Fecha: Junio 5 de 2006 -...

Fecha: Junio 5 de 2006

Programa : Ingeniería Aeronáutica

Autores: Luís David Orjuela Mora

Héctor Eduardo Torres Bermúdez

Gildardo Torres Penagos

Titulo : DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MINI-UAV

Palabras Claves: UAV, Canard, Avión Espía , Diseño Preliminar, Motor Pusher,

Vigilancia, Reconocimiento, Aerofotografía.

Descripción: Trabajo de diseño y construcción de un Mini- UAV para

vigilancia, aerofotografía y reconocimiento controlado por radio control, el cual

cuenta con configuración canard, mini cámara y motor tipo pusher. Dentro del

documento encontramos su proceso de diseño y planos de construcción.

Fuentes Bibliogràficas:

• Anderson, John D Introduction to Flight. Ed. Mac Graw-Hill.

• Dr Roskam, Jan. Airplane Flight Dynamics and Automatic Flight Controls,

Ed. Dar Corporation.

• Luzadder, Warren J. Fundamentals Of Engineering Drawing. Ed. Prentice-

Hall.

• Anderson, John D. Fundamentals Of Aerodynamics . Ed. Mac Graw-Hill.

• Dr Roskam, Jan Airplane Design Part I,II,III,IV,V,VI,VII,VIII, Ed.Dar

Corporation

• Raymer, Daniel Aircraft Design: A Conceptual Approach, Ed. Washington

• Edward Chuan-Tau Applied Airfoil And Wing Theory, Ed. Cheg chug book

company

• Norma Técnica Colombiana: NTC 1486. ICONTEC 2005

• Manual De Normas De Dibujo Técnico. ICONTEC 2005

Contenidos:

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA: Se describe la situación actual en

el campo de los UAV y su desarrollo hasta la fecha.

2. MARCO DE REFERENCIA: Se hace una introducción teórica de algunos

de los aspectos y conceptos técnicos más importantes que se trataran

en el documento.

3. METODOLOGÍA: Se analizan los diferentas aspectos de que intervienen

en la metodologica del proyecto.

4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO: Se lleva el proceso de

diseño desde los requerimientos del avión hasta el diseño final pasando

por el dimensionamiento de sus principales partes y configuración

general.

5. MATERIALES DE FABRICACIÓN: Se nombra y se señala la ubicación

de cada uno de los materiales de construcción.

6. COSTOS DE FABRICACION DEL PROTOTIPO: Se especifican los

costos de cada una de las fases y materiales del proyecto.

7. RECOMENDACIONES: Algunos aspectos que el Mini UAV puede

mejorar en un futuro.

8. CONCLUSIONES: Conclusiones generales acerca de la tesis y su

desarrollo

9. ANEXOS: Planos y Fotografías de el Mini - UAV

Metodología:

ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN: Empírico - Analítico

LÍNEA DE INVESTIGACIÓN: Diseño y construcción de aeronaves.

HIPÓTESIS: Por medio de este proyecto se desea demostrar que es posible el

diseño y construcción de un mini UAV operativo en las áreas de seguridad,

fotografía y reconocimiento aéreo, que corresponda y respalde los

conocimientos adquiridos durante el desarrollo de la carrera profesional de

ingeniero aeronáutico, y que a su vez pueda contribuir a la industria

aeronáutica colombiana.

VARIABLES

Variables Independientes: Debido a la poca o nula investigación y desarrollo

por medio del uso de un método científico en el campo del diseño de mini

aeronaves con fines útiles, se encuentra que en Colombia existe un gran vacío

para la industria aeronáutica comercial y militar, pues los pequeños avances

logrados a lo largo del tiempo en la aviación colombiana han sido enteramente

enfocados para fines recreativos, que no involucran mayores desafíos a la hora

de diseñar.

Variables Dependientes : El retraso tecnológico que actualmente tiene Colombia

frente a otros países del mundo y Latinoamérica en cuanto a aviación comercial

o estratégica se refiere, hace que se pierda competitividad comercial frente a

otras naciones. Además si se tiene en cuenta la elevada demanda de

pequeñas aeronaves con bajos costos de operación para desarrollar tareas de

aerofotografía y vigilancia aérea (redes oleoductos, grandes extensiones de

tierra), se podría observar el gran mercado que podría acaparar la industria

colombiana si se pudiera consolidar en la producción de aeronaves no

tripuladas con fines estratégicos, el cual hasta el momento ha sido cumplido

enteramente por grandes aeronaves que requieren una tripulación y que

implican costos de operación demasiado elevados para empresarios comunes.

Conclusiones

· Se diseño y construyo completamente un Mini – UAV con cámara integrada

dentro del plazo del proyecto.

· Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas del la

aeronave, su fuselaje y tren de aterrizaje.

· Se realizaron análisis aerodinámicos y de dinámica de vuelo para las

distintas superficies y partes del Mini – UAV.

· Se llevo a cabo una adecuada selección de todos los dispositivos instalados

a bordo del mini UAV como lo son servos, receptor, cámara, etc. También se

escogió una plata motriz que cumple de con los requerimientos de diseño

de la aeronave sin incurrir en el sobre-dimensionamiento.

· Se seleccionaron materiales livianos y de alta resistencia con el fin de

ahorrar peso y dar a la aeronave excelentes cualidades en cuanto a

resistencia estructural se refiere. Además estos fueron fabricados con las

más recientes técnicas de construcción de aviones miniatura.

DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MINI-UAV

LUIS DAVID ORJUELA MORA

HECTOR EDUARDO TORRES BERMUDEZ

GILDARDO TORRES PENAGOS

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERIA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONAÚTICA

BOGOTÁ, D.C.

2006

DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MINI-UAV

LUIS DAVID ORJUELA MORA

HECTOR EDUARDO TORRES BERMUDEZ

GILDARDO TORRES PENAGOS

Trabajo de grado para optar al título de

Ingeniero Aeronáutico

Director

OSCAR GRANDAS

Ingeniero Aeroespacial

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERIA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONAÚTICA

BOGOTÁ, D.C.

2006

Nota de Aceptación

Presidente del Jurado

Jurado

Jurado

Firma del Asesor Metodológico

Bogotá, D.C. 8 de Junio de 2006

Primero que todo gracias a Dios y a mi papá porque siempre

estuvieron ahí para apoyar y acompañarme todos los días

durante estos 5 años, también quiero agradecer a mi familia que

me dio siempre la fuerza para seguir adelante, a los profesores

que con su conocimiento y tutela ayudaron al desarrollo de la

tesis y del resto de la carrera., a todos mis compañeros y

amigos, y a la Universidad de San Buenaventura. Muchas

Gracias a todos.

Luís David Orjuela Mora.

Ante todo quiero dar gracias a Dios y a mis padres por todo lo

que me han brindado no solo durante mi formación como

Ingeniero Aeronáutico sino como una persona de bien

encaminada a servir a la sociedad. Porque a pesar de las

adversidades, siempre tuve en mi familia una voz de aliento que

me daba la motivación necesaria para continuar. Por todo esto,

y por mucho más gracias a toda mi familia, a los profesores de

Ingeniería Aeronáutica y a mis compañeros por haber formado

parte de un desarrollo integral que espero me permita aplicar

todos los conocimientos adquiridos en mi vida profesional.....

Gracias

Hector Eduardo Torres Bermúdez.

La elaboración de este proyecto complementa la obtención del

logro más importante en mi vida, donde culmina una etapa

estudiantil para dar comienzo a una nueva etapa en donde la

responsabilidad, honestidad y profesionalismo son las bases

para ejercer como Ingeniero Aeronáutico. Este logro fue posible

gracias a Dios que puso en mi camino a personas importantes

que siempre han depositado su confianza en mí, y me han

apoyado de forma incondicional cuando los he necesitado. A

ellos dedico en forma afectuosa y respetuosa, este proyecto.

A mis padres, por la formación y valores que con mucho amor

me enseñaron, bases importantes para ser quien soy.

A mi familia, por el cariño y compresión que me han brindado

durante mi formación profesional.

Gildardo Torres Penagos

AGRADECIMIENTOS

Los autores de este proyecto quieren expresar sus más sinceros agradecimientos

a:

Ingeniero Oscar Grandas, Ingeniero Aeroespacial y director de éste proyecto que

por medio de su gran conocimiento y apoyo permitió que la realización de éste

fuese posible.

Ingeniero Miller Bermúdez, Ingeniero Aeronáutico, por su importante cátedra

sobre Dinámica de Vuelo que fue fundamental para el desarrollo de éste proyecto

y por su amable atención hacia los estudiantes en todo momento.

Ingeniero Carlos Bohórquez, Ingeniero Mecánico, por su amable colaboración

durante el desarrollo del proyecto.

Ingeniero Aurelio Méndez, Ingeniero Mecánico, por su amable atención y apoyo

durante la fase de diseño y construcción de la aeronave.

Licenciada Amanda Moya, Docente de la Universidad de San Buenaventura, por

su gran aporte en la organización y metodología para la realización de éste

documento.

Todos los profesores del programa de Ingeniería Aeronáutica que por medio de

sus cátedras nos aportaron sus valiosos conocimientos.

TABLA DE CONTENIDO

pag

INTRODUCCIÓN

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 18

1.1. ANTECEDENTES 18

1.2. DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 19

1.3. JUSTIFICACIÓN 20

1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 21

1.4.1. Objetivo General 21

1.4.2. Objetivos Específicos 21

1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 21

1.5.1. Alcances 21

1.5.2. Limitaciones 22

2. MARCO DE REFERENCIA 23

2.1. MARCO CONCEPTUAL 23

2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO 25

2.3 MARCO TEÓRICO 25

3. METODOLOGÍA 27

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 27

3.2. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN 27

3.3. HIPÓTESIS 27

3.4. VARIABLES 27

3.4.1. Variables Independientes 27

3.4.2. Variables Dependientes 28

4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO 29

4.1 DISEÑO PRELIMINAR 29

4.1.1 Misión del mini-UAV 29

4.1.2 Fases de la misión. 30

4.1.3 Especificación de la misión y sus requerimientos 30

4.1.4 Estimación del peso de despegue "WTO" 31

4.1.5 Estimación para las velocidades de pérdida y crucero. 32

4.1.6 Parámetros de desempeño 34

4.1.7 Configuración alar del mini-UAV 37

4.1.7.1 Relación de aspecto del ala "A" 37

4.1.7.2 Area alar "S" 40

4.1.7.3 Envergadura del ala "b" 41

4.1.7.4 Taperado del ala " λ " 41

4.1.7.5 Cuerda de la raíz del ala "Cr" 43

4.1.7.6 Cuerda de la punta del ala "Ct" 43

4.1.7.7 Cuerda media geométrica del ala 43

4.1.7.8 Selección del perfil para el ala 44

4.1.7.9 Análisis de distribución de presión para el perfil seleccionado 53

4.1.7.10 Ángulo de flechamiento del ala 56

4.1.7.11 Ángulo de incidencia del ala 58

4.1.7.12 Posición del ala en el fuselaje 59

4.1.8 Configuración total de la superficie alar 59

4.1.9 Selección de los equipos integrados dentro del mini-UAV 61

4.1.10 Primera estimación del centro de gravedad 69

4.1.10.1 Segunda estimación del centro de gravedad 73

4.1.10.2 Estimación de porcentaje de pesos para alas, empenaje y fuselaje 74

4.1.10.3 Tabla final de estimación de centro de gravedad 75

4.1.11 Diagrama de excursión 77

4.1.12 Configuración del empenaje 78

4.1.12.1 Configuración del estabilizador vertical 78

4.1.12.2 Estimación del área para el estabilizador vertical 79

4.1.12.3 Selección del perfil para el estabilizador vertical 81

4.1.13 Configuración para el canard 84

4.1.13.1 Relación de aspecto para el canard "AC" 86

4.1.13.2 Estimación del área para el canard 87

4.1.13.3 Envergadura del canard "bC" 88

4.1.13.4 Taperado del canard " Cλ " 89

4.1.13.5 Cuerda de la raíz del canard " CrC " 90

4.1.13.6 Cuerda de la punta del canard " CtC " 90

4.1.13.7 Cuerda media geométrica del canard 91

4.1.13.8 Configuración final del canard 91

4.1.13.9 Selección del perfil para el canard. 92

4.1.13.10 Angulo de Incidencia del Canard 96

4.1.14 Dimensionamiento de los alerones 97

4.1.15 Estimación del área y geometría de los elevadores 99

4.1.16 Estimación del área y geometría del Rudder 101

4.1.17 Dimensionamiento y configuración del fuselaje 103

4.1.18 Disposición del tren de aterrizaje 106

4.1.18.1 Tipos de configuración general para trenes de aterrizaje 107

4.1.18.2 Requerimientos del tren de aterrizaje 108

4.1.18.3 Tren de aterrizaje dispuesto para el proyecto mini-UAV Z-15 109

4.1.18.4 Posición del tren de aterrizaje en el fuselaje 110

4.1.19 Configuración final de la aeronave 111

4.1.20 Estudio aerodinámico del Plano principal y Canard 114

4.1.20.1 Sustentación del ala en función del ángulo de ataque 115

4.1.20.2 Distribución de sustentación a lo largo del ala 116

4.1.20.3 Distribución de drag a lo largo del ala 117

4.1.20.4 Distribución de sustentación para el canard 117

4.1.20.5 Distribución de drag a lo largo del canard 118

4.1.20.6 Drag polar de la aeronave 119

5. MATERIALES DE FABRICACIÓN 121

6. COSTOS DE FABRICACION DEL PROTOTIPO 123

7. RECOMENDACIONES 125

8. CONCLUSIONES 127

8.1 CONCLUSIONES ADICIONALES 128

BIBLIOGRAFÍA

ANEXOS

LISTADO DE FIGURAS

pag.

Figura 1. Fases de la misión 29

Figura 2. Limitación de diseño a la velocidad de stall 34

Figura 3. Wing Loading Vs Power Loading 36

Figura 4. Efecto de la Relación de Aspecto (A) en la Sustentación 39

Figura 5. Incremento de sustentación en función de la Relación de Aspecto 40

Figura 6. Efecto del taperado en la distribución de sustentación 42

Figura 7. CL Vs Cd , CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y 23016 46

Figura 8. CL Vs Cd , CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y 1412 48

Figura 9. CL Vs Cd , CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y GOE 50

Figura 10. CL Vs Cd , CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y AG03 52

Figura 11. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-8º) 54

Figura 12. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-4º) 54

Figura 13. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (0º) 55



Figura 16. Wing Sweep Historical Trend 57

Figura 17. Valor del ángulo de incidencia para el ala 58

Figura 18. Validación de datos para la superficie alar 60

Figura 19. Configuración Final Del Ala 61

Figura 20. Ubicación de los centros de gravedad de cada elemento 73

Figura 21. Diagrama de excursión 77

Figura 22. Disposición del estabilizador vertical 79

Figura 23. CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 0006 y 0009 82


Figura 25. Efecto de Downwash en el ala. 84

Figura 26. Pérdida de distribución elíptica debido a la turbulencia del flujo 85

Figura 27. Configuración final del Canard 91




Figura 31. Valor del ángulo de incidencia para el canard 96

Figura 32. Líneas guía para el dimensionamiento de los alerones 99

Figura 33. Geometría de los elevadores 101

Figura 34. Dimensiones del Rudder 103

Figura 35. Dimensiones del fuselaje vista lateral 105

Figura 36. Dimensiones del fuselaje vista frontal 105

Figura 37. Vista en tres dimensiones del fuselaje 106

Figura 38. Requerimientos esenciales para el tren de aterrizaje 108

Figura 39. Vista lateral del tren de aterrizaje para el mini-UAV Z-15 109

Figura 40. Vista en tres dimensiones del tren de aterrizaje para 110

el mini-UAV Z-15

Figura 41. Vista lateral de la aeronave 111

Figura 42. Vista frontal de la aeronave 112

Figura 43. Vista superior de la aeronave 113

Figura 44. Vista en tres dimensiones de la aeronave 114

Figura 45. Coeficiente de sustentación del ala Vs. Ángulo de ataque. 115

Figura 46. Distribución de sustentación a lo largo del plano. 116

Figura 47. Distribución del drag a lo largo del ala. 117

Figura 48. Distribución de sustentación del canard 118

Figura 49. Distribución de drag a lo largo del canard 119

Figura 50. Drag polar de la aeronave mini-UAV Z-15 Sky Spy 120

Figura 51. Materiales de fabricación para el mini-UAV Z-15 Sky Spy 121

Figura 52. Material tipo sandwich utilizado para la superficie alar. 122

LISTADO DE TABLAS

pag.

Tabla 1. Promedio Aeronaves de referencia 32

Tabla 2. Factores Influyentes en la Instalación del Ala 59

Tabla 3. Primera aproximación al centro de gravedad 70

Tabla 4. Calculo final del centro de Gravedad 75

Tabla 5. Fracciones de Volumen para estab. verticales: A/C Tipo Homebuilt 80

Tabla 6. Fracciones de Volumen para Canard: Aeronaves Tipo Homebuilt 88

Tabla 7. Relación de Áreas entre Elevador y Canard 100

Tabla 8. Relación de Áreas entre Rudder y Estabilizador vertical 102

Tabla 9. Costos de fabricación 123

LISTADO DE FOTOGRAFIAS

pàg

Fotografía 1. Motor Supertigre 62

Fotografía 2. Hélice tipo pusher 63

Fotografía 3. Servos S3004 Futaba 64

Fotografía 4. Llantas tren de aterrizaje 65

Fotografía 5. Recibidor Futaba FP-R127DF 66

Fotografía 6. Batería del recibidor 67

Fotografía 7. Mini cámara y recibidor 68

Fotografía 8. Tanque de combustible 69

16

INTRODUCCIÓN

Las aeronaves aéreas no tripuladas han ganado importancia en los últimos años

gracias a que permiten vigilar zonas previamente determinadas sin la necesidad

de exponer a las tripulaciones, ó aeronaves de reconocimiento mucho más

costosas a situaciones peligrosas en los lugares de conflicto. Por esta razón es

que surge la idea de crear una aeronave no tripulada que supla las necesidades

que pueda tener un operador estatal o privado con el ánimo de realizar tareas de

aerofotografía, vigilancia y reconocimiento, y además pueda ser fácilmente

transportada en la difícil topografía colombiana, esta a su vez debe contar con una

estabilidad inherente además de una gran versatilidad y maniobrabilidad que le

permita realizar acciones evasivas en condiciones normales, es decir ante la

presencia de obstáculos y en condiciones criticas de hostilidad por parte de

grupos terroristas o delincuenciales en las misiones de vigilancia y reconocimiento

militar. Los aspectos previamente mencionados son particularmente importantes a

la hora de diseñar una aeronave, ya que si no se tiene un adecuado manejo de

éstos, los resultados pueden ser catastróficos, debido a que se obtendría una

aeronave prácticamente inmanejable con fallas de diseño evidentes. Así se refiere

el Ingeniero Aeronáutico John D. Anderson a los principios de estabilidad y control:

"Un problema importante para la aviación es... implementar en la forma de la

aeronave una estabilidad natural que le permita al piloto abandonar por un

momento los controles sin que esto atente seriamente contra la seguridad del

diseño..." 1

1 Introduction to Flight, John D. Anderson. Ed. Mac Graw-Hill, pag 467.

17

Es evidente que si se tienen buenas condiciones de estabilidad en un diseño, se

obtendrá una aeronave mas eficiente y menos esclavizante para el piloto u

operador, esto en el caso de aeronaves radio controladas, pero aún con todos

estos beneficios obtenidos inclusive una excelente capacidad de maniobra, se

encuentra que la vulnerabilidad de los UAVs frente a las defensas enemigas es

muy alta, pues un gran porcentaje de ellas son derribadas durante su operación ya

que no cuentan con un armamento de defensa que les permita no solo responder

a su atacante sino además bombardear los blancos determinados. Por tal motivo,

las aeronaves no tripuladas de nueva generación están siendo equipadas con una

alta tecnología militar de misiles tierra-aire y aire-aire con el fin de dar paso a una

nueva generación de aviones de combate no tripulados llamados UCAVs. Con

esto no solo se busca implementar la capacidad del UAV para llevar a cabo

misiones de destrucción de objetivos, sino además dar paso a una nueva

tecnología que reemplace en forma gradual a los aviones bombarderos, y mas

adelante a los llamados caza.

ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE EN BLANCO

18

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

A partir de la Segunda Guerra Mundial el hombre comenzó a dar los primeros

pasos hacia el vuelo no tripulado por medio del uso de aeronaves comunes radio-

controladas, utilizadas principalmente para misiones suicidas en las cuales las

aeronaves eran dirigidas hasta cierto punto por sus pilotos y luego abandonadas

para ser encaminadas hacia objetivos determinados. Mas adelante en el área de

investigación de accidentes, aeronaves comerciales eran manejadas desde tierra

por medio de un mecanismo radio controlado, simulando problemas en la misma y

causando un accidente intencionado con el fin de observar el comportamiento que

sufría al impactar contra el suelo en las condiciones previamente establecidas.

Pero debido al costo que suponía la destrucción de la aeronave y la instalación del

mecanismo de control, además de la dificultad que implicaba la maniobra de la

aeronave con los objetivos no cumplidos, hicieron que estas pruebas fueran

eliminadas definitivamente.

Mas tarde hacia comienzos de 1980 surge el verdadero concepto de UAV para

aunar en un mismo producto las ventajas de varias técnicas de obtención de

información. La primera ventaja de este sistema es quizás la reducción del tiempo

necesario para seleccionar los objetivos, ya que se ha pasado de horas con las

técnicas tradicionales que incluyen grandes aeronaves y su tripulación, a tan solo

unos breves minutos. Por otra parte, su costo de operación es reducido si se le

compara con una aeronave convencional diseñada para la misma misión.

Otra gran ventaja es que la mayoría de modelos de UAVs se encuentran

propulsados por motores de gasolina de bajo cilindraje que cuentan con un bajo

consumo y fácil reparación, además se encuentran fabricados en un gran

19

Porcentaje a partir de productos disponibles en el mercado comercial lo que

reduce aún más su costo final unitario, y de operación.

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA

¿Cómo se puede facilitar el reconocimiento de la topografía Colombiana en los

lugares donde se tiene un difícil acceso por medio de una aeronave que opere a

bajos costos, con baja exposición del personal operador al peligro y con alta

confiabilidad y fácil manejo?

La mejor manera de facilitar las operaciones aéreas que incluyan reconocimiento,

espionaje y fotografía aérea en Colombia sin la necesidad de exponer a personas

a riesgos innecesarios especialmente en los lugares de conflicto, es por medio de

la utilización de una aeronave que no requiera una tripulación para su operación,

pero lamentablemente en Colombia no existe una línea para el desarrollo y

construcción de Vehículos Aéreos no Tripulados (UAVs) debido a la falta de

investigación y presupuesto. Por tal motivo no se ha podido explotar todo el

potencial que los vehículos aéreos no tripulados poseen, en campos como:

Seguridad pública y privada, aerofotografía, reconocimiento, etc.

En el país la mayor vulnerabilidad se encuentra en el campo militar, donde las

tropas tienen que aventurarse a lugares remotos donde deben combatir en un

terreno desconocido y contra un enemigo que sabe manejar el camuflaje y tornar

las situaciones del terreno a su favor. Por tal motivo, se hace precisa la

implementación de un sistema de reconocimiento eficaz, seguro, confiable y

económico que permita la observación del enemigo sin ser detectados por éste.

En otro campo, como la aerofotografía, se hace necesaria la implementación de

aeronaves más económicas que puedan llevar a cabo su misión sin depender de

aeródromos ni pilotos.

20

Por los motivos previamente mencionados, nace la idea de crear una aeronave

cómo el mini-UAV Z-15 Sky Spy, para llevar a cabo estas misiones de una manera

fácil, rápida y con la seguridad que el ser humano se merece.

1.3 JUSTIFICACIÓN

Debido a que en la industria colombiana no existen compañías dedicadas a la

fabricación de aeronaves con los fines y utilidades a las cuales se encuentra

enfocado este proyecto, se hace necesaria la implementación de un nuevo diseño

que permita subsanar el enorme vacío que existe en este campo actualmente.

Además en Colombia hay gran demanda para este tipo de proyectos debido a las

condiciones de inseguridad existentes en las grandes ciudades, y la situación de

guerra interna que existe en los campos y poblaciones rurales.

Para el uso en aerofotografía también se hace necesario un vehículo liviano y

económico, que pueda realizar esta labor sin la necesidad de grandes inversiones

de dinero e infraestructura para su transporte y su operación

También es un proyecto muy importante para el desarrollo profesional e ingenieril

de los integrantes del proyecto y generaciones futuras de Ingenieros Aeronáuticos

de la Universidad de San Buenaventura, ya que es un proyecto pionero en el área

de diseño y construcción de mini - aeronaves, el cual servirá como punto de

partida para nuevas investigaciones y trabajos que se puedan llevar a cabo en la

Universidad.


21

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN

1.4.1 Objetivo General

Diseñar y construir un Mini UAV con cámara integrada operado con radio control.

1.4.2 Objetivos Específicos

• Diseñar las formas y tamaños de las superficies aerodinámicas, fuselaje y trenes

de aterrizaje del Mini UAV

• Analizar su dinámica de vuelo

• Seleccionar su planta motriz y sus dispositivos de control

• Seleccionar adecuadamente los materiales a utilizar.

•Construir el mini UAV.

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 1.5.1 Alcances: El proyecto incluye toda la fase de diseño conceptual y preliminar,

y termina en la fase de construcción del mini - UAV.

El impacto que el proyecto pretende dar es la creación de una nueva conciencia

tecnológica y científica en las generaciones futuras del campo de la ingeniería

aeronáutica en Colombia, dando un paso más en lo que a diseño y construcción

de mini aeronaves se refiere. Además se busca crear un nuevo tipo de uso en los

mini aviones, en el campo de la vigilancia, reconocimiento, fotografía aérea, y así

demostrar que este tipo de aeronaves puede servir para fines diferentes a los del

ámbito meramente lúdico.

22

1.5.2 Limitaciones: El análisis estructural del mini - UAV no será llevado a cabo,

lo cual permite realizar un mayor énfasis en el análisis aerodinámico de superficies

sustentadoras y superficies de control junto con la selección adecuada de los

equipos. Tampoco se realizará el control de la aeronave por medio de sistemas

autónomos ó automáticos para el desarrollo de la misión, ya que esto requiere una

gran inversión de dinero que no se espera asumir debido a que el diseño y

construcción de el mini UAV es completamente financiada por los integrantes del

proyecto sin ningún tipo de apoyo económico Institucional.


23

2. MARCO DE REFERENCIA

2.1 MARCO CONCEPTUAL

CANARD es una superficie horizontal ubicada delante de los planos principales de

la aeronave para controlar su cabeceo o Pitch , este tipo de superficie de control y

estabilidad debe su nombre a la similitud con los patos ( canard ) que encontraron

los ingenieros aeronáuticos franceses cuando comenzaron a investigar este tipo e

aviones, este tipo de estabilizador horizontal no es muy utilizado en aeronaves

comerciales debido a los retos de operación y diseño que presenta, pero en

cambio si tiene gran acogida dentro de los diseñadores de aeronaves militares,

por la gran maniobrabilidad que entrega al avión que lo utilice ya que la fuerza de

control se hace en la nariz y muy por delante del centro de gravedad de la

aeronave. Otro aspecto positivo del Canard es su eficiencia, ya que al crear una

componente de lift positivo, en ves del negativo que los estabilizadores

horizontales convencionales ejercen, permiten que el avión pueda tener

coeficientes de sustentación totales mucho mayores, lo que se refleja en una

menor velocidad de perdida, menores distancias de decolaje y aterrizaje.

A su vez el canard presenta otras cualidades muy especiales como gran

estabilidad en lo que a pitch se refiere, ya que el canard siempre entra en perdida

primero que los planos principales, lo que lleva a la aeronave a bajar la nariz,

posteriormente el canard recupera su sustentación levantando el morro de nuevo

en forma automática, esto hace casi imposible que una aeronave tipo canard entre

en perdida, haciendo solo perder esta cualidad cuando la inercia del momento

positivo es tan grande que alcanza a llevar a la perdida a ambas superficies (plano

principal y canard) caso de difícil ocurrencia pero probable. Como característica

24

Adicional, encontramos que las superficies de control del canard se encuentran

mucho más lejos del centro de gravedad de lo que se encontraría un estabilizador

horizontal convencional, es por esto que las superficies del canard pueden ser

mas pequeñas ahorrando peso en la Aeronave.

Además es importante mencionar que el Canard fue el primer tipo de

configuración en volar efectivamente en el histórico vuelo de los Wright el cual se

convirtió en la aeronave más famosa de todos los tiempos EL FLYER 1, el cual

tenía el cambio de pitch constante característico de los aviones Canard.

Como dato adicional es muy importante indicar que una configuración canard casi

siempre esta acompañada de un motor con hélice tipo pusher, el cual será tratado

a continuación.

En el diseño de aeronaves existen múltiples posibilidades para la configuración y

posición de casi todas las partes del avión, y como es de esperarse la posición,

sentido de giro, y dirección del empuje del motor es una de ellas.

Un motor TIPO PUSHER tiene como principal característica, que éste se ubica en

la parte posterior de la aeronave, desde donde empuja el avión y no lo hala como

lo hace un motor instalado convencionalmente.

Como gran beneficio se encuentra que este tipo de avión es muy silencioso

dentro de la cabina de pasajeros y pilotos, debido que la interacción entre el aire y

el motor se presenta detrás del fuselaje y el ruido por lo consiguiente queda

también atrás. Por otra parte se tiene que configuración pusher brinda mayor

eficiencia a los planos principales de la aeronave, ya que estos reciben el aire

completamente energizado y libre de las turbulencias que podría generar un

motor delantero convencional. Esto lleva a planos más pequeños con su

consecuente disminución de peso total de la aeronave. Claro que no todo lo que

25

tiene que ver con motores pusher es bueno. Una de sus deficiencias es que son

muy susceptibles a golpes durante el despegue y el aterrizaje ya que por ubicarse

en la parte de atrás del fuselaje o las alas quedan muy expuestos a golpes a

consecuencia de una sobre rotación. Otro factor negativo, es que debido a

encontrarse en la parte trasera de la aeronave, los motores pierden algo de su

eficiencia ya que el aire que llega a ellos esta un poco mas turbulento de lo normal

por efecto del fuselaje.

Una buena solución usando motores pusher, es instalarlos en las alas, situación

poco practica para aviones monomotores, pero muy popular en aviones de dos o

más motores.

2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO

Las regulaciones existentes en Colombia para el diseño y fabricación de

aeronaves expedido por la Unidad Administrativa Especial De Aeronáutica Civil

(UAEAC), no incluye las normas para el diseño y operación de vehículos aéreos

no tripulados (UAVs). Por lo cual, el diseñador puede seguir una metodología

existente, sin las restricciones de una norma y permitiendo la autonomía en su

diseño y operación.

2.3 MARCO TEÓRICO

Para la realización de este proyecto, las técnicas y teoría adquirida durante el

transcurso de la carrera serán la base para el diseño y la sustentación del mismo.

Por otra parte los equipos como: cámaras de vídeo y sus características de

funcionamiento son evaluadas de acuerdo con aeronaves de referencia con

misiones similares, las cuales son proporcionadas por medio de Internet y

enciclopedias aeronáuticas. De igual manera los equipos de comando y planta

motriz son analizados individualmente con el fin de obtener las mejores

26

características posibles al menor precio. Con el comienzo de la investigación

detallada de UAVs a principios de 1980, se ha logrado que la disponibilidad en el

mercado de los productos para la construcción de los mismos sea de fácil acceso

y permitan al diseñador una mayor autonomía a la hora de escoger los equipos

requeridos sin las restricciones impuestas por la autoridad, ya que en Colombia en

lo referente al diseño y construcción de vehículos aéreos no tripulados (UAV) no

existe una normatividad especifica que genere restricciones a la hora de diseñar ó

volar esta clase de vehículos.

Por otra parte, es de suma importancia crear un marco de referencia en Colombia

en lo que a construcción de vehículos aéreos no tripulados se refiere, con el

ánimo de incentivar el desarrollo de normas regulatorias por parte de la autoridad

aeronáutica, ya que si en este momento no se cuenta con ellas es debido a la

poca o nula investigación y desarrollo en esta rama de la aeronáutica.


27

3. METODOLOGÍA

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN

Empírico - Analítico

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN

Diseño y construcción de aeronaves.

3.3 HIPÓTESIS.

Por medio de este proyecto se desea demostrar que es posible el diseño y

construcción de un mini UAV operativo en las áreas de seguridad, fotografía y

reconocimiento aéreo, que corresponda y respalde los conocimientos adquiridos

durante el desarrollo de la carrera profesional de ingeniero aeronáutico, y que a su

vez pueda contribuir a la industria aeronáutica colombiana.

3.4 VARIABLES

3.4.1 Variables Independientes: Debido a la poca o nula investigación y

desarrollo por medio del uso de un método científico en el campo del diseño de

mini aeronaves con fines útiles, se encuentra que en Colombia existe un gran

vacío para la industria aeronáutica comercial y militar, pues los pequeños avances

logrados a lo largo del tiempo en la aviación colombiana han sido enteramente

enfocados para fines recreativos, que no involucran mayores desafíos a la hora de

diseñar.

28

3.4.2 Variables Dependientes: El retraso tecnológico que actualmente tiene

Colombia frente a otros países desarrollados en cuanto a aviación comercial o

estratégica se refiere, hace que se pierda competitividad comercial frente a otras

naciones. Además si se tiene en cuenta la elevada demanda de pequeñas

aeronaves con bajos costos de operación para desarrollar tareas de

aerofotografía y vigilancia aérea (redes oleoductos, grandes extensiones de tierra),

se podría observar el gran mercado que podría acaparar la industria colombiana si

se pudiera consolidar en la producción de aeronaves no tripuladas con fines

estratégicos, el cual hasta el momento ha sido cumplido enteramente por grandes

aeronaves que requieren una tripulación y que implican costos de operación

demasiado elevados para empresarios comunes.


29

4. DESARROLLO INGENIERIL DEL PROYECTO

4.1 DISEÑO PRELIMINAR

La etapa de diseño preliminar comprende todo lo referente a la misión de la

aeronave, la estimación de pesos y dimensionamiento de la superficie alar como

se lleva a cabo por medio de las diferentes metodologías de grandes autores

como el Dr. Jan Roskam, Raymer y Hollman.

4.1.1 Misión del mini-UAV

Figura 1. Fases de la misión

Fuente. Los autores

30

4.1.2 Fases de la misión: Las fases de la misión incluyen las etapas bajo las

cuales es concebido este diseño y se esperan cumplir, éstas son incluidas dentro

de la Figura 1 y son las siguientes:

1. Encendido del motor

2. Taxeo

3. Despegue

4. Ascenso

5. Loiter

6. Descenso

7. Aterrizaje, Taxeo y apagado del motor.

4.1.3 Especificación de la misión y sus requerimientos

Carga Paga : El valor calculado para el peso de la carga es de

0.288 Lbs, lo cual incluye las dos cámaras y sus baterías

(ver tabla 3).

Altitud : El UAV Z-15 Sky Spy será diseñado a la altura de

Bogotá D.C. Y realizar el vuelo a una altitud de

100m máx. es decir la operación esta dada a 2700 mt

[8858 ft].

Vel. Crucero : 60Km/h = 54,68 ft/s a un valor estimado del 75% de

potencia a 8858ft.

Vel. de Perdida : 24 Nudos = 40,57 ft/s (ver 4.1.5)

Envergadura Máx. : 140 cm. ó 4.57 f t.

31

Tipo de despegue : Se debe realizar desde tierra sin ningún uso de sistema:

catapulta, impulso manual, etc.

Planta Motriz : Propulsión tipo pusher con motor de pistón / propela

Forma de Control : Radio Control de 4 Canales.

NOTA: Debido a que el diseño es un mini - UAV, se debe establecer en este

punto que las bases de certificación ó normas establecidas en Colombia para el

diseño de aeronaves no son aplicables a este proyecto.

4.1.4 Estimación del peso de despegue "WTO": Para la estimación del peso de

despegue, se toman aeronaves de características similares de tal manera que sea

posible obtener un promedio, el cual será la base para la obtención de datos

posteriores.

En la tabla 1 se pueden encontrar las aeronaves escogidas junto con su valor de

peso de despegue, área alar, envergadura y carga alar, los cuales son la base

para el UAV Z-15 Sky Spy.


32

Tabla 1. Promedio Aeronaves de referencia

AEROMODELO Wing Span (ft)

W/S (Lbs/ft^2) Wing Area (ft^2)

Weight (lbs.)

Cessna 182 5,46 1,46 4,09 5,95

Extra 300 4,83 1,39 4,12 5,70

Lancair 6,66 1,74 4,73 8,99

PT -60 5,90 1,31 6,24 8,00

Mustang grande 3,57 1,31 2,31 2,99

Citabria 6,72 1,26 6,67 8,49

Promedio 5,52 1,41 4,69 6,69

Fuente. www.towerhobbies.com

Para encontrar el valor tentativo para el peso de despegue se lleva a cabo el

siguiente procedimiento:

De la Tabla 1, se sabe que el promedio 2/41,1= ftlbs

SW

entonces,

SftlbsWTO */41,1= 2 Donde, 2219,4= ftS ( ver 4.1.7.2 Area Alar )

Finalmente se encuentra que, 22 219,4*/41,1= ftftlbsWTO

WTO = 5,98 Lbs

4.1.5 Estimación para las velocidades de pérdida y crucero: Debido a que los

UAV no se encuentran bajo ninguna norma de certificación FAR ó JAR es

autónomo por parte del diseñador la estimación para la velocidad de pérdida, de

tal manera que se puedan obtener parámetros posteriores que requieren el previo

33

Conocimiento de ésta velocidad. Por tal motivo se estima que una velocidad

apropiada sea de:

• Vs = 40,507 ft/s = 24 Nudos. Velocidad de stall requerida.

• VCruise = 54,68 ft/s

• 33 /10*8397,1= ftslugsρ @ 8500 ft de altura

• 066,1=LC . Este es el CL que presenta el perfil seleccionado (NACA 4415) a

un ángulo α = 5º, el cual corresponde a 2 grados de instalación ( ver fig.17) más

3º que proporciona la aeronave en el momento de la rotación.

Nota: Este valor de CL corresponde al perfil con una configuración limpia.

Ahora es posible encontrar el valor de "Wing Loading" máximo que limita los

parámetros de diseño como se muestra en la Figura 2, y por medio de la siguiente

ecuación se obtiene:

21

*

*2=

LS C

SW

V ρ

• Despejando W/S se obtiene :

2066,1*/10*8397,1*)/507,40(

=2

**=

3322 ftslugssegftCVSW Ls ρ

W/S= 1,6 lbs/ft2

34

Figura 2. Limitación de diseño a la velocidad de stall

Fuente. Los autores

4.1.6 Parámetros de desempeño: Ahora que se ha establecido una limitación

para el diseño de acuerdo con la velocidad de pérdida establecida, es posible

estimar el punto de diseño en el cual se puede encontrar la potencia requerida

con el fin de realizar la elección mas apropiada para la configuración del plano y

el motor.

Debido a que este diseño no se encuentra regulado por ninguna norma, los

parámetros para despegue pueden ser estimados de acuerdo con el criterio del

diseñador. Por tal motivo se ha determinado que para este proyecto de Mini- UAV

la distancia de despegue no debe ser muy restrictiva, ya que esto influiría en

requerimientos más altos de motor, teniendo esto en cuenta se debe escoger una

distancia de decolaje que no exija en gran medida la aeronave pero tampoco

exceda los parámetros iniciales de diseño, por tanto se estima que una distancia

apropiada sea la siguiente :

STOG = 66 ft

35

Habiendo establecido una distancia de decolaje para la aeronave y conociendo

otros valores determinantes como: SL

H

ρρ

σ = , el cual es una relación de

densidades igual a:

77,0=/10*3769,2/10*8397,1

== 33

33

ftslugsftslugs

SL

H

ρρ

σ

y T∆ el cual es la diferencia entre la temperatura en el punto de diseño y la

temperatura ISA (Standard Atmosphere).

FTDiseño °44,27=

FTISA °01,59=

Fuente. Introduction to Flight. Apéndice A

FFFTTT ISADiseño °31=°01,59°44,27==∆

Ahora es posible encontrar las curvas características de W/S Vs W/P y determinar

el punto de diseño, por medio de la siguiente ecuación:

LTOG Cσ

PW

SW

S*

*=

Ahora iterando para distintos valores de CL y W / S por debajo del valor limite

(W/S = 1,6) se encuentra la Figura 3. Obtenida por medio del software AAA:

36

Figura 3. Wing Loading Vs Power Loading

Fuente. Advanced Aircraft Analysis (AAA)

Establecido el punto de diseño, el cual fue seleccionado teniendo en cuenta la

intención de encontrar la mejor relación entre tamaño de motor y superficie alar, y

en función de implementar una envergadura no muy alta debido la característica

principal de mini- UAV, es decir su reducido tamaño.

Después de seccionado el punto de diseño óptimo para la operación y tamaño

deseado, es posible calcular la potencia requerida de la siguiente forma:

hplbs

PW

8,5= Con un peso determinado de W = 5,98 Lbs se obtiene:

37

hphplbs

LbsP 03,1=

/8,598,5

= "Potencia Requerida"

4.1.7 Configuración alar del mini-UAV: Todo lo referente a la configuración alar,

se encuentra altamente influenciado por los siguientes parámetros, los cuales

serán analizados individualmente, de manera que se pueda obtener la mejor ala

posible:

• Relación de Aspecto (A)

• Area Alar (S)

• Envergadura del Ala (b)

• Taperado ( )λ

• Cuerda de la Raíz (CR)

• Cuerda de la Punta (CT)

• Cuerda Media Geométrica ( c )

• Selección del Perfil

• Angulo de Flechamiento del Ala ( Λ )

• Angulo de Incidencia

• Posición del ala en el Fuselaje

4.1.7.1 Relación de aspecto del ala "A": Para encontrar un valor adecuado de

Relación de Aspecto, se deben tener en cuenta algunos parámetros importantes

los cuales van a permitir un mejor desempeño del mini- UAV durante cualquier

fase de operación.

38

El factor mas importante y representativo, es que se pueden obtener diferentes

coeficientes de sustentación (CL) en función del ángulo de ataque ( )α , de

acuerdo con el valor elegido, tal y como se muestra en la Figura 4.

Otro factor importante es que valores muy altos de Relación de Aspecto, implican

un aumento de la envergadura del ala y en consecuencia de su peso.

Por otra parte como se demuestra en la Figura 5 si se tiene un ángulo de

flechamiento bajo y relaciones de aspecto altas, se obtiene un mayor incremento

en la sustentación de acuerdo con la variación del ángulo de ataque, pero como se

mencionó anteriormente, relaciones de aspecto muy altas tienen repercusiones

estructurales y en consecuencia del peso final de la aeronave, por lo cual se debe

optar por valores intermedios que satisfacen de igual manera las condiciones de

sustentación y de peso.

Por las razones previamente mencionadas se ha determinado que un valor de

Relación de Aspecto igual a 5 es apropiado para el diseño.

A = 5

Como se muestra en la Figura 4, con este valor se obtienen coeficientes de

sustentación elevados a bajos ángulos de ataque, lo cual es altamente apropiado

para el Mini - UAV Z-15 Sky Spy que opera bajo este principio.

39

Figura 4. Efecto de la Relación de Aspecto (A) en la Sustentación

" Valor escogido para el diseño"

Fuente. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Daniel P. Raymer


40

Figura 5. Incremento de sustentación en función de la Relación de Aspecto


4.1.7.2 Area alar "S"

Debido a que previamente se ha escogido un valor de "Wing Loading" (W/S =

1,417 lbs / ft2) y el peso de la aeronave ha sido estimado, es posible calcular el

área despejando de la siguiente ecuación:

2/417,1= ftlbsSW

Con un valor conocido de peso de despegue:

WTO = 5,98 Lbs se obtiene:

41

22 /417,198,5

=/417,1

=ftlbs

lbsftlbs

WS

S = 4,219 ft2

4.1.7.3 Envergadura del ala "b": Debido a que previamente se han obtenido los

valores de Relación de Aspecto (A) y Área Alar (S) es posible calcular el valor de

la envergadura por medio de la siguiente ecuación:

Sb

A2

= despejando obtenemos lo siguiente:

2219,4*5=*= ftSAb

b = 4,593 ft

4.1.7.4 Taperado del ala " λ ": Para poder determinar un taperado del ala

apropiado, se debe tener en cuenta la distribución de sustentación deseada en el

ala, para lo cual se estudian las curvas de distribución de sustentación desde la

raíz hasta la punta del ala para obtener un valor de taperado que resulte en una

curva de sustentación cercana a la curva elíptica ideal en la cual el coeficiente de

Oswalt es cercano a la unidad )1=(e ver Figura 6.

Entonces, si la distribución de sustentación se acerca bastante a la ideal, se puede

obtener un ala con una mayor eficiencia aerodinámica, además que influyen otros

aspectos como la reducción del coeficiente de drag inducido como se muestra en

la siguiente ecuación:

42

AeπC

C LiD **

=2

,

Figura 6. Efecto del taperado en la distribución de sustentación


Como resultado del estudio se concluye que la distribución mas cercana a la ideal

se encuentra con valores de taperado entre λ =0,5........1, por tal motivo se elige

un valor de λ =0,75 siendo el apropiado para este diseño.

λ = 0,75

43

4.1.7.5 Cuerda de la raíz del ala "Cr": Una vez conocidos los valores de "S", "b"

y " λ " se procede a calcular el valor de la cuerda de la raíz en el ala despejando

de la siguiente ecuación:

( )λCb

S r +1*2

= despejando Cr se obtiene lo siguiente.

( )( )

( ) )75,0+1(*593,4219,4*2

=+1*

*2=

2

ftft

λbS

Cr

Cr= 1,049 ft

4.1.7.6 Cuerda de la punta del ala "Ct": Una vez calculado el valor de "Cr" se

procede a despejar Ct de la siguiente ecuación:

r

t

CC

λ = despejando se obtiene....

ftCλC rt 049,1*75,0=*=

Ct = 0,787 ft

4.1.7.7 Cuerda media geométrica del ala: Este valor de cuerda media

geométrica es un factor importante para el análisis y puede obtenerse con previo

conocimiento de los valores de Cr y λ por lo cual puede evaluarse por medio de la

siguiente ecuación:

44

75,0+1)75,0(+75,0+1

049,1*32

=+1

++132

=22

ftλλλ

Cc r

ftc 9249,0=

4.1.7.8 Selección del perfil para el ala: Para la selección adecuada del perfil alar

en el proyecto del Mini-UAV-Z15, se llevó a cabo una serie de comparaciones

entre varios perfiles analizando distintas variables. De esta manera se obtuvo un

perfil con las mejores características en cuanto a sustentación, arrastre y

distribución de presión a diferentes ángulos de ataque.

A continuación se muestra un análisis más detallado de las características de

distintos perfiles, con gráficas de CL Vs α , Cd Vs α y CL Vs Cd. Para la

realización de dichas gráficas se debe conocer previamente el número de

Reynolds, para lo cual se deben tener en cuenta los valores de viscosidad del aire

" µ ", densidad a la altitud de vuelo " ρ ", velocidad de crucero "V " y cuerda

media geométrica del ala.

• 27 /*10*534,3= ftslbsµ

• 33 /10*8397,1= ftslugsρ

• sftV /68,54=

45

Por medio de la siguiente ecuación se puede obtener el valor de número de

Reynolds necesario:

27

33

/*10*534,39249,0*/68,54*/10*8397,1

=**

=Reftslbs

ftsftftslugsµ

cVρ

Re = 263271,43

Nota: Para facilitar los cálculos en los gráficos, el numero de Reynolds en los

análisis de perfiles es aproximado a Re = 300000


46

• Comparación 1.

Figura 7. CL Vs Cd, CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y 23016

Fuente. Profili 2.15

47

La comparación entre los perfiles NACA 4415 y NACA 23016 demuestra la

superioridad del primero, ya que como se ilustra en la Figura 7 éste tiene un mejor

desempeño en cuanto a sustentación y arrastre se refiere.

En la gráfica de CL Vs Cd se puede apreciar cómo después de alcanzar

coeficientes de sustentación por encima de 0.4, el NACA 4415 obtiene menores

coeficientes de drag que el NACA 23016, además como se muestra en la gráfica

de CL Vs α se puede apreciar que el primero alcanza coeficientes de

sustentación mas elevados a distintos ángulos de ataque.

Por otra parte como se observa en la gráfica Cd Vs α , el NACA 4415 tiene

menores coeficientes de drag por debajo de un ángulo de ataque de 10º. En

conclusión este análisis demuestra la superioridad del perfil NACA 4415 frente al

NACA 23016.

ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE

48

• Comparación 2.

Figura 8. CL Vs Cd , CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y 1412


49

En este caso la superioridad del perfil NACA 4415 es evidente, pues casi no existe

comparación debido al bajo coeficiente de sustentación que posee el perfil NACA

1412. Como lo demuestra la Figura 8, de CL Vs α el coeficiente de sustentación

máximo del perfil NACA 1412 es de 0,59 a un ángulo de ataque de 4º muy inferior

al 0.91 obtenido por el NACA 4415 al mismo ángulo de ataque.

Por otra parte, aunque el NACA 4415 es un perfil mucho más grueso que el NACA

1412 sus coeficientes de arrastre se encuentran bastante cerca como se muestra

en la gráfica de Cd Vs α .


50

• Comparación 3.

Figura 9. CL Vs Cd , CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y GOE


51

En este caso se observa claramente que el perfil GOE 101 es un perfil mucho mas

delgado con un thickness muy pequeño (Figura 9), lo cual le da buenas

características de coeficiente de drag pero sus coeficientes de sustentación a

diferentes ángulos de ataque son inferiores a los que presenta el NACA 4415.

Otro aspecto importante es que a partir de un ángulo de ataque de 7º

aproximadamente, el perfil GOE 101 presenta mayores coeficientes de drag que el

NACA 4415.

Por tal motivo se concluye que el perfil NACA 4415 tiene un mejor desempeño que

el GOE 101.


52

• Comparación 4.

Figura 10. CL Vs Cd , CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 4415 y AG03


53

La comparación de estos perfiles demuestra que el NACA 4415 tiene mayores

coeficientes de sustentación a distintos ángulos de ataque que el AG-03 como se

muestra en la Figura 10, además como lo muestra la curva CL Vs Cd después de

un coeficiente de sustentación superior a 0.7, el AG-03 tiene un mayor coeficiente

de drag.

De esta manera, luego de realizar una serie de comparaciones entre distintos

perfiles alares, se encontró que el perfil NACA 4415 cuenta con excelentes

comportamientos, además de un elevado coeficiente de sustentación a bajos

ángulos de ataque. Por tal motivo el ala empleada en el Mini-UAV Z-15 Sky Spy,

está integrada con el perfil NACA 4415, que ofrece las mejores características

para la realización de la misión.

4.1.7.9 Análisis de distribución de presión para el perfil seleccionado (NACA 4415): Para el análisis de distribución de presión del perfil NACA 4415 el software

Profili 2.15, analiza esta distribución a distintos ángulos de ataque. En este se

ilustra la distribución de presión positiva y negativa a medida que se incrementa o

disminuye el ángulo de ataque.

Para una mejor comprensión de los gráficos es importante realizar la siguiente

convención:

• Flechas Azules : Indican la dirección de la corriente de aire. _______

• Flechas Rojas : Indican la distribución de presión positiva _______

• Flechas Verdes : Indican la distribución de presión negativa _______

54

Figura 11. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-8º)

Fuente: Profili 2.15

La Figura 11 muestra que la distribución de presión negativa en este caso es

mucho mayor en la parte inferior del perfil, mientras que la presión positiva es

mucho mas baja localizada en la parte superior. Por lo tanto se concluye que la

aeronave tenderá a disminuir su altura, como es de esperarse a diferentes ángulos

de ataque negativos.

Figura 12. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (-4º)


55

La Figura 12 por otra parte, muestra una distribución de presión negativa un poco

mas alta en la parte inferior del perfil, lo cual demuestra que el perfil de todas

formas tenderá a perder altura, pero de una manera menos pronunciada. Por otra

parte, la presión positiva es casi enteramente la producida por el impacto de aire

en el perfil.

Figura 13. Distribución de presión para el perfil NACA 4415 (0º)


En la Figura 13 se puede observar que la distribución de presión negativa a lo

largo del perfil, ya presenta valores de sustentación suficientes para elevar la

aeronave. Por otra parte se observa que la distribución de sustentación positiva,

es casi enteramente debida al impacto del flujo de aire con el perfil.



56

En la Figura 14 se puede observar que la distribución de presión negativa es

mucho mas alta a medida que se aumenta el ángulo de ataque en la dirección

positiva, por lo cual se obtienen mayores coeficientes de sustentación que

significarán un incremento en el ascenso de la aeronave.



La Figura 15 es una validación de lo mencionado anteriormente, pues se observa

claramente que a medida que se incrementa el ángulo de ataque en la dirección

positiva se obtiene una mayor distribución de presión negativa y por lo tanto un

aumento en la sustentación generada.

4.1.7.10 Ángulo de flechamiento del ala: Debido a la baja velocidad de crucero

que experimenta el mini - UAV Z-15 Sky Spy, el ángulo de flechamiento no debe

ser un factor demasiado representativo como se muestra en la Figura 16. A

medida que el numero de Mach aumenta también lo hace el coeficiente de Drag

del ala, por lo cual, si el ángulo de flechamiento es mayor, este factor de

resistencia se ve disminuido de igual manera.

57

En el caso del mini - UAV Z-15 Sky Spy el ángulo de flechamiento elegido es de

0º, no solo por la influencia de los factores previamente mencionados, sino

además por la facilidad que presenta en la construcción. En la Figura 16 se

ilustra el punto en el cual se encuentra el diseño del Z-15 Sky Spy, de acuerdo con

la tendencia histórica y con el número de Mach del mismo.

Figura 16. Wing Sweep Historical Trend


58

4.1.7.11 Ángulo de incidencia del ala: El ángulo de incidencia iw es un factor

importante si se tienen en cuenta los cambios en la sustentación debido a la

variación de este ángulo. Se considera que un ángulo ideal para la instalación del

ala sea de 2º de incidencia, ya que como se muestra en la Figura 17 , el valor

más alto en la relación (L/D) se encuentra en el punto tangente a la curva CL Vs Cd

por una línea imaginaria trazada desde el origen para el perfil NACA 4415, en el

cual ese punto se encuentra a un valor de CL = 0,72 el cual se obtiene con un

ángulo de 2º.

Figura 17. Valor del ángulo de incidencia para el ala

Punto tangente a la curva CL Vs Cd para el perfil NACA 4415.

Fuente. Los autores

59

4.1.7.12 Posición del ala en el fuselaje: Para la instalación del ala en el

fuselaje, se tienen básicamente tres posiciones principales:

• Ala Alta

• Ala Media

• Ala Baja.

En la Tabla 2 se describen las ventajas y desventajas que presenta cada una de

las distintas disposiciones, con el fin de escoger la más apropiada en el diseño.

Tabla 2. Factores Influyentes en la Instalación del Ala

FACTORES INFLUYENTES

ALA ALTA ALA MEDIA ALA BAJA

Interference Drag bajo bajo Alto

Lateral stability alto alto bajo

Fuente: Airplane Design Part II. Dr Jan Roskam

Se puede concluir que un ala en la posición media y alta presenta buenas

características hacia algunos factores influyentes, lo que hace que sean buenas

alternativas para el proyecto. Pero debido a que el ala debe ser fácilmente

desmontable, y que lo que se busca es evitar la pérdida de espacio dentro del

fuselaje para el almacenamiento de los equipos, se opta por la opción mas

adecuada que es un ALA ALTA para la implementación en el diseño.

4.1.8 Configuración total de la superficie alar: Ahora que se han establecido

todos los parámetros de configuración para el ala, es importante validar los

cálculos previamente encontrados por medio del software de diseño AAA tal y

como se muestra en la Figura 18. Como se puede observar, existen datos de

60

entrada previamente establecidos los cuales entregan datos de salida que

concuerdan con los obtenidos durante el apartado 4.1.7.

Figura 18. Validación de datos para la superficie alar


Habiendo obtenido todos los parámetros requeridos los cuales han sido validados

por medio del software de diseño, se obtiene la configuración alar final como se

muestra en la Figura 19, la cual es la base de referencia para la construcción de la

misma.

61

Figura 19. Configuración Final Del Ala


4.1.9 Selección de los equipos integrados dentro del mini-UAV

• Motor

Especificaciones:

- Nombre Comercial : SuperTigre GS-45

- Tipo de motor : Motor de pistón de doble rodamiento de bolas

para el cigüeñal.

- Peso Max. incluido muffler : 471,73 gr ó 1,04 lbs.

- Desplazamiento : 0.46 pul3

- Potencia máxima : 1.45 BHP a 16.000 RPM - Rango de RPM : 2500 a 16000 RPM

- Hélices sugeridas : 10x6 ó 10x7

62

Nota : Como se puede observar en las especificaciones del motor, éste cumple

con la potencia requerida que se calculó previamente, con un margen adicional de

un 25% debido a la perdida de potencia que implica volar a la altitud de Bogotá

D.C, dónde los motores sólo alcanzan un 75% de su potencia máxima. Es decir:

Hphplbs

LbsP 03,1=

/8,598,5

= "Potencia Requerida"

P. Motor = 1.45 Hp.* (0.75) Factor de Eficiencia = 1.0875 Hp.

La potencia entregada por el motor a la altura de bogota cumple perfectamente

con el valor requerido de diseño.

Fotografía 1. Motor Supertigre


63

• Hélice

Especificaciones

- Tipo de hélice : Pusher

- Longitud : 10 pulgadas ó 25.4 cm

- Pitch : 6 pulgadas

- Diámetro del agujero : 0.25 pulgadas

- Material : Carbón - Reinforced NYLON

- Compatibilidad : La hélice es totalmente compatible con el motor

elegido, según las tablas del fabricante del motor. Fotografía 2. Hélice tipo pusher


64

•Fly pack

Especificaciones:

Este kit de vuelo incluye el radio control con 4 servos para la operación del motor a

sus distintos márgenes de velocidad y control de las superficies como: alerones,

rudder y elevadores.

- Radio Control : Futaba 4 YF de 4 canales FM

- Servos : 4 Servos S3004

- Peso Servo c/u: 42,18 gr ó 0,093 lbs.

- Baterías : Níquel / Cadmio recargables

- Cristales transmisores y recibidores

Fotografía 3. Servos S3004 Futaba

Nota: Las distancias se encuentran en mm.


65

• Llantas del tren de aterrizaje

Este tipo y tamaño de llantas son las que mejor se acoplaban al modelo teniendo

en cuenta su peso, dimensión del fuselaje, velocidad de aterrizaje y decolaje, así

como a la superficie del aeródromo.

Especificaciones:

- Peso por llanta : 8.5 gr ó 0.0176 lbs

- Espesor : 0.75 pulgadas ó 1.905 cm

- Diámetro del agujero : 0.1562 pulgadas ó 0.39 cm

- Diámetro exterior : 1.75 pulgadas ó 4.445 cm

- Material : Espuma con refuerzo de nylon

Fotografía 4. Llantas del tren de aterrizaje


66

• Recibidor

Especificaciones

- Referencia : Futaba R127DF para 7 canales - Frecuencia de trabajo : 50 MHz FM - Requerimientos de voltaje : Batería de 4.8V a 6.0V

- Peso : 13.60 gr ó 0.030 lbs

- Dimensiones : Longitud : 2.52" (64.3mm)

Espesor : 1.39" (35.8mm)

Altura : 0.82" (21.0mm)

Fotografía 5. Recibidor Futaba FP-R127DF


67

• Batería del recibidor

Especificaciones

- Referencia : Futaba de Ni/Cd NR4QB

- Peso : 130.18gr ó 0.287 lbs

- Voltaje : 4.8 V

- Amperaje : 600 mA

- Dimensiones : Longitud: 2.00" (5.08cm)

Espesor : 1.12" (2.84cm)

Altura : 1.12" (2.84cm)

Fotografía 6. Batería del recibidor


68

• Mini cámara

Especificaciones:

- Vídeo cámara a color con alta calidad en vídeo y audio

- Transmisión inalámbrica hasta 100 metros

- Recibidor de la cámara con salidas de audio y vídeo

- La cámara requiere un batería de 9V para su operación

- La cámara es infrarroja

- Longitud : 3.5 cm

- Ancho : 2.5 cm

- Espesor : 1.5 cm

Fotografía 7. Mini cámara y recibidor


69

• Tanque de combustible

Especificaciones:

El tanque de combustible almacena 8 o.z en su capacidad máxima. - Material: Plástico

- Sellos y mangueras especiales para el tanque

Fotografía 8. Tanque de combustible


4.1.10 Primera estimación del centro de gravedad La primera aproximación al

centro de gravedad de la aeronave se realizó tomando los valores que se

obtuvieron al posicionar los diferentes componentes y estructuras del avión

analizando y buscando la forma que se quería en el UAV. Por otra parte, los pesos

de los accesorios son los suministrados en sus correspondientes fichas técnicas,

mientras que los pesos de las estructuras del avión se estimaron analizando los

tamaños requeridos de las superficies estabilizadoras y el tamaño del fuselaje, sin

ningún tipo de referencia de otras aeronaves, ó referencias bibliográficas.

70

NOTA: Se asume que la aeronave es completamente simétrica por lo cual los

valores en la coordenada "Y" son cero y no serán considerados en las tablas.

A continuación se muestra la tabla con los datos obtenidos:

Tabla 3. Primera aproximación al centro de gravedad

ITEM GRUPO Wi (lbs) Xi (ft) Wi*Xi (lbs*ft)

Zi (ft) Wi*Zi (lbs*ft)

1 Fuselaje 1,120 1,968 2,206 0,166 0,189

2 Ala 1,4 2,559 3,582 0,317 0,428

3 Canard 0,2 0,328 0,065 0,099 0,024

4 Estabilizador vert. 0,5 3,608 1,804 0,266 0,093

5 Tren principal 0,1 2,657 0,265 -0,133 -0,026

6 Tren de Nariz 0,07 0,590 0,041 -0,133 -0,013

7 Motor 1,04 3,674 3,820 0,232 0,242

8 Hélice 0,051 4,030 0,205 0,199 0,010

9 Cámara 1 0,044 0,590 0,025 -0,066 -0,002

10 Cámara 2 0,044 1,500 0,066 0,049 0,002

11 Baterías Cámara 0,2 0,853 0,170 0,123 0,024

12 Recibidor 0,030 2,132 0,065 0,051 0,001

13 Baterías Recibidor 0,287 1,880 0,540 0,052 0,015

14 Servo Alerones 0,093 2,880 0,267 0,184 0,017

15 Servo Motor 0,093 3,600 0,334 0,184 0,017

16 Servo Elevadores 0,093 0,393 0,036 0,099 0,009

17 Servo Rudder 0,093 2,000 0,204 0,184 0,017

Sumatoria Total 5,46 13,705 1,0506

71

ftlbs

ftlbsWi

WiXiXcg

i

iEmpty 510,2=

46,5*705,13

== ∑17=

1=

ftlbs

ftlbsWi

WiZiZcg

i

iEmpty 1924,0=

46,5*0506,1

== ∑17=

1=

18 Combustible Atrapado.

0,02 3,092 0,061 0,133 0,002


ftlbs

ftlbsWi

WiXiXcg

i

iOE 5122,2=

48,5*767,13

== ∑18=

1=

ftlbs

ftlbsWi

WiZiZcg

i

iOE 1922,0=

48,5*0533,1

== ∑18=

1=

19 Tanque lleno 0,5 2,512 1,256 0,194 0,097

Sumatoria Total 5,98 15,023 1,1508 Fuente. Los autores

ftlbs

ftlbsWi

WiXiXcg

i

iTO 5122,2=

98,5*023,15

== ∑18=

1=

ftlbs

ftlbsWi

WiZiZcg

i

iTO 1924,0=

98,5*1508,1

== ∑19=

1=

72

Conclusiones primera aproximación:

Se encuentra que el centro de gravedad queda ubicado muy atrás en la

aeronave.

La ubicación de este centro de gravedad se debe principalmente a la

ubicación trasera del motor y a la posición de las alas.

Se encuentra una condición indeseable en la cual el centro de gravedad

queda por detrás del centro aerodinámico, lo cual significaría una alta

condición de inestabilidad.

Debido a que el centro de gravedad se ubica excesivamente atrás, el

estabilizador vertical resultará demasiado grande.

Debido a las razones previamente mencionadas, es necesario realizar una

optimización al diseño de la posición de los planos y el equipo interior. Ya

que la posición del motor es prácticamente in modificable.

La Figura 20 muestra la ubicación final de los centros de gravedad de cada

elemento con el fin de realizar una nueva aproximación, que permita corregir los

aspectos negativos previamente mencionados.


73

Figura 20. Ubicación de los centros de gravedad de cada elemento

Fuente. Los autores

4.1.10.1 Segunda estimación del centro de gravedad Para la segunda

estimación del centro de gravedad a lo largo de los tres ejes de coordenadas X, Y,

Z, se debe llevar a cabo una estimación de pesos para las alas, empenaje y

fuselaje como se muestra en el numeral 4.1.10.2, esto se hace por medio de una

hoja de calculo en la cual la ubicación del centro de gravedad esta en función del

peso y ubicación de cada uno de los componentes de la aeronave, y en

comparación de la ubicación del centro aerodinámico con objeto de que el centro

74

de gravedad que de adelante del centro aerodinámico. Esto con el ánimo de

corregir los datos resultantes de la primera estimación.

4.1.10.2 Estimación de porcentaje de pesos para las alas, empenaje, y

fuselaje: Para realizar esta estimación de pesos se analizó la forma de distribuir el

peso de las alas, empenaje y fuselaje de forma porcentual y en función de su

ubicación en el plano X tomando como referencia el datum de la aeronave, para

que el centro total de gravedad quedara ubicado adelante del centro aerodinámico

a razón de obtener una mejor maniobrabilidad y estabilidad. La distribución porcentual fue realizada de la manera siguiente:

Un 22,57% del Peso total estimado de la aeronave para el ala

Un 19,06% del Peso total estimado de la aeronave para el fuselaje

Un 4,18% del Peso total estimado de la aeronave para el canard

Un 5,85% del Peso total estimado de la aeronave para el estabilizador

vertical.

Con esta distribución se garantiza que el centro total de gravedad queda adelante

del centro aerodinámico.


75

4.1.10.3 Tabla final de estimación de centro de gravedad

Tabla 4. Calculo final del centro de Gravedad

ITEM GRUPO Wi (lbs) Xi (ft) Wi*Xi (lbs*ft)

Zi (ft) Wi*Zi (lbs*ft)

1 Fuselaje 1,140 1,968 2,245 0,166 0,189

2 Ala 1,35 2,591 3,498 0,317 0,428

3 Canard 0,25 0,328 0,082 0,099 0,024

4 Estabilizador vert. 0,35 3,608 1,263 0,266 0,093

5 Tren principal 0,2 2,854 0,570 -0,133 -0,026

6 Tren de Nariz 0,1 0,557 0,055 -0,133 -0,013

7 Motor 1,04 3,674 3,821 0,232 0,242

8 Hélice 0,051 4,027 0,205 0,199 0,010

9 Cámara 1 0,044 0,328 0,014 -0,066 -0,002

10 Cámara 2 0,044 0,820 0,036 0,049 0,002

11 Baterías Cámara 0,2 0,656 0,131 0,123 0,024

12 Recibidor 0,030 1,049 0,032 0,051 0,001

13 Baterías Recibidor 0,287 0,656 0,188 0,052 0,015

14 Servo Alerones 0,093 2,879 0,267 0,184 0,017

15 Servo Motor 0,093 3,444 0,320 0,184 0,017

16 Servo Elevadores 0,093 0,393 0,036 0,099 0,009

17 Servo Rudder 0,093 2,034 0,189 0,184 0,017


76

ftlbs

ftlbsWi

WiXiXcg

i

iEmpty 3735,2=

46,5*9595,12

== ∑17=

1=

ftlbs

ftlbsWi

WiZiZcg

i

iEmpty 1924,0=

46,5*0506,1

== ∑17=

1=

18 Combustible Atrapado.

0,02 3,0923 0,0618 0,1331 0,002


ftlbs

ftlbsWi

WiXiXcg

i

iOE 3761,2=

48,5*0213,13

== ∑18=

1=

ftlbs

ftlbsWi

WiZiZcg

i

iOE 1922,0=

48,5*0533,1

== ∑18=

1=

19 Tanque lleno 0,5 2,376 1,188 0,194 0,097

Sumatoria Total 5,98 14,2094 1,1508 Fuente. Los autores

ftlbs

ftlbsWi

WiXiXcg

i

iTO 3761,2=

98,5*2094,14

== ∑19=

1=

ftlbs

ftlbsWi

WiZiZcg

i

iTO 1924,0=

98,5*1508,1

== ∑19=

1=

77

4.1.11 Diagrama de excursión. La Figura 21 muestra el diagrama de excursión

del mini UAV Z-15 Sky Spy el cual representa cómo varia la posición del centro de

gravedad a lo largo del eje X según las diferentes condiciones de carga de la

aeronave.

Figura 21. Diagrama de excursión

Fuente. Los autores

ESPACIO DEJADO INTENCIONALMENTE BLANCO

78

4.1.12 Configuración del empenaje: Para el diseño, la configuración inicial

incluye Canard y un estabilizador vertical con sus respectivas superficies de

control. El dimensionamiento y parámetros de diseño necesarios para estas

superficies estabilizadoras se lleva a cabo bajo el mismo principio que las alas, es

decir los aspectos más importantes que deben ser analizados para la optimización

del diseño son los siguientes:

• Relación de Aspecto (A)

• Área (S)

• Envergadura (b)

• Taperado ( )λ

• Cuerda de la Raíz (CR)

• Cuerda de la Punta (CT)

• Cuerda Media Geométrica ( c )

• Selección del Perfil

• Angulo de Flechamiento ( Λ )

• Angulo de Incidencia

4.1.12.1 Configuración del estabilizador vertical: En el caso del estabilizador

vertical, algunos aspectos mencionados previamente no son aplicables, debido a

que la superficie ha sido dividida en dos secciones: Parte Superior y Parte Inferior.

El objetivo principal es que la parte inferior sirva como un elemento de protección

de la hélice y el motor en el momento de la rotación, además se logra una mejor

disposición del área para la instalación del motor (Figura 22) al tiempo que cumple

su función como superficie estabilizadora ante un viento lateral.

79

Figura 22. Disposición del estabilizador vertical

Fuente. Los autores

4.1.12.2 Estimación del área para el estabilizador vertical: Para estimar el

área del estabilizador vertical, el método del volumen es la manera más directa de

encontrar éste valor por medio de datos que han sido obtenidos previamente y

datos estadísticos de aeronaves tipo Homebuilt. Para el calculo se debe tener en

cuenta la siguiente fórmula:

bSSX

V VVV *

*= dónde,

=VV Valor estadístico de volúmenes para aeronaves Homebuilt.

=VX Distancia entre los centros de gravedad de la aeronave y el estabilizador

vertical.

80

S = Área Alar

b = Envergadura del ala

SV = Área del estabilizador vertical

El valor estadístico de volúmenes VV se obtiene por medio de la Tabla 6,

obtenida del libro Airplane Design Parte II Pag. 191, para aeronaves tipo

Homebuilts, de manera que al calcular un promedio se obtiene el valor buscado de

fracción de volumen como se muestra en la Tabla.

Tabla 5. Fracciones de Volumen para estabilizadores verticales: Aeronaves Tipo

Homebuilt

Tipo

VV

PIK - 21 Duruble 0,028

RD - 03C PIEL 0,031

CP – 750 0,039

CP - 90 POTTIER 0,037

P - 70S 0,031

Aerosport 0,040

Micro – Imp 0,020

SA - III 0,028

Sequoia 300 0,055

OH - 4B 0,027

Procter Petrel 0,033

Bede BD – 8 0,032

TOTAL PROMEDIO 0,0334166

Fuente: Airplane Design. Dr Jan Roskam

81

Ahora que todos los valores requeridos han sido obtenidos, es posible determinar

el área del estabilizador vertical:

bSSX

V VVV *

*= despejando SV se obtiene

ftftft

XbSV

SV

VV 234625282,1

593,4*219,4*0334166,0=

**=

2

SV = 0,524484 ft2

4.1.12.3 Selección del perfil para el estabilizador vertical De la misma manera

en que se realiza el análisis para las alas se lleva a cabo una comparación entre

los distintos perfiles disponibles en los cuales se encuentra que su principal

característica es su simetría.

A continuación se realiza una serie de comparaciones entre perfiles NACA, los

cuales son los más altamente utilizados en las aeronaves actuales, y se va a

comparar cada una de sus características de desempeño, teniendo en cuenta que

la comparación se realizó a un numero de Reynolds (Re = 300000), lo cual

permitirá la selección del perfil mas adecuado para el diseño.


82

• Comparación 1

Figura 23. CL Vsα y Cd Vs α para los perfiles NACA 0006 y 0009


Como se muestra en la gráfica, el perfil NACA 0009 muestra mejores coeficientes

de sustentación a los mismos ángulos de ataque que el perfil NACA 0006.

Además alcanza un mayor CL a un ángulo de 10º, muy por encima del 0006 que

alcanza su máximo coeficiente de 0.6 a 6º.

Por otra parte, se observa que aunque el perfil NACA 0009 tiene mayores

coeficientes de drag que el 0006, se encuentra que esto solo se cumple por

debajo de los 3º de ángulo de ataque, ya que en el margen de entre los 3º y los 6º

83

el NACA 0009 presenta menores valores de Cd. Lo anterior demuestra que

aunque no hay una gran diferencia entre los dos perfiles, el 0009 si cuenta con

una mayor eficiencia que el NACA 0006.

• Comparación 2



Como se muestra en la Figura 24, aunque el perfil NACA 0015 alcanza un mayor

coeficiente de sustentación que el 0009 es por un margen muy reducido, además

como es posible observar en la gráfica entre el intervalo de 1º a 5º el 0009

presenta mayores coeficientes de sustentación. En este caso el factor más

84

influyente es que el perfil NACA 0015 es un perfil con un thickness muy alto, lo

cual no es ideal para el diseño por las razones previamente mencionadas.

Las anteriores comparaciones lleva a concluir que el perfil más adecuado para la

implementación en el proyecto es el NACA 0009, además para validar aún mas

esta selección se encuentra que estadísticamente éste perfil es el más altamente

utilizado en las aeronaves modernas para su utilización en estabilizadores

verticales.

4.1.13 Configuración para el canard: Ésta configuración que ha sido adoptada

para el diseño, demuestra que una superficie como el Canard tiene algunas

ventajas y desventajas en cuanto a la influencia aerodinámica que tiene sobre la

superficie alar. Las desventajas principales que presenta una superficie como

ésta, son indiscutiblemente los efectos de Downwash y Upwash generados por

los vórtices en las puntas del Canard, como se muestra en la Figura 25.

Figura 25. Efecto de Downwash en el ala.

Fuente. Airplane flight dynamics and automatic flight controls. Dr. Jan Roskam

85

Este efecto de Downwash causa efectos indeseados en la superficie alar, ya que

se pierde la distribución de sustentación ideal que se desea obtener en la misma.

Como se muestra en la Figura 26 se presentan caídas notables de sustentación

en algunos puntos, lo cual genera la pérdida de la distribución elíptica ideal.

Figura 26. Pérdida de distribución elíptica debido a la turbulencia del flujo

Distribución debida a la turbulencia del flujo

Distribución elíptica ideal

Fuente. Airplane flight dynamics and automatic flight controls. Dr. Jan Roskam

Para solucionar los problemas aerodinámicos inducidos por el Canard sobre el ala,

es necesario realizar una apropiada instalación del mismo en el fuselaje. De tal

manera que si la distancia entre el ala y el Canard es suficiente, estos efectos se

ven disminuidos en gran medida. De igual manera si la instalación permite que

ambas superficies se encuentren en alturas diferentes, como es el caso del UAV

Z-15 Sky Spy (ver Figura 41), en el cual el ala se ubica en la parte superior del

fuselaje, los efectos se ven casi totalmente eliminados.

86

En cuanto a las ventajas de la utilización de una superficie como el Canard se

encuentra lo siguiente:

• Mejor maniobrabilidad, debido que la fuerza de pitch se aplica adelante del

centro de gravedad, lo cual tiene una efectividad mucho mas alta de la que puede

tener una fuerza aplicada por detrás de este mismo punto.

• El coeficiente de sustentación máximo obtenido es mas alto comparado con

una aeronave tipo convencional.

• En una configuración ala - canard se obtienen mejores relaciones de

sustentación - arrastre.

4.1.13.1 Relación de aspecto para el canard "AC": De la misma manera que se

llevó a cabo el análisis para las alas se lleva a cabo el análisis para el Canard. De

tal manera que se debe tener en cuenta que una relación de aspecto muy alta

influye en aspectos como la envergadura y al mismo tiempo en el peso de la

superficie, además que se presentan efectos aerodinámicos indeseables como se

mencionó previamente. Por otra parte se sabe que para relaciones de aspecto

grandes se obtienen coeficientes de sustentación altos a pequeños ángulos de

ataque como se mostró en la Figura 4, pero como el principio de funcionamiento

de una superficie como el Canard es que éste entre en pérdida antes que el ala,

no se debe incurrir en el error de hacer esta superficie con sustentaciones

mayores a las obtenidas en el ala, de lo contrario se obtendría una aeronave

demasiado inestable y poco viable.

Por tal motivo se estima que una relación de aspecto adecuada según la

referencia de la Figura 4 para el diseño del canard sea

87

Además éste valor se encuentra dentro del rango sugerido en el libro Airplane

Design Tomo II en la tabla 8.13

4.1.13.2 Estimación del área para el canard: Para estimar el área del

Canard, el método del volumen es la manera más directa y apropiada de encontrar

éste valor por medio de datos que han sido obtenidos previamente y datos

estadísticos de aeronaves tipo Homebuilt. Este método se encuentra sugerido en

el libro Airplane Design tomo II, el cual se basa en la siguiente fórmula:

cSSX

V CCC *

*= dónde,

=CV Valor estadístico de volúmenes para aeronaves Homebuilt.

=CX Distancia entre los centros de gravedad de la aeronave y el estabilizador

vertical.

S = Área Alar

c = Cuerda media geométrica del ala

SC = Área del Canard

El valor estadístico de volúmenes CV se obtiene por medio de la Tabla 7,

obtenida del libro Airplane Design Parte II Pag. 191, para aeronaves tipo

Homebuilts, de manera que al realizar un promedio general se obtiene el valor

buscado de fracción de volumen como se muestra en la Tabla.


AC = 3

88

Tabla 6. Fracciones de Volumen para Canard: Aeronaves Tipo Homebuilt

Tipo

VC

PIK - 21 Duruble 0,30

Micro - Imp 0,30

Bede BD - 8 0,31

TOTAL PROMEDIO 0,30

Fuente. Airplane Design. Dr Jan Roskam

Ahora que todos los valores requeridos han sido obtenidos, es posible determinar

el área del Canard:

cSSX

V CCC *

*= despejando SC se obtiene

ftftft

XcSV

SC

CC 046214613,2

9249,0*219,4*3,0=

**=

2

SC = 0,572103 ft2

4.1.13.3 Envergadura del canard "bC": Debido a que previamente se han

obtenido los valores de Relación de Aspecto (A) y Área de Canard SC por el

método de volúmenes, es posible calcular el valor de la envergadura por medio

de la siguiente ecuación:

89

CSb

A2

= despejando obtenemos lo siguiente:

25721032,0*3=*= ftSAb C

bC = 1,31 ft

4.1.13.4 Taperado del canard " Cλ ": Para poder determinar un taperado

apropiado en el canard, se debe tener en cuenta el mismo principio que se llevó a

cabo con la superficie alar, para lo cual se estudian las curvas de distribución de

sustentación mostradas en la Figura 6, con el fin de obtener un valor de taperado

que resulte en una curva de sustentación cercana a la curva elíptica ideal en la

cual el coeficiente de Oswalt es igual a la unidad )1=(e . Si se tiene en cuenta lo

anterior y se analiza que la mayoría de aeronaves que implementan una superficie

como el canard manejan valores cercanos de taperado entre ésta superficie y el

ala, entonces se puede concluir que un valor adecuado se encuentra entre 0,5 y 1

tomando como referencia la Figura 6, por tal motivo se estima que al igual que el

ala el valor mas adecuado es de λ = 0,75, y se ratifica si se tiene en cuenta que

en el libro Airplane Desing tomo II tabla 8.13 se sugieren valores que se

encuentran entre 0.29 y 1.

Cλ = 0,75


90

4.1.13.5 Cuerda de la raíz del canard " CrC ": Una vez que se conocen los

valores de "SC", "bC" y " Cλ " se procede a calcular el valor de la cuerda en la raíz

del Canard, despejando de la siguiente ecuación:

( )CrC

C λCb

SC

+1*2

= despejando CrC se obtiene lo siguiente:

( )( )

( ) )75,0+1(*31,15721032,0*2

=+1*

*2=

2

ftft

λbS

CCC

CrC

CrC = 0,4991 ft

4.1.13.6 Cuerda de la punta del canard " CtC ": Una vez calculado el valor de

" CrC " se procede a despejar CtC de la siguiente ecuación :

C

C

r

tC C

Cλ = despejando se obtiene....

ftCλCCC rCt 4991,0*75,0=*=

CtC = 0,3743 ft


91

4.1.13.7 Cuerda media geométrica del canard: Este valor de cuerda media

geométrica para el canard es un factor importante para el análisis y la construcción

y puede obtenerse si los valores de CrC y Cλ son conocidos, por lo tanto si se

lleva a cabo un reemplazo simple en la siguiente ecuación, se obtiene:

75,0+1)75,0(+75,0+1

4991,0*32

=+1

++132

=22

ftλλλ

CcC

CCrc C

ftcc 4396,0=

4.1.13.8 Configuración final del canard: La Figura 27 muestra la configuración

final del canard obtenida por medio del software AAA, la cual se encuentra acorde

con los cálculos obtenidos previamente.

Figura 27. Configuración final del Canard


92

4.1.13.9 Selección del perfil para el canard. : Para la selección del perfil del

canard se debe llevar a cabo los mismos análisis que se utilizaron para la

selección de los perfiles en las alas y el estabilizador vertical, solo que debe

tenerse en cuenta un aspecto adicional de suma importancia, el cual es la base

para una operación segura y estable de la aeronave dónde el canard debe entrar

en pérdida primero que el ala como se explicó previamente. Por tal motivo la

selección del perfil debe ser la adecuada.

A continuación se realiza una serie de comparaciones entre distintos perfiles, con

el fin de obtener el más apto para la operación eficiente del canard.

• Comparación 1



93

Como se muestra en la Figura 28 el perfil NACA 2410 cuenta con un mayor

coeficiente de sustentación si se le compara con el NACA 0009, el cual como se

observa claramente es un perfil simétrico de menor capacidad a la de un perfil con

camber.

Por otra parte aunque el perfil NACA 2410 presenta un mayor coeficiente de drag,

la diferencia es bastante sutil y no tendría mayores inconvenientes a la hora de

implementarlo dentro del diseño, además se debe tener en cuenta que el principal

objetivo es que el perfil seleccionado tenga la capacidad de generar la rotación

necesaria para el despegue. En este caso en particular se encuentra que el

NACA 2410 tiene buenos coeficientes de sustentación a pesar de que no es un

perfil con mucho thickness, y lo hace prácticamente ideal para ser utilizado en el

canard.


94

•Comparación 2



Como se muestra en la Figura 29 a pesar de que el perfil 0015 es mucho más

grueso que el NACA 2410, se encuentra que la sustentación que genera no es la

ideal. Aunque por lo general en las superficies estabilizadoras se usan perfiles

simétricos, en este caso en particular debido a que la aeronave no tiene una

configuración convencional con estabilizador horizontal hace que se deban

analizar factores adicionales. Por esta razón es necesario un perfil camberado

que ofrezca mayores coeficientes de sustentación pero no superiores a los del ala,

ya que se encontraría una condición indeseable.

95

• Comparación 3



Como se muestra en la Figura 30 a pesar de que el perfil NACA 0018 es de un

espesor muy alto, no logra alcanzar los coeficientes de sustentación que presenta

el perfil NACA 2410, con lo cual se demuestra claramente que los perfiles

simétricos no igualan las capacidades de los perfiles con camberado. Para el

caso del proyecto mini-UAV Z-15 Sky Spy, se ha optado por la utilización del perfil

NACA 2410 debido a que cumple con los objetivos propuestos en el diseño del

Canard, además que supera por un amplio margen el desempeño de los perfiles

simétricos como se demostró previamente en las diferentes comparaciones.

96

4.1.13.10 Angulo de Incidencia del Canard: Se considera que un ángulo ideal

para la instalación del Canard sea de 4º de incidencia, ya que como se muestra en

la Figura 31, el valor más alto en la relación (L/D) se encuentra en el punto

tangente a la curva CL Vs Cd unido por una línea imaginaria trazada desde el

origen para el perfil NACA 2410, en el cual ese punto se encuentra a un valor de

CL = 0,68 el cual se obtiene con un ángulo de 4º. Por tal motivo es ideal que el

ángulo de instalación del canard se realice a 4º para obtener la mayor efectividad

por parte de éste, además esto hace que se cumpla el objetivo propuesto en el

cual el Canard entra en pérdida primero que el ala, debido a que éste cuenta con

un ángulo de instalación mayor al del ala por 2º adicionales.

Figura 31. Valor del ángulo de incidencia para el canard

Punto tangente a la curva CL Vs Cd para el perfil NACA 4415.

Fuente. Los autores

97

4.1.14 Dimensionamiento de los alerones: Para llevar a cabo el

dimensionamiento de superficies de control como los alerones, se puede estimar

las dimensiones requeridas por medio de la Figura 32 , en la cual se muestra una

región sombreada que representa las dimensiones típicas de superficies para el

control de roll en diferentes aeronaves a lo largo del tiempo.

Se estima que típicamente, los alerones representan entre el 50% y el 92% de la

envergadura total del ala. El hecho de que este porcentaje no sea mayor se debe

a que es necesario guardar un cierto margen de espacio reservado para

superficies de sustentación como los flaps, y el hecho de que no sea menor es

debido a la perdida de efectividad en las superficies debido al limitado tamaño de

las mismas.

En el caso del mini-UAV Z-15 sky spy, se debe recordar que éste no cuenta con

superficies de hipersustentación como flaps, por lo cual es posible dar un mayor

porcentaje de la envergadura alar hacia los alerones, con el fin de lograr una mejor

efectividad al tenerse una mayor superficie de control y por lo tanto una mejor

maniobrabilidad, lo cual es indispensable para el proyecto. Por tal motivo como se

puede observar en la Figura 32, se le da un mayor porcentaje de la envergadura

alar a los alerones, de alrededor del 91%, con una cuerda de unos 5 cm lo cual

resulta en el punto señalado en la figura.

La realización de los cálculos se realiza de la siguiente manera:

Se asume que envergadura total del alerón = 0.91

envergadura del ala

Como la envergadura del ala es un dato conocido, entonces se realiza el despeje:

envergadura total del alerón = 0.91 * envergadura del ala

98

envergadura total del alerón = 0.91 * 4.593 ft

Ahora para encontrar la cuerda del alerón se lleva a cabo el siguiente despeje:

Se asume que Cuerda del alerón = 0.177

Cuerda del ala

Como la cuerda del ala es un dato conocido, entonces se realiza el despeje:

Cuerda del alerón = 0.177 * cuerda del ala

Cuerda del alerón = 0.177 * 0.9249 ft

Los datos obtenidos previamente se ilustran en la siguiente figura:


envergadura total del alerón = 4.179 ft = 128 cm

Cuerda del alerón = 0.164 ft = 5 cm

99

Figura 32. Líneas guía para el dimensionamiento de los alerones


4.1.15 Estimación del área y geometría de los elevadores: Para estimar el

área del Elevador, se procede a hallar una relación de Áreas apropiada entre el

Elevador y el Canard (Se/SC), obteniendo un valor promedio de datos obtenidos

para aeronaves tipo Homebuilts mostrados en la Tabla 8 , obtenida del libro

Airplane Design Parte II Pág. 191, de manera que al sumar estos valores y dividir

en el numero total de éstos se obtiene el valor buscado de Se/SC como se muestra

en la Tabla.

100

Tabla 7. Relación de Áreas entre Elevador y Canard

Tipo

Se/Sc

Pik - 21 0,45

Cp - 90 Pottier 0,50

P - 50R 0,52

Aerosport 0,48

Ord - Hume OH-4B 0,49

Sequoia 300 0,43


Fuente. Airplane Design Parte II

Una vez obtenida la relación de áreas se procede a calcular el área total de los

Elevadores.

2572103,0*478,0=*478,0= ftSS ce

Se = 0,27346 ft2

Definida el área del Elevador se procede a la definición de su geometría, las

dimensiones del Elevador se obtienen teniendo en cuenta practicidad en la

construcción y obtención del área propuesta para el mismo a partir de la geometría

del Canard, como se ilustra en la Figura 33.

101

Figura 33. Geometría de los elevadores

Fuente. Los autores

4.1.16 Estimación del área y geometría del Rudder: Para estimar el área del

Rudder, se aplica el mismo procedimiento con el cual se definió el área del

Elevador para hallar una relación de Áreas apropiada entre el Rudder y el

Estabilizador Vertical (Sr/Sv), obteniendo un valor promedio de datos obtenidos

para aeronaves tipo Homebuilts mostrados en la Tabla 9 , obtenida del libro

Airplane Design Parte II Pág. 191, de manera que al sumar estos valores y dividir

en el numero total de éstos se obtiene el valor buscado de Sr/Sv como se muestra

en la Tabla.

102

Tabla 8. Relación de Áreas entre Rudder y Estabilizador vertical

Tipo

Sr/Sv

CP – 750 0,55

CP - 90 POTTIER 0,50

P - 50R 0,42

Aerosport 0,38

SA - III 0,44

OH - 4B 0,71

Bede BD-8 0,24


Fuente. Airplane Design Parte II

Una vez obtenida la relación de áreas se procede a calcular el área del Rudder,

para esto no se utilizo el área total del Estabilizador vertical, el área utilizada es la

del Estabilizador vertical superior (Svs) a razón de que el Rudder esta posicionado

en esta parte del Estabilizador vertical.

vsr SS *463,0=

228149,0*463,0= ftSr


Sr = 0,13033 ft2

103

Definida el área del Rudder se procede a la definición de su geometría, las

dimensiones del Rudder se obtienen teniendo en cuenta la facilidad en

construcción y obtención del área propuesta para el mismo a partir de la geometría

del Estabilizador vertical superior, como se ilustra en la Figura 34.

Figura 34. Dimensiones del Rudder

Fuente. Los autores

4.1.17 Dimensionamiento y configuración del fuselaje: El fuselaje del Z – 15

Sky - Spy es de tipo tabaco, de sección semicircular de 10 cm. de lado, perfil

semi-aerodinámico con una longitud de 123 cm, como se muestra en las Figuras

35, 36 y 37. Este a su vez cuenta con la bancada del motor integrada en su parte

posterior, y espacios para alojar las raíces de las superficies aerodinámicas como

el canard y estabilizadores verticales, también cuenta con el acople para la

104

instalación del plano principal y los refuerzos estructurales necesarios para el

montaje del tren principal y de nariz.

A continuación se explica de manera más detallada cada uno de los aspectos

mencionados previamente:

Geometría: El largo del fuselaje tiene como objetivo posicionar los equipos de

control de vuelo, las cámaras con sus respectivos transmisores, y dejar un espacio

conveniente para situar equipos de navegación y sensores en caso de que el UAV

tenga algún desarrollo adicional. Esta geometría a su vez provee una optima

distancia para la ubicación del canard el cual al ser instalado genera un gran

momento alrededor del centro de gravedad de la aeronave, generando una gran

maniobrabilidad en función de los cambios en la deflexión del canardvator. La

geometría del fuselaje puede a su vez generar una componente mínima de lift el

cual ayuda a mejorar el performance de la aeronave.

Sección Transversal: La sección semi circular tiene como objetivo maximizar el

espacio interior de la aeronave, debido a que el cuadrado es la forma que mejor

aloja objetos dentro de ella, además de ser una construcción mucho mas simple y

económica, aspecto favorable en este proyecto donde una de las limitaciones

principales es el dinero. Este tipo de secciones presentan problemas en aviones

presurizados, y de alta velocidad, debidos a las concentraciones de esfuerzo en

las esquinas y al gran drag inducido que las formas cuadradas representan, pero

son de gran utilidad en aeronaves de baja velocidad que operan a poca altura.

Características adicionales: Dentro de estas características se encuentran la

bancada del motor incorporada al avión en la parte trasera, esto se hace por

simple construcción y por la necesidad de ubicar el motor dentro del fuselaje y en

la parte trasera, debido a las grandes dificultades que representa para el diseño

del UAV ubicarlo en un lugar diferente a este. También encontramos los refuerzos

105

necesarios para la instalación del tren de aterrizaje ya que este no puede ubicarse

en los planos principales por los refuerzos alares que esto significaría. Es por esto

que encontramos los refuerzos en la sección media y delantera inferior del

fuselaje. Otra característica que tiene el fuselaje son los puertos o entradas para

las superficies estabilizadoras y acoplamiento del plano principal los cuales

interactúan y transmiten sus fuerzas a través del tabaco del avión.

Figura 35. Dimensiones del fuselaje vista lateral

Fuente. Los autores

Nota: Todas las dimensiones se encuentran en pies.

Figura 36. Dimensiones del fuselaje vista frontal

Fuente. Los autores

106

Nota: Todas las dimensiones se encuentran en pies.

Figura 37. Vista en tres dimensiones del fuselaje

Fuente. Los autores.

4.1.18 Disposición del tren de aterrizaje: Es importante reconocer que los

trenes de aterrizaje se caracterizan principalmente por su complejidad debido a si

son Fijos ó Retráctiles. La utilización de una disposición u otra varía según el tipo

de aeronave, ya que se debe tener en cuenta los requerimientos de espacio y

peso si se desea implementar un tren de aterrizaje retráctil el cual implementa

sistemas hidráulicos que infieren directamente en el aumento de peso ó por otra

parte los efectos aerodinámicos que influyen a la hora de tener un tren de

aterrizaje con una disposición fija. Por lo general se observa que a lo largo del

tiempo la mayoría de aeronaves grandes ó de categoría de transporte que vuelan

a grandes velocidades implantan sistemas retráctiles para su tren de aterrizaje con

la complejidad de mecanismos que esto requiere, mientras que para aeronaves

pequeñas de categorías normal, utilitaria ó acrobática se implantan trenes fijos que

no requieren mayores desafíos tecnológicos.

107

Por las razones previamente mencionadas y debido a que el proyecto mini-UAV Z-

15 Sky Spy es de reducido tamaño, se encuentra que la disposición mas

adecuada para el tren de aterrizaje en este caso es un tren de aterrizaje fijo, que

perfectamente puede soportar las cargas de despegue y aterrizaje.

4.1.18.1 Tipos de configuración general para trenes de aterrizaje: Dentro de

los diferentes tipos de tren de aterrizaje se encuentran que las configuraciones

más utilizadas son las siguientes:

• Tandem

• Beaching gear (Para hidroplanos)

• Outrigger

• Tipo triciclo

• Tailwheel

De las configuraciones mencionadas anteriormente se encuentra que la más

utilizada y funcional es el Tipo Triciclo debido a su excelente maniobrabilidad en

tierra, seguridad durante el despegue y el aterrizaje, y muy buena estabilidad en

situaciones de sobre-frenado o pistas de aterrizaje con obstáculos de gran

tamaño.

Por las razones previamente mencionadas se ha decidido utilizar la configuración

Tipo Triciclo para el mini-UAV Z-15 Sky Spy pero además la razón principal para

elegir éste tipo de configuración es debido a la disposición del motor el cual esta

ubicado en la parte de atrás ó tipo Pusher como se le conoce comúnmente y el

cual impide la utilización de otro tipo de configuración.


108

4.1.18.2 Requerimientos del tren de aterrizaje: Dentro de los requerimientos

más importantes para trenes de aterrizaje según la metodología de Raymer y

Roskam se encuentra que debido a la rotación de la aeronave durante el

despegue se debe garantizar que ésta no golpee la parte trasera del fuselaje. De

igual manera se establecen ciertos requerimientos adicionales los cuales se

ilustran en la siguiente figura. Esto con el fin de aclarar que el proyecto mini-UAV

Z-15 se encuentra dentro de lo exigido como se demostrará en el siguiente

apartado.

Figura 38. Requerimientos esenciales para el tren de aterrizaje

Fuente. Airplane design Part IV. Dr Jan Roskam

Como se muestra en la Figura 38, los requerimientos más importantes hacen

referencia a los ángulos mínimos admisibles entre el tren principal y la cola del

avión, y entre el centro de gravedad y el tren principal, en los cuales se exige lo

siguiente:

109

A ≥ B

A ≥ 15º o55≤Ψ

4.1.18.3 Tren de aterrizaje dispuesto para el proyecto mini-UAV Z-15 Sky Spy: A continuación se muestra el tren de aterrizaje que será construido para el

mini-UAV Z-15, habiendo cumplido con los requerimientos exigidos y la

configuración tipo triciclo previamente establecida.

La Figura 39 muestra una vista lateral del tren de aterrizaje que cumple con los

requerimientos establecidos, en este caso el tren de aterrizaje para el mini-UAV Z-

15 Sky Spy tiene un ángulo de 34.9º respecto del centro de gravedad de la

aeronave.

Figura 39. Vista lateral del tren de aterrizaje para el mini-UAV Z-15

Fuente. Los autores

110

Por otra parte la Figura 40 muestra una vista en tres dimensiones del tren de

aterrizaje del mini-UAV Z-15 Sky Spy, cumpliendo con el requerimiento exigido en

el cual éste ángulo debe ser menor de 55º.

Figura 40. Vista en tres dimensiones del tren de aterrizaje para el mini-UAV Z-15

Fuente. Los autores

4.1.18.4 Posición del tren de aterrizaje en el fuselaje: Para seleccionar la

posición del tren de aterrizaje es de vital importancia la ubicación del centro de

gravedad de la aeronave el cual fue determinado previamente con el fin de

garantizar el cumplimiento de los ángulos establecidos, como se mostró en la

Figura 38 y que garantizan el buen funcionamiento del conjunto avión-tren de

aterrizaje durante los procedimientos de decolaje, aterrizaje y carreteo.

Además es de suma importancia distribuir la carga del avión en cada uno de los

miembros del tren de aterrizaje, ya que el tren de nariz debe recibir entre el 20% -

30% de la carga total del avión cuando este se encuentra carreteando y en la

111

carrera de decolaje, y del 70%-80% para el tren principal. En el caso del mini-UAV

Z-15 Sky Spy la carga se encuentra distribuida de la siguiente manera:

Tren de nariz = 20.9 % correspondiente a 1.25 Lbs

Tren principal = 79.1% correspondiente a 4.72 Lbs.

Otro aspecto a tener en cuenta es la posición de las llantas del tren principal en el

plano Y-Z ya que de esto depende la estabilidad el avión en el momento de

contacto con tierra (Touch Down). Para evitar que la aeronave presente

problemas en este sentido se necesita que el tren principal no sobrepase por

exceso o por defecto ninguno de los valores mostrados en la Figura 38.

4.1.19 Configuración final de la aeronave: Ahora que el dimensionamiento total

de las diferentes superficies y elementos instalados dentro del mini UAV Z-15 Sky

Spy han sido determinados, es posible realizar la unión total del conjunto.

En la Figura 41 se muestra una vista lateral de la aeronave mini-UAV Z-15.

Figura 41. Vista lateral de la aeronave

Fuente. Los autores

112

La Figura 42 muestra una vista frontal del mini-UAV Z-15 Sky Spy, con todos sus

superficies y el tren de aterrizaje tipo triciclo.

Figura 42. Vista frontal de la aeronave

Fuente. Los autores

La Figura 43 muestra una vista superior de la aeronave en la cual se puede

apreciar perfectamente la superficie alar y el canard, además se puede ver desde

una mejor perspectiva la separación que existe entre en el canard y el ala, con el

fin de evitar los efectos aerodinámicos que se mencionaron previamente.


113

Figura 43. Vista superior de la aeronave

Fuente. Los autores

La Figura 44 muestra la aeronave mini-UAV Z-15 Sky Spy en tres dimensiones, de

manera que es posible apreciar el modelo final que será presentado y probado

para desarrollar las funciones para las cuales fue diseñado.


114

Figura 44. Vista en tres dimensiones de la aeronave

Fuente. Los autores

4.1.20 Estudio aerodinámico del Plano principal y Canard: En lo referente a la

aerodinámica de la aeronave se estudiará la manera cómo ésta se comporta en

las diferentes condiciones de vuelo, con el fin de lograr el mayor rendimiento y

eficiencia. Además se busca determinar y evaluar los parámetros aerodinámicos

más importantes como la sustentación, la resistencia al avance (drag), la

estabilidad y controlabilidad y finalmente los efectos de potencia sobre la

aeronave.


115

4.1.20.1 Sustentación del ala en función del ángulo de ataque: En la Figura 45

se muestra el cambio del coeficiente de sustentación del ala en función del ángulo

de ataque de la misma. Por otra parte se encuentra que el máximo WLC se logra

cuando se alcanza un ángulo de 15 grados con respecto al viento relativo. Es

decir que para el ángulo de incidencia del avión ( 2º ) el WLC del plano principal

equivale aproximadamente a 0.4192

Figura 45. Coeficiente de sustentación del ala Vs. Ángulo de ataque.

Fuente. Los autores

WL SqCL **=

6,033lbs=219.4*75026.2*52.0= 2ftL

116

De esta manera se muestra que el ala genera la sustentación necesaria para el

vuelo de crucero, ya que la aeronave tiene un peso de despegue de 5,98 lbs.

4.1.20.2 Distribución de sustentación a lo largo del ala: Por medio del

software de diseño AAA es posible encontrar la distribución de sustentación a lo

largo del ala. De la siguiente gráfica y la anterior se pueden extractar los

siguientes datos y conclusiones.

• El plano principal alcanza un valor máximo de su coeficiente de sustentación

igual a 0.4192

• Como era de esperarse el máximo valor de WLC se logra en la raíz del ala y el

menor en la punta lo cual se debe al valor de taperado seleccionado durante la

etapa de diseño del plano.

• Se puede observar que coeficiente del plano puede alcanzar valores cercanos al

valor máximo de lC del perfil a grandes ángulos de ataque, lo cual muestra la

versatilidad y gran eficiencia que esta ala posee.

Figura 46. Distribución de sustentación a lo largo del plano.

117

Fuente: Los autores

4.1.20.3 Distribución de drag a lo largo del ala: En la Figura 47 se encuentra la

línea que describe el comportamiento del coeficiente de arrastre a lo largo de la

envergadura del ala, se debe anotar que en las puntas del plano el CD se reduce

sustancialmente pero no llega a cero, esto se debe probablemente a que cualquier

sección por pequeña que sea, provoca una resistencia al avance significativo.

Figura 47. Distribución del drag a lo largo del ala.

Fuente. Los autores

4.1.20.4 Distribución de sustentación para el canard: La siguiente gráfica se

muestra la forma en que se distribuye la sustentación a lo largo del Canard, se

puede observar que el coeficiente CLC es menor que el del plano principal, esto

debido a que el Canard es menos eficiente que el ala a causa de su configuración

geométrica, que incluye una relación de aspecto menor, un perfil de menos grosor

y eficiencia, etc.

118

Figura 48. Distribución de sustentación del canard

Fuente. Los autores

4.1.20.5 Distribución de drag a lo largo del canard: En la Figura 49 se indican

los valores que toma el coeficiente de drag en función de la envergadura del

canard, estos valores son un muy similares a los que se encuentran en la

distribución de drag del plano principal, solo se diferencian por una leve

disminución del arrastre en la punta del canard.


119

Figura 49. Distribución de drag a lo largo del canard

Fuente. Los autores

4.1.20.6 Drag polar de la aeronave: El drag polar indica el cambio de

coeficiente de drag, en función del cambio en el coeficiente de

sustentación. De esto resulta que entre mayor sea la relación entre el

CL / CD mejor será la eficiencia de la aeronave.

En el caso del mini-UAV Z-15 Sky Spy esta relación se encuentra descrita por la

siguiente figura donde el punto azul indica la relación para la fase de crucero.


120

Figura 50. Drag polar de la aeronave mini-UAV Z-15 Sky Spy

Punto CL Vs CD en crucero para el mini-UAV Z-15 Sky Spy

Fuente. Los autores

Entonces la relación de Sustentación - Arrastre para el mini - UAV Sky Spy en fase

de crucero resulta ser:

65,9=0434,04192,0

==DL

CC

D

L


121

5. MATERIALES DE FABRICACIÓN

Los materiales utilizados para la fabricación del mini-UAV Z-15 Sky Spy se

encuentran listados a continuación:

• Papel monocote

• Espuma de poliestireno

• Balso de varios calibres.

• Varilla de ( 1/4" )

• Pegante epóxico

La utilización de estos materiales se encuentra mas detalladamente en la Figura

51, en la cual se muestran las diferentes zonas de la aeronave con su respectivo

material incorporado.

Figura 51. Materiales de fabricación para el mini-UAV Z-15 Sky Spy

Fuente. Los autores

122

Con el fin de crear una estructura liviana y de alta resistencia, se optó por un

material innovador tipo Sandwich para la construcción de las alas, el cual

incorpora como núcleo a la espuma de poliestireno y un recubrimiento con lamina

de valso de 2 mm de espesor que a su vez tiene un recubrimiento exterior con

papel monocote, el cual es altamente utilizado para este tipo de diseños. La Figura

52 muestra éste tipo de concepto utilizado para el mini-UAV Z-15 Sky Spy, con los

materiales incorporados en la superficie alar.

Figura 52. Material tipo sandwich utilizado para la superficie alar.

Fuente. Los autores


123

6. COSTOS DE FABRICACION DEL PROTOTIPO

En la siguiente tabla se ilustra en detalle el costo (en pesos colombianos) de cada

uno de los componentes integrados en la elaboración del proyecto y construcción

del primer prototipo dándose un costo total del mini UAV Sky Spy Z-15 de

$1`297.000 pesos (sin incluir gastos adicionales), es decir $53.000 pesos menos

del presupuesto estimado inicialmente de $1`500.000 pesos como se mostrará a

continuación.

Con esto se busca justificar la productividad de ésta aeronave en ocasiones

futuras, y contribuir al desarrollo de la industria aeronáutica del país.

Tabla 9. Costos de fabricación prototipo

COMPONENTE CANTIDAD

COSTO/UNIDAD COSTO TOTAL

Manufactura

Materiales - - 300000

Mano de Obra - - 250000

Planta Motriz

Motor Super Tigre GS45 1 15000 150000

Hélice APC 10 X 6 Tipo Pusher 2 12000 24000

Tanque de combustible 8 Onz. 1 16000 16000

Línea de Combustible 2 1500 3000

Bancada 1 15000 15000

Galón de combustible MFP 5% 1 35000 35000

Sistema de Radio Control

Kit 4 Channels Futaba Sky Sport 1 280000 280000

124

Kit Accesorios de Servos 1 30000 30000

Video

Kit Cámara Espía 2 100000 200000

Batería 9 v 2 5000 10000

Tren de Aterrizaje

Tren de nariz 1 12000 12000

Tren principal 1 16000 16000

Llanta 1 7000 7000

Llanta 1 9000 9000

Gastos Adicionales

Papelería y Presentación - - 70000

Derecho de Pista - - 60000

Transportes - - 80000

Envio de motor y kit futaba - - 150000

COSTO TOTAL DEL PROYECTO 1'447.000

Fuente. Los autores


125

7. RECOMENDACIONES

Para el proyecto mini – UAV Z-15 Sky Spy se investigó y se trabajó todo lo

referente en cuanto al diseño, construcción, selección de planta motriz y equipos

de la aeronave, esto llevó a una serie de conclusiones que se enumeran en el

siguiente apartado.

Por otra parte existen una serie de recomendaciones que han sido analizadas y

estudiadas por los autores de este proyecto para que los futuros ingenieros

aeronáuticos que en alguna ocasión quieran continuar investigando y trabajando

en este proyecto, puedan tener una guía y unos objetivos a seguir.

Estas recomendaciones son el resultado de las conclusiones y algunos de los

ensayos en pruebas de vuelo del Sky Spy y se dividen en correctivas y evolutivas.

Correctivas.

Disminuir la proporción de deflexión del elevador en función del movimiento

realizado en el radio control, ya que la rapidez con la que este movimiento se

realiza causa inestabilidad en el control del pitch del mini-UAV Z-15.

Limitar el rango de deflexión del Canardvator.

126

Evolutivas

Configurar el avión para que opere con un dispositivo nivelador de vuelo el

cual por medio de un gyro envía señales electrónicas a los servos de la

aeronave para que esta mantenga el vuelo nivelado automáticamente, dando

como resultado una aeronave mucho mas fácil de controlar por pilotos con

poca experiencia.

Instalación de un equipo de GPS con que pueda transmitir por telemetría

datos de velocidad y altura al piloto.

Diseñar e implementar el software y el hardware que permita a la aeronave ser

completamente autónoma y para realizar su operación sin ninguna

intervención humana durante la fase de vuelo.


127

8. CONCLUSIONES

Se diseño y construyo completamente un Mini – UAV con cámara integrada

dentro del plazo del proyecto.

Se diseñaron y dimensionaron todas las superficies aerodinámicas del la

aeronave, su fuselaje y tren de aterrizaje.

Se realizaron análisis aerodinámicos para las distintas superficies y partes del

Mini – UAV.

Se llevo a cabo una adecuada selección de todos los dispositivos instalados a

bordo del mini UAV como lo son servos, receptor, cámara, etc. También se

escogió una plata motriz que cumple de con los requerimientos de diseño de la

aeronave sin incurrir en el sobre-dimensionamiento.

Se seleccionaron materiales livianos y de alta resistencia con el fin de ahorrar

peso y dar a la aeronave excelentes cualidades en cuanto a resistencia

estructural se refiere. Además estos fueron fabricados con las más recientes

técnicas de construcción de aviones miniatura.


128

8.1 CONCLUSIONES ADICIONALES

• Se ha demostrado que es posible diseñar y construir aeronaves con fines útiles,

y que ayudan al desarrollo aeronáutico y tecnológico del país.

• El concepto del canard creado por los hermanos Wright demuestra que aún es

posible retomar éste tipo de concepto y aplicarlo a las aeronaves actuales,

obteniéndose excelentes resultados de eficiencia.

• La eficiencia del canard y de la aeronave misma, radica en el principio

fundamental en el cual el canard debe entrar en pérdida primero que el ala, porque

de lo contrario se presentaría una condición de inestabilidad indeseable.

• El mini-UAV Z-15 Sky Spy introdujo aspectos no convencionales que

demostraron ser igualmente eficientes a los utilizados frecuentemente, como fue el

caso del innovador estabilizador vertical - patín de cola.

• Los vehículos aéreos no tripulados (UAV) han ganado una gran importancia en

el país, debido a que permiten vigilar zonas de alto riesgo sin la necesidad de

exponer vidas humanas.

• La fabricación de aeronaves de reducido tamaño y sin tripulación con fines de

espionaje, fotografía aérea y vigilancia demuestran ser mucho mas económicas en

cuanto a fabricación y operación que las aeronaves actuales que cumplen con los

mismos objetivos.

129

• Se pudo hacer realidad el diseño y construcción de un avión canard no tripulado,

el cual era uno de los objetivos principales del la tesis, sentando un precedente

para que los futuros ingenieros aeronáuticos puedan desarrollar aun mas,

configuraciones no convencionales de avión.

• A pesar de haber trabajado en el diseño ingenieril basado en un método

establecido, podemos concluir que esta metodología no siempre es la mas

adecuada para todos las posibilidades e ideas que la mente de un ingeniero

aeronáutico puede tener, haciendo necesaria la implementaron de métodos

propios y mas prácticos basados en algunas ocasiones en el ensayo y error.

• Se comprobó una vez mas la gran maniobrabilidad del canard, pero a su vez

también se pudo poner en evidencia la tendencia a la inestabilidad de pitch, motivo

por el cual no ha tenido el desarrollo ni uso popular en el transporte de pasajeros ,

pero en cambio a sido ampliamente utilizado para los aviones de combate.


130

BIBLIOGRAFÍA

• Anderson, John D Introduction to Flight. Ed. Mac Graw-Hill.

• Dr Roskam, Jan. Airplane Flight Dynamics and Automatic Flight Controls, Ed.

Dar Corporation.

• Luzadder, Warren J. Fundamentals Of Engineering Drawing. Ed. Prentice-Hall.

• Anderson, John D. Fundamentals Of Aerodynamics. Ed. Mac Graw-Hill.

• Dr Roskam, Jan Airplane Design Part I,II,III,IV,V,VI,VII,VIII, Ed.Dar Corporation

• Raymer, Daniel Aircraft Design: A Conceptual Approach, Ed. Washington

• Edward Chuan-Tau Applied Airfoil And Wing Theory, Ed. Cheg chug book

company

• Norma Técnica Colombiana: NTC 1486. ICONTEC 2005

• Manual De Normas De Dibujo Técnico. ICONTEC 2005

• www.towerhobbies.com.

131

ANEXO A

La siguientes fotografías fueron obtenidas durante la fase de construcción del

mini-UAV Z-15 Sky Spy, la cual se llevó a cabo entre los meses de Noviembre y

Enero.

Punta del fuselaje y ranuras para la instalación del canard.

Plano principal donde se observa la estructura de poliestireno con cubierta de

balso

132

Estabilizador vertical superior y parte posterior del fuselaje

Vista trasera del fuselaje dónde se observa la bancada del motor y el anidamiento

para el tanque de combustible

133

Vista lateral del fuselaje previo a la instalación del monocote.

Vista frontal del canard y fuselaje en su última etapa de trabajo estructural previo a

la instalación del papel monocote

134

ANEXO B

Las siguientes fotografías muestran el mini-UAV Z-15 Sky Spy finalizado, con

todos sus sistemas instalados y listo para su primer vuelo de prueba.

Vista trasera del mini-UAV Z-15 terminado

Vista frontal del mini-UAV Z-15 Sky Spy terminado

135

Vista lateral del estabilizador vertical superior e inferior

Sky Spy en pruebas de carreteo

136

Sky Spy Z-15 en la prueba de pesaje

Alistamiento Sky Spy Z-15 previo al carreteo

1400

402,34

407,42

472,5

3

157,13

699,75170

61,5 608,65 319,28

254

1213,43

Plano 1/6

23/04/06

A1

Dimensiones en milimetrosángulos en grados

tolerancias ±0,5 y ±1º

PROYECTO SKY SPY Z-15UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURARevisado

DibujadoFecha

GRUPO SKY SPYNombre

Titulo

Rev 1

Conjunto SKY SPY Z-15 Escala 1:5

23/04/06

Númerode

elementoNombre del elemento Cantidad Observaciones

11 Protector de Camara 1

10 Hélice 1 Tipo Pusher

9 Motor 1 Super Tigre GS45

8 Estabilizador vertical inferior 1

7 Fuselaje 1

6 Conjunto Tren principal 1

5 Conjunto Tren de nariz 1

4 Conjunto Estabilizador vertical 1

3 Conjunto Canard 1

2 Conjunto Ala 1

1 Conjunto SKY SPY Z-15 1

5,48 Lb Peso en vacio5,98 Lb

0,5 Lb1,16 Lb1,45 Hp66 ft

32,4 Knot

Peso de despegue

Peso combustible Peso motor Potencia Motor Distancia de despegue Velocidad de crucero

45°

1

2

3

4

5

6

7

8

9

11

11

O69

,85O 50,42

Rev1 Escala Plano 2/6

23/04/06

A2




DibujadoFecha

GRUPO SKY SPYNombre

TituloConjunto Ala

Escala 1:5

23/04/06

1400

320,0

4

240,7

9

2°

75,38

597,14

5°

A

A CORTE A-A

PERFIL NACA 4415

1

2

3

105

Númerode


3 Aleron Derecho 1

2 Aleron Izquierdo 1

1 Conjunto Ala 1 Unico Perfil Naca 4415

Rev1

Conjunto Canard Escala 1:1 Plano 3/6

23/04/06

A2



Titulo


DibujadoFecha

GRUPO SKY SPYNombre

Númerode


3 Elevador Derecho 1

2 Elevador Izquierdo 1

1 Conjunto Ala 1 Unico Perfil Naca 4415

112,73

148,9

9

402,34

53,06

67,86

143,59

87,25

3°

1

2

3

A

A CORTE A-A

PERFIL NACA 2410

8°

Rev1

Estabilizador Vertical Inferior Escala 1:1 Plano 5/6

23/04/06

A2



Titulo


DibujadoFecha

GRUPO SKY SPYNombre

Titulo

97,78

128,59

76,9343°

22°

5°

26,16

166,92 113,44

16,51

91,23

PERFIL NACA 0009

Rev1

Conjunto Estabilizador Vertical Escala 1:1 Plano 4/6

23/04/06

A2



Titulo


DibujadoFecha

GRUPO SKY SPYNombre

Titulo

131,53

87,721

6,465

20103,81

84,87

60,0311,35

20,5°

1

2

11°

Númerode


2 Rudder 1

1 Conjunto Estabilizador Vertical 1 Unico Perfil Naca 0009

PERFIL NACA 0009

Rev1

Fuselage Escala 1:2 Plano 6/6

23/04/06

A2



Titulo


DibujadoFecha

GRUPO SKY SPYNombre

Titulo

100

R 10

100

1213,43

48

R94,52

319,85

148,99

88,55

O77

A

DETALLE AR 3,54

5,54

O 4

113,7

62,92

670,14

658,23

61,5 928,51

Fecha: Junio 5 de 2006 -...

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