Francisco José Florencio Ojeda Juan Luís López Fernández

Francisco José Florencio Ojeda Juan Luís López Fernández

FJL 2M8
Francisco José Florencio Ojeda
Juan Luís López Fernández
Francisco López Quiles
Francisco Manuel Montaño Salguero
Juan Francisco Romero Ojeda
Introducción.
1.
2.
3.
4.
5.
Diseño.
Estructuras.
Aerodinámica.
Propulsión y Actuaciones.
Estabilidad.
1. Diseño.
Diseño Preliminar.
1. Diseño.
Evoluciones.
1. Diseño.
Dimensiones Generales.
1. Diseño.
Ventajas.
-Diseño innovador.
-Gran volumen de carga.
-Volumen de carga
continuo.
2. Estructuras.
Fuselaje.
-
Longitud del fuselaje: 2.3 m
Radio del fuselaje va variando para mejorar la eficiencia aerodinámica
Morro: cono de 20 cm de altura y 15 cm de radio, con borde redondeado y 2 mm de
espesor, fabricado en fibra de carbono
Cuadernas:
-
Diámetros de las distintas secciones comprendidos entre los 30 cm y 45
cm.
Coronas circulares de 5 cm de ancho de la corona y 1/4’’ de espesor
Espaciadas cada 10 cm
Cuadernas correspondientes al encastre del ala y del canard:
contrachapado
Resto de cuadernas: madera de balsa
2. Estructuras.
Fuselaje.
- Larguerillos de contrachapado (12) de sección 0.6x1 cm2 de espesor distribuidos
uniformemente alrededor de las cuadernas, para rigidizar y dar forma a la estructura.
- Larguero: de contrachapado de 1 cm de espesor que une las costillas por su parte
inferior que rigidiza la estructura y donde se apoyará la carga de pago.
- Cortafuegos: sección circular maciza de contrachapado de 30 cm de diámetro y 1’’ de
espesor.
- Revestimiento: en madera de balsa con espesor 2 mm
Masa del fuselaje: 5.435 kg
2. Estructuras.
Ala.
-
Ala media recta :
-
-
Envergadura del ala: 2.4 m
Cuerda del perfil: 0.28 m
Sw = 0.672 m2
Costillas:
-
Perfil NACA 25012
Se han colocado 18 costillas en total
Las más cercanos al encastre de contrachapado; el resto de madera de
balsa. Todos con espesor de ¼’’.
Borde de ataque en madera de balsa ligera: macizo hasta el 10 % de la
cuerda
-
Largueros de contrachapado (4) de sección de 0.6x1 cm2, para
rigidizar y dar forma a la estructura.
-
Revestimiento: en madera de balsa de 2 mm de espesor.
-
Se ha incluido la masa correspondiente a los servomecanismos.
2. Estructuras.
Winglets.
-
-
Características geométricas:
Envergadura del winglet: 0.4 m
Cuerda del perfil en la raíz: 0.28 m
Flecha de 20º
Costillas:
Perfil NACA 0012
Se han colocado 3 costillas de madera de balsa por winglet
Borde de ataque en madera de balsa ligera: macizo hasta el 10 % de la
cuerda
-
Largueros de contrachapado (2) de sección 0.6x1 cm2 , para rigidizar y dar
forma a la estructura.
-
Revestimiento: en madera de balsa de 2 mm de espesor.
-
Se ha incluido la masa correspondiente a los servomecanismos.
Masa de ala + winglets: 1.577 kg
2. Estructuras.
Canard.
-
Canard recto:
- Envergadura del canard: 1.5 m
- Cuerda del perfil: 0.15 m
- Sw = 0.225 m2
-
Costillas:
- Perfiles BL 20
- Se han colocado 8 costillas en total, siendo las más cercanas al
encastre de contrachapado y el resto de madera de balsa
- Borde de ataque en madera de balsa ligera: macizo hasta el 10 % de la
cuerda
-
Largueros de contrachapado (4) de sección de 0.6x1 cm2, para rigidizar y dar
forma a la estructura
-
Revestimiento: de madera de balsa de 2 mm de espesor.
Masa del canard: 0.325 kg
2. Estructuras.
Resumen.
Masa ( Kg )
CDG (m desde el morro)
Fuselaje
5.435
1.49
Ala + Winglets
1.577
2.05
Canard
0.325
0.3
Tren delantero
0.076
0.3
Tren trasero
0.633
2.05
Combustible
1.200
2.05
Carga de pago
10.00
1.3
Motor
1.809
2.4
MASA TOTAL DEL AVIÓN: 21.05 Kg
CDG DE LA AERONAVE: a 1.54 m desde el morro
2. Estructuras.
Cargas.
-
Cargas en encastre entre ala y fuselaje:
-
Momento debido a la sustentación del ala: 151.55 N m
-
Momento debido a la sustentación del winglet: 77.23 N m
-
Momento debido al peso de ala + winglet: 4.68 N m
Momento resultante = 224.1 N m
-
Cargas en encastre entre ala y winglet:
-
-
Momento debido a la sustentación del winglet: 77.23 N m
Cargas en encastre entre fuselaje y canard:
-
Momento debido a la sustentación del canard: 64.91 N m
-
Momento debido al peso del canard: 0.51 N m
Momento resultante = 64.4 N m
2. Estructuras.
Cargas.
-
Cargas estáticas que soporta el tren de aterrizaje:
- Tren delantero: 6,15 Kg (60.3 N)
- Tren trasero: 14.9 Kg (146.27 N)
-
Cargas que debe resistir el fuselaje:
- Carga estática de 10 Kg (98.1 N) introducida por la carga de
pago
- Carga estática de 1.2 Kg (11.77 N) introducida por el peso del
combustible
- Carga dinámica debida a las vibraciones producidas por el motor.
3. Aerodinámica.
Perfiles.
z
Perfil de ala: NACA 25012
z
Perfil de canard: aeronave Rutan Defiant
Perfil de winglet: NACA 0012
3. Aerodinámica.
Perfiles.
z
Ala
Ángulo de entrada en pérdida: 15º
Clmáx = 1.78
3. Aerodinámica.
Perfiles.
z
Canard
Ángulo de entrada en pérdida: 12º
Clmáx = 1.35
3. Aerodinámica.
Ala.
CL = 0.13 + 4.922 ⋅ α
C L max = 1.602
α max ≈ 17 º
3. Aerodinámica.
Canard.
C L = 0.271 + 5.1732 * α
C L max = 1.233
αmax ≈ 11º
3. Aerodinámica.
Polar del avión.
En configuración limpia
En configuración sucia
C D = 0.033 + 0.0467 * C L2 − 0.0187 * C L
C D = 0.044 + 0.0467 * C L2 − 0.0187 * C L
Clmáx avión limpio = 1.58
Clmáx avión sucio = 1.75
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Longitudinal.
Margen estático:
S M = X NA − X CG =
X NA − X CG
c
Movemos la carga de pago,
para mover el centro de
gravedad sin mover el
punto neutro
SM entre 20% y el 15%
Carga de pago entre 1,272 y 1,3
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Longitudinal.
Tomamos el SM del 15%, disminuye los ángulos de trimado
SM=15%
SM=20%
δ cruiseo = −1,7005º δ cruisef = 2,2021º
δ cruiseo = 0,5019 º δ cruisef = 0,0004 º
α cruise = 2,3919º
δ cruiseo = −1,7005º δ cruisef = −2,2021º
α cruise = 2,6953º
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Longitudinal.
Efecto de la Incidencia
Variación de los ángulos de
trimado al variar la incidencia
en el canard
Variación de los ángulos de
trimado al variar la incidencia
en el ala
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Longitudinal.
Trimado
Para incidencias nulas
δ cruiseo
α cruise = 5,23º
= −3,99º δ cruisef = −4,49º
Para las incidencias ic = 3º iwb = 2,5º
α cruise = 2,3919º
δ cruiseo = 0,5019º δ cruisef = 0,0004º
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Longitudinal.
Vcruise ∈ [22,5m / s 27,5m / s ]
Variación del Coeficiente de momentos
del avión en función del ángulo de ataque
Es cero para
α cruise = 2,3919º = 0,0417rad
CMα = −0,8073 < 0
⎞ δ ∈ ⎛⎜ − 1,6702 º ; 1,2364 º ⎞⎟
⎛
α ∈ ⎜ 4,0936º ; 1,1299º ⎟
⎝
⎠
⎝
⎠
δ >0
Vcruise ≥ 24,1m / s
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Longitudinal.
Dimensiones de los Winglets y de los Alerones:
Cada Winglet:
SW′ = ctW ⋅ bW = 0,0374m 2
SW′
= 0,501
SW
bW = 0,4m
c rW = 0,28m
ctW = 0,0935m
Λ W = 25º
SW = 0,0747m 2
AW = 2,1420
Cada Alerón:
c a = 0,3 ⋅ c = 0,084m
ba = 0,28m
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Lateral.
Efecto del Diedro. Viento Transversal: β ∈ (± 15º )
Γ = 0º
Γ = 2,75º
φ ∈ (± 0,0913º )
δ a ∈ (± 4,1484º )
δ r ∈ (± 12,181º )
Cnβ = 0,0938
Clβ = −0,0977
φ ∈ (± 2,3538º )
δ a ∈ (± 0,75º )
δ r ∈ (± 16,0973º )
Cnβ = 0,0938
Clβ = −0,0246
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Estática Lateral.
β ∈ (± 15º )
Efecto del Diedro: Para un viento Transversal:
⎛
⎞
Γ = 1,25º
φ ∈ (± 1,2424º )
δ a ∈ (± 1,4766º )
δ r ∈ (± 14,3168º )
M ∈ ⎜ 20,04 Kg ; 19,89 Kg ⎟
⎝
⎠
Cnβ = 0,0938
Clβ = −0,0578
⎛
⎝
⎞
⎠
⎞
⎛
φ ∈ ⎜ − 1,2424º ; − 1,2390º ⎟ δ a ∈ ⎜1,4766º ; 1,4775º ⎟
⎠
⎝
⎛
⎝
⎞
⎠
δ r ∈ ⎜14,3168º ; 14,3113º ⎟
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Dinámica. Criterios
Criterio “Foward Speed Stability”
Criterio “Side Stability”
(CTxu − C Du ) ⋅
2
Vcruise
+ (CTx1 − C D1 ) < 0 → −0,0783
CYβ + CTyβ < 0 → −0,4742
Criterio “Vertical Speed Stability”:
CTxα < C Lα → C Lα = 6,9311 > 0 → C Lα > CTxα = 0
Criterio “angle of attack stability”:
C Mα + C MTu < 0 → C Mα = −0,8073 < 0 → C MTu = 0,5471
Criterio “Angle of Sideslip Stability”:
C nβ + C nTβ > 0 → C nβ = 0,1324; C nTβ = 0
Criterio “Roll Rate Stability”:
C lp = −0,1704 < 0
Criterio “Pitch Rate Stability”
C Mq = −68,005 < 0
Criterio “Foward Speed on Pitching Moment”: C Mu + C MTu > 0 → 0,5471 − 0,0000058 > 0 → C Mu > 0
Criterio “Sileslip on Rolling Moment”:
C lβ = −0,1532 < 0
Criterio “Yaw Rate Stability”:
C nr = −0,0967 < 0
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Dinámica Longitudinal.
Coeficientes de Amortiguamiento y Frecuencias Naturales:
λ1,3 = −5,25 ⋅ 10 −2 ± i ⋅ 6,92 ⋅ 10 −1 c ph = 7,56 ⋅ 10 −2 ⋅ Kg / s ω nph = 6,94 ⋅ 10 −1 ⋅ s −1
λ2, 4 = −3,93 ± i ⋅ 2,69
c sp = 8,25 ⋅ 10 −1 ⋅ Kg / s
ω nsp = 4,76 ⋅ s −1
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Dinámica Lateral.
Coeficientes de Amortiguamiento y Frecuencias Naturales:
λ1 = 0
λ 4,5
ω h = 0s −1
λ2 = −12,3
ω r = 12,3s −1
c r = −1Kg / s
λ3 = −0,0335
ω s = 0,0335s −1
c s = −1Kg / s
= −0,0126 ± i ⋅ 1,12 c d = 0,0113Kg / s ω nd = 1,12s −1
c h = −1Kg / s
4. Estabilidad y Control.
Estabilidad Dinámica.
Normativas FAR 23
Estabilidad Dinámica Longitudinal
Short Period
Periodo Fugoide
c sp = 0,825Kg / s → c sp ∈ [0,35Kg / s 1,3Kg / s ]
c sp = 0,0756 Kg / s > 0,04
Nivel I
Estabilidad Dinámica Lateral
Dutch Roll
Spiral
c d = 0,0113Kg / s > 0
Nivel III
No es necesario cumplir ningún requisito,
pero el UAV se muestra estable
Nivel I
5. Actuaciones.
Fracciones de peso.
W0 = 21.05Kg
Wcruise
Wdescenso
Wloiter
Wto
Wsub
=
0
.
996898
= 0.992642
= 0.987633
= 0.99845
= 0.99902
W
Wcruise
Wsub
loiter
W0
Wto
Wdespuesaterrizaje
W final
Waterrizaje
= 0.999807
= 0.998399
= 0.994006
Waterrizaje
Wdespuesaterrizaje
Wdescenso
Segmento
Consumo (kg/s)
Tiempo estimado (s)
Taxi
1.08785.10-4
300
Despegue
1.0292776.10-3
20
Subida
1.038672459.10-3
250
Espera
1.935.10-4
335
Crucero
2.23127.10-4
680
Descenso
1.2756.10-4
964
Aterrizaje
9.8171.10-5
40
5. Actuaciones.
Estimación planta motora.
5. Actuaciones.
Estimación planta motora.
Wto
= 229.62 N 2
m
S
T
= 0.205
W
T = 0.25W = 0.25 ⋅ 21.05kg ⋅ 9.8 m
s
2
⋅ 0.99845 = 51.49 N
Necesitamos 1.5 veces el
motor original (Enya 120).
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
z
Crucero
Vbestrange =
2W
ρS
K
= 24.53 m = 25 m
s
s
C D0
Tcnecesario = 16.26 N
⎛ Wi ⎞
⎟ = 4971.88m
ln⎜
R=
c D ⎜⎝ W f ⎟⎠
1 L ⎛⎜ Wi ⎞⎟
ln
= 652.48s
E=
⎟
⎜
ct D ⎝ W f ⎠
η L
consumo consumo
=
c=
potencia
ηTV
ct =
consumo
T
Sector
Crucero
Velocidad Altura(m)
(m/s)
25
TcV = 25 disponible = 36,30N
500
Empuje Throttle Consumo
(N)
(Kg/s)
16.39
0.55
2.23 ⋅10 -4
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
z Crucero
Vbestrange = 37.5 m
s
Tcnecesario = 25 N
Tc disponible = 29N
R = 22998m
E = 613.27s
Sector
Velocidad
(m/s)
Altura(m) Empuje
(N)
Throttle Consumo(Kg/s)
Crucero
37.5
500
1
25
4.94 ⋅10 −4
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
Entrada en pérdida
Vss =
( S ) = 14.64 m
2W
ρC Lmazs
s
Vsl = Vss
C L max s
= 15.40 m
s
C L max l
Segmento de vuelo
Velocidad de entrada en pérdida
Subida
15.4 m/s
Viraje
15.30 m/s
Crucero
15.23 m/s
Descenso
15.17 m/s
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
z
Despegue
C d 0 = 0.044
C L = 1.426
z
Rodadura
S g = 113.34m
z
Transición
St = 19.47m
z
Subida
S c = 90.14m
z
Distancia de despegue
S to = 222.95m
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
Despegue
z
Transición
750
417
750
317
417
100
756
,64
631,28
⎛ 417 ⎞
⎟ = 33.46º
⎝ 631.28 ⎠
β = arctan⎜
100
z
⎛ 750 ⎞
⎟ = 82.4º
100
⎝
⎠
δ = arctan ⎜
γ max = 90 − ε = 25.56º
γ tosub
154,1°
ε = 180 − δ − β = 64.14º
⎛ ht ⎞
= arccos⎜1 − ⎟ = 6.3º
R⎠
⎝
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
z
Subida
m
s
D = 12.55 N
V = 24
Vv = 3.15
CD = 0.0517
C L = 0.4962
T = 49 N
γ = 7.55º
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
z
Descenso
m
s
D = 12.2 N
V = 24
Vd = 0.50
CD = 0.0515
CL = 0.5169
T = 5,35N
γ = 1.17 º
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
z
Viraje
Tmin power
Vmin power
Altura (m)
0
125
250
375
500
15.82
15.92
16.01
16.11
16.21
TmaxV =16.2 = 33N
16.35
16.35
16.35
16.35
16.35
E = 365.11s
Sector
Velocida Altura(m Empuje
d(m/s)
)
(N)
Throttle
Viraje
16.2
0.55
100
16.35
Consum
o(Kg/s)
1.94 ⋅10 -4
5. Actuaciones.
Estudio Segmentos.
z
Aterrizaje C d 0 = 0.044
C L = 1.426
z
Acercamiento
S c = 53.5943m
z
Flare
Str = 7.1912m
z
Rodadura
S g = 139.2652m
z
Distancia de despegue
S ate max = 200.05m
S ate = 196.44m
5. Actuaciones.
Techo teórico.
Techo
aproximado:2500m
5. Actuaciones.
Diagrama V-n.
nlim pos = 4.49
nlim neg = −1.79
nest max pos = 6.74
nest max neg = −2.69
nlim masVc = 4.59
nlim menosVc = -2.59
nlim masVc = 1.68
nlim menosVc = 0.32
5. Actuaciones.
Peso-Alcance.
MTOW = 206.29N
MPL = 98 N
RF = 1.96N
OEW = 96.53N
MZFW = 194.53N
R = 2.23 ⋅10 6 m = 2230 Km
5. Actuaciones. Conclusiones.
Concepto
Exigencia RFP
Resultados
Autonomía de vuelo inicial
30min
71.24min
OK
Distancia de despegue
230m
222.95m
OK
Distancia de aterrizaje
230m
200.05m
OK
Autonomía en crucero a
velocidad de máximo alcance
Velocidad de entrada en pérdida
600s
613.27s
OK
15.56m/s
15.40m/s
OK
Velocidad vertical
3.083m/s
3.15m/s
OK
Gradiente
9%
13%
OK
Tiempo en espera
300s
365s
OK
FJL 2M8. Conclusiones.
- Diseño innovador: canard y superficies de control en ala-winglets, eliminando
la deriva vertical.
- Gran volumen de carga y bodega continua.
- Mínimo peso gracias al uso de composites y maderas ligeras.
- Estructura consistente ante las solicitaciones existentes.
- Selección óptima de perfiles.
- Estudios aerodinámicos consistentes realizados mediante varios modelos.
- Completamente controlable y estable con pequeñas deflexiones de las
superficies de control.
- Cumplimiento de la normativas FAR23 y de los criterios de estabilidad.
- Satisface todos y cada uno de los requisitos exigidos en el RFP.