FECHA15 de enero 2008 NMERO RAE PROGRAMAIngeniera Aeronutica. AUTOR (ES)CAMARGO, Camilo; J IMENEZ Nicolai y PEREZ, Ronald. TTULODiseo preliminar de un avin no tripulado de despegue y aterrizaje vertical para reconocimiento y construccin de modelo a escala para verificar condiciones de vuelo. PALABRAS CLAVES UAV (Avin no tripulado). Aeronave. Tilt rotor. VTOL. STOL. Despegue y aterrizaje vertical. Ducted Fan. Vertical takeoff and landing. Short take off and landing. Rotacin de motores. Reconocimiento. DESCRIPCINEn este proyecto se describe una metodologa para realizar el diseo preliminar deunavinnotripuladocomenzandodesdelaseleccindealgunos parmetros iniciales (la misin), as como identificar posibles caractersticasy geometrasbsicas,parapronosticarposiblesprototipos,hacerclculosde pesos,paraluegohallarlamejoropcinaerodinmicadelala,superficiesde control y empenaje. Como se acaba de mencionar se hace un proceso similar al deunavinconvencional,sinembargo,luegodeestablecerunageometra preliminar se debe hacer una optimizacin para determinar la configuracin que tendr la aeronave en vuelo vertical. Se hacen seleccin de motores y luego de esto se debe recalcular nuevamente toda la geometra del avin ya que algunos parmetros han sido modificados. Luego de esto se hallan fuerzas y momentos aerodinmicos para posteriormente hacer clculos preliminares de estabilidad y control;sedeterminanopcionesparacontrolarelvuelovertical,sehace seleccin de componentes electrnicos, as como del sistema de navegacin. Porltimosehaceunadescripcindelprocesoquesellevoacaboparala construccin de la aeronave y se establecen los costos que tuvo el proyecto. FUENTES BIBLIOGRFICAS ABBOT, By Ira H. Theory of wing sections, including a summary of airfoil data. Dover Publications Inc. New York. 1959. 693 pgs. Anonymous,AircraftDesign,PartIII(inDutch),Dept.ofAeronautical Engineering, Technological University of Delft, Delft, Holland, 1970. ANDRESON, J ohn. Fundamentals of Aerodynamics. Mc. Graw Hill. New York. Third Edition. 2001. 891 pgs. D. E. and Ellison, D. E. USAF Stability and Control Datcom; 1968 edition; FlightControlDivision,AirForceFlightDynamicsLaboratory,Wright Patterson Air Force Base, Ohio. FAHLSTROM, Paul. Introduction to UAV systems. Second Edition. 1998. 228 pgs. FERNNDEZGARCA,Ral.Metodologadelainvestigacin.Editorial Trillas. Mxico. 1983. 231 pgs.HERNNDEZ SAMPIERI, Roberto. Metodologa de la investigacin. Mc. Graw - Hill Interamericana de Mxico, S. A.1991. 505 pgs. Hoak,D.E.,etal,USAFStabilityandControlDatcom,FlightControl Division, Air Force Flight Dynamics Laboratory, WPAFB, Ohio, 45433-000, 1978, revised. GOLDSMITH,E.I.Practicalintakeaerodynamicdesign.AIAAEducation Series. USA. 1993. 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CONTENIDOSSedescribirnlasprincipalesseccionesdondeseindicanlospasosaseguir para el desarrollo del proyecto, tal y como sigue: 1.Perfil de la misin y estimacin de los pesos del avin. 2.Bocetos preliminares. 3.Requerimientosparavelocidaddeprdidaydecrucero,ascomolas distancias de despegue y aterrizaje segn FAR 23. 4.Clculos de parmetros aerodinmicos. 5.Seleccin del perfil aerodinmico del ala. 6.Dimensionamiento del fuselaje. 7.Dimensionamiento del empenaje. 8.Sistemadedespegueyaterrizajevertical,transicindevueloverticala horizontal y viceversa. 9.Medicin del empuje. 10. Caractersticas del vuelo VTOL. 11. Velocidad de rotacin de motores. 12. Mtodo para contrarrestar contratorque de los motores y fuerza que estos ejercen sobre el avin. 13. Redimensionamiento del avin. 14. Diagrama V-N. 15. Estimacin de pesos clase I. 16. Estimacin de pesos clase II. 17. Clculo del centro de gravedad. 18. Dimensionamiento de flaps. 19. Dimensionamiento de las superficies de control para (roll, pitch y yaw). 20. Clculodelngulodeincidenciadelalaydealgunoscoeficientesde sustentacin. 21. Tren de aterrizaje. 22. Clculo del coeficiente de momento para pitch. 23. Mtodos para predecir el drag. 24. Diagrama de trim. 25. Clculo de la fuerza lateral y de los momentos de yaw y roll. 26. Clculo de derivativas de estabilidad longitudinal y lateral. 27. Mtodo de control de la actitud de pitch, roll y yaw de Anerkennung. 28. Sistema de estabilidad y control electromecnico. 29. Construccin del modelo. 30. Costos para desarrollar el proyecto Anerkennung. METODOLOGALa tcnica utilizada en este proyecto ser la de transformar un conocimiento terico adquirido a travs de la carrera, en un diseo prctico que en un futuro puedallegaraserconstruido,deestemodoelenfoqueaemplearenesta investigacin, corresponde a la de tipo histrico hermenutico, cuyo inters es lo prctico dirigido a la comprensin del mundo simblico. Paraeldesarrollodeesteproyectosetendrcomoprincipalfuentede recoleccin de informacin el servicio de Internet, al cual se podr acceder a reportes tcnicos relacionados con el tema y a pginas de referencia como la NASA,dondeseencontrarndatosquesernutilizadosenlainvestigacin; porotrolado,seusarndiversidadderevistasylibrosquecontengan informaciones de vital importancia en el desarrollo del proyecto. Por ltimo, las referenciasdeconocimientosadquiridosydetutorasdeprofesorese ingenieros,podrnserdeutilidadalahoraderealizarlosclculos preliminares. En este proyecto se necesitarn de herramientas informticas tales como los programas:AAA(AircraftAdvancedAnalysis),paraelmodelamientodelavin;SolidEdge,paralarealizacindeplanos;ademsseutilizarn instrumentosyherramientas,laboratoriosdeelectrnicaymecnica.Con todos los elementos descritos anteriormente se llevar a cabo un anlisis y se determinarn que datos son tiles para el diseo. Lalneadeinvestigacindelprograma,lasublneadelaFacultadde Ingeniera y el campo temtico del programa son como siguen: Diseo de aviones. Aviones no tripulados. Estructuras, aerodinmica y Avinica. CONCLUSIONESEn el presente proyecto cabe destacar la visin del proceso de diseo que se adopt desde un principio, donde en primera instancia se concibi el diseopreliminardeunaaeronaveconvencional,paraposteriormente hacerlemodificacionesyadicionesendiferentesaspectosdediseo. Todo esto con al nimo de lograr establecer un antecedente en el diseo de aeronaves de este tipo, que para el caso carece de biografa. Enlaprimeraetapadediseoseanalizaronvariasconfiguracionesde aeronaves Vtol, considerando los aspectos positivos y negativos de cada una de ellas sumado a la facilidad de construccin, se eligi una aeronave tipo tilt rotor con un sistema de ducted fan con superficies post fan. Sedesarrolleldiseopreliminardeunaaeronavenotripuladade despegue y aterrizaje vertical, con un sistema de rotacin de motores tilt rotor. Se logr realizar un procedimiento matemtico, mediante el cual se pudo determinarparmetrosimportantesencuantoalvuelodetransicinse refiere. Serealizunprogramaenunahojadeclculodondeserecopilagran partedelainformacindeldiseodelUAV;esteprogramaseus frecuentemente para hacer las optimizaciones del diseo y disminuy el tiempo de ejecucin de stas. Se efectu el diseo y construccin de un banco de prueba de motores, conelcualsepudocalcularlafuerzadeempujeaunrgimen determinado. Este valor fue necesario determinarlo debido a que era una variableprimordialenelprocesodeoptimizacinalaryclculode velocidad de rotacin de motores. Se estableci un mtodo por medio del cual, fue posible la optimizacin delala,estodebidoaquelasuperficieinicialmentecalculadaparauna aeronave convencional, exceda lo necesario para la aeronave vtol. Por lo que parte de la sustentacin sera cobijada por la componente vertical del vector de empuje y la restante por la superficie alar, luego si se hubiese usado la superficie inicial se incurrira en un sobredimensionamiento. Comorespuestaalaproblemticadenopoderadquirirmotores contrarotatorios,sepudoidearunmododecmocontrarestarel fenmenoqueestogeneraba,acordandounpartorsorensentido contrarioquemecontrarrestaraaquellosmomentos.Estoselogr mediantelaincursindeunnguloentrelosejeslongitudinalesdelos motores. La fase de despegue y aterrizaje vertical se caracteriza por el riesgo que incurrela aeronaveaperderelcontrol yestabilidad,esporesoquese ideunsistemadecontrolelectromecnico;accionadoprimordialmente portresgyroselectrnicosencargadosdecensarlaactituddela aeronave en los planos longitudinal, transversal y lateral-direccional. Almismotiempoconeldiseodelsistemadecontrolfuenecesariola materializacin de lo censado por el mismo, en movimientos contrarios a los que se pretendan corregir, por esto fue importante adoptar superficies quepudiesenmovertodoelconjunto.Estofueposiblemediantela implementacindediversosprocesosmatemticosadaptadosalas necesidades. Se llev a cabo el proceso de construir el plano de la aeronave en una estructura con diferentes tipos de madera, reforzando sta con materiales compuestos y una viga principal circular de aluminio. Se plante y ejecut inicialmente la elaboracin del fuselaje en materiales compuestos,laborquefuedesechadadebidoalresultadofinaldel positivodelmolde,estodebidoafaltadeexperienciaenelmanejode este proceso de manufactura. La mejor opcin para la fabricacin del fuselaje era en un material de bajo costo liviano y que se pudiera manipular fcilmente, adems que le diera larigideznecesariaalaaeronave,poresoseultimelpoliestireno expandible(icopor)comoelinsumoprincipalenlaconstruccindel fuselaje. EstaaeronaveesunvehculoareonotripuladoUAV,sinembargoes controlado desde una estacin en tierra por medio de un transmisor; para queestaaeronavefueraautnomacompletamenteseranecesariola instalacineimplementacindeunsistemadepilotoautomtico comandado desde tierra por medio de un software, motivo por el cual se seleccionunprogramaexistenteparaestetipodeaeronavesy completamente compatible con sta, que consta de un software control de tierra,unmodemdecomunicacinyelpilotoautomtico,ademsse seleccionunacmaradevigilanciadebajopesoycompatibleconel sistema. DISEO PRELIMINAR DE UN AVION NO TRIPULADODE DESPEGUE Y ATERRIZAJE VERTICAL PARA RECONOCIMIENTO Y CONSTRUCCIN DE MODELO A ESCALA PARA VERIFICAR CONDICIONES DE VUELO CAMILO ANDRS CAMARGO VARGAS NICOLAI ALEXANDER JIMNEZ BECERRA RONALD FERNANDO PREZ PACHN UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURAFACULTAD DE INGENIERA PROGRAMA DE INGENIERA AERONUTICA BOGOT, D. C. 2008 DISEO PRELIMINAR DE UN AVION NO TRIPULADODE DESPEGUE Y ATERRIZAJE VERTICAL PARA RECONOCIMIENTO Y CONSTRUCCIN DE MODELO A ESCALA PARA VERIFICAR CONDICIONES DE VUELO CAMILO ANDRS CAMARGO VARGAS NICOLAI ALEXANDER JIMNEZ BECERRA RONALD FERNANDO PREZ PACHN Proyecto de grado para optar al ttulo de Ingeniero Aeronutico. Director: OSCAR GRANDAS BSC en Ingeniera Aerospacial UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURAFACULTAD DE INGENIERA PROGRAMA DE INGENIERA AERONUTICA BOGOT, D. C. 2008 Nota de aceptacin: _____________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________ ___________________________ Firma del presidente del jurado ___________________________ Firma del jurado ___________________________ Firma del jurado Bogot D.C., 15 de Enero de 2008 Seriainexcusablenopermitirmeagradeceryal mismotiempodedicarestatesisenprimera instanciaaDios,cuyorespaldofueimportante aliadoalolargodeldesarrollodeesteproyecto, sin olvidar su voluntad de permitir un feliz termino del mismo; A mi Padre Luis Germn Camargo H. el cual estuvo presto siempre a darme una voz de alientoyapoyo,conelfindenopermitiren muchoscasosquelosproblemasresultaranser masgrandesqueeldeseodeterminar;ami queridamadreDorellyVargasP.quienconsu infinitoamorsiempreintentoayudarmedeunou otro modo, estando siempre a la expectativa de mi situacin cualquiera que fuese; a aquella persona queconsuapoyoincondicional,compaa, concejosycarioseencargoenmuchas ocasiones de guiar, aguantar y hasta perdonar; a mifamiliaquienesfuerondeimportanteayuda, auxilioycomprensin,sinolvidarlacompaay solidaridadquedecidieronbrindarme;amis amigos y compaeros de tesis quienes no solo se conformaron con ser coautores del proyecto si no tambin protagonistas de tan importante etapa en mi vida y finalmente a toda la comunidad amante delascienciasaeronuticasparaquienes realmente es este trabajo, ya que nuestro nico fin desde un principio siempre fue aportar en algo al desarrollo areo del pas. Camilo CamargoA Dios por la energa infinita. A mi mam Nubia, mi pap Antonio, mi hermano Daniely a toda mi familia por elapoyoincondicionalqueme brindaron y por creer en este proyecto. Atodosmisamigosdelcolegio Corazonista,amisamigosdela UniversidaddeSanBuenaventura,por estar pendientes todo el tiempo y por su voluntad de ayuda constante. Alosquecolaboraronconstantemente en el desarrollo de este proyecto. A mi pas. YalavancedelaIngeniera Aeronutica colombiana. Nicolai Jimnez ADios,mispadres,mifamiliaylas personas que amo ya que me han apoyado, en cada momento de mi vida. Alaspersonasqueconfiaronenmy creyeronqueestedaenalgnmomento llegara. Atodosaquellosseresquedeunauotra formamehandeseadoxitoenmividay progreso en mi destino. Aquienesnoseencuentranpresentesen este instante, pero donde quieran que estn nunca olviden que los llevo en mi corazn y a quienes tienen el honor de estar conmigo lesdigograciasylostendrpresentesen cadaoracin,cadasuspiro,cada sentimiento y tambin ocupan gran parte de mi corazn. Porltimoquierodedicarcadaesfuerzoa nuestropasaunquedesangradotiene ganasdelucharporunmejorfuturocon pazybienestarparatodosaquellosque nos levantamos cada da con la sensacin de vivir en el mejor lugar del mundo. Ronald Prez. AGRADECIMIENTOS. A la Universidad de San Buenaventura y a todos los directivos y profesores por formarnos integralmente como ingenieros aeronuticos AlIngenieroOscarGrandas,Tutordelproyecto,porserguayapoyoenel proceso de este proyecto Al ingeniero Arnold Escobar, por su apoyo, ayuda e inters en el proyecto Al seor Rmulo Monsalve, asesor del proyecto y aeromodelista profesional, por guiarnos y ensearnos en el proceso de construccin de la aeronave Al seor Daniel Demulder, asesor del proyecto, por ayudarnos en la seleccin de elementos de estabilidad y control en vuelo vertical de la aeronave Al ingeniero J uan Andrs Toro, asesor del proyecto, por ser gua en la elaboracin del circuitoelectrnicoque controla elencendidoyapagado deunoselementos del avin automticamente A nuestros padres por el apoyo moral, emocional y econmico en la realizacin del modelo a escala de la aeronave Anuestrosamigosyfamiliaresquedealgunamaneracolaboraronenla realizacindelproyecto,enlapartedemultimedia,asesorademanejode software, apoyo y ayuda durante el procesode construccin Muchas Gracias CONTENIDO. Pg. INTRODUCCIN. 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA. 1.1. ANTECEDENTES. 1.2. DESCRIPCIN Y FORMULACIN DEL PROBLEMA. 1.3. J USTIFICACIN. 1.4. OBJ ETIVOS DE LA INVESTIGACIN. 1.4.1. Objetivo general. 1.4.2. Objetivos especficos. 1.5. DELIMITACIN DEL PROBLEMA. 1.5.1. Alcances. 1.5.2. Limitaciones. 2. MARCO DE REFERENCIA. 2.1. MARCO CONCEPTUAL. 39 41 41 42 43 44 44 44 45 45 45 47 47 2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO. 2.3. MARCO TERICO. 2.3.1. Generalidades. 2.3.2. Lanzamiento y equipo de recoleccin. 2.3.3. Carga paga. 2.3.4. Misiones. 2.3.5. Breve historia de los Tiltrotor. 2.3.6. Tiltrotor (Rotacin de los motores). 3. METODOLOGA. 3.1 ENFOQUE DE INVESTIGACIN. 3.2. LNEA DE INVESTIGACIN / SUBLNEA / CAMPO TEMTICO. 4. DESARROLLO INGENIERIL. 4.1. PERFIL DE LA MISIN Y ESTIMACIN DE LOS PESOS DEL AVIN. 4.2. BOCETOS PRELIMINARES. 4.2.1. Descripcin del alternativa 1. 48 48 48 51 52 53 54 57 59 59 60 61 62 66 67 4.2.3. Descripcin alternativa 2. 4.2.3. Descripcin alternativa 3.

4.2.4. Descripcin alternativa 4. 4.2.5. Descripcin alternativa 5.

4.3. REQUERIMIENTOS PARA VELOCIDAD DE PRDIDA SEGN FAR 23.

4.4. DIMENSIONANDO LOS REQUERIMIENTOS DE LA DISTANCIA DE DESPEGUE SEGN FAR 23. 4.5. DIMENSIONANDO LOS REQUERIMIENTOS DE LA DISTANCIA DE ATERRIZAJ E SEGUN FAR 23. 4.6.REQUERIMIENTOSDEVELOCIDADDECRUCEROSEGNFAR 23. 4.7. SUMARIO DE RESULTADOS. 4.8. CLCULOS DE PARMETROS AERODINMICOS. 4.9. SELECCIN DEL PERFIL AERODINMICO DEL ALA.

4.10. DIMENSIONAMIENTO DEL FUSELAJ E. 4.11. DIMENSIONAMIENTO DEL EMPENAJ E. 67 69 71 73 74 76 78 79 80 82 88 92 94

4.11.1. Para el estabilizador horizontal. 4.11.2. Para el estabilizador vertical. 4.12.SISTEMADEDESPEGUEYATERRIZAJ EVERTICAL, TRANSICIN DE VUELO VERTICAL A HORIZONTAL Y VICEVERSA.

4.12.1. Seleccin de los motores.

4.12.2. Potencia requerida para vuelo vertical.

4.12.3. Eficiencia de la hlice.

4.12.4. Figure of Merit. 4.12.5. Empuje Esttico. 4.12.6. Caractersticas generales del motor. 4.13.MEDICIN DEL EMPUJ E. 4.13.1. Construccin del banco de pruebas. 4.13.2. Determinacin del K de los resortes. 4.13.3. Pruebas de empuje y corrida de motores. 4.14. CARACTERISTICAS DEL VUELO VTOL. 96 98 100 101 102 102 102 104 107 108 108 110 112 114 4.14.1 Fase de vuelo vertical (1). 4.14.2. Fase de vuelo de transicin (2). 4.14.3. Fase de vuelo horizontal (3). 4.15. OPTIMIZACION DEL ALA. 4.15.1 Redimensionamiento del ala. 4.16. VELOCIDAD DE ROTACION DE MOTORES. 4.17.MTODOPARACONTRARESTARCONTRATORQUEDELOS MOTORES Y FUERZA QUE ESTOS EJ ERCEN SOBRE EL AVIN. 4.17.1. Alternativa 1. 4.17.2. Alternativa 2. 4.18. REDIMENSIONAMIENTO DEL AVIN. 4.18.1. Para el estabilizador horizontal. 4.18.2. Para el estabilizador vertical. 4.19. DIAGRAMA V-N. 4.19.1. Diagrama V-n esttico. 4.19.2. Diagrama de rfaga. 116 117 119 120 124 125 130 132 132 135 136 137 137 138 141 4.20.ESTIMACIN DE PESOS CLASE I. 4.21.ESTIMACIN DE PESOS CLASE II. 4.21.1. Peso del ala. 4.21.2. Peso del empenaje.

4.21.3. Peso en vaco corregido.

4.22. CLCULO DEL CENTRO DE GRAVEDAD.

4.23. DIMENSIONAMIENTO DE FLAPS. 4.24. DIMENSIONAMIENTO DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL PARA (ROLL, PITCH Y YAW).

4.24.1. Alerones.

4.24.2. Elevador.

4.24.3. Rudder.

4.25.CLCULODELNGULODEINCIDENCIADELALAYDE ALGUNOS COEFICIENTES DE SUSTENTACIN.

4.26. TREN DE ATERRIZAJ E. 4.26.1.Dimensionesdelasllantasdeltrendeaterrizajeprincipalyde 143 145 146 147 148 149 152 158 158 161 162 163 169 nariz. 4.27. CLCULO DEL COEFICIENTE DE MOMENTO PARA PITCH.

4.28. MTODOS PARA PREDECIR EL DRAG. 4.28.1. Coeficiente de drag del ala. 4.28.2. Coeficiente de drag del fuselaje. 4.28.3. Coeficiente de drag del empenaje.

4.28.4. Coeficiente de drag de los flaps. 4.28.5. Coeficiente de drag del tren de aterrizaje. 4.28.6. Coeficiente y fuerza de drag total. 4.29. POTENCIA REQUERIDA CONTRA LA DISPONIBLE PARA STOL. 4.30. DRAG POLAR. 4.31. DIAGRAMA DE TRIM. 4.32. CLCULO DE LA FUERZA LATERAL.

4.33. CLCULO DEL MOMENTO DE YAW.

4.34. CLCULO DEL MOMENTO DE ROLL.

172 174 191 191 197 201 206 209 212 213 215 216 220 228 232 4.35.ESTIMACIN DELOSMOMENTOSDE INERCIA CON ELRADIO DE GIRO.

4.36.CLCULODELASDERIVATIVASDEESTABILIDAD LONGITUDINAL Y LATERAL.

4.36.1. Clculo de las derivativas de estabilidad longitudinal. 4.36.2. Clculo de las derivativas de estabilidad lateral. 4.37. METODO DE CONTROL DE LA ACTITUD DE PITCH, ROLL Y YAWDE ANERKENNUNG. 4.37.1. Implementacin de un ducted fan. 4.37.2. Dimensionamiento de superficies post fan. 4.37.3. Clculo superficie Post-Fan (Yaw). 4.37.4. Calculo Superficie Post-Fan (Pitch). 4.37.5. Clculo Superficie Post-Fan (Roll).

4.38. SISTEMA DE ESTABILIDAD Y CONTROL ELECTROMECANICO. 4.39. SISTEMA DE AUTOPILOTO DEL UAV. 4.39.1. Autopiloto.

4.39.2. Cmara. 239 241 242 243 244 244 245 248 250 251 252 259 259 262 4.40. CONSTRUCCIN ANERKENNUNG. 4.40.1. Construccin del molde del fuselaje primera fase.

4.40.2. Fundicin del poliuretano.

4.40.3. Construccin de los planos segunda fase. 4.40.4. Construccin del fuselaje en icopor tercera fase. 4.41. PRUEBAS OPERACIONALES DE ANERKENNUNG. 4.42. COSTOS PARA DESARROLLAR EL PROYECTO ANERKENNUNG. 5. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS. 6. CONCLUSIONES. 7. RECOMENDACIONES. 7.1. PROBLEMA 1. CONTROL DE LAS REVOLUCIONES DEL MOTOR. 7.1.1. Posibles Soluciones y Recomendaciones. 7.2.PROBLEMA2.INCREMENTODELPESOTOTALDELA AERONAVE. 7.2.2. Posible Solucin y Recomendacin. 263 264 268 272 274 288 291 296 300 303 303 304 305 306 7.3. TRABAJ O CONTINUO A FUTURO. BIBLIOGRAFIA. ANEXOS. 306 308 312 LISTA DE FIGURAS. Pg. Figura 1. Algunos UAVs tpicos. Figura 2. El UAV Sikorski Dragon Warrior. Figura 3. El UAV Guardin. Figura 4. El UAV Sikorski CL-327. Figura 5. El UAV Bell Eagle Eye 1. Figura 6. El UAV Bell Eagle Eye 2. Figura 7. Modelo 1G de Transcendental. Figura 8. Bell X-22. Figura 9. XV-15.

Figura 10. Eagle eye. Figura 11. Bell 609. Figura 12. Mapa conceptual del proyecto. Figura 13. Perfil de la misin. 49 51 52 53 53 54 55 55 56 56 57 61 63 Figura 14. Boceto alternativa 1. Figura 15. Boceto alternativa 2. Figura 16. Boceto alternativa 3. Figura 17. Boceto alternativa 4. Figura 18. Boceto alternativa 5. Figura 19. Grfica de PWvs. SW. Figura 20. Definicin de la distancia de despegue para vuelo STOL. Figura 21. Efectos de TOPW, TOSWy TO LCmax en el despegue. Figura 22. Definicin de FAR 23 de la distancia de aterrizaje para STOL. Figura 23. Requerimientos para la distancia de aterrizaje requerida. Figura 24. Correlacin entre la velocidad del avin y el ndice de potencia, para tren de aterrizaje fijo y configuracin en cantiliver. Figura 25. Velocidad de crucero. Figura 26. Constraint Plot. 66 68 70 72 73 75 76 77 78 79 79 81 82 Figura 27. Efecto del taper ratio en la distribucin de la sustentacin. Figura 28. Efecto de la relacin del espesor y el nmero de Reynolds sobre una seccin a un coeficiente de sustentacin mximo. Figura 29. Tendencia histrica de la relacin del espesor. Figura 30. Efecto de la relacin de aspecto sobre la sustentacin. Figura 31. Efecto de la relacin de aspecto sobre el ngulo de sweep en el cuarto de la cuerda. Figura 32. Cuerda media aerodinmica. Figura 33. Geometra del ala. Figura 34. Curva de coeficiente de sustentacin contra ngulo de ataque, para el perfil NACA 23012. Figura35.Curvadecoeficientededragymomentocontrangulode ataque, para el perfil NACA 23012.

Figura 36. Geometra del fuselaje. Figura 37. Diseo inicial para el empenaje. Figura38.Definicindelosparmetrosgeomtricosparaelcoeficiente volumtrico.

Figura 39. Geometra del estabilizador horizontal. 83 84 84 85 85 86 87 90 91 93 96 96 97 Figura 40. Geometra del estabilizador vertical. Figura 41. Curva de coeficiente de sustentacin contra ngulo de ataque, para el perfil NACA 0010-34.

Figura42.Curvadecoeficientededragymomentocontrangulode ataque, para el perfil NACA 0010-34. Figura 43. Entrada de aire al ducted fan. Figura 44. Empuje esttico vs. Figure of merit para una potencia 0,625 hp. Figura 45. Empuje esttico vs. Figure of merit para una potencia 2 hp. Figura 46. Empuje esttico vs. Figure of merit para una potencia 3,1 hp. Figura 47. Motor O.S. 1.20 AX. Figura 48. Banco de prueba para medir empuje.

Figura 49. Rieles de deslizamiento del banco de pruebas.

Figura 50. Mesa del banco de pruebas. Figura 51. Mesa sobre los rieles. Figura 52. Ensamble banco de pruebas. Figura 53. Banco de pruebas colgado en estructura para medir el K del 99 100 101 103 105 106 106 107 108 108 109 109 109 resorte. Figura 54. Pesa digital y la plataforma para pesos. Figura 55. Medicin de la elongacin del resorte.

Figura 56. Prueba de empuje. Figura 57. Facetas del vuelo V/TOL en take off.

Figura 58. Vuelo en fase vertical. Figura 59. Vuelo en la etapa de transicin.

Figura 60. Vuelo en condicin horizontal.

Figura 61. Ala versin inicial comparada con la condicin final.

Figura 62. Optimizacin del ala. Figura 63. Optimizacin del ala 2.

Figura 64. Optimizacin del ala 3.

Figura 65. Configuracin final del avin. Figura 66. ngulo de rotacin de los motores. Figura 67. Velocidad de rotacin de los motores. 111 111 112 113 115 117 118 119 120 123 123 124 125 129 129 Figura 68. Torque que se presenta en la aeronave.

Figura 69. Fuerzas que actan para generar el torque sobre la aeronave. Figura 70. Mtodo 1 para contrarrestar el torque. Figura 71. Vista lateral derecha del plano. Figura 72. 1F Fuerza del par o fuerza del momento torsor. Figura 73. ngulo de incidencia de los motores. Figura 74. Diagrama V-n esttico. Figura 75. Diagrama V-n de rfaga. Figura 76. Diagrama V-n combinado. Figura 77. Localizacin del centro de gravedad de algunos componentes. Figura 78. Diagrama de excursin del peso contra fraccin de cuerda del ala. Figura 79. Efecto del taper ratio y la envergadura del flap sobre. Figura80.Mtodoparacalcularlaenvergaduraparcialdelflapopara estimar.bk Figura 81. Efecto de la relacin de aspecto contra relacin de la cuerda del 130 131 132 133 134 135 140 142 143 149 152 153 154 flap sobre la efectividad tridimensional del flap. Figura 82. Efectividad en la sustentacin de un plain flap. Figura 83. Factor de correccin para el comportamiento de sustentacin no lineal de un plain flap. Figura 84. Factor de correccin para la sustentacin del plain flap. Figura 85. Dimensiones reales de los flaps (medidas en mm). Figura 86. Tendencia histrica de la geometra de los alerones. Figura 87. Dimensiones alerones. Figura 88. Dimensiones generales del los elevadores. Figura 89. Dimensiones generales del rudder. Figura90.CorreccindelnmerodeMachaunngulodeataquecon sustentacin igual a cero para perfiles con camber. Figura91.Definicindelreasumergidaenlalneadecorrientedel estabilizador horizontal. Figura 92. Parmetros geomtricos para localizar del estabilizador vertical. Figura93.Caractersticas delgroundloopparaunaconfiguracindetren de aterrizaje triciclo. 154 155 156 156 157 159 160 162 163 166 167 168 169 Figura 94. Geometra para el clculo de cargas estticas para trenes triciclos. Figura 95. Caractersticas de diseo para el tren de aterrizaje triciclo.

Figura 96. ngulo de la cola respecto al tren de aterrizaje principal.

Figura 97. ngulo de tip-back para el tren de aterrizaje.

Figura 98. ngulo de tip-over para el tren de aterrizaje. Figura 99. Fuerzas que actan sobre las llantas. Figura 100. Geometra para el tren de aterrizaje. Figura 101. Curva de coeficiente de momento de pitch contra el coeficiente de sustentacin, para el ala. Figura 102. Incremento del coeficiente de momento de pitch debido al plain flap. Figura 103. Efecto del twist sobre el coeficiente de momento de pitch del ala. Figura 104. Efecto de la sustentacin sobre el momento de pitch para la referencia del ala. Figura 105. Factor de envergadura parcial del flap. Figura106.Factordeconversinquecuentaparaunapartedela 170 171 171 171 172 173 174 175 175 176 177 178 envergadura de los flaps sobre el sweep del ala. Figura 107. Efecto del fuselaje sobre el aparente factor de masa. Figura 108. Secciones que conforman el fuselaje. Figura 109. Segmentacin y camber del fuselaje. Figura110.Definicindelanchomximodefuselaje,paraalgunas secciones. Figura 111. Ejemplo de la localizacin del centro de referencia. Figura 112. Efecto del nmero de Mach sobre el coeficiente de momento de pitch para un ala con sustentacin igual a cero. Figura113.Incrementoenelngulodedownwashalestabilizador horizontal debido a los flaps.

Figura 114. Parmetros para la localizacin del centro aerodinmico del y el centro de momento de referencia. Figura 115. Efecto de la localizacin del segmento de fuselaje o nacelle en el gradiente de upwash.

Figura 116. Contribucin del nacelle o fuselaje a la localizacin del centro aerodinmico del avin. Figura 117. Factor de interferencia ala-fuselaje. 179 181 182 182 182 183 184 185 186 187 188 192 Figura 118. Factor de correccin para las superficies sustentadoras.

Figura 119. Coeficiente de friccin turbulento promedio de la piel. Figura 120. Parmetro para localizar el espesor del perfil. Figura 121. Parmetro de succin del borde de ataque. Figura 122. Morfologa del perfil NACA 23012 12%. Figura 123. Seccin transversal del fuselaje. Figura 124. Definicin del ngulo de ataque para el fuselaje. Figura 125. Definicin de los parmetros del fuselaje. Figura 126. Radio del coeficiente de drag de un cilindro circular de longitud finita contra un cilindro de longitud infinita. Figura 127. Coeficiente de drag para flujo de estado estable paracilindros circulares en dos dimensiones. Figura 128. Incremento en el perfil de la drag para un plain flap. Figura 129. Clases de flaps tpicos. Figura130.Ejemplodelcomportamientodelacurvacoeficientede sustentacin contra el ngulo de ataque con flaps arriba y flaps abajo.

Figura 131. Factor de drag inducida por la ininterrupcin de los flaps. 192 193 193 195 196 198 199 200 200 201 207 207 209 209 Figura 132. Incremento de la drag de las ruedas: Trenes fijos unidos al ala o fuselaje tipos 3 al 5. Figura 133. Incremento de la drag de las llantas. Figura 134. Incremento de la drag del tren de nariz. Figura 135. Factor del drag del tren de aterrizaje. Figura 136. Curvas de potencia requerida. Figura 137. Curva de DCcontra.LC Figura 138. Diagrama de trim: Para una aeronave estable, convencional, con estabilidad de pitch interrumpida. Figura139.Diagramadetrim,coeficientedesustentacinyngulode ataque. Figura 140. Diagrama de trim, coeficiente de sustentacin y de momento. Figura 141. Diagrama de trim, coeficiente de momento y ngulo de ataque. Figura 142. Tringulo de trim, relacin entre los centros de gravedad ms delantero y ms trasero. Figura 143. Factor de interferencia de la unin ala fuselaje.iK 210 211 211 212 214 216 217 218 219 220 220 221 Figura 144. Definicin del parmetro del ala: wz Figura 145. Determinacin de oS Figura 146. Estacin del fuselaje respecto al rea transversal. Figura 147. Estacin del fuselaje donde el flujo llega a ser viscoso. Figura 148. Factor emprico para estimar la fuerza lateral debida al sideslip de la cola vertical simple. Figura149.Radiodelarelacindeaspectodelestabilizadorverticalen presencia del fuselaje al que se asla la cola. Figura150.Radiodelarelacindeaspectodelestabilizadorverticalen presenciadelfuselajeyelestabilizadorhorizontaljuntoconelfuselaje solo. Figura151.Factorquecuentaparaeltamaorelativodelestabilizador horizontal y el vertical.

Figura 152. Efecto de la relacin de cuerdas de la superficie de control en .d Figura 153. Factor de la unin ala fuselaje que influye con la estabilidad longitudinal.

Figura 154. Efecto del nmero de Reynolds sobre la estabilidad direccional de la unin ala fuselaje. 222 222 223 223 224 225 226 226 228 229 231 Figura 155. Contribucin del sweep del ala en el momento de roll debido al ngulo de sideslip. Figura 156. Factor de compresibilidad debido al sweep del ala.

Figura 157. Factor de compresibilidad debido al sweep del ala. Figura 158. Contribucin de la relacin de aspecto del ala en el momento de roll debido al sideslip. Figura 159. Contribucin del diedro geomtrico del ala en el momento de roll debido al sideslip. Figura 160. Correccin de compresibilidad por el diedro del ala. Figura 161. Contribucin del twist del ala en el momento de roll debido alsideslip. Figura 162. Geometra para la localizacin del estabilizador vertical. Figura 163. Ensamble ducted fan, bancada, motor y superficies de control.

Figura 164. Superficies Post Fan. Figura165.Distanciacentroaerodinmicosuperficie(yaw)alcentrode gravedad de la aeronave. Figura166.Distanciacentroaerodinmicosuperficie(pitch)alcentrode gravedad de la aeronave. 232 233 234 235 235 236 237 238 245 246 249 250 Figura167.Distanciacentroaerodinmicosuperficie(roll)alcentrodegravedad de la aeronave. Figura168.Esquemasistemadeestabilidadycontrolelectromecnico fase de vuelo vertical. Figura 169. Deflexin de superficies exteriores post fan para control de yaw. Figura170.Deflexindesuperficiesinternaspostfanparacontrolde pitch. Figura 171. Deflexin de superficies centrales post fan para control de roll. Figura 172. Paquete completo del sistema autopiloto.

Figura 173. Cmara. Figura 174. Dibujo estaciones del fuselaje.

Figura 175. Vistas del fuselaje primera etapa.

Figura 176. Tres primeros mamparos guas de la nariz del fuselaje, con los agujeros gua para acoplar las vigas longitudinales. Figura 177. Cajn de madera para molde de fuselaje.

Figura 178. Estructura gua para el molde del fuselaje. 251 253 254 257 258 260 262 265 266 266 267 267

Figura 179. Componentes A y B del poliuretano.

Figura 180. Reaccin de los componentes A y B (poliuretano) en la caja con la estructura gua. Figura 181. Fuselaje en Poliuretano. Figura182.MoldedeFuselajecubiertoconestucoplstico(izquierda)y con pintura vinilo (derecha). Figura 183. Molde del Fuselaje cubierto con resina polister.

Figura 184. Molde del fuselaje liso. Figura 185. Costillas del plano. Figura 186. Adhesivos construccin ala, de izquierda a derecha (resina epxica 6 minutos, cianocrilato y colbn madera). Figura187.Refuerzosenelala-izquierda,refuerzotiposandwiche; derecha, refuerzo con webs. Figura 188. Estructura del ala terminada. Figura 189. Fuselaje con las nuevas secciones plantillas guas. Figura 190. Secciones plantillas gua. Figura 191. Cortes de bloques de icopor. 269 270 270 270 271 271 272 273 273 274 275 275 275 Figura 192. Corte de la silla del ala. Figura 193. Corte de la seccin central del fuselaje. Figura 194. Secciones cortadas del fuselaje. Figura 195. Secciones del fuselaje del UAV. Figura 196. Recubrimiento de imperfecciones. Figura 197. Resina Epxica y polvo de balso. Figura 198. Resina Epxica para plancking y thinner. Figura 199. Fases de plancking del fuselaje y empenaje. Figura 200. Estructuras ducted fan. Figura 201. Ducted fan y superficies post-fan. Figura 202. Accesorios ducted fan. Figura 203. Ensamble del motor en el ducted fan. Figura 204. Alojamiento de servos y equipo electrnico en el fuselaje. Figura 205. Ubicacin de servos en las puntas del ala. Figura 206. Mecanismo de movimiento de los ducted fan. 276 276 277 278 278 278 279 280 281 281 281 282 283 283 284 Figura 207. Servos del tren de nariz y de los estabilizadores. Figura 208. Componentes adicionales en el avin gyros y potencimetro. Figura 209. Ubicacin de los struts entre las alas y fuselaje. Figura 210. Proceso de pintura. Figura 211. Proceso de monocoteado, acabado y ensamble final. Figura 212. Ensamble de ducted fan. 284 285 285 285 287 289 LISTA DE TABLAS. Pg. Tabla 1. Fracciones de combustible sugeridas para varias fases de una misin. Tabla 2. Valores sugeridos para algunos datos de crucero y loiter. Tabla 3. Viabilidad modelo 1. Tabla 4. Caractersticas de la alternativa 2. Tabla 5. Ventajas y desventajas del modelo 3. Tabla 6. Cualidades de la alternativa 4. Tabla 7. Viabilidad del modelo 5. Tabla 8. Valores determinados para stall.

Tabla 9. Valores determinados para despegue.

Tabla 10. Valores determinados para aterrizaje. Tabla 11. Valores determinados para aterrizaje. Tabla 12. Relacin de perfiles aerodinmicos para el ala.

63 64 67 68 70 72 73 75 77 78 80 89 Tabla 13. Longitud del fuselaje contra[ ] ( ). Kg o Lb WTO Tabla 14. Coeficientes volumtricos representativos por categoras.

Tabla 15.Determinacin experimental de la constante K del resorte. Tabla 16. Estimacin del empuje de los motores de forma experimental. Tabla 17. Datos de pesos de grupos para aeronaves de dos motores. Tabla 18. Promedio de coeficientes correspondiente a cada grupo de pesos. Tabla 19. Relacin entrepesos calculados y los reales. Tabla 20. Datos geomtricos calculados. Tabla 21. Clculo del peso Clase II para el ala.

Tabla 22. Clculo del peso Clase II para el empenaje. Tabla 23. Datos para el diagrama del c. g. Tabla 24. Rango tpico del centro de gravedad de algunas aeronaves. Tabla 25. Caractersticas generales de algunos perfiles aerodinmicos. Tabla 26. Datos estadsticos para dimensionar las llantas. 92 94 110 114 144 144 145 146 147 148 151 151 165 172 Tabla 27. Radio de giro no dimensional para aeronaves bimotor de hlice. Tabla 28. Descripcin de componentes del sistema de estabilidad y control electromecnico. Tabla 29. Caractersticas generales del piloto automtico. 240 254 261 LISTA DE ANEXOS. Pg. Anexo A. Planos.312 39 INTRODUCCIN. El diseo de aeronaves comprende un campo muy difcil y complicado, requiere de mucho estudio, investigacin y en muchos casos de experimentacin, todo esto con el nico fin de llegar a satisfacer una misin especifica. En Colombia, existen diferentes factores que son importantes a tener en cuenta, como su topografa, su condicineconmicaysocial,elconflictoarmadoalcualsehavistosometido durante los ltimos 50 aos y muchos otros; los cuales servirn como puntos clave a la hora de desarrollar ideas de cmo llevar a cabo este proyecto. Viendo la problemtica social existente en el pas y que las condiciones de orden pbliconosonlasmejores,seproponedisearunaaeronavequeseade reconocimiento(yaseadetropaoterreno),ycumplaconlassiguientes caractersticas bsicas: Que sea liviano, para su fcil transporte; que pueda operar encondicionesdemedioambienteadversoselvacomolasqueexistenen nuestropas;yquetengaunmecanismodeaterrizajeydespeguevertical,que favorece su versatilidad ante otros tipos de aeronaves UAV. Durante el desarrollo del presente proyecto de investigacin se tratar de innovar eneldiseodeunaaeronavenotripuladadedespegueyaterrizajevertical.La operacindeestetipodeaeronavesnoesmuyfrecuenteenelpasyenla actualidad su diseo y produccin no es muy desarrollada. Losalcancesdefuncionamientoyoperacinenelpassepresentandesde misiones de reconocimiento detropa yterreno, bsqueda de tropas enemigas y localizacin, vigilancia del territorio colombiano, vigilancia del espacio martimo y espacioareo,vigilanciaenfronterasconotrospases,ayudaenmisionesde bsqueda y rescate, vigilancia de parques naturales, selvas y bosques, haciendo 40tareasdeprevencindeexplotacin;vigilanciadeoleoductos,redeselctricas, torresdeenerga,vigilanciaenlaprevencindepropagacindeincendios forestales, vigilancia urbana, control de trafico terrestre, vigilancia en carreteras y vas. En este proyecto se desarrollarn las dos primeras etapas del diseo: conceptual ypreliminar,dondeseplantearysustentareldiseodeunaaeronaveno tripulada,pararesponderalasnecesidadesyrequerimientosexigidosporla industriamilitareinclusivelacivil,enelreconocimientodetropayterreno, respectivamente.Enlaprimerafase,sedefinirquetipoyqueconfiguracin tendrlaaeronave,bosquejodelaparato,formadepropulsin,lageometray ubicacin del fuselaje, alas y motor, adems de materiales a utilizar. Mientras que enlasiguientefaseseestablecereldiseodefinitivodelaaeronave,pesoy costos; se seleccionar un sistema autnomo de navegacin debido a la condicin de una aeronave UAV; tambin se har el modelo de una aeronave a escala con motivodeverificacindecondicionesdevuelo,teniendoencuentaquenose incluir el sistema de navegacin, para en ultima instancia culminar esta etapa con la realizacin de los planos del diseo creado. Para finalizar, la idea de realizar este proyecto se sustenta en la necesidad de un avance tanto acadmico como tecnolgico en el rea del diseo de este tipo de aeronaves, sin olvidar el aporte a la inteligencia militar u otro sector para el cual se destine su utilizacin; ya que aunque ha sido un campo algo explotado, es preciso mencionar que el principal fin del presente proyecto no es mas que el inters de incursionar en tan complejos temas que no han tenido la suficiente atencin. 41 1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA. 1.1. ANTECEDENTES. Enelltimosiglosehanobtenidoavancessignificativosdesdeeliniciodela aviacin hasta la actualidad. Se puede decir que cada innovacin en el sector de laaviacinllevaaunacadenadeavancesenprodelmejoramientodelos primeros modelos construidos. Con estos avances se han desarrollado aeronaves que desde la poca de los hermanos Wright en 1903, como tambin en la primera ysegundaguerramundial,hanmejoradolaeficienciadelaaviacin,dandolas pautas tecnolgicas para la realizacin de nuevos diseos de aeronaves. El diseo de aeronaves en Colombia no tiene mucha historia, sin embargo, desde lacreacindecarrerascomolaIngenieraAeronutica,hanaumentadolos proyectos de investigacin en este tema. En el campo de aeronaves no tripuladas (UAV), son muy pocos los antecedentes que se pueden mencionar en Colombia, perosin embargo,esde especialimportanciaunainvestigacinrealizadaporel ingeniero Mario Andrs Crdoba G., que diseo un robot areo capaz de volar y realizar su misin autnomamente, el aero-robot EFIGENIA es un vehculo areo robotizado, no tripulado (UAV), de despegue y aterrizaje vertical, o en pistas muy cortas(S/VTOL),autocontroladomediantelacombinacindeunaredneuronal digital y un sistema experto difuso. Otros antecedentes que podemos citar son algunas investigaciones, realizadas en laUniversidaddeSanBuenaventuracomo:Eldiseoconceptualdeuna estructura de una aeronave no tripulada; el diseo conceptual de una aeronave no 42tripulada; y tambin la implementacin de los sistemas electrnicos base para una aeronave no tripulada (UAV). Los anteriores proyectos, solamente se limitaron a una rama especfica del diseo, la primera solo a disear una estructura de una aeronave con ciertas propiedades y caractersticas, la segunda a todo el diseo conceptualqueinvolucra,seleccindecomponentes,primerosclculosde geometrayseleccindepropulsin;latercerainvestigacin,seencargde buscarunadecuadosistemaelectrnicoparaajustarloaunaaeronaveno tripulada;ahora,enlapartededeldiseodeunavinV/TOLelespectrode investigacionesrealizadasseestrechamuchomas,debidoaqueestetema especificonosehatocado,porloqueencuantoaestetemanosetiene antecedentes. 1.2. DESCRIPCIN Y FORMULACIN DEL PROBLEMA. EnColombia,elsectoraeronuticorequieredecambiosimportantes,como innovaciones en lo referente al diseo de aeronaves. En este aspecto, se ha visto la necesidad de implementar varias soluciones a un problema de orden pblico y otros aspectos de seguridad y organizacin, como lo es: la localizacin exacta del enemigo en un combate, bsqueda y hallazgo de personas desaparecidas, ayuda enlaboresderescate,reconocimientodetropayterreno,vigilanciadelespacio martimoyareo,vigilanciaderedeselctricasytorresdeenerga,redesde oleoductos,vigilanciaenparquesnaturales,vigilanciadebosquesyselvas, vigilanciaenlaprevencindepropagacindeincendiosforestales, vigilanciaen zonas urbanas y control de trfico entre otras, para esto se disear una aeronave notripuladacondespegueyaterrizajevertical,locualhacequestaseamuy verstil y pueda cumplir con sus objetivos. 43Paraestediseo,esnecesarioquesecuenteconmaterialesnomuypesados, bajaresistenciaalavance,capacidaddecontrolybajoscostosdereparaciny mantenimiento, es por eso que una aeronave no tripulada, debe ser diseada con elfin,quecontribuyaconestascaractersticas,quetengaelmecanismode despegue y aterrizaje vertical. La construccin de un nuevo modelo de aeronave, implica el diseo de cada una de las partes que lo conforman bajo un margen de seguridadyconfiabilidad.Lafaltadeldiseodeunavinnotripuladopara reconocimiento,ylanecesidaddeldesarrollodeesteproyecto,hacenquesea imprescindible plasmar y responder la siguiente pregunta: Esposibledisearunavinnotripuladocondespegueyaterrizajevertical, liviano para que pueda ser levantada en vuelo vertical por dos motores, y para que pueda utilizarse como avin de reconocimiento? 1.3. JUSTIFICACIN. La razn principal por la que se pretende realizar este proyecto, es la de optimizar lasoperacionesdelasfuerzasmilitares,paraelcumplimientodesusobjetivos, como el avance de la inteligencia militar. Adems, se pretende no solo que este avinseatilmilitarmentesinotambinquepuedaserusadaenmltiples propsitos. En segunda instancia, este proyecto busca aportar nuevas ideas que promuevan el avance tecnolgico a nivel nacional e incentivar la investigacin en temasconcernientesaestediseo.Cabeanotarquesecuentanconsoportes tcnicos y logsticos necesarios, por medio de los cuales se podr llevar a cabo estainvestigacin.Porltimo,esteproyectopretendesintetizartodoslos conocimientosadquiridosalolargodenuestraformacinacadmicacomo ingenieros. 44La importancia de la investigacin radica en la necesidad de disear un avin no tripulado.Coneldesarrollodeestediseosecontribuyealcrecimientodela aviacin en este tipo de categora de aviones, adems se aporta un estudio serio del proceso entero para el diseo de aviones, el cual, servir de base tanto para estudiantes como profesores, puesto que, este documento estar a la disposicin de todo aquel que lo requiera. 1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIN. 1.4.1.Objetivogeneral:Diseardeformapreliminarunavinnotripulado, con despegueyaterrizajevertical,quesealiviano,parasufciltransporte;ycuya funcinsealadereconocimiento;ademsdelaconstruccindeunmodeloa escala para verificar sus condiciones de vuelo. 1.4.2. Objetivos especficos: Para el desarrollo del proyecto se plantean as: Investigardiferentescaractersticasaerodinmicasquetienenlosavionesde este tipo. Evaluar diferentes configuraciones de estructuras aerodinmicas con el fin de encontrar la mejor opcin. Realizar clculos aerodinmicos y estructurales de forma preliminar. Seleccionarunsistemaadecuadodenavegacinexistente,paraqueeste diseo cumpla con la misin establecida. 45Realizareldiseodeunavinnotripuladoquecumplaconunos requerimientosbsicos,comoson:quesealiviano,parasufciltransporte; resistente;dedespegueyaterrizajevertical;conmnimaresistencia aerodinmica y de fcil mantenimiento. Verificarcondicionesdevuelodelavinatravsdelaconstruccindeun modelo a escala. Documentar en un informe escrito todas las investigaciones realizadas. 1.5. DELIMITACIN DEL PROBLEMA. 1.5.1.Alcances:Elproyectosellevarhastaunainstanciadeclculos preliminares para realizar la construccin de un modelo a escala, y verificar sus condicionesdevuelo,parademostrarunainteraccinentreeldiseorealy terico. No se tendr en cuenta la parte de manufactura del avin con navegacin incluida; tampoco se disear el sistema de navegacin y de propulsin, en lugar deello,seseleccionarnherramientasqueseacomodealascondicionesdel proyecto. 1.5.2. Limitaciones: El proyecto de investigacin se limita al diseo preliminar de unavinnotripulado,condespegueyaterrizajevertical,depocopesopara facilitarsutransporte.Laslimitantesquesepresentanparaeldesarrollodel proyecto son: Falta de recursos econmicos para hacer una construccin real del diseo, con instrumentos de navegacin a bordo. 46 Acceso a un tnel de viento cuyas dimensiones sean apropiadas para realizar las pruebas aerodinmicas del diseo real. Faltadeinvestigacionesrealizadaseneltemadeavionesnotripuladosque tengan despegue y aterrizaje vertical. Restriccindeespacioalinteriordelavinparatransportedecargapaga, teniendo en cuenta las caractersticas del proyecto. Tecnologa en motores pequeos que puedan ser utilizados para el despegue y aterrizaje vertical. Errorhumano en la realizacin de clculos. Poco conocimiento que se tiene para disear un sistema de navegacin, para hacer que el avin sea autnomo. Tecnologadeinstrumentosnecesariosparasatisfacerlamisinadaptablea los requerimientos de la misma. 47 2. MARCO REFERENCIAL. 2.1. MARCO CONCEPTUAL. Aeronave: Estructura con capacidad de carga que puede moverse a travs del aire,sustentadaporsupropiafuerzadeascensional,obienporlaaccin dinmica del aire con sus superficies. Aerodinmica: Es la parte de la mecnica de fluidos que estudia los gases en movimiento y las fuerzas o reacciones a las que estn sometidos los cuerpos quesehallanenellos.Alaimportanciapropiadelaaerodinmicahayque aadir el valor de su aportacin a la aeronutica. De acuerdo con el nmero de Mach o velocidad relativa de un mvil con respecto al aire, la aerodinmica se divideensubsnicaysupersnicasegnquedichonmeroseainferioro superior a la unidad. Estructura:Esunmecanismoquesoportaytransmitediferentescargasy adems provee integridad a los cuerpos. JPO: Joint UAV Program Office. Motor: Mquina que convierte energa en movimiento o trabajo mecnico. La energasesuministraenformadecombustiblequmico,comogasleoo gasolina,enestecasouncombustiblecon10%denitro-metanoyaceitede ricino, y el trabajo mecnico que proporciona suele ser el movimiento rotatorio de un rbol o eje. 48Navegacin:Cienciaquedeterminalaposicindeunbarco,avinomisil teledirigido,yquetrazaunadireccinparallevardeformaseguraysin obstculos el aparato desde un punto a otro. UAV: (Unmanned aerial vehicle) Aeronave no tripulada. 2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO. En Colombia las aeronaves no tripuladas de este tipo no se basan todava en un reglamento,porlotantonoestnsujetasacertificacinporpartedela Aeronuticacivil,porloquenosevaatenerencuentaduranteelprocesode diseo y construccin. 2.3. MARCO TERICO. 2.3.1.Generalidades:Existentrestiposdeaeronaves,excluyendomisiles,que pueden volar sin ser piloteadas. Estos son los vehculos areos no tripulados, por sussiglaseninglesUAV(unmannedaerialvehicles),vehculospiloteadospor controlremoto,cuyassiglaseninglescorrespondenaRPV(remotelypiloted vehicles),ylosdronesoaeronavesradiosguiadas.Todasestassonpor supuesto aeronaves no tripuladas por eso el nombre de unmanned air vehicle o UAVpuedeserpuestocomoeltitulogenrico.Algunaspersonasusanla intercambiabilidad de los trminos UAV o RPV, pero la verdad es que el RPV es controlado o piloteado desde una locacin, as un RPV siempre es un UAV, pero un UAV, que realiza misiones preprogramadas autnomas no siempre es un RPV. 49Figura 1. Algunos UAVs tpicos. Fuente: HOLDER, Bill. Unmanned Air Vehicles, an illustrated study of UAVs. Enelpasado,estasaeronavesfueronllamadasDrones,quesonavionessin pilotocontroladosporsealesderadio.Sinembargo,elterminodeDrone connotaunvehiculoquetieneflexibilidadlimitadapararealizarmisiones sofisticadasyquevuelapersistentemente,montonamenteydeunamanera indiferente, como un avin objetivo teleguiado (target drone). As como el UAV es controlado manualmente o por un sistema de navegacin preprogramado, este no necesariamente debe ser pensado que deba ser controlado por alguien que tenga 50habilidadesdepiloto.LosUAVusadosporlosmilitaresusualmentetienenauto pilotoysistemadenavegacinquemantienelaactitud,altitudylaguacon respecto a la tierra. ElcontrolmanualusualmentesignificacontrolarlaposicindelUAVajustando manualmenteelrumbo,altitud,velocidad,etc.,atravsdeinterruptoreso joystick (palanca de mando) localizado en una estacin de control en tierra, pero permitiendo que el auto piloto estabilice el vehiculo y que asuma el control cuando el curso deseado sea el obtenido. Lossistemasdenavegacindevariostipos(GPS,radio,INS(sistemade navegacin inercial)) permiten la preprogramacin de misiones que podran o no sermanejadasmanualmente.ComomnimounsistematpicodeUAVsesta compuestoporvehculosareos,unomascontrolesdetierrayestacionesde controlyplaneacin,cargapagaytransmisindedatos.Enadicinmuchos sistemasincluyenlanzamientoysubsistemasderestablecimiento,controlesde tierra y equipos de mantenimiento. Algunos trminos usados que describen los sistemas de un UAV son: MICRO: Este es un nuevo trmino de clase de UAV, que est en una etapa conceptual de desarrollo. Estos pueden ser vistos como el tamao de un pjaro y la envergadura ms o menos de.. 1ftEstos micro UAV produce toda una nueva serie de problemas asociada con los factores de escala, particularmente con el nmero Reynolds y la capa lmite. Asumiendo que la carga paga y los problemas de motor, pueden ser resueltos, la baja carga alar de estos tipos de vehculos, pueden prohibir la operacin en todas las condiciones ambientales. MINI: Esta categora incluye el lanzamiento a mano, tambin tiene que tener algntipodelanzador.NoesoficialmentedefinidaporlaJ POcomouna 51clasedeUAV,perosehanhechomuchosexperimentosydemostraciones durante los ltimos aos. TCTICO: Este UAV es definido por la J PO, como un sistema que puede dar a tiempo y de una manera precisa y completa informacin del campo de batalla a las unidades de combate en tiempo real. Sus capacidades incluyen operacin desde de aviones de carga y barcos anfibios de asalto. AUTONOMA: Este avin fue definido como estratgico y tctico y se divide en dosclases:Altitudesmediasyaltitudesaltas.Sussistemassonaltamente costosos. Figura 2. El UAV Sikorski Dragon Warrior. Fuente: www.geocities.com/unicraftmodels/on/dragon-warrior/dragon-warrior.htm 2.3.2.Lanzamientoyequipoderecoleccin: Puede ser realizado por muchas tcnicasdesdeeldespegueyaterrizajeconvencionalhastadescensovertical usandoalasrotatorias,alasdefan,omotoresrotatorioscomoeselcasode Anerkennung;unTiltRotor UAV;tambinseutilizan catapultas usandotcnicas delanzamientodecohetesyarreglosneumticosehidrulicos.LasRedesson usadastambinparacapturarvehculosareosenespaciospequeos.Los 52Paracadas son usados para aterrizar en reas pequeas. Una ventaja de las alas rotatorias o vehculos movidos por fan, es la que no es necesario elaborar equipo de lanzamiento y recoleccin. Sin embargo, operaciones desde un barco, inclusive con vehculos de ala rotatoria necesita un vehculo de estabilidad. Figura 3. El UAV Guardin. Fuente: FAHLSTROM, Paul. Introduction to UAV systems. 2.3.3. Carga paga: Es la ltima razn de tener un sistema UAV y normalmente es el subsistema ms caro de un UAV, esto normalmente incluye cmaras de video de da e infrarrojo de noche para misiones de reconocimiento. Cmaras de fotos tambin son usadas. Si la misin designada lo requiere un lser es aadido a la mquina de imagen y los costos incrementan dramticamente. Sensores de radar (indicador de movimiento) son tambin carga paga importante para la misin de reconocimiento.Laotragrancategorasonlossistemaselectrnicos,ellos incluyensistemasdeinteligencia.Otrossensorescomolosequiposquetienen sensibilidadqumicaymetereolgicasontambinconsideradoscargapaga,y algunos UAV letales cargan explosivos como carga paga. 53Figura 4. El UAV Sikorski CL-327. Fuente: FAHLSTROM, Paul. Introduction to UAV systems. Figura 5. El UAV Bell Eagle Eye 1. Fuente: FAHLSTROM, Paul. Introduction to UAV systems. 2.3.4.Misiones: Definir las misiones de los UAV es una tarea difcil: (1) Porque hay muchas posibilidades. (2) Nunca ha habido suficientes sistemas en el campo para desarrollar todas las posibilidades. Dos divisiones mayores de los UAV son letalesynoletales.LasmisionesletalesusualmenteserealizanconUAVs expandibles y estos tienen la capacidad de lanzar armas. Los UAVs letales hoy en dasonantirradiacin,tienenmisilesenlasalasyvuelanenelespacio;son controlados por fibra ptica. Los no letales pueden ser indirectamente letales, pero la definicin de letal implica necesariamente descargar un arma. 54Figura 6. El UAV Bell Eagle Eye 2. Fuente: FAHLSTROM, Paul. Introduction to UAV systems. Las misiones de vigilancia y reconocimiento son las misiones de alta prioridad y lasmsfrecuentesentrelosUAVs.Estasmisionesimplicanladeteccine identificacindeobjetivosfijosymvilesdaynoche.Unaterceraymuy importante misin es la electrnica; escuchar y transmitir las comunicaciones del enemigoyanalizarlascaractersticasdeestastransmisiones;escucharlas sealesdelenemigoydeterminarsuscaractersticasrequieredeequipos electrnicosmuycomplejosytomarelativamentemuchotiempo.Estastres misiones, son las misiones de los UAVs no letales, y se cree que ms del 90% de las misiones son de este tipo. Hay otro tipo de misiones como comando y control, datos y comunicaciones y metereolgicas. 2.3.5.BrevehistoriadelosTiltrotor:La tecnologa de Tiltrotor comenz en los aos 50 con el modelo 1G de Transcendental (Figura 7) y los helicpteros XV-3 de Bell. Bell pas casi 10 aos para que probaran la viabilidad del diseo de Tiltrotor. El XV-3 se convirti en el primer avin de Tiltrotor para convertir completamente 55sus rotores del modo del helicptero al modo del aeroplano. Aunque el proyecto XV-3lotomeventualmentelaNASAparalapruebaadicional,lainformacin recopilada durante operaciones de vuelo ayudara a Bell para otro proyecto que tendra ms adelante el XV-15. Vino despus la Bell X-22. (Figura 8). Figura 7. Modelo 1G de Transcendental. Fuente: http://www.tiltrotormech.com/tiltrotor_history.htm Figura 8. Bell X-22. Fuente: http://www.tiltrotormech.com/tiltrotor_history.htm Este avin utiliz un diseo de rotacin del ducto del fan que rotaba (rotating duct fan design). El X-22 pas casi 20 aos en prueba y desarrollo. Su ltimo vuelo fue en octubre de 1984.Al mismo tiempo Bell tambin trabajaba en el XV-15 (Figura 9). Lapruebadevuelofueconducida enel centrodeinvestigacin devuelode Hugh L. Dryden a principio de los aos 80. El XV-15 era la influencia primaria en el V-22Ospreyqueconocemoshoy.Enlosiniciosdelosaos80,BellyBoeing comenzaron adisearla versin militar delavin Tiltrotor.Los estudiosiniciales parecan muy prometedores y los estudios de planeamiento y de desarrollo fueron 56terminados. No fue hasta 1989 que el financiamiento para este proyecto se cay. En 1994 al programa se le dio luz verde de nuevo para empezar su produccin completa. Figura 9. XV-15. Fuente: http://www.tiltrotormech.com/tiltrotor_history.htm Figura 10. Eagle eye. Fuente: Fuente: http://www.tiltrotormech.com/tiltrotor_history.htm El programa V-22 fue manejado desde una base de la marina en HMX-1 Quantico, VA. En 1998 el programa fue movido desde MCAF Quantico al ro NAS Patuxent. El equipo de la prueba operacional del V-22 fue creado y realiz la prueba militar requerida.DurantelapruebaelV-22alcanz805horasdevueloyvol522 salidas. La prueba fue muy acertada y fue calificada operacionalmente eficaz. El 8 deabrildel2000elavin04seestrellenuncampodeaviacinpequeoen Marana, AZ. 19 infantes de marina perdieron sus vidas ese da. El programa fue puesto a tierra por casi dos meses mientras que la investigacin fue realizada. 57Figura 11. Bell 609. Fuente: Fuente: http://www.tiltrotormech.com/tiltrotor_history.htm Endiciembredel2000elavin08seestrellenJ acksonville,NC,murieron4 infantes de marina.La nueva tecnologa de Tiltrotor diseada para el futuro es por ejemplo el Eagle eye (Figura 10). El Eagle Eye de Bell fue diseado usando los principios aprendidos del programa deV-22Osprey.Belladoptlatecnologadetiltrotorparalasmisionessin tripulacin(UAV).Estaaeronavenoslopodravigilarunblancoaalturas elevadassino quetambinpodrviajar avelocidadesms rpidasque unUAV tpico; el primer vuelo de este UAV fue a principios de 1992. ElV-22Ospreyvaacambiarlaaviacincomolaconocemoshoy.Nosloes altamenteadaptablealosusosmilitaressinoquetambinsedisea perfectamente para el mercado civil. Bell 609. (Figura 11). 2.3.6. Tiltrotor (Rotacin de los motores): Un avin Tilt Rotor es aquel capaz de rotar los motores de la posicin horizontal a vertical para realizar operaciones de despegue y aterrizaje vertical; adems combina la capacidad de hacer este tipo de vuelos como un helicptero con la velocidad de un avin convencional de motor a pistn con motores dirigidos horizontalmente. 58Como su nombre lo indica Tilt Rotor significa rotacin de las hlices y motores, en un avin tilt rotor el grupo motor- hlice se llama Proprotors, para vuelo vertical los proprotorstienenunnguloquedirigenelempujehaciaabajoparaproveer sustentacin. En este modo de operacin el vuelo es idntico al de un helicptero; as cuando se llega a determinada altura los proprotors son rotados suavemente para que el empuje se dirija horizontalmente; as con la velocidad horizontal del avin la sustentacin se va repartiendo entre el empuje vertical de los motores y la fuerza de sustentacin del ala, a medida que el avin va ganando velocidad los proprotorssiguenrotandomuysuavementehastaquequedancompletamente horizontales,esdecirlashlicesquedanperpendicularesconlatierra,eneste mododeoperacinlavelocidadalcanzadaexigequeelalaporsisolaconsu fuerza hacia arriba de sustentacin; mantenga al avin en vuelo horizontal como un avin convencional de motor a pistn horizontal. Las ventajas de usar un UAV tiltrotor en misiones militares y otras misiones son mltiples,yaqueestosavionessonmuyverstilespararealizarmisionesde reconocimiento y control; este avin espa con su alta eficiencia puede salir en un tiempo muy corto de una zona de peligro, puede realizar vuelos estacionarios para vigilancia permanente; adems de realizar vuelos parecidos al de un helicptero lostiltrotor,ensufasedevuelohorizontalproducenmenosruidoqueun helicpteroconvencional;porsuvelocidadyporlalongitudreducidadelas hlices. 59 3. METODOLOGA. Paralasolucinalproblemaantesmencionadosevaadesarrollareldiseo preliminardeunavinnotripuladoparaquepuedacumplirunamisinde reconocimiento; adems que logre despegar y aterrizar de forma vertical, que sea econmico, liviano y fcil de transportar; y por ltimo, que este avin pueda llegar a ser autnomo, en un fututo, a travs de un sistema de navegacin. Al concluir el desarrollo de este proyecto se espera poder comprobar que es posible combinar teorasdediseosexistentesdesdehacevariosaos,ybasadasenclculos tericos,consimulacionescomputacionalesymodelacinexperimental,obtener un diseo ptimo que se adapte a la configuracin de un avin no tripulado. Se pretendedelamismaforma,desarrollarunametodologavlidapararealizarel diseo preliminar de un avin de este tipo, estableciendo la secuencia de anlisis, dimensionamiento y modelacin. 3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIN. Latcnicautilizadaenesteproyectoserladetransformarunconocimiento tericoadquiridoatravsdelacarrera,enundiseoprcticoqueenunfuturo puedallegaraserconstruido,deestemodoelenfoqueaemplearenesta investigacin, corresponde a la de tipo histrico hermenutico, cuyo inters es lo prctico dirigido a la comprensin del mundo simblico. Para el desarrollo de este proyecto se tendr como principal fuente de recoleccin de informacin el servicio de Internet, al cual se podr acceder a reportes tcnicos relacionadosconeltemayapginasdereferenciacomolaNASA,dondese 60encontrarndatosquesernutilizadosenlainvestigacin;porotrolado,se usarndiversidadderevistasylibrosquecontenganinformacionesdevital importanciaeneldesarrollodelproyecto.Porltimo,lasreferenciasde conocimientos adquiridos y de tutoras de profesores e ingenieros, podrn ser de utilidad a la hora de realizar los clculos preliminares. Enesteproyectosenecesitarndeherramientasinformticastalescomolos programas:AAA(AircraftAdvancedAnalysis),paraelmodelamientodelavin; SolidEdge,paralarealizacindeplanos;ademsseutilizarninstrumentosy herramientas,laboratoriosdeelectrnicaymecnica.Contodosloselementos descritos anteriormente se llevar a cabo un anlisis y se determinarn que datos son tiles para el diseo. 3.2. LNEA DE INVESTIGACIN / SUBLNEA / CAMPO TEMTICO. Diseo de aviones. Aviones no tripulados. Estructuras, aerodinmica y Avinica. 61 4. DESARROLLO INGENIERIL. Antesdecomenzaraefectuareldiseoesnecesarioestablecerunmapa conceptual en donde se indican los pasos o la secuencia a seguir, tal y como se ve en la Figura 12. Figura 12. Mapa conceptual del proyecto. 624.1. PERFIL DE LA MISIN Y ESTIMACIN DE LOS PESOS DEL AVIN. Para iniciar el diseo se har un clculo preliminar de la aeronave como si fuera un STOL, luego con esa geometra se determinar si es posible que opere como unVTOLyserealizarnloscambiosqueserequieran.Acontinuacinse establecern unos parmetros iniciales y una misin que el avin debe cumplir: Carga paga: Una cmara de video cuyo peso no excede de. 5 , 1 LbRango:Km 20con mxima carga paga. Reservas de combustible igual a% 25requerida por la misin. Incluye 5 minutos de Loiter. Altitud:ft 10000(para el rango de diseo). Velocidad en crucero:Knots 50al% 75de potencia a. 10000ftAscenso:min 800 fta TOWmximo. Autonoma:h 2con mxima carga paga. Despegue y Aterrizaje:m 100de pista al nivel del mar, en un da estndar, para operacin como STOL. Rendimiento al aterrizaje: TO LW W =Planta de poder: Hlice (Propeller). crew PL F OE TOW W W W W + + + = (1) reserve F used F FW W W + = (2) :PLWPeso de la carga paga. :crewWPeso de la tripulacin. :FWPeso del combustible. :OEWPeso operacional en vaco. : ;reserve F used FW WPesos del combustible usado y de reserva. Laprimeraconsideracindediseodelavinesquetendrdosmotoresde hlice.SegnlasTablas1y2,sepuedendeterminaralgunasfraccionesde combustible para las secciones de la misin. 63Figura 13. Perfil de la misin. Tabla 1. Fracciones de combustible sugeridas para varias fases de una misin. Fuente: Jan Roskam, Airplane Design, Tomo I. 64Tabla 2. Valores sugeridos para algunos datos de crucero y loiter. Fuente: Jan Roskam, Airplane Design, Tomo I. Asconlaayudadeestastablassepuededeterminarlasfraccionesde combustible para cada fase de vuelo, teniendo en cuenta la numeracin asignada para cada una de las mismas y de este modo hallarffM 0,8411100= =+=ffiiWn iTOffMWWWWM (3) Delamismamaneratambinsepuedenhallarotrosdatosimportantestales como: =43375WWLnDLcRcruisecruiseppcruise(4) 658/ / 5 , 082 , 01069 , 3=== =DLh Hp Lb csm Rppcruise Se puede estimar que la velocidad de Loiter es aproximadamente el% 60de la velocidad de crucero y adems por la Tabla 2, se puede ver que: =541375WWLnDLc VEloiterloiterpploiteroiter l(5) 1172 , 0/ / 5 , 05234 , 4 312 1=== ==DLh Lb Lb cmph Vh Epploiterloiter Segn caractersticas de diseo de la aeronave se estima que sta tendr un peso mximo de despegue de:, 10Lb WTO =por lo tanto es posible determinar el valor de los dems pesos como sigue. Este peso es determinado en relacin con otro tipo de pesos: crew TO f tentativo OE EPL F guess TO tentativo OETO ff FTO ff used FW W W WW W W WW M WW M W = = = =25 , 1 ) 1 () 1 ( ) 9 ( ) 8 ( ) 7 ( ) 6 ( En resumen los pesos del avin son: Lb W Lb W Lb WLb W Lb W Lb W Lb Wtentativo OE used F tfoPL F E TO513 , 6 5896 , 1 05 , 05 , 1 987 , 1 463 , 6 10= = == = = = 664.2. BOCETOS PRELIMINARES. Enlaetapainicialdeldiseoingenierilserealizandiferentesbosquejos conceptuales que se acercan o asemejan al diseo final preliminar, estos dibujos preliminares se analizan para encontrar ventajas y desventajas con el fin de poder modificarlos y establecer un dibujo final preliminar, ste debe tener la geometra y forma deseada que se aplicar al diseo final, tambin ste debe reunir todas las ventajasdelosbocetospreliminaresyeliminar,siesposible,todaslas desventajas, sobre este boceto final preliminar se hacen clculos y modificaciones, se valida el diseo y se empieza el proceso de construccin para despus hacer el ensamble final del avin y comenzar el desarrollo de las pruebas de vuelo, durante stas pruebas se pueden hacer pequeos o grandes cambios pero sin alterar la geometraseleccionada,sinembargodurantecualquieradestosprocesosse adoptarnyaplicarncambiossustancialesqueayudarnymejorarnla eficiencia, rendimiento, actitud del avin en diferentes fases de vuelo para poder cumplir con la misin que se propone. Figura 14. Boceto alternativa 1. 674.2.1. Descripcin del alternativa 1: Este boceto tiene una configuracin ala alta y un empenaje convencional, en la punta trasera y en la punta final del fuselaje se ubicaron dos motores elctricos con el fin de controlar la actitud del avin cuando estetieneunpitchnegativoopositivoenvuelovertical,cabeanotarqueestos motoressoloentrarnenfuncionamientoenstafasedevuelo.Paraverla configuracin que tiene se puede observar la Figura 14 y Tabla 3. Tabla 3. Viabilidad alternativa 1. VENTAJAS.DESVENTAJAS. 1.Losdosmotoreselctricoenla puntadelfuselajeyenlaparte trasera del fuselaje hacen que este avintengaunarespuestade controlyestabilidadenvuelo vertical rpida. 1.Sinembargo,elacopledestos dos motores en el avin hacen que seaumentesustancialmenteel peso,puesademsdelos motores,sedebenincluirlas bateras para que stos funcionen, estepesoextrahacequese elimine esta alternativa de diseo. 4.2.2.Descripcinalternativa2:Estebocetotienelamismaconfiguracindel anteriorboceto,unaconfiguracinalaaltayunempenajeconvencional,los motores se encuentran unidos por un eje que atraviesa el ala de punta a punta, permitiendo que los motores giren al mismo tiempo,en la nariz se encuentra un hueco pasante donde esta ubicado un motor elctrico el cual tiene la funcin de controlarlaestabilidadenelejelongitudinal,controlaelpitchdelavinas: cuando el avin tiene una actitud de pitch negativa se activa este motor por una sealqueprovienedeunminigyroelectrnico,sielavintieneunaactitudde pitchpositivaelmotorelctricocambiasupolaridadyporlotantocambiael sentido de giro permitiendo el control del pitch y ubicando el avin en una actitud de vuelo o posicin totalmente horizontal. (Obsrvese en la Figura 15 y Tabla 4). 68Figura 15. Boceto alternativa 2. Enesteprocesodelaelaboracindelosbocetospreliminares,apareceotra variable que tiene que ser controlada. Los motores del UAV estn ubicados en la punta del plano y stos tiene el mismo sentido de giro, este giro del motor a altas revolucioneshaceunmomentosobreel centrodelavin,sistavariableno es controlada es posible que el avin en despegue vertical empiece a girar sobre su propio eje, asemejado a lo que poda ocurrir si un helicptero pierde o falla su rotor de cola, esta situacin es de primordial importancia para ste avin por lo tanto se dibuja el siguiente diseo. Tabla 4. Caractersticas de la alternativa 2. VENTAJASDESVENTAJAS 1.Buencontrolyunarespuesta rpidadelpitchconelmotor elctricocuandoelavinse desestabilizaenunasolaactitud, puedeserpitchnegativoopitch positivo,perosielavinse desestabilizaenestasdos 1.Unarespuestamuydemoradasiel avincambiadeactituddepitch negativo a pitch positivo en un tiempo corto,yaqueelmotorelctrico tendraqueactivarseparacontrolar unadelasactitudesyluego detenerseygirarenelotrosentido 69actitudes una seguida de la otra en un tiempo corto puede ocurrir que sedescontroleelavin(ver desventajas). este proceso lleva mucho tiempo y se correra el riesgo de perder el control del avin en despegue vertical por la demoraderespuestaenla funcionalidad del motor elctrico. 2.Paraelcontroldelmomentode roll, existe otro gyro que enva una sealaunservomotorque acelera y desacelera cada uno de los motores. 2.Debidoaquelosmotoresestn unidosporunejederotacinlos motoresnopuedengirar independientementeporlotantoes imposiblecontrolarelmomentode yawqueseproducirasielavinse desestabiliza en el eje Z. 3.El peso que implica la inclusin de un motorelctricomaselpesodelas baterasparaquefuncioneste motor,hacenquenosetengaen cuenta esta alternativa, ya que lo que sequiereesdisminuiralmximoel peso bruto de despegue. 4.2.3.Descripcinalternativa3: Este boceto tiene un hoyo pasante en la mitad del fuselaje, donde se ubica el centro de gravedad, en este hoyo se ubica un nico motor,lascaractersticasquetieneestemotoresquetienedoshlicescon diferente sentido de giro, son hlices contra rotatorias, stas hacen que se elimine elmomentogeneradoporlafuerzadelosmotores,stesellamamomentode torque. La vista de frente del avin tiene un ducto de entrada que permite el libre ingresodelairehaciaelmotor,comoseveeneldibujo,elconjuntomotorgira respecto a un eje que va fijo al fuselaje para permitir las diferentes fases de vuelo. Para visualizar el modelo vase la Figura 16 y Tabla 5. 70Figura 16. Boceto alternativa 3. Tabla 5. Ventajas y desventajas del alternativa 3. VENTAJASDESVENTAJAS 1.Lainclusindeunmotorcon hlices contra rotatorias permiten el controldelmomentogeneradopor la fuerzade losmotores, eltorque se contra resta mutuamente con el movimiento en sentido contrario de las hlices. 1.En el momento de la construccin y seleccinde estetipodemotor, se analizaladificultadparaencontrar unahlicequetengalamisma eficienciaqueunanormal,quegire en sentido contra las manecillas del reloj,paralaseleccindeest hlicecontrarotatoriahabraque fabricarla,estopodratomarun 71tiempomasnoestimadoque aumentaraeltiempode construccindelaaeronave, ademsseincurriraencostos altos,yaqueestetipodehlices con una caja de reduccin especial sonmuchomascostosasquelas que hay actualmente en el mercado, quegiranalmismosentido,porlo tanto no se toma en cuenta este tipo de diseo. 2.Ladisminucindepeso,puesto que sera un solo motor que estara acoplado al avin. 2.El control del momento de roll,yaw ypitchnosonposiblesconsolo stemotorconhlicescontra rotatorias,soloseraposiblecon motoreselctricosenlapuntade losplanosyotrosdosenlapunta delanteraytraseradelfuselaje respectivamente,porlotantopor estarazntampocosetieneen cuentaestediseo,porel incremento sustancial del peso. 4.2.4. Descripcin alternativa 4: Este boceto (Figura 17 y Tabla 6) tiene los dos motoresenlapuntadelosplanosysemuevenindependientemente,por servomotoresindependientes,laconfiguracinesunavintilt-rotorconmotores que se mueven independientemente, de ala alta y empenaje convencional. 72Figura 17. Boceto alternativa 4. Tabla 6. Cualidades de la alternativa 4. VENTAJASDESVENTAJAS 1.Comoelmovimientodelos motoresescompletamente independienteunodelotro,es posiblecontrolarelmomentode pitch,y yaw, cambiando el ngulo entre los motores cuando el avin estenlafasededespegue vertical, para controlar el momento deroll,esposiblecontrolarlocon estesistemaacelerandolos motoresconunosservosque recibiran una seal de los gyro. 1.Larespuestaderecuperarsedel estadoperturbadodeestabilidaden vuelo vertical con solo el movimiento de los motores, es muy lento, ya que senecesitanrespuestasrpidase inmediatasparapodercorregirlas actitudesdedesequilibrioquese pudieranpresentarenestafasede vuelo,porestaraznsetieneque asumiruncambiosustancialenel diseodeestaetapadefasede vuelo, ya que es la mas crtica y es la que necesitamos controlar con mayor exactitudyrapidez,porestemotivo no se toma en cuenta este boceto. 734.2.5. Descripcin alternativa 5: Este boceto tiene la misma configuracin que el anterior solo que ste incluye un ducted-fancon unas superficies de control que vanaestarfuncionandoenelmomentodedespegueyaterrizajevertical,para podercontrolarcualquierinestabilidaddepitch,yawyroll,lassuperficiesde control van a estar a la salida del ducted-fan despus del motor como se ve en el dibujo de la Figura 18 y Tabla 7. Figura 18. Boceto alternativa 5. Tabla 7. Viabilidad del alternativa 5. VENTAJASDESVENTAJAS 1.La velocidad de respuesta de este sistemaesmuyrpido,sepuede controlarconestassuperficiesde control todos los momentos que se puedeninducirendespegue 1.Lanicadesventajaquesepuede observarconestebocetoescuando losmotoresestnverticalmenteya quelasaletasosuperficies deflectoras de empuje quedan detrs 74vertical,comoloquesevaa moversonlassuperficiesde controlparalosmomentos,es mucho mas fcil el control, es mas eficienteylarespuestaesmucho mas rpida. delmotor,porlotantoladistancia desdeelspinnerhastaelbordede salidadelassuperficiesdeflectoras, es muylarga,por lotanto los trenes principales y el de nariz se tienen que alargarunpocoparaquelasaletas deflectoras no toquen el piso. Laalternativaquemejorrenelascaractersticasparacumplirconlamisinde reconocimiento de tropa y terreno es la 5, ya que con este sistema de ducted fan con superficies deflectoras de flujo, en la punta de los planos se pueden controlar todos los momentos que se pudieran inducir en el momento del vuelo vertical y la respuesta sera rpida. 4.3. REQUERIMIENTOS PARA VELOCIDAD DE PRDIDA SEGN FAR 23. Segn las FAR 23, para aeronaves con ms de un motor yLb WTO6000 < , debe tener una velocidad de prdida inferior deknots 61 , y puede ser con flaps arriba o abajosegneldiseador.Paradeterminarlavelocidaddeprdida,alniveldel mar, sabemos que: ( )21max2=LSCSWV(10) De esta manera se puede hallar una ecuacin de wing loading( )SW en funcin del coeficiente.max LC Tambin se sabe que por experimentos, los coeficientes de 75sustentacintpicosparaunavindedosmotorespuedensertomadosdelos siguientes rangos: Para el coeficiente de sustentacin en limpio:1,2 1,8 Para el coeficiente de sustentacin en despegue: 1,4 1,9 Para el coeficiente de sustentacin en aterrizaje:1,6 2,5 = 2max6 , 12ftLbCSWL (11) Tabla 8. Valores determinados para stall. Figura 19. Grfica dePWvs.SW. 764.4.DIMENSIONANDOLOSREQUERIMIENTOSDELADISTANCIADE DESPEGUE SEGN FAR 23. Lasdistanciasdedespeguedelasaeronavessondeterminadaspordiversos factores tales como: La velocidad de despegue, el peso de la aeronave en esta etapa,latcnicaqueposeaelpiloto,loscoeficientesdedragydefriccinen tierra, las caractersticas que tenga la hlice y la relacin.TOPW Dada la distancia dedespegueenlaFigura20,como:, 084 , 328 ft STO = esnecesariocumplirlos requerimientos de la siguiente ecuacin: 223 230149 , 0 134 , 8 TOP TOP STO + = (12) Figura 20. Definicin de la distancia de despegue para vuelo STOL. Fuente: Jan Roskam, Airplane Design, Tomo I. Resolviendo la ecuacin cuadrtica y tomando slo el valor positivo, se obtiene el valorde,23TOPque es llamado el parmetro de despegue para la FAR 23: Hp ftLbTOP=222372754 , 37Con este dato, tomando los clculos al nivel del mar:1 = y la siguiente ecuacin, podemos obtener curvas de,TOPW para diferentes valores de TOSW y,maxTO LCcumpliendo la distancia de despegue dada, as: 77= =HpLbSWCPWCPWSWTOPTOTO LTOTO LTO TOmaxmax2372754 , 37(13) Tabla 9. Valores determinados para despegue. Figura 21. Efectos de TOPW, TOSWy TO LCmax en el despegue. 784.5.DIMENSIONANDOLOSREQUERIMIENTOSDELADISTANCIADE ATERRIZAJE SEGUN FAR 23. Figura 22. Definicin de FAR 23 de la distancia de aterrizaje para STOL. Fuente: Jan Roskam, Airplane Design, Tomo I. Se sigue trabajando con un motor propulsado por hlice en el aterrizaje, tambin se asume una longitud del campo de aterrizaje deft 084 , 328al nivel del mar. Por especificaciones de la aeronave se sabe que:.TO LW W =Knots VV SSLSL L2744 , 255136 , 02= = (14) Este valor es menor aknots VS61 = , entonces se disea con el calculado, as: ( )21max*2=L LLSLCSWV (15) L LLCSWmax16315 , 2 =(16) Tabla 10. Valores determinados para aterrizaje. 79Figura 23. Requerimientos para la distancia de aterrizaje requerida. 4.6. REQUERIMIENTOS DE VELOCIDAD DE CRUCERO SEGN FAR 23. Figura24.Correlacinentrelavelocidaddelavinyelndicedepotencia,para tren de aterrizaje fijo y configuracin en cantiliver. Fuente:Loftin,Jr,L.K.SubsonicAircraft:Evolutionandthematchingofsizeto performance, NASA Reference Publication 1060, 1980. 80Porlasdefinicionesdeldiseo,sesabequelavelocidaddecruceroesde Knots 50(al 75 - 80% de la potencia) y a una altura deft 10000con el peso de despegue. En la Figura24, se relaciona la velocidad de crucero deseada con el ndice de potencia.pIPor lo tanto, a una altura de, 10000 ftcon la relacin de densidades, 7386 , 0 = ycon, 539 , 57 50 mph Knots V = = setieneque:. 35 , 0 =pIAhora con esto, es posible calcular la relacin existente entre cruisePW y.cruiseSW cruise cruisecruisecruisepSWPWPWSWI = =5781 , 3131 (17) Tabla 11. Valores determinados para aterrizaje. 4.7. SUMARIO DE RESULTADOS. ExaminandolaFigura26,elpuntoPesalgomuyrazonable.Alhaceresta seleccin, la aeronave manejada por dos motores de pistn se caracteriza por los siguientes parmetros de diseo: 81Figura 25. Velocidad de crucero. Peso de despegue:Lb WTO10 =Peso del combustible:Lb WF987 , 1 =Peso en vaco:Lb WE463 , 6 =Peso de combustible atrapado en las lneas:Lb Wfto05 , 0 =Peso de carga paga:Lb WPL5 , 1 =Coeficiente de sustentacin Limpio:3 , 1max=clean LCCoeficiente de sustentacin en Despegue:4 , 1max=TO LCCoeficiente de sustentacin enAterrizaje:6 , 1max=L LC El punto P, en la Figura 26, corresponde al valor de diseo del UAV, tanto en rea (S), como en potencia (P) y con el cual se puede dar una geometra al avin; se ha seleccionado ese valor en principio, ya que es un dato que est dentro del rea marcada por las tres grficas (requerimientos de despegue, aterrizaje y crucero) y porquefcilmentepuedeservariableamedidaqueserequierancambiosenel diseo buscando mejorar las caractersticas del avin. 82Wing Loading en despegue:PsfSW6 , 1 = rea: 225 , 6 ft S =Power Loading en despegue: HpLbPW8 = Potencia de despegue:Hp P 25 , 1 =Potencia para cada motor:Hp P 625 , 0 = Figura 26. Constraint Plot. 4.8. CLCULOS DE PARMETROS AERODINMICOS. Antesdecalcularlageometradetodoelavin,esnecesarioestablecerotros parmetros, definidos a partir de la atmsfera estndar: 8373861 , 0 04 , 483 10 7556 , 1 10 3769 , 2010000100003310000330= == = = ftftft ft ftR Tftslugftslug sftknots ftknots c 4 , 841688 , 150 = =0784 , 0244 , 10774 , 84244 , 1077 04 , 4831716 4 , 1= = == = =s fts ftacMsftRR slugLb ftKRT a ) 20 () 19 ( 12 23026 , 6) 0784 , 0 ( 1212=== radMCl (21) Figura 27. Efecto del taper ratio en la distribucin de la sustentacin. Fuente: Daniel Raymer, Airplane Design. Elreadereferenciarequeridadelala,sedeterminapartirdelpesode despeguedelavincomo,. 25 , 62ft Sw = Laformageomtricadelalaes determinadaporsurelacindeaspecto,taperratioyngulodesweep.Otros 84valores que se asumirn de forma preliminar son: 0 = w y, 0 =wque son el ngulo de diedro y de twist, respectivamente. Se seleccion un valor de relacin entrelacuerdadelapuntaylacuerdaderaz(taperratio)de9 , 0 =w que representaunabuenadistribucindelasustentacin,comoseobservaenla Figura 27. Figura28.EfectodelarelacindelespesoryelnmerodeReynoldssobreuna seccin a un coeficiente de sustentacin mximo. Fuente: Abbot By Ira H., Theory of wing sections. Figura 29. Tendencia histrica de la relacin del espesor. Fuente: Daniel Raymer, Airplane Design. 85PormediodelasFiguras28y29,seobtiene,que:. 15 , 0 =wctTambinse determina, el valor de la relacin de espesor en la raz como, 17 , 0 =w rct y el valor de la relacin de espesor en la punta de. 10 , 0 =w tct Figura 30. Efecto de la relacin de aspecto sobre la sustentacin. Fuente: Daniel Raymer, Airplane Design. Figura 31. Efecto de la relacin de aspecto sobre el ngulo de sweep en el cuarto de la cuerda. Fuente: Daniel Raymer, Airplane Design. 86A partir, de las Figuras 30y 31, seleccionamos el ngulo de sweep al cuarto de la cuerda y la relacin de aspecto, como: . 10 . 04 /= = w w cAR( )ft c cft c cftbScft S AR bww wrw wrw w tww wwrww w w7913 , 01132749 , 08322 , 0129057 , 72=+ + + == ==+ == = ) 26 () 25 () 24 () 23 ( El ngulo de flechamiento en el borde de ataque del ala es: 3016 , 0) 1 (1) ( ) (4 /1=+ + = w www c w Edge LeadingARTan Tan(27) Figura 32. Cuerda media aerodinmica. 87La localizacin del centro aerodinmico del ala est dado por: ftbYft TanbXww wmgcwLEwww wmgcw9418 , 11 2 160102 , 0 ) (1 2 16=++ == ++ = ) 29 () 28 ( Para aeronaves con velocidad subsnica el centro medio aerodinmico es:ft ft cw1978 , 0 7913 , 0 25 , 0 25 , 0 = = (30) Ahoraseprocederacalcularelngulodesweepparalamitaddelacuerda, :21;2 /c nc n= = 3015 , 0) 1 () 1 ( 4) ( ) (1 =+ = w www LE w nARnTan Tan(31) Despusdehaberrealizadolosclculoscorrespondientes,podemosgraficarla configuracin que tendr el ala, tal como se ve en la Figura 33. Figura 33. Geometra del ala. El nmero de Reynolds para el ala es de: 5273310 2476 , 410 7372 , 37913 , 0 4 , 84 10 3769 , 2 = = =s ftLbftsftftslugc VRwNw(32) 884.9. SELECCIN DEL PERFIL AERODINMICO DEL ALA. En la seleccin del perfil aerodinmico ms apropiado para el diseo de un avin enparticular,eltamaoylavelocidaddelavinsernfactoresimportantes.Un avinquedebaalcanzarunrendimientoabajavelocidadusarnecesariamente un perfil aerodinmico diferente de una aeronave ms grande de gran rendimiento. La forma del perfil del ala no es de suma importancia mientras la envergadura sea suficienteparaproveerlaratadeascensodeseada.Existendiferentestiposde perfilesquesonusadossegnlamisinquedesarrolleelavin.Sepueden encontraralgunosparaaltavelocidadyotrosparavelocidadesbajas;para aterrizajes lentos, para altas ratas de ascenso, para alto peso total de la aeronave, para largo alcance, etc. Si se disea un avin para baja velocidad de aterrizaje, entonces indudablemente esa seccin de plano aerodinmico no ser ptima para una velocidad de crucero alta. Dos componentes de la fuerza perpendiculares a la corriente de aire (las fuerzas sobre los planos aerodinmicos son especificadas como (L) para la sustentacin, (D) para la resistencia al avance, respectivamente), y el momento en el avin de estas dos fuerzas (el momento de pitch (M)), son la fuerza resultante sobre una seccindeala.Estafuerzaesfuncindelngulodelataquedelperfil aerodinmico del ala, y los medios aceptados para constituir estas cualidades del perfil del ala son por grficas de coeficientes de sustentacin (CL), drag (CD) y el momento(CM)contraelngulodelataque.Enlastablascaractersticasdelos perfiles del ala, la eficacia es dada con la relacin de "Sustentacin contra drag", o DL.Cientosdeseccionesdeplanosaerodinmicoshansidoevaluadosconel pasodelosaosbajocondicionesdellaboratoriocontroladasporlaNACA (National Advisory Committee for Aeronautics) ahora NASA (National Aeronautics and Space Administration). Casi todas las caractersticas de un perfil aerodinmico 89se obtuvieron en un tnel de viento NACA haciendo pruebas con un ala de una relacin de aspecto de 6. Debe tambin tenerse en cuenta que las "caractersticas del ala" son diferentes de las "caractersticas del perfil aerodinmico". El ala y los estabilizadores,almismotiempoquealgunosfuselajesdeaviones,sonplanos aerodinmicos que funcionan por su forma. La fuerza sobre el perfil del ala resulta delaspresionesdistribuidasobrelafibraolalongitud,delplanoaerodinmico. Una fuerza es especificada de acuerdo con su magnitud, direccin, y lnea de la accin. Tabla 12. Relacin de perfiles aerodinmicos para el ala. Ahora se har una lista de algunos perfiles existentes (Tabla 12), que cumplan con la condicin del coeficiente de sustentacin mximo, para determinar, a partir de sus cualidades cual es el que mejor se acomoda a la misin de la aeronave, as: 625 , 1 8 , 03 , 1) (max) (max) (max) (max= ==++ ++ll LLCC CC(33) 90Figura 34.Curva de coeficiente de sustentacin contra ngulo de ataque, para el perfil NACA 23012. Fuente: John Anderson, Introduction to flight. El perfil con un gran rendimiento es: CurtissC-72, porque tiene un valor alto de dl,cuando 0 = enlaetapadecrucero(sediseaenestaetapa,porqueel avin dura ms en crucero que en otro rango). Pero, en los clculos iniciales se 91haba seleccionado un valor de10 =dl as que el perfil que mejor se acomoda a estacondicin,conunvalorde dC bajoyun lC altoes:NACA23012(verlas Figuras 34 y 35). Figura 35. Curva de coeficiente de drag y momento contra ngulo de ataque, para el perfil NACA 23012. Fuente: John Anderson, Introduction to flight. 92LanomenclaturadelasegundafamiliadeperfilesNACAfueronlasseriesde5 dgitos,talcomoelperfilNACA23012.Aquelprimerdgitocuandoes multiplicado 23 da el coeficiente de sustentacin de diseo, que es un coeficiente de sustentacin terico para el perfil cuando el ngulo de ataque es paralelo a la velocidad de la corriente de aire; este valor est dado en dcimos. Los prximos dgitoscuandosondivididospor2danlalocalizacindelmximocamberalo largo de la cuerda desde el borde de ataque, en cientos de cuerda. Los ltimos dos dgitos dan el mximo espesor en cientos de cuerda. El NACA 23012, tiene un coeficiente de sustentacin de diseo de ; 3 , 0la localizacin del mximo camber es a wc * 15 , 0y este perfil tiene un 12% de mximo espesor. 4.10. DIMENSIONAMIENTO DEL FUSELAJE. Tabla 13. Longitud del fuselaje contra[ ] ( ). Kg o Lb WTO Fuente: Daniel Raymer, Airplane Design. Luego de haber determinado el peso bruto de despegue y haber dimensionado las alas,procedemosacontinuacinaldiseodelfuselajeyposteriormentedel 93empenaje. Para cierto tipo de aeronaves, el largo del fuselaje es determinado por algunasconstantes;porejemplo,paraunavindepasajeros,alconocerel nmerodepersonas,eltamaodesillasyrequerimientosdecarga,esposible determinareldimetroylalongituddelfuselaje.Pero,paraelcasodelUAV Anerkennung es posible utilizar coeficientes determinados empricamente y que se puede ver en la Tabla 13, para luego calcular la longitud del fuselaje como: ft lW a lfCTO f9439 , 5) 10 ( 5 , 3 ) (23 , 0= = =(34) Luegodeeste seanalizancondicionesestticas,aerodinmicasydeestructura preliminarmente,porlamismaconfiguracinorequerimientosdelamisiny capacidad de carga para determinar que el dimetro del fuselaje sea decm 20o ft 6562 , 0 yel