Nm. elementos 147

Figura 102. Distribucin de Presin resultante sobre Ala @ Re. 600e3-AoA 4 160

LISTA DE ECUACIONES pg. Ecuacin 1. Numero de Reynolds Ecuacin 2. Numero Mach Ecuacin 3. Coeficiente de sustentacin Ecuacin 4. Coeficiente de arrastre Ecuacin 5. Coeficiente de momento Ecuacin 6. Relacin L/D Ecuacin 7. Arrastre total Ecuacin 8. AR Ecuacin 9. Arrastre inducido Ecuacin 10. Ecuacin diferencial para la conservacin de masa Ecuacin 11. Ecuaciones de Navier-Stokes Ecuacin 12. Numero de Reynolds para clculo Ecuacin 13. Coeficiente de sustentacin Ecuacin 14. Intensidad de turbulencia y Epsilon Ecuacin 15. Porcentaje de Error Ecuacin 16. Coeficientes de sustentacin y arrastre para el ala Ecuacin 17. Factor de Eficiencia de Oswald 31 31 38 39 39 46 48 50 50 55 57 76 82 110 120 139 139

LISTA DE SIMBOLOS Re = Nmero de Reynolds. M = Nmero Mach. V = Velocidad. = Densidad. L = Fuerza de Sustentacin. D = Fuerza de Arrastre. c l = Coeficiente de sustentacin perfiles. c d = Coeficiente de arrastre perfiles. C L = Coeficiente de Sustentacin. C d = Coeficiente de Arrastre Parsito. C m = Coeficiente de Momento. C Max = Coeficiente de Sustentacin Mximo. C Di = Coefciente de Arrastre Inducido. c d = Coeficiente de Arrastre Total. = Angulo de ataque. L =0 = Angulo de dtaque sustentacin cero. L = Relacin L/D. D AR = Relacin de aspecto. TR = Relacin de estrechamiento. c = Cuerda del perfil. b = Envergadur a del ala L = Longitud de referencia. S = Area de referencia.

LISTA DE ANEXOS pg. Anexo A. Tablas con los resultados del proceso de seleccin inicial de perfiles 175

0. PROLOGO

0.1 INTRODUCCION El comportamiento de los fenmenos fsicos que se conocen en el mundo, ha sido el interrogante natural de todos los seres humanos a lo largo de la historia. Fenmenos complejos como reacciones qumicas, anlisis acsticos y movimiento de fluidos han sido difcilmente estudiados en pocas anteriores, debido principalmente a las limitantes tecnolgicas y a la debilidad en la teora empleada para acomodar el comportamiento real al mundo matemtico paralelo; base indiscutible de las leyes fsicas que rigen el mundo conocido hasta la fecha. El hombre siempre se ha visto en la obligacin de utilizar el espacio areo para el desarrollo de actividades civiles y militares, como ventaja significativa y competitiva frente al desarrollo tradicional de las labores ejercidas en tierra; es as como los aviones se presentan como herramienta til y necesaria para solucionar los problemas y necesidades exigidas por la civilizacin moderna. Con base en modelos matemticos formulados a mediados del siglo XX se construyen las bases para el diseo y desarrollo de los aviones militares y comerciales. El anlisis de flujo, el diseo de superficies de sustentacin, el diseo de motores, entre otros; constituyen los engranajes fundamentales del campo aeronutico, hasta ahora poco explorado y desarrollado en Colombia (Ariza, 2005), el cual encuentra en la Ingeniera Mecnica, de manera ms concreta en la rama de Ingeniera Aeronutica, su mejor aliado. Los grandes productores de aeronaves (Boeing, Airbus, Embraer, etc.) y el resto de la industria aeronutica mundial enfocan sus esfuerzos en la construccin de

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aviones civiles y militares eficientes, que permitan ampliar el rango de funciones realizadas por vehculos que se desplazan en el aire. Muestra de esta tendencia es el surgimiento de los vehculos areos no tripulados, micro aviones y planeadores entre otros (Ariza,2006). Los vehculos areos no tripulados, denominados UAV, Unmanned Air Vehicle, por sus siglas en ingls, son aeronaves capaces de realizar misiones de vuelo sin la necesidad de intervencin humana. Su elevada e independiente maniobrabilidad sobre el terreno, facilita su aplicacin a tareas de inspeccin y vigilancia en entornos de zonas fronterizas, volcanes, zonas afectadas por desastres naturales o de otra tipo como trfico de autovas, tendidos elctricos, campos minados, etc. Su empleo es de utilidad en muchas de las misiones habitualmente realizadas por vehculos areos convencionales (tripulados) disminuyendo de esta manera los costos de la misin y los riesgos asociados en ellas. (VAMPIRA@, 2006) Las aeronaves de poco tamao presentan grandes retos aerodinmicos, mecnicos, elctricos, de control, etc., que pueden ser solucionados de manera tan compleja, o tan sencilla, como el equipo de diseo lo proponga (Ariza, 2006); es por esto y por el auge actual de este tipo particular de aeronaves, que se enfocar el proyecto en realizar los estudios aerodinmicos necesarios, para las condiciones de misin y de diseo planteados por la empresa Industrial Aeronutica S.A. El crecimiento exponencial de la tecnologa informtica, las herramientas y modelos matemticos que se han desarrollado durante el ltimo siglo, ofrecen en el campo de la aviacin avances acelerados y significativos; donde la interaccin entre el ingeniero analista y un fenmeno fsico permite el acceso a modelos dinmicos aproximados de su comportamiento, obteniendo secuencias de resultados que pueden ocurrir en el sistema del mundo real.

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Adems de modernos tneles de viento, la introduccin masiva de software CFD (Computer Fluid Dynamics Dinmica de Fluidos Computacional) durante los ltimos 20 aos presenta el impulso ms significativo al diseo aerodinmico dentro de este primer siglo de la aviacin. El CFD es una herramienta de anlisis de gran utilidad en la industria aeronutica (UDEC@, 2005), ya que permite predecir el comportamiento del aire alrededor de un cuerpo dado, gracias a lo cual se obtienen resultados en todo el modelo que pueden ser visualizados en forma grfica. Este proyecto de grado realiza un aporte al conocimiento, tratando temas cientficos actuales, donde en un futuro no muy lejano pueda tener una importante vigencia y sirva como soporte y gua a la industria aeronutica colombiana, restringida y afectada por la confianza en los desarrollos nacionales y en las limitantes econmicas propias de un pas en guerra.

0.2 JUSTIFICACION La lucha por el desarrollo en el mundo hace de la vida diaria una competencia continua. La industria aeronutica se ve obligada a crear nuevos productos y a implementar nuevas tecnologas que permitan predecir las caractersticas de vuelo de una aeronave de forma rpida, eficiente y confiable. El diseo de aeronaves en Colombia es un rea de la ingeniera poco estudiada, debido en mayor medida a limitaciones de tipo econmico y sociocultural y a la falta de confianza del pueblo colombiano en el desarrollo de productos nacionales de categora mundial. Hasta ahora el proyecto con mayor difusin y alcance ha sido el GAVILAN, cuyo xito fue reducido debido a las trabas impuestas por la entidad reguladora aeronutica de los Estados Unidos durante el proceso de certificacin para su produccin (Ariza, 2005). Como respuesta a la naciente inconformidad presentada por un grupo de futuros profesionales que creen en la

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capacidad y el ingenio propios, infinidad de proyectos en esta rama se estn gestando. Se obtiene y analiza informacin que permite la seleccin y creacin de las superficies de sustentacin principales de un vehiculo areo, con el fin de inyectar nuevas ideas al creciente desarrollo de la industria aeronutica en Colombia (Ariza, 2005). Las principales variables aerodinmicas controlables por el equipo de diseo, se ejercen en su mayora en el perfil alar; esta entidad geomtrica formada por curvas esbeltas y caractersticas especiales, es la encargada de asignar condiciones trascendentales de arrastre, sustentacin y momento. El xito de un diseo eficiente recae en mayor medida en la adecuada seleccin o diseo de un perfil alar, ya que a partir de este se determinan las diferentes variables que afectarn en gran medida el rendimiento del vehiculo, demarcando ventajas competitivas valiosas para potenciales inversionistas y usuarios (Ariza, 2006). El desarrollo de un proyecto aeronutico requiere un trabajo multidisciplinario que garantice la solucin mas adecuada para la misin planteada, con el fin de llegar a resultados ptimos y viables teniendo presente la disponibilidad tecnolgica, la cantidad de dinero a invertir y la confianza en el trabajo a realizar (Ariza, 2005). Las ventajas competitivas entre los ingenieros analistas existentes en el mundo, se fundamentan en la posibilidad de aplicar conocimientos adquiridos en las diferentes situaciones de la vida prctica que aun no tengan amplia difusin y sobre las cuales queda mucho por explorar. El anlisis CAD, diseo asistido por computador, y el CAE, ingeniera asistida por computador, ofrecen a los ingenieros modernos las herramientas necesarias para analizar y simular los diseos de ingeniera realizados por medio de un computador, para estimar sus caractersticas, 22 propiedades, viabilidad y

rentabilidad. Su finalidad es optimizar su desarrollo para obtener una aproximacin de los posibles costos de fabricacin y reducir al mximo las pruebas para la obtencin del producto deseado. Estas herramientas no son muy utilizadas en la industria colombiana, debido a su alto costo y poco mercado, ya que se desconoce su potencial real y la veracidad de sus resultados. Se busca con este tipo de trabajos, dar a conocer las ventajas de su aplicacin e impulsar su crecimiento con el fin de optimizar una variedad de procesos productivos existentes. La empresa Industrial Aeronutica S.A. desea construir una aeronave diseada con la mejor tecnologa disponible en el medio colombiano y seleccionar personas interesadas en aprender la teora aeronutica para servir de soporte a futuros proyectos (Ariza, 2005). Por lo anterior, la empresa mencionada se constituye en beneficiario directo de este trabajo de grado ya que los resultados obtenidos sern parte del rompecabezas que conforma la aeronave en su totalidad; pese a esto, las personas que desarrollan el anlisis en el tema seleccionado adquieren conocimientos y habilidades que los convierten tambin en beneficiarios, pues as se aumenta su ventaja competitiva frente a las otras personas que conforman la rama de la ingeniera.

0.3 OBJETIVO GENERAL Disear las superficies de sustentacin principales de un UAV que cumplan con los requerimientos de diseo solicitados por la empresa Industrial Aeronutica S.A., mediante el uso de un modelo CAD simulado en un software CFD, en cada una de las fases de vuelo de la aeronave.

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0.4 OBJETIVOS ESPECIFICOS

a) Evaluar la informacin referente al diseo de las superficies de sustentacin principales, con base en las variables mas relevantes dentro del comportamiento aerodinmico de cada una de las fases de vuelo.

b) Comprender el funcionamiento de la metodologa CFD y su aplicacin en la ciencia aerodinmica.

c) Recolectar los requerimientos y caractersticas de diseo solicitadas por la empresa Industrial Aeronutica S.A. que sean relevantes en el desempeo de la aeronave.

d) Elegir un nico perfil que por facilidades de manufactura, reducida complejidad en diseo y condiciones aerodinmicas, obtenidas a partir del software CFD utilizado, solucione de la mejor manera el problema planteado.

e) Disear el modelo CAD de la superficie de sustentacin principal que cumpla con los requerimientos de la misin.

f) Verificar el comportamiento del ala diseada con apoyo de un software CFD que permita realizar anlisis tridimensionales.

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g) Concluir los principales resultados obtenidos en el proyecto y plantear recomendaciones para futuros investigadores.

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1. CONCEPTUALIZACION

La estructura y distribucin de captulos a lo largo del trabajo se llevar a cabo de tal forma que se siga una curva predeterminada de aprendizaje. Se presenta de manera inicial la teora y soportes cientficos que facilitan la comprensin en la toma de decisiones necesarias para el correcto cumplimiento de los objetivos planteados.

1.1 VEHICULO AEREO NO TRIPULADO - UAV Los Vehculos Areos No Tripulados denominados UAV, Unmanned Air Vehicle por sus siglas en ingls, son aeronaves motorizadas capaces de operar por medio de controladores situados en tierra o en el aire, sin que sea requerida la figura del piloto humano que gobierne sus mandos. Las misiones principales para las cuales son utilizados estos vehculos son las siguientes: Transporte de cargas letales y no letales destinadas al reconocimiento, mando y control de operaciones de seuelo. Fotografa de blancos, lugares especficos u objetivos militares. Tareas de inspeccin y vigilancia. Monitoreo ambiental, estudio de meteorologa, reconocimiento de la vida silvestre y administracin de los recursos naturales. La configuracin y geometra de los diferentes UAV encontrados, dependen bsicamente de los requerimientos de diseo, el diseo conceptual del vehculo, la misin a desarrollar, los materiales usados en su manufactura y un sinnmero de variables adicionales definidas de manera nica y exclusiva por el equipo

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diseador. La Figura 1 muestra una posible configuracin de un UAV para la industria militar.

Figura 1. UAV de propsito militar Sig Rascal

URUEA @ 2006 En la actualidad, Europa y Estados Unidos, poseen el mayor porcentaje de acciones en el mercado civil y militar en todo tipo de aplicaciones que cumplen estas aeronaves. En Amrica Latina son vehculos relativamente novedosos, y solo pases como Brasil, Chile y Argentina han incursionado con modernas propuestas (Ariza, 2006). La tendencia mundial es el incremento en la participacin de este tipo de vehculos en todas las tareas que sea posible gracias a sus numerosas ventajas. Para lograr esto, tanto gobiernos europeos como estadounidenses, trabajan en conjunto para crear un ente regulatorio que permita controlar los aspectos del diseo, fabricacin, operacin y mantenimiento de los UAV. La Tabla 1 muestra una recopilacin de UAV recientes que han tenido gran xito en el mercado mundial (Ariza,2006).

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Tabla 1. UAV recientes con gran exito en el mercado

Autora propia Pese a que la historia del UAV en el mundo se remota a 20 aos atrs, a nivel Latinoamericano el concepto sigue siendo novedoso y no se ha dimensionado el potencial que tiene este tipo de vehculos en aplicaciones locales. Un anlisis de mercado efectuado por firmas consultoras aeronuticas, revela que Latinoamrica se sita como usuario potencial de este tipo de vehculos, para operaciones de seguridad fronteriza, manejo y prevencin de desastres, vigilancia privada, bsqueda y rescate y contraterrorismo. El mercado colombiano no poda ser la excepcin suramericana y en los ltimos dos aos solo se han llevado a cabo proyectos de este tipo por parte de Universidades. Su objetivo ha sido la demostracin de tecnologa y su evolucin, pero lastimosamente en la mayora de los casos no ha pasado de la etapa de diseo conceptual (Ariza, 2006).

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1.2 AERODINAMICA La presin que el viento ejerce sobre los cuerpos que se oponen a su libre paso, puede ser considerada la primera manifestacin que ha revelado al hombre la existencia de los fluidos. La palabra fluido se utiliza para denominar a las sustancias cuyo espaciamiento molecular es superior al encontrado en cuerpos slidos, lo cual se traduce en fuerzas intermoleculares dbiles que permiten un mayor movimiento entre las partculas. Esta movilidad obtenida en lquidos y gases permite agrupar las propiedades fsicas de tal modo que es posible realizar estudios dinmicos cobijados por el nombre de dinmica de fluidos (Anderson, 2001, 10). La dinmica de fluidos es la rama de la mecnica de fluidos que estudia las acciones presentes en los cuerpos slidos cuando existe un movimiento relativo entre stos y el fluido que los rodea (WIKIPEDIA@,2007). Cuando el fluido de trabajo es aire a esta rama se le conoce como Aerodinmica, ciencia prctica con mltiples aplicaciones de ingeniera (Anderson, 2001, 10). Los principales objetivos de esta ciencia son los siguientes: La prediccin de fuerzas y momentos de cuerpos movindose a travs de un fluido, usualmente el aire. Como ejemplo se encuentran la sustentacin, el arrastre y el momento calculado sobre perfiles, alas y fuselaje de aviones; esto conoce como aerodinmica externa. La determinacin de condiciones de movimiento de fluidos en ductos, tuberas y tneles de viento; conocido como aerodinmica interna.

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1.2.1 Variables Aerodinmicas Las ciencias estn rodeadas de un vocabulario tcnico utilizado para describir conceptos y fenmenos, quien lo comprende y hace propio domina un lenguaje que le permite comunicarse con los seres que as lo hacen y que le rodean. Se definirn a continuacin los trminos ms usados en aerodinmica (Anderson, 2001, 12). La Presin es la fuerza que ejerce un fluido en una superficie, debido a la razn de cambio de las molculas del gas impactando o cruzando la regin analizada. Esta variable usualmente es definida en un punto del fluido o en una superficie del slido, y su magnitud puede variar segn el punto estudiado (Anderson, 2001, 13). La Densidad se define como la cantidad de masa por unidad de volumen. Tal como en la presin, sta propiedad puede variar segn el punto analizado (Anderson, 2001, 14). Cuando se presentan variaciones de la densidad a travs de un campo de fluido se determina que se esta analizando un fluido compresible, de lo contrario el fluido se considera incompresible (Anderson, 2001, 30). La Temperatura de un gas es directamente proporcional al promedio de energa cintica de las molculas de un fluido; como resultado de esto, un incremento en la temperatura, elevar la energa cintica de las molculas y por ende la energa interna del sistema ser ms alta (Anderson, 2001, 14). La Viscosidad es la oposicin que presenta el fluido ante la aplicacin de esfuerzos cortantes (WIKIPEDIA@, 2007). El aire pese a tener valores pequeos de viscosidad puede intervenir notablemente en las caractersticas del medio que rodea a los cuerpos analizados. El Nmero de Reynolds es un nmero adimensional, que relaciona las fuerzas inerciales con las fuerzas viscosas en el movimiento de los fluidos (Anderson, 2001, 33). Su valor se traduce en caracterstica del fluido y es sumamente 30

apreciado en anlisis de modelos y comparacin de flujo. Como ilustracin, un flujo con un nmero de Reynolds alrededor de 100.000 (tpico en el movimiento de una aeronave pequea) expresa que las fuerzas viscosas son 100.000 veces menores que las fuerzas inerciales, y por lo tanto aquellas pueden ser ignoradas. La Ecuacin 1 presenta el modelo de clculo de esta variable.

Ecuacin 1. Numero de Reynolds Re =

. .l

: Densidad Absoluta : Velocidad Medida : Visocisidad Dnamical : Longitud Caracteristica Anderson, 2001, 37 El Nmero Mach es tambin un coeficiente adimensional, que relaciona la velocidad de flujo de cualquier objeto con la velocidad del sonido. Su valor es parmetro fundamental en la determinacin de las caractersticas snicas del fluido. En la Ecuacin 2 se puede observar claramente que cuando este nmero es igual a 1 el fluido analizado, aire, se mueve con la misma velocidad del sonido, 341 [m/s] aproximadamente, a condiciones atmosfricas estndares.

Ecuacin 2. Numero MachM= V Vs

V : Velocidad del Objeto V s : Velocidad del Sonido

Anderson, 2001, 37 La utilidad del nmero Mach reside en que permite expresar la velocidad de un objeto no de forma absoluta en [km/h o m/s], sino tomando como referencia la 31

velocidad del sonido, la cual cambia dependiendo de las condiciones de la atmsfera; de esta manera no es necesario conocer la velocidad del sonido para saber si un avin que vuela a una velocidad dada, la ha superado; basta con determinar su nmero Mach. Como parmetro fundamental las velocidades de vuelo se clasifican segn su nmero de Mach en (WIKIPEDIA@, 2007):

Tabla 2. Regimenes Snicos y Subsnicos Subsnico Transnico Supersnico Hipersnico WIKIPEDIA@, 2007 Los fluidos presentan variaciones en su estructura y composicin interna como resultado de la accin de estmulos externos que afectan el equilibrio. El aire no es la excepcin, y experimenta una serie de cambios a medida que varan las condiciones fsicas en las que se encuentra. Variables como temperatura, viscosidad y densidad, cambian notablemente a medida que aumenta la altura sobre el nivel del mar a la que se encuentra una partcula. Las normas internacionales indican que para un incremento de 0.3048 [m] la temperatura desciende 2 [C], causando una variacin en la densidad y viscosidad (AMME@,2006). Los conceptos aerodinmicos explicados se consideran los principales parmetros que pueden influir sobre un fenmeno fsico. Un entendimiento claro de ellos permite una interpretacin adecuada sobre los cambios y las posibles consecuencias en los fenmenos analizados. Si consideramos el aire movindose a travs de un objeto, como lo muestra la Figura 2, y nos enfocamos en el recorrido del elemento infinitesimal de masa del gas, denominado Elemento en el Fluido, se observa que a medida que pasa el 32 M < 0,7 0,7 < M < 1,2 1,2 < M < 5 M>5

tiempo se presenta un cambio en la direccin y la magnitud de su velocidad; lo cual nos permite definir la velocidad de flujo como la velocidad de un gas que fluye en cualquier punto del espacio (Anderson, 2001, 14).

Figura 2. Flujo de Aire sobre un cuerpo dado

Autora propia En la Figura 2 se observa tambin que para fluidos en estado permanente, es decir que no cambia con el tiempo, el historial del camino recorrido por un elemento puede ser graficado por medio de lneas denominadas lneas de flujo, las cuales son dibujadas de manera constante ya que sirven como herramienta importante en la visualizacin del movimiento (Anderson, 2001, 15).

1.2.2 Fuerzas y Momentos Aerodinmicos. Las fuerzas y momentos aerodinmicos presentes en cualquier cuerpo movindose a travs de un fluido, son originadas debido a la distribucin de presiones y a la distribucin del esfuerzo cortante sobre su superficie (Anderson, 2001,15). Cuando el cuerpo lleva una orientacin determinada, como en el caso de los perfiles, se presentan diferentes condiciones resultantes, como lo muestra la Figura 3. de fuerzas y momentos

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Figura 3. Fuerzas y Momentos Aerodinmicos

Anderson, 2001, 16 Con base en la Figura 3 pueden deducirse las dos fuerzas aerodinmicas principales: La fuerza de sustentacin, que es la componente de la fuerza resultante, siendo perpendicular a la direccin de la velocidad del aire que incide sobre el cuerpo y la fuerza de arrastre que es la componente de la fuerza resultante, siendo paralela a la direccin de la velocidad del aire. Todas las consecuencias que deja el paso del aire a travs de un cuerpo se reflejan en la generacin de fuerzas y momentos que son objeto de estudio para la ciencia aerodinmica (Anderson, 2001, 17).

Figura 4. Fuerzas Principales en un perfil

Anderson, 2001, 16

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1.2.3 Perfiles Alares. En aeronutica se denomina perfil alar, perfil aerodinmico o simplemente perfil, a un contorno de forma curvada, que al desplazarse a travs del aire es capaz de crear a su alrededor una distribucin de presiones tal que genere sustentacin propia. En esta entidad geomtrica pueden identificarse unas regiones especificas: borde de ataque, el cual se enfrenta a la corriente del fluido incidente, el borde de fuga, lugar de salida del fluido en la parte posterior, extrads o parte superior e intrads o parte inferior, tal como lo muestra la Figura 5 (WIKIPEDIA@, 2007).

Figura 5. Regiones que conforman un perfil

Autora propia Las relaciones geomtricas existentes entre las regiones definidas en el prrafo anterior, reciben nombres especficos y de su determinacin se afectan los parmetros que influyen directamente en el comportamiento aerodinmico del perfil. Existen otras caractersticas importantes del perfil, que son usadas por los expertos para el diseo y anlisis. En la Figura 6 se presenta la cuerda como la distancia linear desde el borde de ataque hasta el borde de fuga y el espesor como la mayor distancia entre el extrads y el intrads (Anderson, 2001, 17).

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Figura 6. Caractersticas importantes del perfil

Autora propia El ngulo de ataque, alfa en la Figura 7, es definido como el ngulo que se forma entre la cuerda y la direccin de la velocidad del flujo incidente (Anderson 2001, 17).

Figura 7. Angulo de ataque

Autora propia El aire incidente en el perfil es forzado a separarse de tal modo que fluya por el extrads y el intrads para su posterior reencuentro en el borde de fuga, como se observa en la Figura 8. El aire que pasa cerca del perfil roza las superficies afectando el estado y propiedades, creando una capa de reduccin en momento denominada capa limite, en la cual la velocidad del fluido respecto a las superficies (intrads y extrads) vara desde cero hasta el 99% de la velocidad de la corriente exterior; tal y como se muestra (WIKIPEDIA@, 2007).

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Figura 8. Lneas de flujo sobre el perfil

Autora propia Dependiendo de las caractersticas del fluido la capa lmite puede ser laminar, turbulenta o mixta, solo si se presenta el fenmeno de separacin. Como se observa en la Figura 9, en la zona turbulenta la viscosidad es la responsable de que se presente un vrtice en el punto de desprendimiento, el cual se define como flujo turbulento en rotacin espiral con trayectorias de corriente cerradas. Este tipo de corrientes son determinadas con base en modelos matemticos diseados (como ejemplo el Shear Stress Transport) para la dinmica de fluidos, en el cual se relaciona la cantidad de circulacin o rotacin de un fluido por unidad de rea (WIKIPEDIA@, 2007).

Figura 9. Punto de Separacin - Flujo laminar y turbulento

Autora propia Para un fluido que se mueve por un perfil a un Reynolds mayor de 100.000, es decir, a una velocidad inmersa en ciertas condiciones atmosfricas, la variacin en el ngulo de ataque conlleva a un cambio del punto de transicin, entre zonas de 37

flujo laminar y turbulento, desde el borde de ataque hasta el borde de fuga. Para la mayora de perfiles a ngulos de ataque mayores a 14, este hecho condiciona de manera adversa el comportamiento del perfil puesto que la capa lmite turbulenta es menos sensible a los gradientes adversos de presin (Anderson, 2001, 290). El anlisis del comportamiento de los perfiles bajo el movimiento de fluidos es un tema tanto apasionante como complejo, el cual ha sido analizado desde 1890 por los Hermanos Wright con sus reducidas pruebas de flujo en superficies de vuelo. Con la intencin de describir las fuerzas aerodinmicas que actan sobre los cuerpos en la forma ms general posible y de obtener datos universales de ensayos realizados a escala, se definen los coeficientes adimensionales que relacionan la mayora de variables explicadas en prrafos anteriores. Los principales coeficientes utilizados en aerodinmica son: El Coeficiente de Sustentacin, Cl , es el encargado de relacionar la fuerza de sustentacin con la forma del cuerpo y las propiedades del fluido.

Ecuacin 3. Coeficiente de sustentacinCl =

2 .L .V 2 .S L : Fuerza de Sustentacion

: Densidad AbsolutaV : Velocidad del Fluido S : Area de referencia

Anderson, 2001, 41 El Coeficiente de Arrastre, Cd , es el encargado de relacionar la fuerza de arrastre con la forma del ala y las propiedades del fluido.

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Ecuacin 4. Coeficiente de arrastreCd =

2 .R .V 2 .S R : Fuerza de Arrastre

: Densidad AbsolutaV : Velocidad del Fluido S : Area de referencia

Anderson, 2001, 43 El coeficiente de momento, Cm , es el encargado de relacionar el momento de giro con respecto a un punto determinado. Para anlisis aeronuticos este punto se escoge generalmente a de la cuerda medida desde el borde de ataque.

Ecuacin 5. Coeficiente de momento

2.M .V 2 .S .L M : Momento : Densidad Absoluta V : Velocidad del Fluido S : Area de referencia L : Longitud de referencia del perfil Cm =Anderson, 2001, 20 El clculo de los coeficientes utiliza valores diferentes de S y L segn el tipo de perfil que se requiera analizar. Aunque los fenmenos en 2D no se presentan en la vida real, en aerodinmica, el anlisis de perfiles bajo estas condiciones es muy apreciado por diseadores, ya que permite inferir el comportamiento ideal de la superficie de sustentacin que se encuentre diseando; para estos casos de dos dimensiones las variables son escritas en letras minsculas y su longitud de referencia se determina segn la siguiente Figura 10 (Anderson, 2001, 20);

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Figura 10. Longitudes de referencia para coeficientes aerodinmicos

cl : coeficiente de sustentacion [m] cl : coeficiente de arrastre [m] S : cuerda del perfil , no se utiliza area de referenciaAnderson, 2001, 20 La obtencin de estos coeficientes juega un papel importante en el diseo preliminar de aviones y cuerpos cuya interaccin con los fluidos es vital para su adecuado funcionamiento. Una correcta combinacin de sus variables, para una velocidad y ngulo de ataque dados, permite obtener resultados que armonizan el medio con el cuerpo analizado de tal modo que se optimice el comportamiento del cuerpo bajo la accin de un flujo dado. En la aerodinmica existen una diversidad de variables geomtricas, de propiedades de fluido y de fenmenos fsicos entre otros, que influyen sobre el comportamiento y rendimiento de los cuerpos analizados; donde una modificacin inadecuada se convierte en una cadena de variaciones que aunque puede presentar mejores resultados, pierde todo tipo de trazabilidad. El caso especfico de este trabajo requiere el uso de curvas y relaciones matemticas que permitan predecir de manera correcta el comportamiento de los perfiles y alas, de tal modo que se infieran los resultados adecuados. A continuacin se presentarn las curvas estudiadas.

1.2.4 Curva Polar. Esta curva relaciona el coeficiente de arrastre con el coeficiente de sustentacin. Su comportamiento indica que ambas variables son proporcionales y un aumento en una, se refleja como un aumento en la otra. La curva ofrece una lectura directa del arrastre, indeseable, en funcin de la sustentacin, lo cual resulta til en el

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anlisis del comportamiento de un perfil aerodinmico, ya que permite inferir puntos ptimos de trabajo. En la Figura 11 se puede observar este tipo de curva:

Figura 11. Curva Polar

Autora propia

1.2.5 Curva de Sustentacin El ngulo de ataque tiene incidencia directa en el coeficiente de sustentacin segn lo ilustrado en la Figura 12. En esta grfica se puede observar que a medida que aumenta el ngulo de ataque tambin lo hace la sustentacin del perfil, hasta un punto mximo donde ocurre el fenmeno de perdida de sustentacin o stall como resultado de la falta de adherencia del fluido a las paredes del cuerpo, lo cual conlleva a la creacin de vrtices irregulares o turbulencia en el espacio no ocupado. Esta caracterstica est directamente relacionada con el tipo de perfil y las caractersticas geomtricas seleccionadas (Anderson, 2001, 282).

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Figura 12. Curva de Sustentacin

Autora propia En la curva de sustentacin de la Figura 12 se puede observar dos parmetros adicionales que han de ser revisados para cada una de las superficies de vuelo. El primero es el un ngulo de ataque para el coeficiente de sustentacin cero L = 0 , importante en la determinacin de valores de operacin extremos y define el ngulo donde la sustentacin es nula. El segundo es el punto mximo que alcanza esta curva, el cual se conoce como Cl Max ; este valor es el obtenido justo antes de la perdida y de su resultado se obtiene la velocidad de perdida de la aeronave (Anderson, 2001, 41).

Figura 13. Curva de Sustentacin Cl mximo Angulo Cl=0

Autora propia

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El fenmeno de perdida puede presentarse de diferente manera para cada perfil; el caso en que la cima de la curva presenta un cambio brusco en la pendiente, ver Figura 14, se denomina perdida de borde de ataque y se presenta generalmente en perfiles con espesor entre el 10%-14% valor de la cuerda. El fenmeno fsico que describe este caso, es la separacin abrupta del fluido sobre toda la superficie del perfil.

Figura 14. Prdida de borde de ataque

Autora propia El segundo caso que puede presentarse es la denominada prdida de borde de fuga, el cual se presenta generalmente en perfiles con espesores mayores al 14% del valor de la cuerda. El fenmeno fsico que describe este caso es la separacin gradual del fluido, desde el borde de ataque hasta el borde de fuga, a medida que el ngulo de ataque aumenta. (Anderson, 2001, 334).

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Figura 15. Perdida de borde de fuga

Autora propia La Figura 16 ilustra en el eje x valores de espesor de perfiles y en el eje y valores de Clmax , representando el efecto que tiene el espesor del perfil en el comportamiento aerodinmico mencionado en prrafos anteriores.

Figura 16. Influencia del espesor en las caractersticas de perdida del perfil

Anderson, 2001, 335 Con base en las imgenes presentadas, puede inferirse que para ngulos de ataque aproximados entre 0-10, la corriente de flujo permanece adherida de tal modo al cuerpo que la variacin es lineal en el coeficiente de sustentacin. Para ngulos de ataque mayores a 10, el desprendimiento de la corriente provoca un cambio no lineal en el coeficiente de la curva de sustentacin.

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La velocidad mxima de un avin, representado en el perfil, se obtiene cuando el mximo de potencia entregado por el motor, es combinado con el valor mnimo del coeficiente de arrastre, Cd min . Los parmetros mencionados dan cuenta de la importancia del uso de adecuado de los coeficientes aerodinmicos para predecir el comportamiento de una aeronave, situacin que se ve reflejada en correctos parmetros de diseo. Se desea obtener el mayor valor de sustentacin en combinacin con el menor arrastre, situacin virtualmente imposible debido al comportamiento ilustrado en la curva polar, puesto que el mayor valor de sustentacin se encuentra en la zona de perdida donde el coeficiente de arrastre toma un valor elevado, ver Figura 11 y Figura 17. Con el fin de determinar la mejor combinacin de estos dos criterios, la comunidad aeronutica defini una relacin que cuantifica la eficiencia del perfil para cada ngulo de ataque. Esta relacin se conoce como eficiencia aerodinmica o la relacin L/D y se define como el cociente entre la sustentacin y el arrastre, para un ngulo de ataque dado. Su valor puede ser obtenido de la curva polar trazando la tangente a la curva desde el origen. La Ecuacin 6 muestra el modelo de clculo (Anderson, 2001, 44).

Figura 17. Relacin entre Cl mximo y el Cd mximo

Anderson, 2001, 42

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Ecuacin 6. Relacin L/D

L Cl = D Cd L = Fuerza de Sustentacion D = Fuerza de ArrastreAnderson, 2001, 44 Esta relacin se vara segn el ngulo de ataque tal como se muestra en la Figura 18. El valor mximo de L/D se obtiene en la zona de crucero ya que es en esta fase de vuelo donde se debe presentar el menor arrastre y la mayor sustentacin. Realizando un correcto anlisis de la curva polar puede inferirse el ngulo de ataque que tomar el avin en esta etapa (Anderson, 2001, 335).

Figura 18. Valor Mximo de L/D

Anderson, 2001, 46 La informacin presentada a lo largo de este capitulo asume que el fluido es incompresible, simplificacin adecuada para bajos nmeros de Mach (hasta 0.3). Para nmeros mayores de Mach (hasta 0.8 - 0.9) son notables los efectos de compresibilidad en las caractersticas del perfil ya que se forman ondas de choque transversales a la corriente incidente, como resultado de la aceleracin local de la 46

corriente en el extrads, lo cual origina una zona de velocidad supersnica que recupera carcter subsnico a travs de una onda de choque (Anderson, 2001, 335). 1.2.6 Superficie de Sustentacin Principal Las propiedades descritas para el anlisis de perfiles y cuerpos que interactan con el aire pueden ser aplicadas de la misma manera para alas, las cuales son perfiles con envergadura finita. Se explicarn los fenmenos que diferencian el anlisis de alas con respecto a los estudios realizados en perfiles, de tal modo que su fundamento sea encontrado en la teora presentada en prrafos anteriores (Anderson, 2001, 351). En los perfiles analizados, secciones transversales de las alas, se considera flujo en 2D debido a que la envergadura es infinita de tal modo que se desprecien los efectos causados por un componente de flujo en direccin de la envergadura del ala, perpendicular a la cuerda del perfil. Esta componente longitudinal es causada por un fenmeno fsico ocurrido en el borde del ala, el cual es explicado a continuacin. En el extrads del perfil se produce una presin de succin responsable de manera parcial de la sustentacin, la cual es complementada por un aumento en la presin en el intrads. Esta diferencia de presiones origina un flujo desde el intrads al extrads en la punta de las alas que tiende a igualar las presiones, disminuyendo la fuerza de sustentacin en las proximidades de la punta, la Figura 19 ilustra este fenmeno:

Figura 19. Efecto de flujo en las puntas de las alas

Anderson, 2001, 352

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La tendencia del fluido a deslizarse por la superficie del borde del ala conlleva, de manera adicional, a la induccin de un campo de velocidades rotatorio que forma vrtices o tornados dbiles en zonas posteriores al borde de fuga del perfil en la punta del ala. La Figura 20 ilustra este fenmeno:

Figura 20. Induccin de vrtices en las puntas de las alas

Anderson, 2001, 353 El efecto negativo de estos vrtices es representado por la induccin de una corriente de aire con componente de velocidad negativa denominada downwash, la cual tiende a arrastrar el aire que rodea el ala y por ende a generar un arrastre denominado Arrastre Inducido (Anderson, 2001, 354). Los efectos viscosos del fluido que rodea la superficie de sustentacin principal causan en el comportamiento aerodinmico, una variacin debido a la separacin del fluido. Estos efectos se conocen como Arrastre de Presin y Arrastre por Friccin (Anderson, 2001, 355) y de su suma se obtiene el Arrastre Parsito. El arrastre total es expresado por medio de la Ecuacin 7 inferida de la Figura 21.

Ecuacin 7. Arrastre totalCd = cd + Cd i cd : Coeficiente de Arrastre Parasito Cd i : Coeficiente de Arrastre Inducido Cd : Coeficiente de Arrastre Total

Anderson, 2001, 356 48

Figura 21. Arrastre total

Autora propia El efecto de la punta del ala debe ser considerado en los anlisis y no deben tomarse decisiones del comportamiento de la aeronave basados nicamente en datos inferidos de resultados de perfiles en 2D. Los anlisis que se pretenden realizar por medio del software CFD, permiten determinar el comportamiento del ala para diferentes condiciones de vuelo donde el fluido se encuentre en estado estable. A continuacin se presentarn variables aerodinmicas adicionales, las cuales slo aplican en el diseo de alas. AR (Aspect Ratio), variable fundamental que relaciona la envergadura de ala con la superficie en contacto con el fluido. Su frmula es presentada en el siguiente modelo de clculo:

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Ecuacin 8. ARb2 S b : Envergadur a (ver figura 22) S : Superficie de contacto (ver figura 22) AR =

Anderson, 2001, 370

Figura 22. Comparacin de diferentes AR

Anderson, 2001, 370 A pesar de que el valor de esta variable es determinado como criterio de diseo, a continuacin se presentan los parmetros que deben ser tenidos en cuenta al momento de su obtencin. a. El arrastre inducido es inversamente proporcional al AR. Se desea tener el mayor AR que garantice reduccin en esta variable que puede llegar a ser el 25% del arrastre total en las fases de despegue y aterrizaje (Anderson, 2001, 246). La Ecuacin 9 para el arrastre inducido confirma esta recomendacin.

Ecuacin 9. Arrastre inducidoCl 2 * AR Cl : Sustentacion Cd i = AR : Aspect Ratio

Anderson, 2001, 369 50

b. La resistencia estructural de alas con valores altos de AR (mayor a 17) es reducida, por lo cual se incurre en peso extra para los refuerzos en las zonas de unin de esta superficie con el fuselaje (Anderson, 2001, 247). c. Altos AR se traducen en elevados momentos de flexin como resultado de la distribucin de presiones y el peso propio del cuerpo (Anderson, 2001, 385). d. El AR debe ser seleccionado de tal modo que se obtenga el mejor comportamiento aerodinmico y el menor requerimiento estructural (Anderson, 2001, 369). Carga Alar, [kg/m2 o Lb/ft2], parmetro de diseo que determina el desempeo de la aeronave en crucero, distancia de despegue y aterrizaje, y requerimientos de potencia. Las consideraciones respecto de esta variable son las siguientes (Ebenhart, 2001, 62): a. A mayor carga alar mayor ser la velocidad de prdida. b. A mayor carga alar menor ser la velocidad tope de crucero. La Tabla 3 presenta valores tpicos de esta variable para diferentes aviones. Se desea la menor carga alar, similar a la obtenida en planeadores, de tal modo que se obtenga mayor sustentacin en elevados ngulos de ataque (Ebenhart, 2001, 63).

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Tabla 3. Valores de carga alar para diferentes aeronaves

Ebenhart, 2001, 62 Con el objetivo de determinar el ala ptima para la aplicacin seleccionada, se presentarn a continuacin los tipos de superficies con que son construidas gran parte de aviones existentes. El enfoque se concentrar en las ventajas y desventajas que cada una de stas posee, de tal modo que se prepare el camino que lleve a la decisin final en la seleccin de la geometra.

Figura 23. Configuracin geomtrica para diferentes alas

Autora propia Las superficies de sustentacin presentes en los aviones diseados alrededor del mundo, fundamentan su geometra en alguno de los tipos presentados en la Figura 23, las cuales presentan una distribucin de presiones uniforme a lo largo de toda la superficie. Para aplicaciones especiales, los diseadores no fundamentan sus anlisis en geometras conocidas y concentran todos sus esfuerzos en el diseo de curvas y lneas propias que se ajusten de mejor manera a las caractersticas y deseos requeridos, situacin que se encuentra fuera del 52

alcance de este proyecto de grado. La denominacin de cada una de las alas mostradas en la figura es la siguiente: a. Ala Elptica: Ala ideal para cualquier aeronave; el factor de eficiencia es 1 y solo ha sido utilizada de manera exitosa en el Spitfire Ingls debido a que el costo de fabricacin asociado es muy alto. b. Ala Rectangular: Ala de menor eficiencia; su facilidad de construccin la hace apta para aplicaciones que no requieran caractersticas aerodinmicas especiales. c. Ala con estrechamiento: Combina perfiles de cuerdas distintas en su extremo y en su raz, de tal modo que se aproxime a la eficiencia superior de un ala elptica, basndose en un ala cuadrada. Este tipo de ala es la ms utilizada en la industria puesto que sus desventajas aerodinmicas son compensadas por facilidades en la construccin. Entre sus ventajas se encuentra: I. Alas con estrechamientos inferiores a 0.5 se asemejan a alas elpticas. II. Alas con valores de estrechamiento superiores a 0.5 tiene su valor mximo de sustentacin local en las puntas de las alas, es decir, entra primero en prdida la punta del ala que el resto de la superficie. III. Estrechamiento de 1 (ala triangular) no tiene efectos prcticos en aviones subsnicos. El diseo seleccionado se fundamentar en la geometra de un ala con estrechamiento debido a las ventajas que sta presenta (Ebenhart, 2001, 67-69): a. Distribucin de la carga alar a criterio del diseador. Esto permite reducir la carga en la punta del ala de tal modo que se requieran estructuras menos robustas y se reduzca el peso de la aeronave.

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b. Distribucin de la sustentacin a lo largo del ala que conlleve a una reduccin en el arrastre. Este tipo de superficies de sustentacin presenta una distribucin elptica que toma su valor mnimo en la punta del ala, segn lo visto en la Ecuacin 9, una reduccin en la sustentacin se convierte en una reduccin del arrastre inducido. La Figura 24 presenta una comparacin de este fenmeno en las diferentes superficies.

Figura 24. Sustentacin en la superficie del ala para cada configuracin.

Ebenhart, 2001, 67-69 El mecanismo de torsin, mecnico o aerodinmico, presenta un sinnmero de ventajas en cuanto a distribucin de sustentacin sobre el ala se refiere. Mediante el uso de esta caracterstica se distribuye la sustentacin de tal modo que la raz del ala entre en prdida primero y se evite reduccin inmediata de la sustentacin en la punta, donde se encuentran los alerones. A pesar de las ventajas que esto ofrece, la construccin de este tipo de alas y la determinacin adecuada de sus parmetros se encuentra fuera de los alcances de este trabajo. La informacin presentada en los prrafos anteriores conlleva a la seleccin de la configuracin geomtrica de ala con estrechamiento para la superficie principal de sustentacin. El captulo de diseo de alas presenta las variables seleccionadas para su diseo y la configuracin obtenida. La teora aerodinmica presentada, fundamenta las bases que sirven de sustento para la toma de decisiones y clculos aerodinmicos posteriores. 54

1.3 CFD DINAMICA DE FLUIDOS COMPUTACIONAL El CFD es una herramienta de diseo y anlisis de gran utilidad en problemas de ingeniera que involucran fenmenos fsicos de movimiento de fluidos, reacciones qumicas, transferencia de calor y procesos relacionados (ANSYS@, 2004). Mediante esta es posible predecir el comportamiento del fenmeno alrededor de un cuerpo dado, el cual puede ser visualizado de forma grfica. La metodologa empleada en CFD permite la simulacin de un sinnmero de procesos que involucran el movimiento de fluidos entre sus fronteras, por medio de la solucin numrica de las ecuaciones diferenciales parciales (EDP) de conservacin de materia, energa y cantidad de movimiento, aplicados a una entidad geomtrica infinitesimal, transformada en una malla de puntos ( como ejemplo ver Ecuacin 10). Estos mtodos numricos permiten obtener las variables caractersticas del sistema o dominio analizado (Presin, Velocidad, Temperatura, etc.) en cada punto del cuerpo discretizado en funcin de la malla generada (Xing y Stern@, 2006, 1-3).

Ecuacin 10. Ecuacin diferencial para la conservacin de masa

Xing y Stern@, 2006.

1.3.1 Historia. La evolucin del CFD ha estado ligada de manera directa al desarrollo en el rea de la computacin. Las herramientas proporcionadas por la Dinmica de Fluidos Experimental y la Dinmica de Fluidos Terica (EFD y TFD respectivamente por sus siglas en ingles) (Anderson, 1995, 4) permitieron ampliar el campo de aplicacin de esta ciencia, para as pasar de algoritmos particulares para

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problemas especficos, a cdigos comerciales con atractivas funciones (ANSYS@ 2004). En los inicios, el elevado conocimiento en TFD y el requerimiento de poderosos computadores llevaron a convertir al CFD en una herramienta nica y exclusiva de centros y laboratorios de investigacin. La expansin de la tecnologa, acompaada por la comercializacin de software especializado, ha permitido el ajuste de cualquier situacin / problema de tal modo que la solucin arroja resultados robustos obtenidos de manera sencilla y rpida. Esta reduccin de tiempo conlleva a una considerable disminucin de costos y labores que permite acercar la herramienta a todos los ingenieros diseadores que ven en ella una alternativa para bsqueda de respuestas a problemas de ingeniera y anlisis complejos (ANSYS@, 2004). Pese a la evolucin de los computadores y la implementacin de nuevos y mejores modelos matemticos, esta metodologa se enfrenta a restricciones y limitaciones impuestas por la elevada exigencia de mquina para la acertada y rpida obtencin de resultados, los cuales conllevan al uso de sper computadoras y estaciones de trabajo especiales. Sin embargo, el aumento en los costos de la tecnologa nunca ser superior al dinero y al tiempo invertido en los tneles de viento y pruebas experimentales (Ariza, 2006).

1.3.2 Aplicaciones. Histricamente el desarrollo del CFD desde el ao 1960 fue conducido por las necesidades de la comunidad aeronutica. Sin embargo, en la actualidad esta disciplina se ofrece como una alternativa importante para ramas donde la dinmica y movimiento de un fluido son importantes. Algunas de las principales aplicaciones son: o Industria Aeronutica y aeroespacial. 56

o Industria Automotriz y su divisin de motores. o Industria manufacturera (moldes, plsticos). o Industria Naval (barcos, submarinos). o Aplicaciones de la ingeniera civil (reologa de ros, edificaciones). o Anlisis de problemas ambientales. o Explosiones y reacciones nucleares. o Turbo maquinaria. El CFD es una herramienta que ofrece una amplia cobertura para un sinfn de aplicaciones que dependen y son ejercidas alrededor de los fluidos (gases y lquidos). La clave en el xito de sus simulaciones radica en el correcto planteamiento y definicin de la situacin que debe resolver el software, mediante modelos matemticos, de manera tal que la diferencia entre la realidad y la teora desaparezca.

1.3.3 Fundamentacin matemtica. Los cdigos privados y comerciales de CFD fundamentan su metodologa en la solucin de la forma diferencial de las ecuaciones de Navier-Stokes tal como se muestra en la Ecuacin 11, las cuales pese a ser formuladas desde principios del siglo XIX no tienen soluciones analticas conocidas y deben ser discretizadas y evaluadas por medio de mtodos numricos.

Ecuacin 11. Ecuaciones de Navier-Stokes

Xing y Stern@, 2006. 57

El fenmeno particular que se analice, puede requerir la adicin de ciertas ecuaciones que deben ser solucionadas en conjunto con las ecuaciones de continuidad mencionadas en el prrafo anterior, algunos de estos casos son presentados a continuacin (Lange, Physical modelling): Ecuacin de energa trmica: Casos de transferencia de calor Ecuaciones de transporte de especies: Casos de transferencia de masa Ecuaciones de flujo de dominios multifase: Casos de fenmenos multifase slido/gas, slido/liquido y gas/liquido Ecuaciones para reacciones qumicas Ecuaciones para campos magnticos: casos de magneto hidrodinmica Modelos de turbulencia La manera en que son solucionadas estas ecuaciones es variada y puede diferir segn el cdigo seleccionado; sin embargo, la mayora de casas fabricantes de software se inclinan por los tres tipos siguientes (Dyson@, 2004, 17): a. Mtodo de los volmenes finitos: el cuerpo analizado es dividido en pequeas regiones denominadas volmenes de control. Las ecuaciones son discretizadas y evaluadas iterativamente en cada uno de estos volmenes. El resultado de esta evaluacin es la obtencin de un valor aproximado de cada una de las variables en todos los puntos del dominio (Lange, Discretization methods). b. Mtodo de los elementos finitos: el cuerpo analizado es divido en elementos en cuyos extremos se encuentran nodos interconectados con otros elementos. Las ecuaciones son evaluadas iterativamente en cada uno de estos nodos, de tal modo que sus resultados son ensamblados en un conjunto global de ecuaciones algebraicas (Lange, Discretization methods).

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c. Mtodo de las diferencias finitas: el cuerpo analizado es dividido en un conjunto de puntos, para cada uno de los cuales son planteadas las ecuaciones que han de ser solucionadas de manera global por medio de un sistema de ecuaciones algebraicas (Lange, Discretization methods). La mayora de los cdigos comerciales presentes en el mercado, utiliza el mtodo de los volmenes finitos debido a las ventajas que presenta en relacin con los otros mtodos, algunas de estas son las siguientes (Lange, Discretization methods): Mayor precisin en los resultados que los otros dos mtodos. Los trminos de la formulacin discretizada tienen interpretaciones fsicas directas. Mtodo ms eficiente para anlisis de flujo y transferencia de calor. Las ecuaciones planteadas para cada uno de los nodos, deben ser resueltas por medio de mtodos numricos (LU, Gauss-Seidel, Jacobi, etc.) que iteran de manera continua para definir las variables resultantes. Una adecuada especificacin de las condiciones de frontera, en combinacin con un acertado ajuste de los parmetros de convergencia (RMS, MAX, etc.), conllevan a una solucin que simula las condiciones presentes en el fenmeno real planteado. 1.3.4 Metodologa CFD. Toda aplicacin analizada con metodologa CAE (Ingeniera Asistida por Computador, por sus siglas en ingls) deber ser conducida por tres fases, que garanticen una ordenada y correcta definicin de los parmetros. Estas etapas son las siguientes: Pre-Procesamiento, Procesamiento y Post-Procesamiento. A continuacin se realizar una breve descripcin de cada una de ellas.

1.3.4.1 Pre-Procesamiento. La etapa de preprocesamiento est compuesta de los siguientes pasos: 59

a. Creacin de un modelo CAD que represente de manera fsica el problema. b. Generacin de la malla que se ajusta al modelo CAD anterior. Paso trascendental para la garanta de resultados acertados. Segn el enfoque definido para la aplicacin requerida se define la malla utilizando los comandos especficos del programa seleccionado; algunos ejemplos se presentan en la Figura 25.

Figura 25. Ejemplos de malla

Dyson@, 2004, 25-26 c. Definicin fsica: etapa final del pre-procesamiento. Los modelos fsicos, las propiedades del fluido, las condiciones de frontera y los parmetros de solucin son definidos de tal manera que se obtenga una solucin adecuada al fenmeno simulado (ANSYS@, 2004). La etapa de Pre-Procesamiento define las caractersticas del problema / simulacin y requiere un entendimiento y control adecuado del fenmeno y el problema de tal modo que se garanticen resultados acertados.

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1.3.4.2 Procesamiento. Solucin de las ecuaciones diferenciales parciales que son integradas de manera no interactiva, de tal modo que se aplican leyes de conservacin de materia y momento a cada uno de los volmenes de control que definen la regin analizada. Las integrales planteadas son convertidas en un sistema de ecuaciones algebraicas por medio de una aproximacin de cada uno de los trminos presentes en la integral de la cual proviene. El calculo iterativo, debido a la naturaleza no lineal de estos sistemas, conlleva a la obtencin de los resultados que definen las variables en cada uno de los nodos presentes en la malla (ANSYS@, 2004).

1.3.4.3 Post-Procesamiento. Se considera la etapa de anlisis e interpretacin. Los resultados obtenidos son presentados de forma visual sobre el modelo, de manera que puedan analizarse para as obtener las recomendaciones de diseo. En la Figura 26 se puede observar en resumen las etapas mencionadas:

Figura 26. Etapas para un anlisis CFD

ANSYS@, 2006 Las variables que intervienen en cualquier simulacin CFD requieren una preparacin sistemtica clara, de tal forma que exista la posibilidad de realizar una retroalimentacin en los parmetros del fenmeno modelado, con el propsito de ayudar a una convergencia acertada y rpida de los resultados. La mayora de los modelos matemticos utilizados en esta metodologa provienen de formulaciones aproximadas de una realidad compleja y distante; tal es el caso 61

de los modelos de turbulencia y transicin de flujo (laminar a turbulento) sobre los cuales recae gran parte de la incertidumbre introducida al proceso. Una adecuada comparacin de datos experimentales con los resultados obtenidos en la simulacin, permiten la validacin de un modelo que puede ser ensayado bajo las condiciones requeridas por el diseador.

1.3.5 Ansys CFX y otros software. En la actualidad existen diversas empresas y universidades que se han encargado de desarrollar cdigos particulares, mediante el uso de las metodologas existentes para la solucin de las ecuaciones diferenciales. El software seleccionado para ser utilizado en el anlisis de los fenmenos fsicos involucrados en este proyecto de grado, es ANSYS-CFX, cuya imagen de visualizacin se muestra en la Figura 27. La decisin se toma con base en los siguientes parmetros: Recomendaciones hechas por docentes de la Universidad EAFIT que han trabajado con el software, lo cual se traduce en soporte a lo largo del desarrollo. La vasta documentacin de ayuda para el aprendizaje y manejo, ofrecida por Ansys y por comunidades en Internet. La integracin en un solo programa de todas las etapas de la metodologa CFD, Pre-Procesamiento, Procesamiento y Post-Procesamiento, permite una estabilidad, conexin y relacin adecuada, que facilita el proceso y evita los errores producidos por extensiones en archivos e inadecuados manejos de informacin entre las etapas. La existencia de casos y simulaciones resueltas que han sido validadas de manera positiva con datos experimentales, garantizan la veracidad del cdigo usado por Ansys.

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La establecida conectividad entre el software CAD (Pro Engineer) y el generador de malla con el CFX. La disponibilidad ofrecida en el medio antioqueo. El manejo que tiene CFX de varios modelos de turbulencia y transicin, permite una mejor aproximacin del fenmeno en el anlisis de perfiles y alas. La forma del desarrollo del proyecto, las dificultades encontradas y la veracidad en los resultados comprobables con datos experimentales, indicar a los lectores si la decisin tomada fue la adecuada.

Figura 27. Logo de Ansys CFX

ANSYS@, 2004 El crecimiento del mercado apropiado para el uso de estas aplicaciones, planta la atmsfera adecuada para el surgimiento de empresas dedicadas a desarrollar y mejorar modelos matemticos que permitan obtener soluciones ms acertadas de la manera ms rpida, sencilla y amigable para el usuario. La mayora de software de procesamiento CFD ofrece soluciones veraces y validadas en el campo aeronutico para anlisis en 2 y 3 dimensiones. Los cdigos ms reconocidos son: Fluent: cdigo CFD comercial que en el ltimo ao fue adquirido por Ansys. Es uno de los ms reconocidos a nivel mundial para un rango amplio de aplicaciones.

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No se selecciona debido a que el apoyo y soporte en Colombia son prcticamente nulos. Otros: CF-Design, Flow 3D, OpenFoam, CFD2000, CFD-ACE. Poca informacin y escasa validez de resultados eliminan de manera directa estas aplicaciones (CFDONLINE@, 2006).

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2. REQUERIMIENTOS DE DISENO

El diseo de la superficie de sustentacin principal del UAV se encuentra enmarcado dentro del desarrollo de un proyecto de Industrial Aeronutica S.A. en conjunto con ProAntioquia y otros asociados. La meta principal del proyecto es disear y construir un vehculo areo no tripulado, capaz de realizar diferentes tareas, tanto militares como civiles, basadas en las necesidades del cliente, teniendo como ventajas competitivas el bajo costo de operacin, simplicidad operacional, seguridad, rendimiento y bajo costo de adquisicin (Industrial Aeronutica S.A., 2006). Adicionalmente, el vehculo autnomo debe cumplir con los ms altos estndares de diseo, confiabilidad, mantenimiento y operacin actualmente vigentes, para que sea fcilmente incorporado en espacio areo controlado y ofrezca facilidad en su forma de construccin (Industrial Aeronutica S.A., 2006).

2.1 CARACTERISTICAS TECNICAS: Las caractersticas tcnicas de la aeronave para la cual son diseadas las superficies principales de sustentacin son las siguientes: Nombre Proyecto: SSAV (Search & Surveillance Autonomous Vehicle) Categora: MAV (Medium Range low altittude) Tipo de construccin: Materiales Compuestos y Aleaciones de aluminio. El ala debe ser de forma simtrica, evitando curvaturas complejas que dificulten la manufactura. Mecanismo de transporte: Ensamble modular adecuado y ergonmico para transporte en el maletn de campaa presentado en la Figura 28.

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Figura 28. Maletn de campaa para el UAV

LUGGAGE@,2006 A continuacin se presenta la recopilacin de los requerimientos, caractersticas y deseos expresados por Industrial Aeronutica S.A. en la fase de conceptualizacin del proyecto:

Tabla 4. Tabla de requerimientos

Autora propia Los parmetros presentados se constituyen en el punto de partida de diseo, puesto que permiten calcular las variables fsicas involucradas en la definicin del 66

modelo matemtico. Estos parmetros no representan una limitante para el proyecto y su alteracin y/o modificacin permanece abierta, previa autorizacin de Industrial Aeronutica S.A., de tal modo que se obtenga la configuracin aerodinmica ptima para la aeronave propuesta. El UAV debe ser diseado y construido en su totalidad con tecnologa local, manteniendo los ms altos estndares de la industria aeronutica y regulaciones extranjeras aplicables a este tipo de vehculos, siempre considerando como variables objetivo, el bajo costo de operacin, fcil mantenimiento, seguridad y confiabilidad. El proyecto se enmarca para aeronaves cuya velocidad de aproximacin sea inferior a 90 nudos indicados (46 m/s)1, ofrecidos por las diferentes industrias aeroespaciales, con el fin de clasificarlo de tal modo que la regulacin colombiana le asigne un lugar como vehculo experimental en el espacio areo controlado. Los anlisis aerodinmicos se realizan en techos atmosfricos, que comprendan alturas de 0, 5.000 y 10.000 [pies] sobre el terreno, con el fin de obtener resultados del desempeo de la aeronave bajo diferentes propiedades del aire, para todo su recorrido de ascenso. La recoleccin de los requerimientos y caractersticas de diseo solicitadas por la empresa Industrial Aeronutica S.A., indican el camino que debe seguirse en la seleccin y eleccin de un nico perfil, que se ajuste a las necesidades presentadas.

1

Aeronaves de categora A segn Manual de Normas Rutas y Procedimientos A.T.S de la

Repblica de Colombia Limitante definida segn criterios FAA (Federal Aviation Administration).

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3. DISCRIMINACION DE PERFILES

Los conceptos presentados en el capitulo 1 en combinacin con los requerimientos de diseo presentados en el capitulo 2 indican el camino para la preseleccin de los perfiles que deben ser analizados de manera profunda con la metodologa CFD. A continuacin se presenta el proceso de seleccin llevado a cabo, el cual debe finalizar con la seleccin de dos nicos perfiles aptos para la misin especificada.

3.1 PROCESO DE SELECCIN DEL PERFIL La eleccin de un nico perfil que por facilidades de manufactura, reducida complejidad en diseo y condiciones aerodinmicas adecuadas, solucione de la mejor manera el problema planteado, es un proceso complejo debido en mayor medida a la gran cantidad de posibilidades existentes en el medio. El proyecto se enfoca en la discriminacin de perfiles previamente diseados y recomendados para la aplicacin requerida; y no en la creacin de un perfil especfico. La razn de esta decisin se fundamenta en el hecho, que el anlisis de la informacin experimental existente para el perfil seleccionado, se convertir en el mecanismo adecuado para la validacin del modelo determinado para su posterior anlisis en CFD. A mediados del siglo XX, empresas como la NACA (antigua NASA), se dedicaron al diseo y creacin de perfiles, realizando pruebas y obteniendo valores de Cl ,Cd , entre otros. Gracias a esto existen millones de perfiles a nivel mundial que

ofrecen caractersticas aerodinmicas interesantes, que pueden ser utilizados en aplicaciones diferentes.

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El desarrollo de esta primera etapa de discriminacin, consiste en obtener una base de datos que recolecte informacin de los perfiles que se ajusten a nuestra aplicacin, teniendo siempre una relacin con las exigencias y necesidades impuestas. Por medio de filtros y anlisis de variables, se llegar a una primera seleccin de dos perfiles de toda la base de datos, que posteriormente sern analizados a profundidad por medio del software CFD, permitiendo conseguir las bases suficientes para la eleccin del nico perfil que conformar el diseo del ala. La gran mayora de perfiles presentados en la tabla a continuacin son proporcionados por Davinci Technologies LLC. (Davinci, @ 2004), compaa que desarrolla soluciones aerodinmicas para aplicaciones especficas. La informacin de los perfiles aplicados a aeronaves existentes y de cuya experimentacin existen registros de vuelo, fue proporcionada por el profesor David Lednicer de la empresa Analytical Methods Inc (Lednicer@, 2006) en la cual se recopila informacin relacionada de la mayora de aeronaves existentes en el mundo y el perfil utilizado para la construccin de sus superficies de sustentacin principales. Internet se constituy en un recurso invaluable a partir del cual se obtuvieron amplias recomendaciones e informaciones de perfiles para la aplicacin analizada, originando la base de datos requerida para el comienzo de la discriminacin. Las condiciones especificadas en los requerimientos de diseo son muestra del rgimen de vuelo determinado por Industrial Aeronutica S.A. para el UAV. El filtro inicial para la seleccin del perfil se fundamenta en lo siguiente: Bajo nmero de Reynolds: El bajo nmero de Reynolds, aproximado entre 100.000 y 1.000.000, indica la categora de vuelo de la aeronave y limita el nmero de perfiles disponibles (Ariza, 2006). Informacin terica existente: El perfil seleccionado debe haber sido utilizado en alguna aeronave real, de tal modo que sus caractersticas 69

aerodinmicas sean comprobables y estn contenidas en registros experimentales. Recomendacin: Casas fabricantes de planeadores, UAV, turbinas, aeronaves y aviones de control remoto, utilizan diferentes perfiles segn las condiciones de trabajo deseadas. La Tabla 5 muestra informacin referente al filtro inicial del proceso, donde se presenta una imagen incompleta de la tabla general debido a que su tamao no permite que sea acomodada junto a este texto, la informacin completa puede ser encontrada en el anexo A.

Tabla 5. Lista de perfiles con bajo numero de Reynolds

Autora propia El uso de filtros dinmicos en el software Excel permite la primera discriminacin de los perfiles seleccionados en la base de datos por aeronave utilizada, bajo los criterios de bajo nmero de Reynolds y recomendacin en la aplicacin de tal modo que se eliminen los perfiles no adecuados para el proyecto.

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El siguiente filtro fundamenta su metodologa en la complejidad en la geometra del perfil, de tal modo que su construccin no se dificulte hasta el punto en que no se garanticen las coordenadas geomtricas que definen sus superficies. Pese a ser un filtro altamente subjetivo, la elaboracin de las superficies principales de sustentacin ser llevada a cabo de manera artesanal en materiales compuestos definidos por Industrial Aeronutica S.A., por lo cual se debe recurrir curvas sencillas y escasos cambios en la concavidad del perfil. La Figura 29 y la Figura 30 ilustran ejemplos del criterio especificado. Los parmetros analizados en cada uno de los perfiles son los siguientes: Borde de Fuga (T.E.) no agudo Borde de Ataque (L.E.) no agudo Simetra Curvas suaves

Figura 29. Perfil AS5046 No cumple con el requisito

Davinci@2006

Figura 30. Perfil NACA4418 - Si cumple con el requisito

Davinci@2006 La Tabla 6 muestra informacin referente a este segundo filtro, donde se presenta una imagen incompleta de la tabla general debido a que su tamao no permite que 71

sea acomodada junto a este texto, la informacin completa puede ser encontrada en el anexo A.

Tabla 6. Lista de perfiles con filtro de forma

Autora propia

Tabla 7. Nomenclatura para la seleccin

Autora propia En el captulo 2 se indica la necesidad de un espesor de 14% del valor de la cuerda para cada uno de los perfiles seleccionados. La decisin es tomada en Industrial Aeronutica S.A. con base a los siguientes parmetros (Ariza, 2006):

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Espesores mayores al 14% permiten una adecuada ubicacin de los equipos electrnicos de vigilancia, equipos electrnicos de navegacin y fuentes de poder (bateras). Espesores mayores al 14% brindan a la superficie de sustentacin principal una rigidez estructural adecuada para soportar las cargas generadas por el peso de la aeronave y por su comportamiento aerodinmico. En perfiles con espesores mayores al 14% se presentan un incremento considerable en la sustentacin, sin que se presente un incremento importante en el arrastre y el momento (Heintz@, 2006). Espesores mayores al 14% brindan al perfil caractersticas suaves de prdida como resultado del aumento en el coeficiente mximo de sustentacin, la Figura 16 ilustra este criterio. (Anderson, 2001, 332-335) Los perfiles seleccionados con base a sus caractersticas geomtricas, son sometidos a un nuevo tamiz en el cual son eliminados si su espesor es inferior al 14%, ya que no se obtienen las caractersticas deseadas. La Tabla 8 muestra la informacin referente a este tercer filtro del proceso.

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Tabla 8. Lista de perfiles con filtro de espesor

Autora propia

Tabla 9. Nomenclatura para el espesor Autora propia Los filtros del proceso de seleccin han permitido la eliminacin de 316 perfiles, 328 iniciales se convierten en 12 en el tercer filtro, no apto para la misin planteada. En este punto se obtienen perfiles con caractersticas aparentemente similares, por lo que se requiere un anlisis profundo en el comportamiento aerodinmico. Los 12 finalistas son: Eppler 169, Goettingen 256, NACA 23015, NACA23018, NACA 2415, NACA 2418, NACA 4415, NACA4418, RAF 48, Selig S8036, GEMINI, AVISTAR.

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La etapa final del proceso de seleccin conlleva a un anlisis de las caractersticas aerodinmicas de tal modo que una comparacin en el rendimiento sea el juez que determine los dos mejores perfiles que deben ser analizados de manera profunda e interactiva, utilizando la metodologa CFD. Las variables aerodinmicas son obtenidas por medio del software de distribucin libre X-FOIL (Drela@, 2006), el cual arroja los resultados de coeficiente de arrastre, sustentacin y momento para cada ngulo de ataque escogido para cualquier nmero de Reynolds (Drela@, 2006). Inicialmente se utiliz el software DesignFOIL (Dreese Code@, 1996), el cual es un cdigo comercial puesto a disposicin de los usuarios en versin DEMO por un periodo de 30 das. La dificultad en su uso, las limitaciones en el manejo de sus resultados, el tedio en la trascripcin de los valores y el tiempo consumido en anlisis conllevan a un cambio en el programa y la decisin de optar por X-FOIL como mtodo de anlisis. Los resultados obtenidos por intermedio de este cdigo no tienen una veracidad del 100%, pero se constituyen en una adecuada medida inicial de las caractersticas aerodinmicas, de tal modo que se les juzgue a todos sobre la misma referencia y no se requiera un anlisis computacional posterior (anlisis en CFD) de los 12 perfiles finalistas. Cwic Seolfer, investigador de la Universidad VirginiaTech, recomienda en su pgina en Internet una metodologa adecuada para el anlisis de las coordenadas de cualquier perfil, donde los pasos seguidos de manera sistemtica conllevan a la visualizacin de curvas polares y archivos de texto con los resultados obtenidos (Terrabreak@, 2005). Con base en el modelo matemtico presentado en la Ecuacin 12 y a las condiciones atmosfricas requeridas, presentadas en la Tabla 10, se obtienen los nmeros de Reynolds adecuados para el anlisis de la aeronave. Los resultados son los siguientes: 75

Ecuacin 12. Numero de Reynolds para clculoRe = Velocidad * Cuerda * Densidad Absoluta Vis cos idad Dinamica

Anderson, 2001, 37

Tabla 10. Condiciones atmosfricas a considerar

Autora propia Los valores de densidad y viscosidad del aire para las condiciones requeridas, se fundamentan en los estndares de la International Standard Atmosphere (ISA por sus siglas en ingls) utilizados de manera comn en la industria aeronutica (Aircraft and aerodynamics design group@,1997) en combinacin con las altitudes de vuelo de la aeronave. La Tabla 11 muestra el resultado de los valores extremos seleccionados para el anlisis del UAV.

Tabla 11. Valores extremos para el anlisis

Autora propia Se determina una variacin en el ngulo de ataque de -4 a 12 de tal modo que se analice el comportamiento en el intervalo de actuaciones deseadas. Para los

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perfiles seleccionados, un anlisis posterior a 12 podra revelar caractersticas aerodinmicas inaceptables y poco veraces, como resultado de la dificultad en la modelacin de los fenmenos de separacin y turbulencia mencionados previamente. Adems, generalmente despus de un ngulo de ataque de 12 se comienza a presentar el comportamiento de prdida; etapa indeseable para el desempeo del avin. La Tabla 12 presenta los resultados obtenidos con X-FOIL, se presenta una imagen incompleta de la tabla general debido a que su tamao no permite que sea acomodada junto a este texto, la informacin completa puede ser encontrada en el anexo A.

Tabla 12. Resultados obtenidos con XFOIL

Autora propia El proceso de seleccin de los 2 perfiles del total de 12 finalistas, se fundament en el anlisis de las variables aerodinmicas particulares obtenidas mediante XFOIL. Se eligieron ciertos parmetros, con un criterio de importancia (pesos) que fueron manipulados por un mtodo de ponderacin, lo cual llevo a obtener la mejor opcin.

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La Tabla 13 muestra los criterios con base a los cuales los perfiles fueron evaluados y su respectivo peso sobre el resto de parmetros. Tabla 13. Lista de criterios para la seleccin de perfiles

Autora propia A continuacin se explicar a profundidad cada uno de los parmetros seleccionados y su ponderacin: Posicin L/D para Cl max. - Todos los Reynolds: el Cl mximo define el mayor ngulo de ataque al que puede ser sometido el perfil sin que se presenten condiciones generalizadas de prdida. Este criterio se pondera con el 10% de importancia relativa para cada Reynolds, de tal modo que su total sea el 30%, puesto que permite definir la eficiencia para el ngulo mximo de ascenso de la aeronave y para etapas de vuelo donde se necesite la mayor sustentacin (Ariza, 2006). La Tabla 14 presenta un fragmento del anlisis de este parmetro, debido a que su tamao no permite que sea acomodada junto a este texto, la informacin completa puede ser encontrada en el anexo A.

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Tabla 14. Valores de XFOIL para las condiciones especificadas

Autora propia Caracterstica de Prdida: una aeronave con caractersticas abruptas de prdida es inadecuada para maniobras de reconocimiento y vigilancia, donde actuaciones extremas de la aeronave y ngulos de ataque excesivos pueden ser requeridos (Anderson, 2001, 332-333). Este criterio se pondera con el 5.5% de importancia relativa, ya que pese a tener una alta importancia, es igual para todos los perfiles seleccionados. La Tabla 15 presenta un fragmento del anlisis de este parmetro, debido a que su tamao no permite que sea acomodada junto a este texto, la informacin completa puede ser encontrada en el anexo A.

Tabla 15. Caracterstica de prdida

Autora propia Posicin L/D Mximo Crucero Todos los Reynolds: la relacin L/D mxima o eficiencia, se obtiene cuando el perfil presenta la mayor sustentacin en combinacin con el menor arrastre; este valor mximo siempre es obtenido en vuelo recto y nivelado y de su deduccin depende 79

el ngulo de ataque de la aeronave para esta fase de vuelo (Anderson, 2001, 332-333). Este criterio se pondera con el 10% de importancia relativa para cada Reynolds, de tal modo que su total sea el 30%, ya que su definicin permite determinar el comportamiento aproximado de la aeronave en crucero (Ariza, 2006. La Tabla 16 presenta un fragmento del anlisis de este parmetro, debido a que su tamao no permite que sea acomodada junto a este texto, la informacin completa puede ser encontrada en el anexo A.

Tabla 16. Angulo de crucero

Autora propia Cm, Cd, Cl en crucero mxima Velocidad: con base en el ngulo de ataque de crucero definido en el parmetro anterior se obtienen los valores de sustentacin, arrastre y momento que determinarn el rango mximo de la aeronave, la potencia requerida en crucero y la duracin de las bateras entre otros. Este criterio se pondera con el 11.5% de importancia relativa para cada Reynolds, de tal modo que su total sea el 34.5%. Estos parmetros priman sobre los otros ya que la recomendacin de los diseadores de aeronaves es garantizar un adecuado comportamiento en esta fase de vuelo (Restrepo, 2006). La Tabla 17 presenta un fragmento del anlisis de este parmetro, debido a que su tamao no permite que sea

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acomodada junto a este texto, la informacin completa puede ser encontrada en el anexo A.

Tabla 17. Caractersticas para ngulos de crucero

Autora propia Los resultados obtenidos son comparados de tal modo que una escala de 1 a 12 es la adecuada para su clasificacin, en la Tabla 18 se ilustra esta condicin. La primera variacin de este criterio se presenta en la calificacin de la caracterstica de prdida, ver Tabla 20, donde parmetros cualitativos y especficos son requeridos

Tabla 18. Clasificacin de la posicin para la ponderacin

Autora propia

81

La segunda variacin en este criterio de clasificacin se presenta en la definicin del Cl mnimo requerido para sustentar el avin en vuelo. La Tabla 19 muestra los resultados obtenidos a partir de la Ecuacin 13.

Ecuacin 13. Coeficiente de sustentacin

Cl =Anderson, 2001, 20

Peso * gravedad 0.5 * Velocidad 2 * cuerda * Densidad

Tabla 19. Tabla de variables

Autora propia

Tabla 20. Caracterstica de prdida

Autora propia Los resultados obtenidos por la multiplicacin de la ponderacin para cada una de