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PROYECTO FÉNiXLong Range Reconnaissance Unmanned Aerial Vehicle
José Antonio Guillén CabelloRoberto López Álvarez
Cristina Castaño FuentesJavier Liberato Delgado
Juan Carlos Cantos MateosVictor Irache Corellano
1Cálculo de Aviones, Grupo 5
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Diseño
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
DiseñoMotivación del diseño.
UAV’s de referencia:
Shadow 200
Viking 100
Nearchos
Diseños preliminares:
-Diseño innovador.-Configuración ala alta.-Motor en configuración pusher.-Cola en U invertida.-Tren de aterrizaje tipo triciclo.
-Diseño conservador.-Configuración ala alta.-Motor en configuración pusher.-Cola en U.-Tren de aterrizaje tipo triciclo.
Inconvenientes:- Tail-boom debe soportar peso cola.- Góndola motor provoca resistencia.- Problemas impacto cola con suelo.
Modelo I
Modelo II3
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
DiseñoEvolución del diseño.
Idea de partidaEstimación pesos
Diseño final
16-10-2008
20-11-2008
16-01-20094
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
DiseñoCaracterísticas del diseño final.
5
1) Peso total: 32,65 kg.2) Envergadura: 3,14 m.3) Longitud total: 2,40 m.4) Altura: 0,60 m.5) Diseño simple y atractivo.
6) Incorpora cámara de vigilancia en el morro.
7) Tiene capacidad para albergar hasta el doble del
combustible requerido por la misión del RFP.
8) Se puede adaptar a cambios en la misión original.
9) Se puede desmontar, ocupando un reducido
volumen.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
DiseñoUbicación de la cámara de vigilancia.
Dispositivo elegido: Diseño CATIA:
6
BTC-40 – 40mm Ball Turret Camera
Peso: 80 gr
Dimensiones: Alto: 6,985 cmLargo: 8,890 cmAncho: 5,080 cm
Características:- Alta resolución- Sensor día/noche- Lentes intercambiables
Cámara
Carcasa de metacrilato
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
DiseñoCambios en la misión original: modularidad.
El resto de áreas de trabajo determinaría:- Si es posible llevar a cabo una nueva
misión con la modularidad establecida.
- Qué partes deberían ser sustituidaspor otras.
- Cuáles serían las nuevas característicasde los módulos a usar.
El LR2UAV puede dividirse en 13 partes
Estas partes están diseñadas de forma que se pueden intercambiar por
otras de diferentes características
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
DiseñoDesmontaje y transporte.
1200mm1400mm
500mm
- El LR2UAV puede ser fácilmentedesmontado, guardado y trasportadoen un volumen de sólo 0,84 m3.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Ø3510
25
Cuaderna
Carga de pago
Paredes
28,28
Ø30
Fuselaje:- Longitud 1,5 m. y diámetro 35 cm.- Cuadernas cada 10 cm., de madera de
balsa y espesor 3,175 mm.- Revestimiento de madera de balsa de
3,175 mm. de espesor.- Larguerillos cada 30º.- Cortafuegos de contrachapado
en la última sección.- Suelo y paredes para acomodar la carga
de pago.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Ala:- Envergadura de 3,14 m. y cuerda de
42 cm. en el encastre.- Perfil aerodinámico real (NACA 2415).- Estrechamiento del ala.- Costillas maestras en las zonas con
mayores cargas: encastre fuselaje.- Bordes de ataque y de salida.- Revestimiento en madera de balsa
de 3,175 mm. de espesor.- Estructura tipo sandwich para los
largueros, colocados al 20 y 60 %.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Estabilizadores:- La estructura es análoga para el horizontal
y los verticales.- El larguero delantero está formado por 2
soportes de madera de abeto. El trasero lo forman 2 largueros de 9,525 mm. de espesor de madera de balsa.
- Se contempla la instalación de bisagras para las superficies de control.
- Perfil aerodinámico real (NACA 0012).- Borde de ataque y de salida.- Cogidas de aluminio para tailboom.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Refuerzos:
- Mayor número de larguerillos longitudinales en el fuselaje, hasta un total de 18, dejando hueco en el morro para colocar la cámara.
- Cuadernas maestras del fuselajerellenas en la parte inferior
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Refuerzos:
- Dos travesaños longitudinales bajo el suelo del fuselaje.
- Bancada del motor realizada enaluminio y situada en la sección de cortafuego.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Refuerzos:
- Separación variable de costillasen el ala.
Raíz del ala: C/ 5 cm.Zona intermedia: C/ 7,5 cm.Punta del ala: C/ 10 cm.
Además, colocamos una costillamaestra en la zona del encastre y enla punta para reforzar.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Refuerzos:
- Dos Tail-booms realizados enaluminio, con 3 cm. de diámetro y1,5 mm. de espesor.
- Cogidas circulares también de aluminio, tanto para el VTP como parael ala.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Refuerzos:
- Unión entre el HTP y el VTP graciasa una L redondeada, para evitarconcentradores de tensión.
- Incremento del peso de ala, fuselajey estabilizadores un 16%, por ser zonas críticas que deben estar reforzadas (adhesivos, etc.)
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Elemento Peso (gr)
Ala 3660
HTP 475
VTP 735
Tren morro 650
Tren principal 1290
Fuselaje 4770
Motor 2200
Tail boom (2) 1070
Peso en vacío 14850
Desglose de pesos:
- Detallamos el peso de cada unade las partes de nuestra aeronave.
- Hemos considerado el peso de losservomecanismos: 60 g. cada uno.
- El peso total de nuestro modelo,realizado en CATIA V5, es de32,65Kg.
Elemento Peso (gr)
Peso en vacío 14850
Combustible 2800
Carga de pago 15000
Total 32650
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Peso total y CDG:
- Mostramos la disposición finalde la carga de pago.
- La posición del CDG, con la siguienteconfiguración de carga de pago esde 1035 mm. respecto al morro.Debe estar situado entre el tren delantero y el principal.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estructuras
Estimación de esfuerzos
- Esfuerzo en cada encastre
- Esfuerzo debido al motor
R1 =
Cálculo de Reacciones
W ⋅ ltrenppal−cdg
lentre− trenes
= 5,66Kg
R2 = W − R1
2=13,56Kg
NfgWnL s 95,4792maxmax =⋅⋅⋅=
mNyLPar s ⋅=⋅= 37,290maxmax
Parmotor = W motor ⋅ g ⋅ y motor = 11,2N ⋅ m
R2 R1
2020
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Aerodinámica
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Aerodinámica
PERFILES SELECIONADOS :
2222
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Aerodinámica
PLANTA DEL ALA:
2323
A 8,98
D 0,35
b 3,14
S 1,1
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
AerodinámicaPROPIEDADES GEOMÉTRICAS DEL ALA:
λ 0,5
e 0,937
2424
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
AerodinámicaPROPIEDADES DEL ALA
‐0,2
0
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
1,6
‐0,1 ‐0,05 0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3
CL
Angulo de ataque (radianes)
Coeficiente de sustentacion del Ala Y el Perfil
Ala
Perfil
‐0,5
0
0,5
1
1,5
2
0 0,005 0,01 0,015 0,02 0,025 0,03
CL
CD
Polar del Ala
Polar del Ala
Polar perfil
Conversión a 3D:-Clαala < CLαpelfil
- Cloala < CLopelfil
2525
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
AerodinámicaFASES DE LA MISIÓN DEL UAV:
Despegue Subida Crucero Espera Descenso Aterrizaje
V 80,172 91,08 165 90 87,12 86,832
M 0,0656 0,0746 0,135 0,0737 0,0713 0,0711
CDO 0,0318 0,0245 0,0218 0,0283 0,0318 0,0318
Emax 14,410 16,436 17,388 15,272 14,418 14,424
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y Control
Objetivos:
Definir y ubicar las superficies de control para equilibrar la aeronave y garantizar su estabilidad estática de en el segmento de crucero.
- Longitudinal: Margen de estabilidad adecuado. Trimado.- Lateral-Direccional: Soportar un viento lateral β≤15º. Trimado
Posteriormente comprobar un comportamiento o estabilidad dinámicaaceptable.
- Longitudinal: Modo fugoide y periodo corto.- Lateral-Direccional: Modo Balanceo Holandés y Espiral.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y Control
Estabilidad Estática
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
Geometría del HTP.
- Envergadura igual que parte rectangular del ala -> simplicidad estructural y fabricación.- Superficie dentro del rango estadístico de otras aeronaves: Sh= 0,15÷0,37 Sw.- Análisis de trimado -> ángulos reducidos en crucero y aceptable a bajas velocidades.
Sh= 0,18Sw=0,198 m2
Se=0,4Sh=0,08 m2
Dimensiones del HTP y timón de dirección
3030Cotas en mm
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
Ubicación longitudinal. Margen de estabilidad.- SM óptimo ≈15% -> Compromiso estabilidad vs maniobrabilidad.- Ángulo de ataque reducido en crucero.- HTP alto -> minimizar perturbación por downwash del ala y flujo del motor.- Situación del combustible en CG -> SM ≈ cte.
9441087
1035
2295
Distribución longitudinal de Ca’s y CG
Tail-boom = 1,35 m
3131Cotas en mm.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y Control
Análisis de Margen de estabilidad.
ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
- Peso variable (combustible) en el C.G. -> SM≈cte -> Combustible adicional.- Variación de SM por reubicación de PL -> SM ya no cte.
Situación admisible de la carga de pago
10%
11%
12%
13%
14%
15%
16%
17%
18%
19%
20%
850 860 870 880 890 900 910 920 930 940
XPL (mm)
SM
Wf = 0Wf = Max
SM vs Wfuel
13%
14%
15%
16%
17%
0 500 1000 1500 2000 2500
Wfuel (gr)
SM
3232
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
- Equilibrio de Fuerzas verticales:- CLcrucero ≈ 0,23 Curvas de sustentación y momentos globales de la aeronave
-0,6
-0,4
-0,2
0
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
-3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
α (º)
CL
CM
CL0 0,1855 -CLα 0,0999 1/ºCLδe 0,0133 1/º
CM0 0,0045 -CMα -0,0150 1/ºCMδe -0,0082 1/º
α = 0÷1º
- Se cumplen los criterios de estabilidad.
Ánalisis de Trimado. Ángulo de ataque.
iw= 0º3333
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
Análisis de Trimado. Deflexión del timón de profundidad.
- Trimado variable con el peso (+combustible -> ↑).- Angulo de encastre -> reducción de ángulos de trimado.- Trimado para segmento de loiter (↓V) aceptable -> necesario aumentar Sh.
Trimado en función de peso de combustible
-2
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
0 500 1000 1500 2000 2500
Wfuel (kg)
(º)
α
δε
Trimado en función de la velocidad
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
10
15
80 100 120 140 160 180 200
V (Km/h)
(º)
αδε
it= -0,15º3434
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
Geometría y ubicación del VTP.- Envergadura corta -> Reducción de momento de alabeo y distancia del CA desde el CG.- Superficie dentro del rango estadístico: Sv= 0,04÷0,27 Sw.
- Análisis de trimado -> deflexiones de superficies de control aceptables (<25º). - Ubicación y cuerda en punta establecida por HTP (margen de estabilidad) -> Flecha.
Sv= 0,14Sw=0,154 m2
Sr=0,36Sv=0,056 m2
Dimensiones del VTP y timón de dirección 3535Cotas en mm
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
Geometría de alerones.
- Suficiente momento de alabeo: CLδa= 0,1÷0,125 Sw.
Dimensiones de alerones Cotas en mm
Sa=0,026Sw=0,082 m2
3636
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
Análisis de Trimado. Viento lateral o resbalamiento β≤15º.
Trimado para viento lateral
-15
-10
-5
0
5
10
15
-20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20
β (º)
(º)
da (º)dr (º)phi (º)
Derivadas de estabilidad.Criterios de estabilidad: CLβ<0
=-0,40082 0 0,215894-0,03857 0,1104 0,0331790,053192 -0,0072 -0,08228
β objetivo (º) δa (º) δr (º) phi (º)
3737
Λw = 2º Γw= 0º
15 2,39 -9,49 8,54
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL.
Análisis de Trimado. Efectos del peso y la velocidad.
Trimado lateral-direccional en función de la velocidad(β=15º)
-15
-10
-5
0
5
10
15
80 100 120 140 160 180 200 220
V (km/h)
(º)
da (º)dr (º)phi (º) Trimado lateral-direccional en función del consumo de combustible
(β=15º)
-15
-10
-5
0
5
10
15
0 500 1000 1500 2000 2500
Combustible (kg)
(º)
da (º)dr (º)phi (º)
3838
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y Control
Estabilidad Dinámica
39
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINAL.
Modo Periodo Corto.
λ = - 2.8634 ± 2.57 i
ωnsp= 3.85 s-1
ζsp= 0.74 Ns/m
test = 25 seg T= 1.6 seg
Short Period Damping Ratio Limits MIL-F-8785CCategory A and C Flights Phases
Level Minimum MaximumLevel 1* 0.35 ← ζsp → 1.30Level 2 0.25 ← ζsp → 2.00Level 3 0.15** ← ζsp → no maximum
404040
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINAL.
Modo Fugoide.
λ = - 0.0285 ± 0.5777 i
ωnph= 0.5784 s-1
ζph= 0.049 Ns/m
test = 150 seg T= 11 seg
Phugoid Damping RequirementsMIL –F-8785C
Level 1 ζph ≥ 0.04Level II ζph ≥ 0Level III T2ph ≥ 55 sec
4141
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINAL.
Modo Balanceo Holandés.
λ = - 0.01287 ± 10.5866 i
ωnd= 0.6005 s-1
ζpd= 0.214 Ns/m
test = 40 seg T= 11 seg
Minimum Dutch Roll Undamped Natural Frecuency and Damping Ratio Requirements
MIL-F-8785C
LevelFlight Phase
CategoryAirplane
ClassMin. ζd
Min. ζdωnd
Min. ωnd
I,II-C and IV 0.08 0.15 1.0Level 1 C
II-L and III 0.08 0.10 0.4
4242
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Estabilidad y ControlCRITERIOS DE ESTABILIDAD
Matriz de cumplimiento.
Criterio Ecuación Valor Validación
“Forward Speed Stability” -0.1739
“Side Stability” -0.4008
“Vertical Speed Stability” 5.726
“Angle of attack stability” -0.8596
“Angle of Sideslip Stability” 0.0532
“Roll Rate Stability” -0.4437
“Pitch Rate Stability” -24.38
“Forward Speed on Pitching Moment” 0.121
“Sideslip on Rolling Moment” -0.0386
“Yaw Rate Stability” -0.1271
4343
( ) ( ) 0211 <⋅−+−
cruiseDTxDuTxu V
CCCC
0<+ ββ TyY CC
0<αLC
0<αMC
0>+ ββ nTn CC
0<lpC
0<MqC
0>+ MTuMu CC
0<βlC
0<nrC
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones
4444
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones
45
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones
250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 3500
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
W/S (N/m2)
T/W
Selección de motor
2290 mN
SWto =
3.0=to
to
WT
Selección de motor
46
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones
0 10 20 30 40 50 60 70 800
1000
2000
3000
4000
5000
6000
7000
Velocidad [m/s]
Pot
enci
a [W
]
0 10 20 30 40 50 60 70 800
50
100
150
200
250
300
350
Velocidad
T,D
Masa motor= 1.600 kg
37.18cc y 3.682 BHP
Propeller 16” x 8
Velocidad crucero 45.83 m/s
Palanca delta = 0.8
Potencia requerida
Potencia disponible
Masa fuel= 2.817kg
47
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones: Crucero
0 10 20 30 40 50 60 70 800
2
4
6
8
10
12
14x 105 Alcance
Velocidad [m/s]
Alc
ance
[m]
Cruceros a 300m
R= 225.2 km
Vmaxalcance=26.29m/s
Cruceros a 150m
R= 92.18 km
Vmaxalcance=29m/s
48
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones: Subida
Best angle of climb
Vv = 3.7723 m/s
Gamma = 11.19º
Best rate of climb
Vv = 4.3046m/s
Gamma = 9.7696º
49
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones: Descenso
Best glide ratio
Vv = -0.4889 m/s
Gamma = -1.12º
Minimum sink rate
Vv = -0.452m/s
Gamma = -1.2497º
50
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones: Virajes
0 10 20 30 40 50 60 70 800
500
1000
1500
2000
2500
3000
3500
4000
4500
5000Autonomia
Velocidad [m/s]
Aut
onom
ía [s
]Máxima Autonomía
-Segmento de Virajes
E= 4782 s
RFP = 1800s
0 10 20 30 40 50 60 70 800
0.5
1
1.5
2
2.5
3
3.5
4x 104 Autonomia
Velocidad [m/s]
Aut
onom
ía [s
] -Segmento de espera
E=15180 s
RFP=14400 s
51
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones: DistanciasDistancias de despegue
Rodadura Transición Subida Total
Distancia(m)
110.28 53.95 46.81 211.04
Tiempo(s)
15 5 20
Distancias de aterrizaje
Acercamiento Flare Rodadura Total
Distancia(m)
66.55 17.47 187.6 268.62
Tiempo(s)
20 20 40
52
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones: Rango de operación
Alcance máximo
- Configuración From-To
563.72 km
- Configuración Simple
281.86 km
Autonomía máxima
5.5 h
53
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones
1-g stall speed Vs = 17.9038 m/s Vmax crucero Vc = 55.56 m/sV maniobra Va = 34.9010 m/s V picado Vd = 69.44 m/s
54
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Actuaciones
MTOW=320.3357 N
MPL=147.15 N
RF=13.734 N
OEW=132.1757 N
MZFW=279.1337 N
0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4
x 106
100
150
200
250
300
350Carga de pago-Alcance
Alcance [m]
P/L
[N]
55
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Conclusiones
5656
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Conclusiones
1. El diseño final es atractivo y permite adaptar el LR2UAV a cambios en la misión original mediante la modularidad de sus elementos.
2. La estructura del LR2UAV es ligera y resistente, maximizando el uso de materiales convencionales.
3. No se necesitan incluir superficies hipersustentadoras.
4. El diseño esta realizado para optimizar la fase de crucero.
5. El LR2UAV es estable tanto estática como dinámicamente.
5757
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Conclusiones
6. Se cumplen todos los requisitos del RFP:
Requerimientos Exigencia RFP Resultados Cumplimiento
Distancia de despegue 300m 211.0412m
Distancia de aterrizaje 300m 268.6219m
Velocidad de crucero mínima 41.67m/s 45.83m/s
Velocidad vertical mínima 2.54 m/s 3.773m/s
Gradiente mínimo de subida 9% 14.71%
5858
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Trabajo futuro
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Trabajo futuro
1. Diseño CATIA mucho más exhaustivo.
2. Uso de software de Elementos Finitos para realizar un análisis estructural completo.
3. Realización de ensayos en túnel de viento, o uso de software más sofisticado para obtener valores aerodinámicos más exactos.
4. Uso de software de simulación de vuelo para comprobar el comportamiento del LR2UAV en los diferentes segmentos de la misión antes de ser fabricado.
5. Instalación de un sistema de recuperación de vuelo en caso de pérdidas de control.
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Cálculo de Aviones, Grupo 5
Gracias por su atención
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