ESTUDIO DE UNA CONFIGURACIÓN TIPO CANARD EN UN AVIÓN UAV

Presentación del tema: "ESTUDIO DE UNA CONFIGURACIÓN TIPO CANARD EN UN AVIÓN UAV"— Transcripción de la presentación:

1 ESTUDIO DE UNA CONFIGURACIÓN TIPO CANARD EN UN AVIÓN UAV
Autor: Andrés cremades botella Tutor: andrÉs omar tiseira Izaguirre Cotutor: Pedro manuel quintero igeño

2 Contenidos Motivación Cálculo de estabilidad Tendencias en UAV
Especificaciones de la misión Diseño base Modelo propulsivo Modelo aerodinámico Dominio de vuelo Cálculo de estabilidad Longitudinal Lateral-direccional Especificaciones finales Comprobación Túnel de viento CFD Conclusiones Presupuesto Bibliografía

3 Motivación Aplicación de los UAV en la industria:
Aplicaciones militares. Obtención de imágenes aéreas. Transporte de carga. Participación en el concurso Air Cargo Challenge. Diseño de una aeronave que pueda servir para el transporte de carga. Frame de un UAV. Configuración innovadora capaz de poder cumplir con las especificaciones del modo más eficiente: Configuración canard.

4 Tendencias de los UAV Figura 1: Conceptos de UAV

5 Especificaciones de la misión
Despegue: 60 m. Vuelo en crucero: 10 tramos rectos de 100 m. Giros de 180º entre cada tramo. Aterrizaje en pista preparada o no preparada. En menos de 120 m. Figura 2: Circuito de vuelo.

6 Diseño base Primeros conceptos. Configuración congelada.
Figura 3: Primeros conceptos en el diseño de la aeronave motor puller (arriba) y motor pusher (abajo) Figura 4: Vista isométrica (izquierda) y planta (derecha) de la aeronave.

7 Modelo Propulsivo Empuje a hélice. Teoría de disco actuador.
La potencia no depende de la velocidad. Empuje función de: Velocidad. Altitud. Especificaciones del sistema propulsivo: Parámetro Valor Potencia 247 W Diámetro 0.33 m Figura 5: Modelo propulsivo de la aeronave volando al nivel del mar. Tabla 1: Datos del sistema propulsivo.

8 Modelado Aerodinámico
Primera estimación: Método simplificado: Influencia de las alas Coeficientes aerodinámicos estáticos en el plano vertical. Segunda estimación: Procedimientos semiempíricos: Coeficientes longitudinales: USAF STABILITY AND CONTROL DATCOM. Coeficientes lateral-direccionales: Aircraft Dynamics from Modeling to Simulation, Napolitano. Tercera estimación: Corrección de los resultados anteriores con estudios CFD de los perfiles aerodinámicos: Disminución de la pendiente de sustentación debida a la curvatura.

9 Dominio de vuelo Limitaciones: No fiable si Re < 150000
Potencia del motor. Entrada en pérdida. Compresibilidad hélice. No fiable si Re < Figura 6: Dominio de vuelo de la aeronave.

10 Estabilidad longitudinal
Modos longitudinales estables: Fugoide: baja frecuencia y amortiguamiento. Corto periodo: alta frecuencia y amortiguamiento Figura 7: Parte real del modo corto periodo (izquierda) y del fugoide (derecha).

11 Estabilidad lateral-direccional
Figura 8: Parte real del modo convergencia en alabeo(izquierda), balanceo holandés (debajo) y espiral(derecha). Modos lateral-direccionales estables: Convergencia en alabeo. Espiral. Balanceo holandés.

12 Especificaciones finales
Despegue: Giro estacionario: Aterrizaje: Figura 9: Longitud de pista de despegue. Figura 10: Relación entre la velocidad y el radio de giro. Figura 11: Longitud de pista de aterrizaje. Reducir distancia de despegue: Aumentar la deflexión de los estabilizadores. Masas inferiores a 10 kg. Reducir longitud de pista: Deflectar los elevadores. Aumento de CL. Aumento de CD. Disminuir el radio de giro: Reducir velocidad. Aumentar asiento lateral.

13 Comprobación experimental
Comprobación del punto neutro. CDG por delante del punto neutro. CDG por detrás del punto neutro. Simulación matemática: Simulación del experimento. Obtención de los mismos resultados. Figura 12: Experimento con el avión estable (izquierda) e inestable (derecha). Figura 13: Simulación con el avión estable (izquierda) e inestable (derecha).

14 Comprobación con CFD CFD: Validación de los coeficientes.
Gran coincidencia del CL Mayor error en el CD. Dificultad para modelar la viscosidad. Bajo número de Reynolds (mucha variación en el CD con el Reynolds). Figura 14: Comparación del coeficiente de sustentación (izquierda) y la polar (arriba) con el estudio CFD.

15 Comprobación con CFD CFD: Visualización de fenómenos aerodinámicos.
Downwash. Efecto del estabilizador vertical. Figura 15: líneas de corriente en la aeronave (arriba) y campo de presiones sobre el ala (izquierda).

16 Conclusiones Aplicabilidad de los procedimientos semiempíricos al modelado matemático de la aeronave. Obtención en el diseño de beneficios del canard: Generación de la sustentación más eficiente. Protección contra la entrada en pérdida. Comprobación de la estabilidad de la aeronave. Conocimiento de los límites de vuelo del avión.

17 Presupuesto Concepto Coste (€) Prediseño de la aeronave 1100
Modelado matemático de la aeronave 10000 Fabricación del modelo 3D 246 Estudio experimental 2520 Análisis CFD 3060 Redacción de la memoria 2490 Materiales 920 Total 20336 Total + IVA (21%) Tabla 2: Presupuesto.

18 Bibliografía R. Fink, USAF STABILITY AND CONTROL DATCOM, April 1978
Marcello R. Napolitano, Aircraft Dynamics from Modeling to Simulation, December 2012 Barnes W. McCormick, Aerodynamics, Aeronautics and Flight Mechanics, 2nd Edition John D. Anderson Jr. Fundamentals of Aerodynamics, Third Edition Eastman N. Jacobs and Albert Sherman, Airfoil section characteristics as affected by variations of Reynolds number, Report No.586 Ira H. Abbott, Albert E. von Doenhoff and Louis S. Stivers Jr, Sumary of Airfoil Data, Report No. 824. Jan Roskam, Airplane Flight Dynamics and Automatic Flight Controls. 1979

19 Bibliografía E. Torenbeek and H. Wittenberg, Flight Physics. Essentials of aeronautical disciplines and technoligy with historical notes Snorri Gudmundsson, General Aviation Aircraft Design: Applied Methods and Procedures David G. Hull, Fundamentals of airplane flight mechanics Max M. Munk, Some tables of the factor of apparent additional mass, No Blair B. Gloss and Linwood W. McKinney, Canard-wing lift interference related to maneuvering aircreaft at subsonic speeds. James D. Phillips, Approximate Neutral Point of a Subsonic Canard Aircrat. C. Colosqui, S. Delnero, J. Marañón Di Leo, J. Colman y Boldes, Cálculo de coeficientes aerodinámicos de perfiles de bajo Reynolds mediante el método de elementos finitos.