SAE AERODESIGN MÉXICO 2016
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SAE AERODESIGN MÉXICO
2016
“iikim”
Por:
Aldaid Ángeles Ángeles, Rodrigo Valdez Rodríguez, Melesio Ruiz Olguín,
Brandon Alexis Cano Díaz, Josué García Ramírez, Oscar Mauricio Barraza
Vázquez, Antonio Melchor Ortiz, y Saúl Romo Romo
Equipo #04
REPORTE
Minds rising us to the sky
UPMH-IA “iikim” I
ÍNDICE
RESUMEN …………………………………………………………………………………… II
NOMENCLATURA …………………………………………………………………………. III
INTRODUCCIÓN …………………………………………………………………………… 1
METODOLOGÍA ……………………………………………………………………………. 4
CONCEPTO …………………………………………………………………………………. 6
AERODINÁMICA …………………………………………………………………………… 8
ESTRUCTURAS ……………………………………………………………………………. 22
GRÁFICA DE PREDICCIÓN DE CARGA ……………………………………………….. 24
ANEXO 1 - PLANO DE LA ESTRUCTURA
UPMH-IA “iikim” II
RESUMEN
El presente documento detalla la construcción del aeromodelo iikim cuyo proceso de diseño
se llevó a cabo en la Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH) con la
finalidad de participar en la competencia SAE aerodesign México. Se incluyen los resultados
obtenidos por los procedimientos referenciados a lo largo del documento para la estimación
de todos los valores numéricos fundamentales aplicados, la descripción y análisis del diseño.
Como datos generales el aeromodelo de iikim se ha diseñado con una envergadura de 2.43 m
y una superficie alar de 1.18 m2. El perfil utilizado en el diseño del ala es el FX74-CL-5140 ya
que por sus propiedades aerodinámicas permite generar un alto coeficiente de levantamiento
y uno mínimo de resistencia al avance.
Dentro de la competencia mencionada se busca que el aeromodelo en cuestión tenga la
capacidad de transportar la mayor carga útil. Se tiene previsto que la carga útil sea
aproximada a los 11 kg considerando un peso del aeromodelo en vacío de 5 kg; de acuerdo
con la gráfica de predicción de carga presentada posteriormente.
UPMH-IA “iikim” III
NOMENCLATURA
𝐴𝑅 Alargamiento
𝑏 Envergadura
𝐶 Cuerda
𝐶𝐴𝑀 Cuerda aerodinámica media
𝐶𝐷 Coeficiente de resistencia al avance
𝐶𝐿 Coeficiente de levantamiento
𝐶𝑡 Cuerda de punta
𝐶𝑟 Cuerda de raíz
𝐶𝑇 Coeficiente de tracción
𝐷 Resistencia al avance
𝑑 Diametro
𝐹 Fuerza
𝐹𝑎 Fuerza de aceleración
𝐹𝑐 Fuerza al contacto con la pista
𝐹𝑓 Fuerza al final de carrera de aterrizaje
𝐹𝑚 Fuerza media aceleración constante
𝑔 Aceleración de gravedad [9.81𝑚
𝑠]
𝑘 Factor de cálculo para carrera
𝑙 Brazo de momento
𝑙𝑡 Distancia de aterrizaje
𝐿 Levantamiento
𝑙1 Longitud de superficie de control
𝑛 Revoluciones por segundo
𝑃 Perimetro
𝑅𝑒 Número de Reynolds
𝑆 Superficie
𝑆1 Deflexión máxima de superficie de
control
𝑆2 Deflexión máxima de servomotores
𝑇 Empuje
𝑇0 Torque
𝑣 Volumen
𝑉 Velocidad
𝑉𝑝 Velocidad de desplome
𝑊 Peso
𝑋ℎ𝑎 Distancia de pista para aterrizaje
𝑧 Altitud
Subíndices
𝑒ℎ Estabilizador Horizontal
𝑚𝑎𝑥 Máximo
𝑚𝑖𝑛 Minimo
𝑠 Estático
𝑒𝑣 Estabilizador Vertical
𝑤 Ala
Letras Griegas
α Angulo de ataque
λ Conicidad
𝜙𝑓 Coeficiente de fricción para pista de
aterrizaje de asfalto
µ Viscosidad Dinámica
ν Viscosidad Cinemática
𝜌 Densidad
UPMH-IA “iikim” 1
INTRODUCCIÓN
A continuación es presentado el proceso para el diseño y fabricación de un
aeromodelo de carga, el cual está en función de requerimientos y metas de diseño planteados
por la competencia nacional SAE Aero Design México 2016 organizada por el Society of
Automotive Engineers (SAE). Esta sociedad es la encargada de la organización de
competencias a nivel global relacionado al diseño aeronáutico. En México esta competencia
se organiza desde el año 2010, siendo esta, una competencia intercolegial en donde se
reúnen reconocidas universidades del país, y en la cual se tiene como objetivo el apoyo a la
mejor preparación a carreras de ingeniería aeronáutica y afines.
El proceso de diseño utilizado para la definición del aeromodelo contempla la utilización de un
proceso de diseño (metodología) la cual trabaja a través de áreas, que son: concepto,
aerodinámica, estructuras, manufactura, y calidad; las cuales durante el diseño mantienen una
retroalimentación entre los avances y los resultados formando un proceso iterativo.
OBJETIVO GENERAL
Diseñar un aeromodelo de carga siguiendo la reglamentación otorgada por la organización
SAE México, este objetivo se puede desglosar en los siguientes objetivos particulares, que se
enlistan a continuación:
Generación de un concepto de aeromodelo original,
Diseño aerodinámico con consideraciones de aeromodelo de carga,
Propuestas de configuración y diseño propio, y
Fabricación y ensamble del aeromodelo.
UPMH-IA “iikim” 2
REQUERIMENTOS
A continuación se muestra una lista de requerimientos del concurso que deben cumplirse
durante el diseño, planificación y producción del aeromodelo, los cuales se enlistan en la
tabla 1.
Tabla 1 Requerimientos del Concurso.
R1 Dimensiones 4,445mm
R2 3 minutos para un despegue exitoso
R3 Límite de peso bruto 30kg
R4 Restricción de materiales plásticos reforzados con fibra
(FRP)
R5 Batería de 6 celdas (22.2 Volt) Litio Polímero. 3000mah,
25c.
R6 Limitador de potencia de 1000 watt
R7 Ayuda Giroscópica Prohibida
R8 Interruptor de corte de la batería (Shunt Plug)
R9 Para la carga útil no se permitirán pesas de plomo, baterías
o demás sistemas eléctricos del aeromodelo como carga útil
R10 bahía de carga limitación (102x102x254mm+2mm-0mm)
R11 Spiners o tuercas de seguridad necesarios
UPMH-IA “iikim” 3
Durante todo el proceso se tomaron en cuenta las limitaciones entre las más importantes se
menciona el peso máximo de 30kg por lo que se pensó en materiales ligeros con gran
resistencia, la distribución estratégica de apartados para la colocación de diversos
componentes, así como garantizar las dimensiones mencionadas en el requerimiento 10,
hélices de fibras compuestas fueron añadidas al aeromodelo para cumplir el requerimiento 12,
así como la elección de una batería capaz de proveer la energía necesaria para
funcionamiento de la planta motriz. Cada una de estas consideraciones toma solución en el
apartado de la manufactura.
Continuación tabla 1
R12 No hélices metálicas
R13 Superficie de control no debe tener holgadura excesiva
R14 15 minutos para presentación
R15 Material comercial
UPMH-IA “iikim” 4
METODOLOGÍA
La metodología se enfocó en el desarrollo de los conceptos fundamentales para
satisfacer los requerimientos de la competencia ya mencionados previamente. A continuación
en la tabla 2, se enlistan las metas de diseño establecidas por el equipo. A partir de los
objetivos generales de diseño del equipo se establecieron áreas de trabajo individuales en las
cuales se incluyó el área de calidad con la finalidad de retroalimentar y comunicar a las
diversas áreas del equipo para diseñar y fabricar un aeromodelo presentable, funcional y
competente. En el organigrama siguiente se muestra la jerarquía dentro del equipo de trabajo.
Tabla 2 Metas de diseño (Objetivos establecidos por el equipo).
1 Generar el suficiente levantamiento
2 Minimizar los efectos del arrastre
3 Tener una estabilidad longitudinal y vertical
4 Sea maniobrable
5 Que la estructura sea la adecuada para soportar las fuerzas ejercidas
sobre el modelo
6 Minimizar el peso del aeromodelo para aumentar su carga útil
7 Obtener las distancias requeridas para despegue y aterrizaje
UPMH-IA “iikim” 5
Figura 1 Diagrama de las áreas participantes en el diseño del aeromodelo.
En la figura 1, se muestran las áreas de interés del equipo de diseño, en donde: concepto se
encarga de hacer contribuciones con soluciones propias que sean acordes con los
requerimientos; aerodinámica se encarga de diseñar las superficies sustentadoras del
aeromodelo, con la finalidad de disminuir los efectos negativos de las fuerzas de arrastre;
estructuras se encarga del análisis de los materiales y la forma en que reaccionaran ante
diferentes condiciones de carga, manufactura define los procesos para la fabricación de los
componentes; y calidad realiza el seguimiento a las actividades de trabajo de las demás
áreas, permitiendo la intercomunicación entre todas las áreas.
AEROMODELO
"iikim"
CONCEPTO
AERODINÁMICA
ESTRUCTURAS
MANUFACTURA
CALIDAD
UPMH-IA “iikim” 6
CONCEPTO
El proceso de diseño del aeromodelo fue realizado analizando cada componente de
forma individual para garantizar un alto nivel de desempeño de cada uno de ellos. Como se
mencionó en las secciones anteriores se consideró el concepto de un diseño original que
produjera una cantidad mínima de arrastre en conjunto con las restricciones establecidas por
la competencia (véase tabla 1). A partir de esto se concibo un boceto para visualizar de forma
general el concepto del aeromodelo a diseñar, así mismo se hizo un dibujo asistido por
computadora en el software Solid Works, obteniendo un primer bosquejo como es mostrado
en la figura 2.
(c)
Figura 2 Concepto del aeromodelo. (a) Boceto, (b) Modelo CAD preliminar, (c) Concepto
detallado
(b) (a)
UPMH-IA “iikim” 7
(c)
Figura 3 Grafica Polar del Perfil FX74_CL5_140. (a) CLo vs CDo, (b) CLo vs α, (c) Perfil
aerodinámico FX74_CL5_140
SELECCIÓN DEL PERFIL AERODINÁMICO
Las características necesarias para el perfil a seleccionar son:
Alto coeficiente de levantamiento
Mínimo coeficiente de arrastre
Gran eficiencia aerodinámica
Número de Reynolds de 330,000
Para la selección del perfil del ala se utilizó el software XFLR5, el cual permite analizar
perfiles, alas, aviones y superficies sustentadoras que operen en condiciones de bajo número
Reynolds (relación entre inercia y viscosidad de un cuerpo en una longitud característica).
Múltiples barridos de coeficientes aerodinámicos en perfiles fueron realizados, así como en la
gráfica polar del ala, siendo elegido el FX74_CL5_140, y presentado en la figura 3.
(a) (b)
UPMH-IA “iikim” 8
AERODINÁMICA
DISEÑO EN PLANTA DEL ALA
El diseño en planta del ala consiste de la selección de la mejor geometría de ala,
permitiendo satisfacer el objetivo 2.Las diferentes geometrías alares fueron consideradas las
siguientes: La cuadrada, elíptica y trapezoidal como es mostrado en la figura 4.
Figura 4 Geometrías alares
Hablando de geometría en términos de desempeño aerodinámico, la forma rectangular tiene
una elevada resistencia inducida. Mientras que un ala trapezoidal tiene un alto nivel de
complejidad para su fabricación, pero posee mejores características aerodinámicas que la
rectangular, reduce en un 25% la resistencia inducida. Considerando las ventajas y
desventajas de cada geometría se eligió tener una forma de planta del ala con elementos
rectangulares y trapezoidales, predominando la forma trapezoidal con conicidades variables.
CONFIGURACIÓN DE ALA
La configuración de diseño, fue enfocada en la colocación del ala relativo al fuselaje, por lo
que se basó en el cumplimiento de los objetivos 3 y 6, resaltando así el objetivo 6, el cual se
enfoca en el máximo aligeramiento del aeromodelo para tener una máxima carga útil.
UPMH-IA “iikim” 9
Al generar un análisis de configuración apropiada se concluyó que el ala alta tiene ventajas de
limpieza aerodinámica, ayuda a disminuir el efecto suelo que pudiera producirse durante el
aterrizaje, y la posible colisión con objetos extraños en el suelo que pudieran dañar la
estructura. Teniendo como único inconveniente la sujeción del ala al fuselaje.
Se tuvo presente el centro de gravedad del aeromodelo ya que al tener la carga puede variar
el centro de gravedad, por lo que el ala está configurada para que el centro de gravedad varíe
mínimamente con respecto a la carga
CONFIGURACIÓN DE EMPENAJE
El estabilizador horizontal provee estabilidad longitudinal en el cabeceo, el cual tiene un
movimiento de nariz hacia arriba y hacia abajo. El estabilizador vertical provee estabilidad en
el movimiento de guiñada, en el cual los movimientos de la nariz son hacia la derecha e
izquierda. (Véase figura 5).
Figura 5 Grados de libertad
Se consideró que el empenaje debe tener un perfil simétrico debido a que provee una
reducción excepcional de arrastre y una cantidad moderada de levantamiento. Seleccionando
el empenaje en H que consiste de un estabilizador (fijo o movible) y de un elevador movible
UPMH-IA “iikim” 10
para el manejo de los grados de libertad del cabeceo. Este puede tener también un ángulo
diedro o ángulo diedro negativo, tiene la ventaja de poder ser posicionado a través de la parte
baja del fuselaje, también puede ser posicionado en la parte alta (con un ángulo diedro
negativo), o en cualquier lugar en medio de la configuración de media cola. Para un ángulo de
ataque alto, el empenaje en H no debe permanecer dentro del estela del ala, de otra manera
esto debe ser para ampliar su efectividad. Este tipo de empenaje es más pesado que una cola
convencional, pero el efecto en la placa final permite una menor cola horizontal.
SUPERFICIES DE CONTROL
Un requerimiento de SAE es mantener la maniobrabilidad y control del aeromodelo durante el
vuelo, la necesidad de una excelente fijación de las superficies de control; los movimientos
que deben ser controlados son alabeo, guiñada y el cabeceo (movimientos del
aeromodelo).Los alerones son implementados para el control del alabeo, el timón vertical
para el control de la guiñada, y el elevador para el control del cabeceo. Los controles de
superficie serán accionados mediante servos de tamaño variable, generando movimientos
realizados por las superficies de control, estas superficies se adaptan a las formas del ala y
del empenaje.
FUSELAJE
El fuselaje es uno de los principales elementos estructurales de un aeromodelo, ya que son
unidos el ala, el empenaje, la planta motriz y el tren de aterrizaje, además de atender esa
función, proporciona un rendimiento favorable al propósito a que se destine el avión,
mantienen simetría en el plano vertical y mantienen una sección transversal constante. El
UPMH-IA “iikim” 11
fuselaje también puede producir pequeñas cantidades de levantamiento pero este es
típicamente rechazado en el concepto de las etapas de configuración de estudio por el
arrastre que genera. Desde un punto de vista aerodinámico es importante que el cuerpo sea
delgado para el aire, para que este sea capaz de fluir alrededor de él, y así generar pocos
efectos bajos de arrastre. Las dimensiones del fuselaje fueron diseñadas conforme a la bahía
de carga, y contrarrestar los efectos del arrastre además de proveer una estabilidad
longitudinal, para la localización del empenaje tenemos una distancia conforme al centro de
masa del aeromodelo teniendo un volumen del empenaje, proveyendo un momento de
cabeceo por el que la cola aumenta sin necesitar una superficie de control larga, el efecto de
este diseño mantendrá un peso bajo y aumentara la estabilidad del aeromodelo.
TREN DE ATERRIZAJE
El tren de aterrizaje es un componente esencial debido a que cumple las siguientes funciones:
Soporta el aeromodelo cuando se encuentra en tierra, en la carrera de despegue y aterrizaje,
así como el frenado en la pista. El tren de aterrizaje consiste en un subsistema de un soporte
rígido, el cual se encarga de absorber los impactos generados durante los aterrizajes con un
rápido descenso, en la figura 6 se presenta un esquema que representa al tren de aterrizaje.
Figura 6 Tren de aterrizaje tipo triciclo, propuesto para el aeromodelo.
UPMH-IA “iikim” 12
El tren de aterrizaje tipo triciclo con rueda de nariz, es el más dominante en las aeronaves,
esto es debido a que requiere de una menor cantidad de potencia para que la aeronave pueda
despegar, además de distribuir equitativamente el peso de toda la aeronave en los tres
puntos (tren de nariz, y tren principal).
Dentro de los conceptos de diseño del aeromodelo, el equipo considero que el tren de
aterrizaje sea fijo, debido a que tiene ala alta y no existe espacio suficiente para albergar un
tren fuselado.
HÉLICE
El empuje generado mediante la hélice es una componente de levantamiento producida por
las palas en una dirección de vuelo. Esto actúa como una fuerza propulsiva, la propela puede
tener de dos a 7 u 8 palas, esto se basa en la teoría de momentum de disco actuador (plano
discal) en el cual la propela es representada por una área de disco “A”, se asume que el
empuje se distribuye de forma uniforme sobre el área del disco y los efectos de la punta son
ignorados, si el disco se encuentra girando o no, es irrelevante debido a que el flujo a través
de él es analizado sin rotación, las aeronaves pequeñas tienen de 2 a 3 palas, siendo en este
caso una propela de tipo tractor, porque se encuentra en la parte delantera de la aeronave. La
hélice debe mantener las RPM constantes, tratándose de un motor eléctrico, el encargado de
controlar esto es el controlador de velocidad asignado por SAE México.
UPMH-IA “iikim” 13
ANÁLISIS DE ARRASTRE EN 3D
Para el análisis de arrastre en 3D, se consideró en la polar del aeromodelo y es aproximado
mediante la ecuación (1).
2
minmin ***
1CLCL
ARerCDCD
(1)
Donde, r es un coeficiente de corrección, y e es la eficiencia de la superficie aerodinámica,
comúnmente ala, y también es conocido como factor de Oswald. El CDmin es la contribución
mínima de arrastre generada por fricción del viento a la piel del aeromodelo, el CL es el
coeficiente de levantamiento que se encuentra en función del ángulo de ataque, y por ultimo
AR es el alargamiento del ala.
A continuación, se presenta la gráfica polar característica de la aeronave, figura 7, a partir de
la cual da inicio la caracterización de los regímenes de potencia para la obtención de los
rangos de potencia en los cuales la aeronave se tendrá que desempeñar durante el vuelo.
Figura 7 Polar del aeromodelo.
UPMH-IA “iikim” 14
Figura 8 Potencias
POTENCIA REQUERIDA Y POTENCIA DISPONIBLE
En el proceso de selección de una planta motriz fue necesario determinar el valor de la
potencia requerida por el aeromodelo así como la potencia disponible. Estos parámetros de
diseño conllevan el tener presente la altitud de operación, y densidad de la ubicación. En la
figura 8 se muestran las curvas de potencia disponible junto con potencia requerida, en
función de la velocidad y la densidad, considerando el peso del aeromodelo.
VELOCIDAD DE ASCENSO
El ascenso es considerado como una maniobra en la cual se combinan potencia y altitud cuya
finalidad es lograr un incremento en la altura del aeromodelo. Para calcular la velocidad de
Ascenso (Vc) se utiliza la ecuación (2):
)sin(VVc (2)
UPMH-IA “iikim” 15
Figure 9 Triangulo de velocidades en ascenso
Es necesario conocer la velocidad real (V), la cual se obtiene de las expresiones
)sin(2
1 2 mgSCLyLV para finalmente obtener la ecuación (3):
SCl
mgV
1
)cos(2
(3)
Después de obtener V se calcula la velocidad de Ascenso (Vc) con la ecuación (2) utilizando
ángulos de ataque positivos.La tabla 3, se muestra los resultados de las velocidades de
Ascenso a diferentes ángulos de ataque positivos a una altitud de 1870 msnm.
Tabla 3 velocidad de ascenso
Vuelo en ascenso
ϴ CL V (m/s) Vc (m/s)
3 0.8601 17.34 0.9075
5 1.0117 15.96 1.3918
7 1.1633 14.86 1.8116
9 1.3150 13.94 2.1818
11 1.4666 13.16 2.5122
13 1.6182 12.48 2.809
15 1.7699 11.88 3.0771
17 1.9215 11.35 3.3194
19 2.0731 10.86 3.5384
19.15 2.0845 10.83 3.5540
UPMH-IA “iikim” 16
Figura 10 Triangulo de velocidades de descenso
VELOCIDAD DE DESCENSO
El descenso se define como una maniobra en la cual el aeromodelo disminuye su altitud de
manera controlada volando en una trayectoria descendente ya sea con potencia aplicada o sin
aplicación de la misma. Para abandonar el vuelo de crucero es necesario reducir la potencia
del motor y de esta manera iniciar un descenso a velocidad constante.
Para conocer la velocidad de descenso (Vs), se establece la ecuación (4):
sinVVs (4)
Es necesario conocer sin , el cual se obtiene del triángulo de fuerzas (Figura 10) resultando
la ecuación (5):
22sin
DL
D
CC
C
(5)
También es necesario conocer el valor de velocidad real V, el cual se obtiene de las
expresiones 𝐿 =1
2𝜌𝑉2𝑆𝐶𝑙 y 𝐿 − 𝑚𝑔𝑐𝑜𝑠𝛾 = 0 para finalmente obtener la ecuación (6):
LSC
WV
1
cos2
(6)
22cos
DL
L
CC
C
(7)
UPMH-IA “iikim” 17
Tabla 4 Velocidad de Descenso
VUELO EN DESCENSO
α sen ϒ cos ϒ V (m/s) Vs (m/s)
-8 0.9781 0.2080 50.2797 49.1804
-7 0.6871 0.7265 43.9371 30.1909
-6 0.4494 0.8933 36.5027 16.4058
-5 0.3047 0.9524 31.4243 9.5755
-4 0.2201 0.9755 27.8397 6.1283
-3 0.1577 0.9875 25.2188 3.9779
-2 0.1255 0.9921 23.1777 2.9098
-1 0.1053 0.9944 21.5524 2.2712
0 0.0972 0.9953 20.2174 1.9660
Finalmente, los valores de velocidad real V y sin 𝛾 se calcula la velocidad de descenso con la
ecuación (4).La tabla 4 se muestra los resultados de las velocidades de descenso (Vs) a
diferentes ángulos de ataque negativos a una altitud de 1870 msnm.
DISTANCIA DE DESPEGUE
El cálculo de la longitud de despegue tiene como consideración la característica del terreno
que provoca una fuerza de fricción en dirección opuesta a la tracción, esta fuerza es calculada
mediante la siguiente expresión:
)( LWR f (8)
Siendo R el valor de la fuerza de fricción. Asumiendo que el valor de levantamiento y el
arrastre durante la carrera del despegue varían en función de la velocidad, se puede obtener
un valor promedio de las fuerzas de resistencia al avance )( LWR f . El cálculo para la
estimación de la distancia está definido por la ecuación (9).
F
mVTd
2
2
(9)
UPMH-IA “iikim” 18
De donde:
)( LWDTF f (10)
Para la obtención de la velocidad de despegue que se alcanza durante la carrera de
despegue, se obtiene de la siguiente manera:
max
22.12.1
ClS
WVV
w
pd
(11)
Considerando un factor de seguridad de 1.2. Despejando la ecuación para el despegue es la
presentada en la ecuación (12).
)]([2
2
LWDT
g
WV
Tf
d
d
(12)
CARRERA DE ATERRIZAJE
Para obtener la distancia recorrida durante la carrera de aterrizaje es necesario conocer la
velocidad de desplome, y utilizar el siguiente sistema de ecuaciones:
2
2
1pDTa SVCD (13)
WF ff (14)
Conociendo dichos valores se obtiene la siguiente relación, en donde k es una constante
dependiente de la zona de aterrizaje.
f
c
a
Ta
F
F
F
D (15) fm FkF * (16)
UPMH-IA “iikim” 19
Por último se sustituyen los valores en la siguiente ecuación (17).
m
p
tF
V
g
Wl
2
*2 (17)
Como se puede observar en la tabla siguiente la distancia requerida para disminuir la
velocidad del aeromodelo sin frenos durante la carrera de aterrizaje es de 54.43 m a la altitud
de Querétaro. Por otra parte contemplando el total de la carga útil posible en el aeromodelo la
distancia requerida es de 151.77m lo cual se encuentra fuera de los parámetros requeridos
por la competencia que establece una distancia de 122m al aterrizaje. Debido a esto se
propone la adición de un freno aerodinámico cuyo objetivo es disminuir la velocidad en la
carrera de aterrizaje y por otra parte se propone realizar pruebas de vuelo y apoyarse en la
habilidad del piloto.
W(Kg) 5 10 16
Altitud(m) 0 1800 0 1800 0 1800
0.25223236 0.25223236 0.50446471 0.60691135 0.80714354 0.97105816
Fa (N) 0.1 0.1 0.2 0.2 0.32 0.32
Fc/Ff 2.52232357 2.52232357 2.52232357 3.03455675 2.52232357 3.03455675
K 1.8331 1.8331 1.8331 2.104 1.8331 2.104
Fm (N) 0.18331 0.18331 0.36662 0.4208 0.586592 0.67328
lt (m) 45.248434 54.4374808 90.4968681 94.8567928 144.794989 151.770868
𝑫𝑻𝒂(𝐍)
Tabla 5 Características del despegue y aterrizaje del aeromodelo
UPMH-IA “iikim” 20
Figura 11 Dimensiones del motor
PLANTA MOTRIZ
La planta motriz fue seleccionada conforme a los cálculos realizados en la parte de potencias
disponibles y requeridas. A partir de esto se determinó que el motor debe cumplir con las
siguientes especificaciones:
14 polos magnéticos de neodimio.
Kv de 540 RPM/volt.
Corriente continua de 85 amperes.
Resistencia de 0.020 ohms.
Potencia mayor a los 1000 watts
Tomando en cuenta estos parámetros fue seleccionado un motor Scorpion SII-4020-540KV
por ser opción más viable para cumplir con la misión del aeromodelo. El motor elegido es
Scorpion SII-4020-540KV el cual tiene un peso de 672 gr.
AUTONOMÍA DE LA BATERÍA
Para determinar la autonomía de la batería fue necesario conocer las respectivas corrientes
de carga de cada dispositivo del aeromodelo, además de la capacidad de la batería. Cabe
mencionar que para conocer la corriente de carga en el limitador de potencia se hizo un
análisis estadístico con limitadores similares y se obtuvo un promedio esta corriente.
UPMH-IA “iikim” 21
Tabla 6 Corriente de carga de cada componente eléctrico
Componente Cantidad Corriente de carga /Unidad (Amp)
Corriente de carga total (Amp)
Motor Scorpion SII-4020
1 43.33 43.33
S3003 Futaba Servo 8 0.008 0.04
SAE Limiter V2 1 0.02 0.02
Receiver 9X8C-V2 1 0.2 0.2
∑(𝐂𝐨𝐫𝐫𝐢𝐞𝐧𝐭𝐞 𝐝𝐞 𝐜𝐚𝐫𝐠𝐚) 43.59
Tabla 7 Capacidad de la batería
Componente Cantidad Capacidad (mAh)
Turnigy nano-tech 1 6000
Una vez obtenida la corriente de carga de todos los componentes se procede a utilizar la
ecuación para calcular la autonomía de la batería.
7.0*)(arg
)(
mAosdispositivlosporconsumidaacdeCorriente
mAhbaterialadeCapacidadAutonomia (18)
En donde: la constante de 0.7 se considera debido a los diversos factores que pueden afectar
la eficiencia de la batería. La autonomía obtenida por una batería estimada es de
hAutonomia 096.0 , lo cual es equivalente a min77.5Autonomia .
UPMH-IA “iikim” 22
ESTRUCTURAS
CENTRO DE GRAVEDAD
En el proceso de estimación de los centros de gravedad, se utilizó el programa el
diseño SOLIDWORKS® debido a que facilita la ubicación de dicho centros de forma
aproximada. Inicialmente se tienen que generar cada uno de los componentes de la estructura
de la aeronave, asignar una densidad propia a cada uno, ver tabla 8, y posteriormente
ensamblar todas las piezas que formen a la estructura, tal y como se presentara en el plano
anexo. En la aproximación realizada se considera la masa de la batería, del motor, hélice y
carga útil. En la tabla 8, se presentan las masas, densidades y materiales empleados.
ESTABILIDAD LONGITUDINAL
La estabilidad longitudinal se consigue principalmente a través del tamaño adecuado del
estabilizador horizontal y la colocación apropiada del centro de gravedad del avión. Una
medida importante de la eficacia de la cola es el coeficiente de volumen del estabilizador
horizontal que se obtiene con la siguiente expresión c
HH
HS
lSV .
Tabla 8 Masa, densidad de los materiales
Componente Masa (𝒈𝒓) Densidad
(𝒌𝒈/𝒎𝟑)
Material
Ala 735.23 140 Madera balsa
Empenaje 113.7 140 Madera balsa
Fuselaje 908.65 140 Madera balsa
Baterías 908 - Plástico
Servos 37.2 - Plástico
Tren de aterrizaje total
840.04 - Aluminio y caucho
Motor 672 - Acero
Larguero 8.78 500 Madera de pino
UPMH-IA “iikim” 23
Figura 12 Ubicación del centro de gravedad con carga útil.
Un aeromodelo estable típicamente tiene un valor de 𝑉𝐻 entre 0.3 y 0.6. Otro criterio para la
estabilidad longitudinal es que el centro de gravedad del aeromodelo debe sentarse muy
cerca del centro aerodinámico del ala. Para superficies de sustentación típicos, este punto
está muy cerca de 25% de la cuerda media del ala. Sin embargo, para un perfil aerodinámico
altamente combado, este punto se desplaza un poco hacia adelante.
185.3 mmm
UNIVERSIDAD POLITÉCNICA METROPOLITANA DE HIDALGO (UPMH)
iikim
Equipo #04
4 2 7
552
427
2
3 64
57
1492.95
57
A
243
0
732
52 1
106
1
4
6
8
A A
B B
4
4
3
3
2
2
1
1
LA INFORMACIÓN INCLUIDA EN ESTEDIBUJO PERTENECE EXCLUSIVAMENTE A<NOMBRE DE LA COMPAÑÍA>. QUEDA PROHIBIDA LA REPRODUCCIÓN TOTAL OPARCIAL SIN EL PREVIO CONSENTIMIENTOPOR ESCRITO DE <NOMBRE DE LA COMPAÑÍA>.
INFORMACIÓN CONFIDENCIALY DE MARCA
SIGUIENTE ENSAMBLAJE UTILIZADO EN
APLICACIÓN
LAS COTAS SE EXPRESAN EN PULGADASTOLERANCIAS:FRACCIONALANGULAR: MÁQUINA PLIEGUE 2 LUGARES DECIMALES 3 LUGARES DECIMALES
INTERPRETAR TOLERANCIAGEOMÉTRICA POR:
MATERIAL
ACABADOVariados
DIBUJADO
VERIFICADO
INGENIERÍA
FABRICACIÓN
CALIDAD
COMENTARIOS:
FECHANOMBRE
TÍTULO:
TAMAÑO
BN.º DE DIBUJO REV
PESO: ESCALA: 1:20
SI NO SE INDICA LO CONTRARIO:
HOJA 1 DE 1
iikim 3
Universidad Politécnica Metropolitana de Hidalgo (UPMH)
iikim aircraft
ENVERGADURA
Informacion Pertinente
PESO EN VACIOModelo y
marca del motor
Centro de gravedad
Evergadura del
empenaje
Cuerda de raiz y
cuerda de punta
2430mm 5KgScorpion s ii 4020-
5401106mm 185.3mm
670mm(cr) y
320mm(ct)
EQUIPO iIKIM 20/01/2016
V. Delgado
Aeronautica
21/01/2016
5Kg
Resumen de peso y balance del aeromodelo
Elemento Descripcion Cantidad
MotorA Linea datum
B Centro de gravedad
AlaFuselaje
Empenaje horizontalEmpenaje vertical
1234567
1111122
Estabilizador horizontalEstabilizador vertical
8 Aleron 2
2