“cÁlculo estructural del ala de un uav estratosfÉrico”

INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y

ELÉCTRICA UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN INGENIERÍA EN AERONÁUTICA

“CÁLCULO ESTRUCTURAL DEL ALA DE UN UAV ESTRATOSFÉRICO”

PRESENTA:

Geraldine Montufar Martínez

PROFESOR: M. en C. Jonathan Omega Escobedo de Alva

ASESORES:

M. en C. Pedro Santamaría Briones Ing. Adelaido I. Matías Domínguez

SINODAL:

Ing. Jorge Alberto Jines Guerrero

México, 29 de Mayo de 2013

CÁLCULO ESTRUCTURAL DEL ALA DE UN UAV ESTRATOSFERICA Página 2

INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y ELECTRICA U.P.T.

A E R O N A U T I C A

ÍNDICE RESUMEN ...................................................................................................................................... 4

ABSTRACT ..................................................................................................................................... 5

INTRODUCCIÓN ......................................................................................................................... 6

JUSTIFICACIÓN ........................................................................................................................... 8

OBJETIVO GENERAL ................................................................................................................. 9

OBJETIVOS ESPECIFICOS ........................................................................................................ 9

METODOLOGÍA ......................................................................................................................... 11

DESCRIPCIÓN DE CAPÍTULOS ........................................................................................... 12

ESTADO DEL ARTE .................................................................................................................. 13

MARCO TEÓRICO ..................................................................................................................... 15

1. AVIONES NO TRIPULADOS ..................................................................................... 15

2. GLOBAL OBSERVER ................................................................................................ 20

3. SISTEMA DE PROPULSION DEL UAV GLOBAL OBSERVER ............................. 23

3.1 EL HIDROGENO COMO COMBUSTBLE ALTERNATIVO ................... 24

4. MATERIALES DE CONSTRUCCIÓN DE LA AERONAVE .................................... 25

4.1 FIBRA DE VIDRIO/EPOXY ....................................................................... 26

4.2 FIBRA DE CARBONO/EPOXY. ................................................................ 26

5. LA ESTRATOSFERA ................................................................................................... 27

6. FEDERAL AVIATION REGULATIONS .................................................................... 29

7. PERFILES, PALAS Y VEHICULOS DE BAJO NÚMERO DE REYNOLDS ........... 30

8. ARREGLOS ESTRUCTURALES TIPICOS DEL ALA .............................................. 30

CAPÍTULO I: OBTENCIÓN DE LOS PARÁMETROS DE LA AERONAVE……………………………………………………………………………..34

1.1 ESPECIFICACIONES DE LA AERONAVE ................................................................ 35

1.1.1.PRINCIPALES CARACTERISTICAS .................................................... 35

1.2 PESO DE LA AERONAVE .......................................................................................... 37

1.2.1 PORCENTAJES DE DISTRIBUCIÓN DE PESOS DE UNA AERONAVE .... 38

CAPÍTULO II: LIMITACIONES ESTRUCTURALES ..................................................... 40

2.1 OBTENCIÓN DE LAS CURVAS CARACTERISTICAS ............................................ 41

2.1.1. ELECCIÓN DEL PERFIL ALAR ........................................................... 41

2.2 ENVOLVENTE DE VUELO......................................................................................... 44





2.1.1 CÁLCULO DE LAS VELOCIDAD PARA LAS DIFERENTES CONFIGURACIONES DE VUELO ................................................................. 45

A. VELOCIDAD DE DESPLOME ................................................................... 45

B. VELOCIDAD DE MANIOBRA ................................................................... 46

C. VELOCIDAD DE CRUCERO ...................................................................... 46

D. VELOCIDAD DE PICADA .......................................................................... 46

2.1.2FACTORES DE CARGA POR MANIOBRA Y RAFAGA...................... 47

A.FACTOR DE CARGA POR MANIOBRA .................................................... 47

B.FACTOR DE CARGA POR RAFAGA ......................................................... 47

CAPITULO III: CONFIGURACIÓN PROPUESTA DEL ALA ..................................... 52

3.1 CONDICIONES PRELIMINARES DE DISEÑO ......................................................... 53

3.2 FACTORES QUE INTERVIENEN EN EL DISEÑO DEL ALA ................................. 54

3.3 CONFIGURACIÓN PRELIMINAR DEL ALA ............................................................ 55

3.4 POSICIÓN DEL C.G EN LA SEMIALA ..................................................................... 59

CAPÍTULO IV. CARGAS SOBRE EL ALA ......................................................................... 60

4.1 CONSIDERACIONES GENERALES .......................................................................... 61

4.2 CONDICIONES DE VUELO ....................................................................................... 62

4.3 CONDICIONES DE CARGA ....................................................................................... 68

CAPÍTULO V. ANÁLISIS ESTRUCTURAL DEL ALA EN ANSYS ............................ 79

5.1. ESFUERZOS Y DEFORMACIONES EN EL ALA .................................................... 80

5.2. MODOS DE VIBRACIÓN ........................................................................................... 87

CONCLUSIONES Y RESULTADOS ..................................................................................... 91

RECOMENDACIONES ............................................................................................................. 93

RELACION DE FIGURAS ....................................................................................................... 94

RELACIÓN DE TABLAS .......................................................................................................... 96

RELACIÓN DE ILUSTRACIONES ....................................................................................... 96

NOMENCLATURA .................................................................................................................... 97

BIBLIOGRAFIA .......................................................................................................................... 98

ANEXOS ........................................................................................................................................ 99

A.A ....................................................................................................................................... 99

A.B ..................................................................................................................................... 100





RESUMEN

En este trabajo de tesina se realizó el análisis estructural del ala del UAV Global Observer. Para este efecto se realizaron una serie de investigaciones para conocer las condiciones y limitantes con las que cuenta el UAV, y con los datos obtenidos se procedió a realizar el cálculo estructural.

Se propuso una configuración estructural del ala, proponiendo los espesores del alma, patín, costillas, largueros, piel y atiezadores. Considerando que el ala será creada con materiales compuestos, además la primera propuesta que se expone en el presente trabajo, trata de aplicar los conocimientos obtenidos durante las asignaturas de Estructuras durante la carrera de Ingeniería Aeronáutica.

Las fuerzas sobre el ala se determinaron a partir del diagrama de la envolvente de vuelo en el cual están implícitos los factores de carga máximos para maniobra y para ráfaga, considerando para los cálculos los cuales son expuestos en el presente trabajo, el análisis solo para la condición de vuelo en crucero. En donde para esta condición el avión es crítico, en el diagrama de la envolvente de vuelo se consideran los niveles de seguridad, los cuales son propuestos por la Administración Federal de Aeronáutica. Bajo este esquema se determinaron los esfuerzos principales con la teoría de Von Mises y los modos de vibración, esto se realizó con ANSYS.

El desarrollo de este trabajo propone una metodología de análisis por computadora, los resultados por medio del paquete computacional ANSYS muestran que nuestro modelo puede tener modificaciones en nuestros espesores para reducir el peso y sin que la estructura pierda la resistencia.





ABSTRACT

In this thesis work was structural analysis Global Observer UAV wing. To this effect, a series of investigations to know the conditions and constraints that comprise the UAV, and the data obtained we proceeded to perform structural analysis.

We performed a structural configuration of the wing, proposing the thicknesses of the soul, skate, ribs, spars, skin and stiffeners. This in order to apply the knowledge they have obtained in the subjects of Structures.

They proposed a structural configuration of the wing, proposing the thicknesses of the soul, skate, ribs, spars, skin and atiezadores. Considering that the wing will be created with composite materials, also the first proposal shown in this work is to apply the knowledge gained during the courses of Structures for Aerospace Engineering degree. The forces on the wing were determined from the diagram of the flight envelope in which are embedded the maximum load factors and burst maneuver, considering in the calculations which are presented in this paper, the analysis only for the cruise flight condition. Where for this condition the aircraft is critical, in the diagram of the flight envelope are considered safe levels, which are proposed by the Federal Aviation Administration. Under this scheme the principal stresses were determined with the theory of Von Mises and vibration modes, this was performed with ANSYS. The development of this paper proposes a methodology of computer analysis, the results using the ANSYS software package show that our model can have changes in our thickness to reduce weight without losing resistance structure.





INTRODUCCIÓN

El presente trabajo de tesina se realiza el Cálculo Estructural del Ala de un UAV Estratosférico. Es un trabajo en el cual se presentan investigaciones acerca del UAV estratosférico Global Observer, del mismo se realiza el análisis estructural con la información previamente recaudada, aplicando los conocimientos de la carrera de Ingeniería Aeronáutica. Se da un enfoque a la aeronave no tripulada estratosférica la cual aún sigue en investigación por la NASA y AeroVironment por lo tanto se realizara el cálculo estructural del ala con el fin de aplicar los conocimientos adquiridos en el área de estructuras. De acuerdo al notorio desarrollo de UAVs y la visión que se tiene en el futuro con forme a este tipo de aeronaves, este trabajo presenta uno de los UAVs en desarrollo, dándole un panorama para México en esta rama de la aviación con el fin de construir nuevos objetivos de diseño y construcción en la aviación mexicana. Se realizan una serie de cálculos estructurales como el cálculo de las cargas aplicadas para condiciones estratosféricas, diseño de la caja de torsión, cálculo de esfuerzos y deformaciones en el ala para el correcto análisis de la misma, esto se realiza tomando en consideración las limitaciones estructurales con las que se cuenta.

El cálculo estructural se realiza con información obtenida en la web para delimitar las condiciones iniciales y las cuales nos sirven en el presente análisis estructural.

Anqué para México es una materia de estudio en el cual se encuentra estancado, en la actualidad, el diseño de aviones no tripulados a nivel mundial, es un campo que se encuentra en desarrollo y con grandes objetivos en otras partes del mundo. El presente trabajo pone en práctica los conocimientos adquiridos en las materias de estructuras impartidas en el Instituto Politécnico Nacional en la carrera de Ingeniería Aeronáutica, para el cálculo de una de las nuevas categorías en UAVs, esto con el fin de que el Instituto conozca la inquietud de la aviación del futuro en los alumnos. Esto se realiza presentando ante ingenieros y maestros el entorno y





análisis de uno de los UAVs estratosféricos que aún se encuentra en desarrollo por la Nasa y AeroVironment pero que ya ha realizado sus primeros vuelos de acuerdo a los objetivos planteados de estas empresas.

Para el análisis, se plantea una configuración del ala la cual cumplirá las especificaciones planteadas así como añadiéndole el uso de los materiales compuestos los cuales están desplazando al aluminio y al acero por sus propiedades particulares.

Además se utilizan las metodologías de diseño de CAD y CAE, esto con el fin de simplificar el análisis para la presentación rápida de resultados.





JUSTIFICACIÓN

El presente trabajo es el Cálculo Estructural del Ala de un UAV Estratosférico. Es un trabajo en el cual se presentan investigaciones acerca de los UAVs y en especial la Actualmente la industria en aeronaves no tripuladas ha crecido exponencialmente desde la creación desde el primer UAV, hoy en día existe una clasificación notable de este tipo de aeronave. Dentro del contenido de la tesina se presenta una de los UAVs que pertenece en el campo de las aeronaves no tripuladas estratosféricas la cual aún sigue en investigación por la NASA y AeroVironment por lo tanto se realiza el cálculo estructural del ala la cual nos servirá para aplicar los conocimientos adquiridos en el área de estructuras durante la carrera de Ingeniería en Aeronáutica. La conveniencia social de la presente es para los alumnos que toman la carrera de Ingeniería Aeronáutica, así como también para los docentes de la institución, esto con el fin de despertar la inquietud de este tipo de aeronaves y no quedarnos estancados en este campo de la aviación. De acuerdo al notorio desarrollo de UAVs y la visión que se tiene en el futuro con forme a este tipo de aeronaves, este trabajo presenta uno de los UAVs en desarrollo, dándole un panorama para México en esta rama de la aviación con el fin de construir nuevos objetivos de diseño y construcción en la aviación mexicana. Una de las implicaciones prácticas dentro de la tesina es arreglo estructural de ala del Global Observer para las condiciones iniciales obtenidas y por medio de la posterior investigación.





OBJETIVO GENERAL

Analizar estructuralmente el ala de una aeronave UAV de grandes dimensiones, en materiales compuestos, con la posterior propuesta de un arreglo estructural del ala de acuerdo a la misión del UAV estratosférico, para la aplicación de los conocimientos estructurales durante la carrera de Ingeniería Aeronáutica.

OBJETIVOS ESPECIFICOS

Proponer un arreglo estructural del ala para realizar el análisis.

Modelar el ala de acuerdo al arreglo estructural propuesto en el software

CATIA

Definir el tipo y magnitud de las cargas que serán aplicadas en el ala, de acuerdo a datos ambientales y de diseño del UAV.

Realizar el cálculo estático del ala del UAV estratosférico con materiales

compuestos mediante el software ANSYS el cual nos proporcionara los esfuerzos y deformaciones en el ala de acuerdo al criterio de Von Mises.

Obtener los modos de vibración, y las frecuencias naturales del ala por

medio del software ANSYS





HIPÓTESIS

Si se realiza el análisis estructural del ala del Global Observer con materiales, entonces se aplicaran todos los conocimientos de las materias de estructuras en este trabajo de tesina.

ALCANCE

En el presente trabajo se realiza solo el cálculo estructural del ala de un UAV estratosférico con la ayuda del software ANSYS, cabe mencionar que los datos para realizar el cálculo estructural son en base al AeroVironment Global Observer, el cual es un UAV que vuela en altitudes altas, es un vehículo no tripulado aéreo de larga resistencia, diseñado por la empresa AeroVironment para operar como un sistema de satélite geosincrónico estratosférico con cobertura regional. Resaltando que el Global Observer está actualmente en desarrollo. Para realizar el cálculo estructural se tomara en consideración lo que marca el FAR 23, además los datos no proporcionados del UAV se propondrán en base a otros datos dados por AeroVironment. El análisis estático se realizara con la configuración del ala rectangular que posee el UAV Global Observer. Se determinara la categoría del UAV de acuerdo al FAR debido al gran peso que posee. Se manejaran materiales compuestos para el cálculo estructural sin meterse en la composición de dichos materiales compuestos. Estos materiales compuestos serán Fibra de Carbono y Fibra de Vidrio con polímero. Con respecto a las propiedades de los tres materiales compuestos antes mencionados se elegirá el óptimo para poder realizar el análisis, considerando que el material es isotrópico y no se adentrara con la composición de los constituyentes. El tipo de análisis que se realizara en el programa ANSYS será estático y modal, en cuestión del análisis estático se enfocara en base al criterio de Von Mises con





respecto a los esfuerzos críticos y deformaciones; y en el análisis modal solo se obtendrán modos de vibración y las frecuencias naturales. Se propondrá un arreglo estructural de ala, ya que este no se proporciona por ningún medio de acuerdo a que el UAV se encuentra en desarrollo. Con la configuración propuesta se realizara el cálculo estructural, siendo el fin que la propuesta sea viable para las condiciones a las que se encuentra el UAV y se relacione al modelo real Global Observer.

METODOLOGÍA En primera instancia se recopilaron datos acerca del avión de diferentes fuentes de internet, per una de las fuentes primarias es de la página de AeroVironment y el contacto que se tuvo con dicha empresa. Posteriormente se pasa a la etapa de depuración de información no necesaria o redundante para poder establecer las especificaciones preliminares de la aeronave. El siguiente paso es realizar búsquedas del material con sus respectivas propiedades del cual va hacer hecha el ala. Realizar la distribución de pesos por cualquier método, los pesos pueden ser propuestos justificándose por una bibliografía. Proponer el arreglo estructural del ala para modelarlo en un software CAD. Por último se analiza el ala en ANSYS obteniendo esfuerzos – deformaciones y los modos de vibración. Realizar los comentarios y resultados al haber obtenido los resultados de ANSYS.





DESCRIPCIÓN DE CAPÍTULOS En el capítulo I se obtienen los parámetros de diseño, las cuales son las especificaciones de la aeronave, sistema de propulsión de la aeronave, distribución de pesos de la aeronave. En el capítulo II se conocen las limitaciones estructurales calculando los factores de carga, la velocidad de diseño, creación e interpretación de la envolvente de vuelo, elección del perfil y construcción de las curvas características. En el capítulo III se realiza el arreglo estructural del ala, la cual se diseña en CATIA y se presentan los planos de la configuración propuesta del ala. En el capítulo IV se calculan las condiciones de carga del ala para obtener la fuerza resultante la cual se utilizara en el análisis estructural. En el capítulo V se analiza el ala en ANSYS obteniendo los esfuerzos y deformaciones de acuerdo al criterio de Von Misses, además se obtienen los primeros modos de vibración del ala y las frecuencias naturales.





ESTADO DEL ARTE Las tecnologías subyacentes se han desarrollado durante décadas que se consideran antecesoras para la concepción del Global Observer. 11977 Gossamer Condor: Primer avión de propulsión humana. Máxima eficacia en aeronáutica y diseño de sistemas de propulsión. 1981 Solar Challenger: Primer avión pilotado por energía solar en cruzar el Canal Inglés (5 + horas de vuelo). La generación de energía de alta eficiencia y el almacenamiento. 1993 Pathfinder: UAS, Propulsado a gran altitud con energía solar, llegó a 50.000 pies (15.000 m) en 1995. 2001 Helios: Propulsado por la energía solar, UAS de altura bate el récord mundial de altitud de las aeronaves no propulsado por cohetes - 96.863 pies (29.524 m). 2002 Pathfinder Plus: Primero en entregar con señales de televisión de alta calidad, transmisiones de teléfonos celulares de tercera generación y la vinculación de Internet desde la estratosfera. 22005 Global Observer "Prototype Odyssey": Primer UAS en utilizar hidrogeno como combustible. Escala de 1/3, impulsado por el sistema de pila de combustible. 2007 Junta de Demostración de tecnologías: AV es galardonado por el programa de Demostración de Tecnologías por el desarrollo del Global Observer. Por lo cual se abre el desarrollo y la instalación de producción.

1 NASA.Solar – Power Reseach and Dryden. 12/09/09. [En línea] Disponible en:

http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-054-DFRC.html#backtoTop (consultado el 13 de febrero del 2013) 2 Investing with Last Line. [En línea] Disponible en:

http://gloo31.wix.com/globalobserver#!__investment/vstc7=2009-propulsion (consultado el dia 17 de Abril del 2013)

http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-054-DFRC.html#backtoTop

http://gloo31.wix.com/globalobserver#!__investment/vstc7=2009-propulsion





2009 Sistema de Propulsión: El sistema de propulsión del Global Observer alcanza el funcionamiento de varios días en la cámara atmosférica para simular las condiciones de vuelo. 2010 Pruebas de despegue y aterrizaje en tierra: El UAV Global Observer completa con éxito las pruebas para la preparación del primer vuelo. 2010 Pruebas de carga alar: El Global Observer completa satisfactoriamente la prueba de carga del ala (WLT). 2010 Primer vuelo: El Global Observer realiza correctamente vuelo inaugural.





MARCO TEÓRICO

1. AVIONES NO TRIPULADOS

Sistemas de aviones no tripulados (UAS), también comúnmente referidos como Sistemas aéreos no tripulados o Vehículos aéreos no tripulados (UAV), ellos han sido llamados como aviones radioguiados, aviones robots, aeronave sin piloto, vehículos piloteados remotamente (RPVs) y otros términos describen aeronaves que vuelan sobre el control sin ninguna persona abordo. Ellos son comúnmente llamados UAVs, y cuando combinan con el control de estaciones en tierra, enlaces de datos, forman UAS. 3El departamento de defensa de los Estados Unidos de América define que un UAVs como un vehículo aéreo propulsado que no lleva un operador humano, utiliza fuerzas aerodinámicas para proveer el levantamiento del vehículo, puede volar autónomamente o ser piloteado remotamente y puede llevar un carga de paga letal o no letal. Vehículos balísticos o semi balísticos, misiles crucero y proyectiles de artillería no son considerados como UAVs de acuerdo al departamento de defensa. UAVs son también descritos como un vehículo aéreo solo (con asociados sensores de vigilancia), o un UAS, el cual usualmente consiste de tres o seis vehículos aéreos, un control de estación en tierra y equipo de soporte. Los orígenes de los aviones no tripulados pueden ser trazados en la Primera Guerra Mundial, pero en la pasada década se ha visto un extraordinario desarrollo y progreso en la tecnología y capacidad de estos aviones. Con respecto al desarrollo que se le ha dado en Estados Unidos desde esta guerra, en este caso el UAS no fue utilizado para combate durante la guerra. En

3 Jeremiah Gertler. U.S. Unmanned Aerial Systems. January 3, 2012. [En linea] Disponible en:

http://www.fas.org/sgp/crs/natsec/R42136.pdf (consultado el 12 de Marzo del 2013)

Figura 1: Foto del AQM-34 en el museo Air Force Flight Test

http://www.fas.org/sgp/crs/natsec/R42136.pdf





realidad no fue hasta la guerra de Vietnam que los Estados Unidos empleo un UAS como el AQM-34 Firebee en un rol de combate. El Firebee ejemplifica la versatilidad de un UAS, inicialmente volaba en la época de 1950 como un blanco de artillería aérea y después en 1960 como un avión de inteligencia radioguiado de colección. Los UAS ofrecen dos principales ventajas sobre los aviones tripulados: ellos eliminan el riesgo de la vida del piloto y sus capacidades aeronáuticas, como su resistencia, no van unidas por las limitaciones humanas. UAS también protegen las vidas de los pilotos en situaciones de no visibilidad o misiones peligrosas que no requieren a un piloto en cabina. UAS pueden también ser baratos de producir y operar que un avión tripulado. Además, la obtención baja de coso de los UAS puede ser considerada contra su gran propensión a chocar, mientras que el minimizado riesgo de la tripulación a bordo puede ser comparado contra las complicaciones y peligros inherentes en vuelo de vehículos no tripulados compartiendo el aeroespacio con aviones tripulados. Los UAVs han incrementado por numerosas razones. Navegación avanzada y tecnología de comunicaciones no disponibles hasta un par de años atrás, e incrementos en la comunicación satelital militar de ancho de banda teniendo a realizar operación remota de UAS mucho más práctica. Aunque los UAS tienen una larga historia, solo en los últimos 10 a 15 años se tienen avances en navegación, comunicación, materiales y otras tecnologías haciendo una variedad de las actuales misiones de UAVs posibles. Los UAS estas en estos días en un periodo de innovación, tanto en el diseño y en cómo se operan. Con el gran número de UAV’s en desarrollo y volando en los años recientes existe un problema de clasificación de estos nuevos UAVs. Como los UAS son usados en una variedad de aplicaciones, es difícil desarrollar una clasificación de los sistemas que abarquen todos los UAVs. 4Por lo tanto se ha decido que los UAVs son clasificados dentro de dos aspectos principales de un UAV, sus especificaciones y sus misiones. 4 Dr. Maziar Arjomandi. Classification of Unmanned Aerial Vehicles. The University of Adelaide. Australia. [En

linea] Disponible en:





Las especificaciones de un UAV incluyen peso, carga de pada, resistencia, rango, velocidad, carga alar, costo, tipo de motor y propulsión. Los aspectos más comunes de misión son combate, ascenso y descenso vertical, comunicaciones, vigilancia, fotografía.

Figura 2: Ejemplo de una clasificación de UAVs

El UAS Global Observer incluye una nueva categoría de aviones no tripulados siendo esta llamada como UAVs estratosféricos de acuerdo a la Asociación Internacional de Sistemas de Vehículos No Tripulados, la cual emitió una revista en el año 2012 para cada uno de sus miembros asociados donde muestra el dato mencionado, además que no existe por el momento ningún UAV estratosférico en operación.

http://personal.mecheng.adelaide.edu.au/maziar.arjomandi/Aeronautical%20Engineering%20Projects/2006/group9.pdf (consultado el 22 de febrero del 2013)

http://personal.mecheng.adelaide.edu.au/maziar.arjomandi/Aeronautical%20Engineering%20Projects/2006/group9.pdf






Este tipo de aeronave también puede entrar en varias categorías de acuerdo a cada una de sus especificaciones. Si nos remontamos en el los antecedentes de este tipo de UAV llegamos al año de 1977 con el 5Gossamer Penguin que tiene 71 ft de envergadura, pesando unas 68 lb sin piloto, tiene una baja potencia requerida y por lo tanto fue un excelente banco de pruebas para la energía solar. Posteriormente en el año de 1981 apareció el primer avión tripulado y propulsado por el sol, el cual es llamado Solar Challenger. 6Un avance en el desarrollo de los UAS es el Pathfinder. Inspirado por las posibilidades de los principios de manejo con la energía del sol en las aeronaves, AeroVironment es el primero en empezar a desarrollar un UAV HALE propulsado con energía solar en 1981, previendo una plataforma de alta altitud continua. Después de hacer nueve pruebas de vuelo exitosas, de 99 ft de envergadura el Pathfinder estuvo en reserva por una década por las limitantes de tecnología en el sistema de propulsión de ese tiempo. El Pathfiner aircraft fue también adoptado por el programa de NASA’s Environmental Research Aircraft and Sensor Technology (ERAST) en 1944, para asistir en el desarrollo de las plataformas de investigación para la Estratosfera. Pathfinder voló 50,567 ft el 12 de Septiembre de 1995, este es el primer viaje en la estratosfera. Desde ese momento, fue mejorar y tomado para la Facilidad de rango de misiles del pacifico en Hawaii en donde se realizaron pruebas en 1977, donde voló a 71,505 ft.

5 NASA.Solar – Power Reseach and Dryden. 12/09/09. [En línea] Disponible en:

http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-054-DFRC.html#backtoTop (consultado el 13 de febrero del 2013) 6 AeroViroment. UAS Advanced Development: Pathfinder. [En línea] Disponible en:

http://www.avinc.com/uas/adc/pathfinder/ (Consultado el 30 de Enero del 2013)

http://www.nasa.gov/centers/dryden/news/FactSheets/FS-054-DFRC.html#backtoTop

http://www.avinc.com/uas/adc/pathfinder/





Figura 3: Pathfinder volando sobre Hawaii

Aún más largo y robusto que el antecesor Pathfinder, Centurion incorporaba mucha de la tecnología permitida por la actualización de la categoría de HALE UAV, la disponible modificación para misiones de satélites atmosféricos. Un cuarto de la escala del modelo fue usado para verificar las predicciones de diseño antes del avance de fabricación en escala completa del UAV. Designado para ser capaz de llevar 60,000 lb de carga de para y volar aproximadamente a unos 80,000 ft, con una envergadura de 206 ft, el Centurion se preparó como un vehículo para una serie de pruebas a baja altura en la NASA en el otoño de 1998. El almacenamiento de energía se limita a la energía de la batería y no a un conjunto solar que se ajustó aun en esta etapa de desarrollo. AeroVironment mentalizo a Helios como el último avión solar que puede ofrecer virtualmente un eterno vuelo en la estratosfera. Este se construyó arriba de las tecnologías de desarrollo del Pathfinder y Centurion pero añadiendo un sistema de energía de reserva para el vuelo de noche. De 25 a 50 % de largo que el Centurion, el Helios almacena dos tercios de la energía recibida en los arreglos solares, esto durante el día y usando este almacenamiento de energía para mantenerlo en altitud durante la noche. Porque el renueva la energía del sol todos los días, el Helios tiene una autonomía limitada por la seguridad de sus sistemas. Por esta larga duración en vuelo, el Helios es extremadamente económico en operación. Mientras tanto, tiene que ser quizás uno de los más seguros aviones que se han construido, con cada vuelo que dura más que el tiempo entre un overhaul para una aeronave típica de aviación general.





En consecuencia, la gran parte del Helios fue diseñada como un mínimo de partes móviles, alta redundancia, bajas temperaturas, y estados solidos de control de sistemas, el Helios también es capaz de diagnosticar degradación en sus sistemas de control y reconfigura el piloto automático mientras esta en vuelo.

Figura 4: Prototipo HELIOS en vuelo

2. GLOBAL OBSERVER

Para las pruebas del Global Observer, se construyó un prototipo llamado Global Observer GO-1, el cual poses igual un ala rectangular pero en este caso tiene ocho hélices y un sistema de celdas de hidrogeno como combustible optimizado para altas altitudes y misiones de larga duración. El primer vuelo de este prototipo fue en Mayo del 2005 y a continuación se presentan las especificaciones del prototipo, resaltando que este es un modelo escalado del actual Global Observer, con el fin de realizar primeras pruebas y demostraciones cumpliendo los objetivos planeados para poder realizar modificaciones ya en el modelo a escala real, por lo tanto se puede hacer uso del modelo GO-1 para obtener medidas con el fin de obtener la configuración estructural más apegada a la realidad.





Figura 5: Especificaciones del Global Observer GO-1

7

Estas especificaciones son aproximadas por lo tanto si es posible basarse en ellas. También para poder obtener realizar el cálculo de una manera correcta se ha puesto en contacto con AeroVironment para poder obtener información un poco más precisa del Global Observer, esta comunicación se realizó vía correo electrónico desde su buzón de comentarios en la página de dicha empresa, el primer correo fue enviado el día 17 de Febrero del 2013, el cual fue contestado a un correo personal proporcionado, dos días después por 8Carly A. Garrison quien desarrolla los negocios para sistemas de aviones no tripulados en AeroVironment Inc. En dicho correo menciona que el principal material de construcción usando en el Global Observer es un material compuesto, similar a la fibra de carbono y kevlar. Este mantiene el peso bajo de la aeronave necesitado

7 Flightglobal serious about aviation. [En línea] Disponible en:

http://www.flightglobal.com/directory/detail.aspx?aircraftCategory=uav&manufacturerType=uav&navigationItemId=372&aircraftId=7481&manufacturer=21926&keyword=&searchMode=Manufacturer (consultado el 30 de Marzo del 2013) 8 Correo personal de Carly Garrison: [email protected]

http://www.flightglobal.com/directory/detail.aspx?aircraftCategory=uav&manufacturerType=uav&navigationItemId=372&aircraftId=7481&manufacturer=21926&keyword=&searchMode=Manufacturer

http://www.flightglobal.com/directory/detail.aspx?aircraftCategory=uav&manufacturerType=uav&navigationItemId=372&aircraftId=7481&manufacturer=21926&keyword=&searchMode=Manufacturer





para vuelos largos, pero también provee una estructura durable. La estructura del ala por sí misma es muy única. Está dividida en 5 secciones por razones de transporte. Poniendo dichas secciones juntas para los requerimientos de vuelo. En un último correo respondido el día 10 de Marzo del 2013 por Carly Garrison el máximo peso al despegue es alrededor de 1800 kg. AeroVironment ha superado un hito fundamental en el desarrollo de su sistema de avión no tripulado Global Observer (UAS). La compañía informa que el avión de alta altitud y larga resistencia ha completado una serie de pruebas de carga del ala en el Centro de Investigación de Vuelo Dryden de la NASA, que demuestra que ala de 175 pies de envergadura hecha totalmente de materiales compuestos, puede soportar el nivel de carga dinámica a la cual será sometido a la altura de entre 55.000 y 65.000 pies. Durante la prueba, el ala real ha pasado con éxito las pruebas de carga de sentido positivo (tirando hacia arriba) y negativo (empujando hacia abajo). Los datos serán utilizados para la validación del diseño, así como comparaciones de ensayos en vuelo.

Figura 6. Prueba de carga del ala del Global Observer





"Estas pruebas exitosas confirman que el ala del Global Observer, es uno de los elementos más críticos del sistema, está preparado para manejar los esfuerzos de la gran altitud a la que opera y el vuelo de larga resistencia," dijo Tim Conver, presidente de AV y consejero delegado. 9"Con las pruebas de carga del ala en tierra detrás de nosotros esperamos demostrar capacidad única del Global Observer de volar más y más alto sobre cualquier lugar, que cualquier otro avión." Diseñado para la vigilancia, comunicaciones y misiones de patrulla fronteriza, el Observador Global será capaz de permanecer en el aire durante un máximo de una semana a la vez, mantenerse al tanto de un área circular hasta 600 kilómetros de diámetro, es decir más de 280.000 millas cuadradas. El sistema también tiene el potencial de proporcionar una vida de ahorro de las imágenes de copia de seguridad remota y comunicaciones durante desastres como huracanes e incendios forestales.

3. SISTEMA DE PROPULSION DEL UAV GLOBAL

OBSERVER

El Global Observer es potenciado por un sistema de propulsión de líquido hidrogeno. AeroVironment ha explorado el uso del aviones de energía solar, pero determino que la propulsión con liquido hidrogeno es la mejor solución para grandes altitudes y larga duración en los UAV. La potencia del sol hoy en día no es suficiente para soportar la operación continua más allá de los trópicos durante el invierno. Tiene una estructura 9 Noel McKeegan. AeroVironment Global Observer long endurance UAS completes wing loads tests. August

12, 2010. [En linea] Disponible en: http://www.gizmag.com/aerovironment-global-observer-long-endurance-uav-wing-load-tests/16022/ (consultado el 20 de Diciembre del 2012)

Figura 7: Global Observer aterrizando

http://www.gizmag.com/aerovironment-global-observer-long-endurance-uav-wing-load-tests/16022/

http://www.gizmag.com/aerovironment-global-observer-long-endurance-uav-wing-load-tests/16022/





de compositos, la cual está disponible para transportar carga y motores de combustión interna modificados para quemar hidrogeno llevados por generadores que producen potencia eléctrica por las cuatro hélices.

3.1 EL HIDROGENO COMO COMBUSTBLE ALTERNATIVO

El hidrógeno es considerado un combustible alternativo, por dos razones: es renovable, y es el elemento más abundante en la tierra. El hidrógeno comprende más del 75 por ciento del medio ambiente, por lo que si se convirtiera en un combustible primario, se eliminaría la dependencia de fuentes extranjeras de combustible. Sin embargo, el hidrógeno en la naturaleza existe principalmente en combinación con otros elementos. Para el hidrógeno para ser útil como un combustible, que debe existir como hidrógeno libre. Una fuente común de hidrógeno es el agua, que es 11,2 por ciento de hidrógeno en peso.

Propiedades físicas y químicas del hidrógeno hacen que sea un buen candidato para un combustible. En condiciones atmosféricas normales, el hidrógeno es un gas incoloro e inodoro. Es estable y convive sin causar daño con el oxígeno libre hasta una entrada de la energía impulsa el exotérmica (libera calor) reacción que se forma agua.

El hidrógeno es el elemento más ligero que ocurre en la naturaleza y contiene una gran cantidad de energía en su enlace químico. Debido a su baja densidad, el hidrógeno líquido pesa menos que los combustibles derivados del petróleo. La densidad de hidrógeno gaseoso es 0,0899 gramos por litro (g / l). (Air es 1,4 veces más denso.) Se reduce de hidrógeno líquido a -252,77 grados Celsius, y tiene una densidad de 70,99 g / l. Con estas propiedades, el hidrógeno tiene la relación de

energía-a-peso más alto de todos los combustibles: 1 kilogramo (kg) de hidrógeno tiene la misma cantidad de energía en forma de 2,1 kg de gas natural o de 2,8 kg de gasolina. El hidrógeno arde en el aire en concentraciones en el intervalo de 4 a 75 por ciento en volumen (quemaduras de metano en concentraciones de 5,3 a 15 por ciento en volumen). La

Figura 8: Elemento Hidrogeno





temperatura más alta combustión de hidrógeno es 2.318 grados Celsius y se alcanza a una concentración de 29 por ciento por volumen en el aire.

10Estos datos dan hidrógeno tanto ventajas como desventajas. La principal ventaja es que las tiendas de hidrógeno de aproximadamente 2,8 veces la energía por unidad de masa como la gasolina. La desventaja es que necesita cuatro veces el volumen de una cantidad dada de energía

4. MATERIALES DE CONSTRUCCIÓN DE LA AERONAVE

El inicial desarrollo y aplicación del avance en materiales compuesto fueron perseguidos primeramente por el potencial que tienen en estructuras ligeras. Las primeras aplicaciones en el año de 1960 en las estructuras aeroespaciales, donde el peso afectaba críticamente al consumo de combustible, eficiencia, carga de paga y equipamiento, donde el equipamiento ligero frecuentemente seguía mejorándose. 11En nuestros días los compuestos de fibras son el frecuente material a elegir por los diseñadores por una gran variedad de razones, incluyendo bajo peso, alta rigidez, alta resistencia, conductividad eléctrica (o aislantes), baja expansión térmica, bajo o alto rango de transferencia de calor, resistencia a la corrosión, vida larga a la fatiga, diseño óptimo, mantenimiento reducido, retención de propiedades a una alta operación de temperatura. Como el nombre lo implica, el avance de los materiales compuestos de fibras reforzado con polímero ya sean resinas, rellenos y aditivos. Las fibras proporcionan una mayor rigidez y capacidad de resistencia a la tracción. Las resinas ofrecen una alta resistencia a la compresión y se une a las fibras en una matriz firme. Los rellenos sirven para reducir el costo y la contracción. Los aditivos ayudan a mejorar no sólo las propiedades mecánicas y físicas de los materiales compuestos, sino

10

Peter Kushuir. HYDROGEN AS AN ALTERNATIVE FUEL [En línea] Disponible en: http://www.almc.army.mil/alog/issues/MayJun00/MS492.htm (consultado el 13 de febrero del 2013) 11

Carl T. Herakovich. Mechanics of Fibrous Composites. Univesity of Virginia. USA. 1998. Chapter 1. The what and the why of fibrous composites. Pages 1 - 23

http://www.almc.army.mil/alog/issues/MayJun00/MS492.htm





también la manejabilidad de estos. Las discusiones que se muestran enseguida explican las funciones básicas y el comportamiento de los constituyentes. La fibra es un constituyendo muy importante en los compositos. Una gran cantidad de investigación y desarrollo ha sido hecha con las fibras sobre los efectos en los tipos, fracciones volumétricas, arquitectura y orientaciones. La fibra generalmente ocupa el 30% - 70% del volumen de la matiz en el composito. La fibra puede ser tejida, cosida y/o trenzada. Por lo general son tratados como los calibres del almidón, gelatina, aceite o cera para mejorar la unión así como aglutinantes para mejorar el manejo. Los más comunes tipos de fibra en los materiales compuestos avanzados para aplicaciones estructurales son la fibra de carbono, aramida y vidrio. La fibra de vidrio es menos costosa que la fibra de carbono. El costo de la fibra aramida es aproximadamente la misma que los grados más bajos de la fibra de carbono

4.1 FIBRA DE VIDRIO/EPOXY

La fibra de vidrio es dividida en tres clases, E-glass y S-glass.El E-glass es designado para usos eléctricos y el S-glass para alta resistencia. La resistencia de la fibra de vidrio y el módulo se pueden degradar con el aumento de temperatura.. La fibra en sí está considerada como un material isotrópico y tiene un coeficiente de expansión térmica más baja que la del acero.

Tabla 1. Propiedades de los tipos de Fibra de Vidrio/Epoxy

Typical Properties E-Glass S-Glass Densidad ( ) 2.60 2.50

Módulo de Young (GPA) 72 87 Resistencia a la tención (GPA) 1.72 2.53

Elongacion a la tencion (%) 2.4 2.9

4.2 FIBRA DE CARBONO/EPOXY.

EL grafito o fibra de carbono esta hecho a partir de tres tipos de precursores de polímero, poliacrilonitrilo (PAN) de fibra, fibra de rayón, y el tono. La curva de





esfuerzo-deformación a la tracción es lineal hasta el punto de ruptura. Aunque hay muchas fibras de carbono disponibles en el mercado abierto, que se pueden dividir arbitrariamente en tres grados como se muestra en la Tabla 3. Ellos tienen coeficientes de expansión térmica más bajos que tanto el vidrio y fibras de aramida. La fibra de carbono es un material anisotrópico, y su módulo transversal es de orden de magnitud menor que su módulo longitudinal. El material tiene una muy alta resistencia a la fatiga y fluencia.

Tabla 2: Propiedades de los tipos de Fibra de Carbono/Epoxy

Typical Properties Alta resistencia Alto módulo Ultra Alto módulo Densidad ( ) 1.8 1.9 2.0 – 2.1

Módulo de Young (GPA) 230 370 520 – 620 Resistencia a la tención (GPA) 2.48 1.79 1.03 – 1.31

Elongacion a la tencion (%) 1.1 0.5 0.2

5. LA ESTRATOSFERA

La estratosfera es la segunda capa, a medida que uno se mueve hacia arriba desde la superficie de la Tierra, de la atmósfera. La estratosfera está por encima de la troposfera y por debajo de la mesosfera. La parte superior de la estratosfera se produce a 50 km (31 millas) de altura. El límite entre la estratosfera y la mesosfera anterior se denomina la estratopausa. La altura de la parte inferior de la estratosfera varía con la latitud y con las estaciones del año, que se producen entre aproximadamente 8 y 16 km (5 y 10 millas, o 26.000 a 53.000 pies). La parte inferior de la estratosfera es de alrededor de 16

Figura 9: Capas de la atmosfera





km (10 millas o 53.000 pies) sobre la superficie de la Tierra cerca del ecuador, a unos 10 kilómetros (6 millas) en las latitudes medias, y alrededor de 8 km (5 millas) cerca de los polos. Es ligeramente más baja en invierno en medias y altas latitudes, y ligeramente superior en el verano. El límite entre la estratosfera y la troposfera a continuación se llama la tropopausa. 12El ozono, un tipo inusual de la molécula de oxígeno que es relativamente abundante en la estratosfera, se calienta esta capa, ya que absorbe la energía de la radiación ultravioleta entrante del sol. Las temperaturas se elevan a medida que uno se desplaza hacia arriba a través de la estratosfera. Esto es exactamente lo contrario de la conducta en la troposfera en el que vivimos, donde las temperaturas descienden a medida que aumenta la altitud. Debido a esta estratificación de la temperatura, hay poca convección y la mezcla en la estratosfera, por lo que las capas de aire no son bastante estables. Aviones comerciales vuelan en la estratosfera inferior para evitar la turbulencia que es común en la troposfera inferior. La estratosfera es muy seca, el aire no contiene poco vapor de agua. Debido a esto, algunas nubes se encuentran en esta capa; casi todas las nubes se producen en la troposfera inferior, más húmeda. Nubes estratosféricas polares (PSC) son la excepción. PSC aparecen en la estratosfera inferior, cerca de los polos en invierno. Se encuentran a una altura de 15 a 25 km (9,3 a 15,5 millas) y se forman cuando las temperaturas en esas alturas descienden por debajo de -78 º C. Se parecen ayudar a provocar la formación de los agujeros infames de la capa de ozono "alentador" ciertas reacciones químicas que destruyen el ozono. PSC también se llaman nubes nacaradas. El aire es aproximadamente mil veces más delgado en la parte superior de la estratosfera de lo que es a nivel del mar. Debido a esto, aviones y globos meteorológicos alcanzan sus altitudes operativas máximos dentro de la estratosfera.

12

Randy Russell. THE STRATOSPHERE. March 30, 2009. [En línea] Disponible en: http://www.windows2universe.org/earth/Atmosphere/stratosphere.html. (consultado el 13 de Marzo del 2013)

http://www.windows2universe.org/earth/Atmosphere/stratosphere.html





6. FEDERAL AVIATION REGULATIONS

El Reglamento Federal de Aviación, son normas establecidas por la Administración de Aviación Federal (FAA), que regula todas las actividades de aviación en los Estados Unidos. Una amplia variedad de actividades están reguladas, tales como el diseño de aviones, vuelos típicas líneas aéreas, las actividades de formación de pilotos, vuelo en globo aerostático, aviones más ligeros que el aire, la altura de la estructura por el hombre, balizamiento de obstáculos y marcado, y lanza incluso cohetes modelo y operación de la aeronave modelo. Las reglas están diseñadas para promover la aviación segura, protegiendo los pilotos, asistentes de vuelo, los pasajeros y el público en general de riesgos innecesarios. Para fines de cálculo, utilizaremos la FAR para conocer en que categoría se encuentra nuestro UAS. 13La FAA cuenta con una hoja de datos para sistemas de aeronaves no tripulados, donde nos dice que los UAS vienen en una gran variedad de tamaños y formas y sirven para diferentes propósitos. Ellos pueden tener una envergadura tan larga como un Boeing 737 o más pequeña que un modelo de avión de radio control. Sin tomar en cuenta el tamaño, la responsabilidad de un vuelo seguro aplica igualmente como a las operaciones de aviones no tripulados y tripulados. 14Por lo tanto, podemos guiarnos con la FAR 23 en el sub apartado B. 23.45 General en el cual nos indica que puede ser utilizado este apartado para aeronaves que tienen un máximo ambiente atmosférico.

13

FAA. Fact Sheet-Unmanned Aircraft Systems (UAS). February 19, 2013. [En línea] Disponible en: http://www.faa.gov/news/fact_sheets/news_story.cfm?newsId=14153 (consultado el 13 de Marzo del 2013) 14

FAA, FAR PART 23 – Airworthiness Standars: Normla, Utility, Acrobatic, and commuter category airplanes. Subpart B. 23.45 General. [En línea] Disponible en: http://www.ecfr.gov/cgi-bin/text-idx?c=ecfr&SID=b1a64ab9c57e06a1137fdab449372736&rgn=div5&view=text&node=14:1.0.1.3.10&idno=14#14:1.0.1.3.10.2.59 (consultado el 2 de Abril del 2013)

http://www.faa.gov/news/fact_sheets/news_story.cfm?newsId=14153

http://www.ecfr.gov/cgi-bin/text-idx?c=ecfr&SID=b1a64ab9c57e06a1137fdab449372736&rgn=div5&view=text&node=14:1.0.1.3.10&idno=14#14:1.0.1.3.10.2.59







7. PERFILES, PALAS Y VEHICULOS DE BAJO NÚMERO DE

REYNOLDS

El modelo, UAV, ventiladores y muchos otros sistemas que operan a pequeña escala y de baja velocidad puede experimentar los efectos del flujo del número de Reynolds bajos. Bajos números de Reynolds también tienen experiencia en los aviones con bajas cargas laterales que vuelan a gran altura, como los 40.000 pies o más. Si la aerodinámica no se administra bien, el funcionamiento de tales sistemas puede degradar seriamente y ser económicamente y técnicamente factible. Para una superficie de sustentación en forma convencional, pueden ocurrir estos problemas cuando el número de Reynolds cae por debajo de aproximadamente 500.000. Bajo la aerodinámica del número de Reynolds ha sido un punto focal de nuestra investigación en el UIUC Applied Aerodinámica Group. 15Hemos diseñado y probado nuevos perfiles aerodinámicos que se utilizan en la industria aeroespacial, la energía eólica, los deportes de motor y vela. Algunos ejemplos incluyen diseños aerodinámicos para el avión solar NASA / AeroVironment (por ejemplo, 247-ft lapso vuelo de ala Centurión y Helios), AeroVironment Global Observer, vehículos aéreos no tripulados, muchos modelos de aviones, así como superficies de sustentación para las bombillas ala-quilla en la Copa América y las alas aerodinámicas utilizadas en el carro y la Fórmula 1 diseños. La investigación sobre la aerodinámica de hélices de bajo número de Reynolds también está en curso. Más de 100 hélices han sido probados en el túnel de viento vuelo recto, orientada en flujo y en fuerte bajada. Además, el número aerodinámico de vehículos llenos de Reynolds bajos de los UAV es un área de investigación en nuestro grupo.

8. ARREGLOS ESTRUCTURALES TIPICOS DEL ALA

Es reconocido que baja resistencia, peso ligero, bajo costo de construcción y bajos costos de mantenimiento son deseables pero difieren opiniones como la importancia relativa de estos términos, la gente difiere del tipo de aeronave que ellos quieren. El trabajo del diseñador es determinar primero las dimensiones externas del ala 15

Low Reynolds Number Aerodynamics of Airfoil, Propeller and Vehicles [En línea] Disponible en: http://www.ae.illinois.edu/m-selig/research.html/ (consultado el 19 de Diciembre del 2012)

http://www.avinc.com/uas/stratospheric/global_observer/






(envergadura, cuerda raíz y cuerda en la punta, el espesor en la cuerda raíz y en la cuerda punta, y la forma del ala) dentro de los límites de las especificaciones de rendimiento y el peso preliminar estimado. Ya que los costos varían notablemente de vez en vez y de lugar a lugar, es importante un buen diseño bajo un criterio que también varía y debe ser cubierto por un amplio rango de dimensiones y materiales. Las dimensiones totales son determinadas por las siguientes consideraciones:

La envergadura debe ser suficiente 1.para alcanzar el ascenso y el techo de servicio especificado.

El área, y también la cuerda, deben 2.ser suficientes para alcanzar la velocidad de aterrizaje especificada con el CLmax del ala.

El espesor debe ser un valor entre un 3.alto CLmax y un bajo CDmin

Un alto CLmax requiere de un ala gruesa en la región del 12% al 18%, y una baja resistencia requiere que el ala sea tan delgada como sea posible sin tener flexibilidad excesiva, pero para bajo peso el ala no debe ser demasiado densa. La mejor relación del espesor del ala depende de las especificaciones de la velocidad máxima. Estructuralmente el ala de una aeronave es simplemente una viga la cual debe resistir cargas flexionantes y de torsión. El diseño no solo es simplemente estructural pero puede ser calculado separadamente para las cargas de flexión y de torsión esperadas, con interacciones insignificantes entre los dos tipos de cargas.

Figura 10: Perfil delgado reforzado para altas velocidades.

Figura 11: Construcción de una aeronave T-39A





Con el desarrollo de aeronaves de alta velocidad, en las que las alas muy delgadas son más favorables, la construcción ha progresado como se muestra en la figura 10, la cual es esencialmente un ala de cinco largueros con una piel y atiezadores pesados entre los largueros, por lo que la piel puede soportar mucho más carga de flexión tan bien como de torsión. La piel atiesada por la caja de largueros es también la característica esencial de la construcción del ala como se muestra en la figura 11. Por otra parte, para alas gruesas uno de los tipos más económicos es la caja de largueros corrugados, figura 12. Para alas supersónicas diseñadas para las velocidades en las regiones de M = 2 a M = 3 o 3.5, la optimización aerodinámica favorece a las alas con un bajo alargamiento (0.5 a 1.5) y una relación de espesor baja. Por razones aerodinámicas, la sección del ala debe tener una forma aerodinámica comúnmente referida como a una sección de superficie sustentadora. Las fuerzas aerodinámicas en vuelo cambian en magnitud, dirección y lugar, del mismo modo en las diversas operaciones de aterrizaje, de esa manera la estructura requerida debe ser una que pueda resistir eficientemente cargas que generan tensiones combinadas con compresión, flexión y torsión. Para dar resistencia torsional, una porción de superficie sustentadora puede ser cubierta con una piel metálica y entonces agregándole una o más placas metálicas internas para producir una celda cerrada o múltiples celdas en la sección del ala. La superficie de la piel externa la cual es relativamente delgada para aeronaves subsónicas es eficiente para resistir esfuerzos cortantes, torsionales y de tensión, pero muy ineficiente en resistir esfuerzos de compresión debido a la flexión del ala. Para proveerla de una resistencia eficiente, piezas reforzadoras de la envergadura comúnmente se refieren como a largueros con pestañas que son colocados dentro de la superficie de la piel.

Figura 12: Detalles de la construcción de una caja con largueros corrugados





Figura 13: Arreglos típicas de las secciones estructurales de las alas para aeronaves subsónicas.

Para mantener la superficie de la piel en la forma de una superficie sustentadora y darle un medio para transferir la presión de aire de la superficie a la estructura de la viga celular, cuerda relativa y costillas de diferentes formas son agregadas. Para transferir cargas grandes concentradas dentro de la estructura de la viga celular, se usan costillas pesadas, comúnmente llamadas mamparos. La figura 13 ilustran el arreglo estructural típico para secciones de ala de aeronaves subsónicas. La superficie de la piel de las líneas punteadas representa una estructura secundaria, un arreglo como el de la figura 13f se utilizará en la estructura de la aeronave. En algunos casos, esta porción es cubierta por tejidos relativamente delgados. En general el arreglo de pestañas estructurales en el ala puede ser clasificado dentro de dos grupos; (1) el grupo de las pestañas concentradas donde los materiales de las pestañas son conectadas directamente a las placas internas y (2) el grupo de las pestañas distribuidas donde los largueros son acoplados a la piel entre las placas internas.





CAPÍTULO I:

OBTENCIÓN DE LOS

PARÁMETROS DE LA

AERONAVE





1.1 ESPECIFICACIONES DE LA AERONAVE

1.1.1. PRINCIPALES CARACTERISTICAS 16Persistente Estratosférico UAS: Global Observer

Figura 14: Global Observer

Aerovironment está desarrollando un sistema de avión no tripulado llamado Global Observer siendo la primera de robusta proporción, efectivo costo, comunicación persistente y observación sobre cualquier ubicación en el globo terrestre, estableciendo una categoría enteramente nueva para sistemas de aviones no tripulados. Global Observer es una combinación única de duración de vuelo y con una altitud de operación estratosférica, es diseñado para entregar ventajas en costo, capacidad, alcance, flexibilidad y seguridad que lo hace un obligado complemento para un existente artículo satelital, aéreo y terrestre.

16

AeroVironmet. Stratospheric Persistent UAS: Global Observer. [En línea] Disponible en: http://www.avinc.com/uas/stratospheric/global_observer/ (consultado el 19 de Diciembre del 2012)






Misiones: Comunicación persistente y detección remota. Características: Persistencia global estratosférica Resistencia/rango 170 hrs (5 – 7 días) Carga de paga: 180 kg (400 lb) Altitud de operación: 65,000 ft Sistema de propulsión: Motor de líquido de hidrogeno Envergadura: 53 m (175 ft) Longitud: 21 m (70 ft) Global Observer está diseñado para hacer frente a la necesidad urgente de seguridad nacional para una plataforma estratosférica persistente y proporcionando un medio para satisfacer numerosas aplicaciones de alto valor civil y comercial. Las misiones con las que cuenta son los enlaces de comunicaciones y carga de paga de detección remota para los clientes militares o comerciales, como se menciona a continuación:

Persistente, global, capacidad sin rumbo estratosférico para la defensa y misiones de seguridad para el territorio nacional.

Bajo costo, infraestructura de telecomunicaciones rápidamente desplegables Seguimiento de tormenta o huracán, monitoreo del clima, detección de

incendios forestales, y un soporte sustentable para operaciones de socorro. Imagen área y mapeo comercial y un monitoreo del entorno, gestión del

cultivo agrícola y optimización de la cosecha. Comunicaciones múltiples y aplicaciones de la teledetección ya han sido demostradas a partir de esta posición de funcionamiento, incluyendo televisión de alta definición (HDTV) y tercera generación (3G) de servicios móviles de voz, video y datos mediante telefonía móvil. En el desarrollo del UAV se han completado el primer histórico vuelo el 5 de Agosto del 2007 y el segundo vuelo el 19 de Agosto de ese mismo año, lo menciono Bob Curtin, el vicepresidente de desarrollo en negocios de AeroVironment.





En ambos vuelos se empelaron baterías para volar más de una hora a una altitud máxima de arriba aproximadamente 4,000 ft arriba del nivel del mar. Esos primeros dos vuelos satisficieron los objetivos de demostración que se tenían, alcanzando los datos en control de la aeronave. El avión está siendo desarrollado por AeroVironment bajo la unión de un concepto tecnológico de demostración (JCTD) patrocinado por varias agencias de Estados Unidos bajo la dirección del Comando Especial de Operaciones de dicho País. Para el dimensionamiento del ala consideramos las especificaciones de la figura del prototipo GO-1, por lo tanto la figura 6 se imprimió y se acoto y con las respectivas relaciones geométricas y cálculos, se obtuvieron los siguientes resultados.

= = = = = =

1.2 PESO DE LA AERONAVE

En este punto tomamos en cuenta el dato de peso máximo al despegue el cual es de 1800 kg y una carga de paga de 180 kg, de acuerdo a las especificaciones de la aeronave que se enlistan en el punto 1.1 del presente trabajo. El grado de éxito alcanzado en estimar el peso de una aeronave depende en gran parte de la combinada experiencia con los datos previos de aviones y un conocimiento de propuestas de tipo de construcción. La primera estimación preliminar usualmente es basada sobre los cálculos implicados de las cargas utilizadas que consisten en la tripulación, pasajeros, combustible, aceite y carga. Las características de los datos de las especificaciones dan el deseado rango, velocidad y carga de paga.





Esta información permite al diseñador una estimación aproximada del necesario combustible y aceite, lo único que no se sabe es la carga útil. Dado que el rango de la carga útil va del 25 al 40 % del peso bruto de la aeronave a diseñar, por encima del propósito de la aeronave y arriba del tipo y cantidad del equipo instalado, la aproximación del peso bruto de diseño puede encontrarse por la división de la carga útil entre un porcentaje asumido. Dentro de la estimación preliminar es conveniente considerar primero una subdivisión de un total peso bruto dentro de principales grupos. El peso vacío de un avión multimotor puede ser separado en una variada forma por porcentajes de diseño del peso bruto.

1.2.1 PORCENTAJES DE DISTRIBUCIÓN DE PESOS DE UNA

AERONAVE

Es evidente a partir de los datos dados que la variación bastante amplia en los posibles pesos hace que sea deseable la estimación del peso de acuerdo a juicio y experiencia personal. Para empezar a estimar la distribución de pesos en todo el UAV, conocemos que este cuenta con un tren tipo triciclo, que no posee mobiliario y se descarta la posible carga útil de acuerdo al listado del ANEXO A

Figura 15: Global Observer en sus primer vuelo.





Realizando un análisis visual del Global Observer como se muestra en la figura 8, podemos definir la primera estimación de distribución de pesos de acuerdo a la distribución de pesos que se muestra en el Anexo A.

Ala 17.0 % Empenaje 1.5 % Fuselaje 13.0% Tren de aterrizaje en triciclo: Tren principal Tren de nariz

4.0% 1.5%

Planta motriz: Motores Accesorios del motor Controles de la planta motriz Hélices Sistema de encendido Lubricación del sistema

Sistema de combustible

15.0 % 10.0 1.0 0.4 2.0 0.3 0.3 2.5

Superficies de control 1.0 Equipo electrónico 3.0 Instalación de deshielo 0.06 Combustible y aceite residual 30 lb

Los porcentajes se consideraron de acuerdo a que el UAV está construido totalmente de material compuesto, por lo tanto los porcentajes se consideran los bajos, en el caso del ala, el porcentaje dado es el más alto por la envergadura con la que cuenta, en el empenaje, fuselaje y tren de aterrizaje también se consideran los más bajos ya que el UAV cuenta con dimensiones pequeñas en comparación de un avión comercial. En el caso de la planta motriz se considera para los porcentajes de peso que el UAV quema liquido hidrogeno en motores de combustión interna los cuales manejan un generador y produce electricidad dándole potencia a las cuatro hélices y cargados con baterías de respaldo.





CAPÍTULO II:

LIMITACIONES

ESTRUCTURALES





2.1 OBTENCIÓN DE LAS CURVAS CARACTERISTICAS

2.1.1. ELECCIÓN DEL PERFIL ALAR

De acuerdo a lo prescrito en el marco teórico acerca de los perfiles de bajo número de Reynolds por lo tanto se escogerá cualquier perfil que se encuentra a estas condiciones por lo tanto utilizaremos el NACA 2414. Y obteniendo las diferentes curvas del perfil utilizando el programa XFLR5 v6.05 beta. Tenemos primero el diagrama del perfil:

Las curvas y sus respectivos punto de Cl, Cd, y Cp, se encuentran en el ANEXO A para su lectura. Posteriormente para la construcción de las curvas características se utilizara la tabla que se encuentra en el Anexo A, donde se tiene que corregir las curvas por el alargamiento del ala, por lo tanto se utilizaran las siguientes ecuaciones.17

…………………………………………………………………………(1)

17

CALOS CRESPO Y MENA. Proyecto aerodinámico y estructural de una aeronave de 6 plazamonoplano, ala alta, monomotor, tren de aterrizaje convencional, fabricado en su maor parte con fibra de vidrio y poliuretano. México 1978. Pag 33.

Figura 16: NACA 2414





…………………………………………………………………………(2)

Considerando que las características de los perfiles están dadas por lo regular en coeficientes absolutos, tomaremos en cuenta los coeficientes primeros. Para propósitos de análisis de tensión es conveniente resolver todas las fuerzas normales y cordales, lo cual se realiza en el capítulo 3 de la presente tesina. Los coeficientes de fuerza dados serán el coeficiente de levantamiento, CL, normal al viento relativo; el coeficiente de arrásate, CD, paralelo al viento relativo; y el coeficiente de momento, Cm, cerca de un punto definido en la cuerda alar. Las magnitudes de los coeficientes están en función del ángulo de ataque α. Mostrándose en la siguiente figura.

Figura 17: Coeficientes en el perfil

Resolviendo los coeficientes normales y paralelos a la cuerda alar, de la figura 10, tenemos.

…………………………………………………………………………(3)

…………………………………………………………………………(4)

Y el valor de la posición del centro de presión será:

( ) …………………………………………………………………………(3)





( )

…………………………………………………………………………(4)

Dónde: Cuerda aerodinámica del ala (Para nuestro caso es 206.345 mm) Por lo tanto con esta información obtenemos las curvas características las cuales sus respectivos puntos se encuentran en el ANEXO B, donde se graficaron en MATLAB y se muestran en la siguiente figura.

Figura 18. Curvas Características del perfil NACA 2414





2.2 ENVOLVENTE DE VUELO

El término "envolvente de vuelo" se utiliza para referirse a los límites de carga del avión y las condiciones de vuelo dentro de la cual el funcionamiento de la aeronave es satisfactorio, y más allá del cual se convierte en algún aspecto inaceptable. Esta envolvente de vuelo representa, de hecho, las condiciones de limitación derivada de una matriz de sobres vuelo interrelacionados que abarcan las variables apropiadas. Por lo tanto, para cada carga (es decir, externa tiendas de configuración y su gama de asociados de peso y centro de gravedad (cg) posición) y aviones de configuración (es decir, la posición de tren de aterrizaje (u / c), aletas, listones, etc), los sobres de la velocidad aérea frente altitud, velocidad frente factor de carga, el ángulo de ataque en función del ángulo de deslizamiento lateral, etc, debe ser investigado para establecer los límites dentro de los cuales todos los aspectos, como cualidades de manejo, el comportamiento de los motores, cargas estructurales, etc, siendo aceptable. Los ensayos en vuelo de los modelos nuevos o derivado de aeronaves se llevan a cabo con el propósito inicial de definir un vuelo sobre la cual es, en primer lugar y ante todo, segura y en segundo lugar, que permite el uso efectivo del vehículo para los fines previstos. Las pruebas de vuelo se produce sólo después de numerosas críticas del diseño y revisión de resultados de las pruebas en tierra y las predicciones de las características de vuelo en áreas tales como estructuras,

aerodinámica, estabilidad y control, controles de vuelo.

Figura 19: Flight Envelope





2.1.1 CÁLCULO DE LAS VELOCIDAD PARA LAS

DIFERENTES CONFIGURACIONES DE VUELO

A. VELOCIDAD DE DESPLOME

Se obtienen dos velocidades de desplome la máxima y la mínima, para obtener la velocidad máxima se calcula con la siguiente expresión:

√

…………………………………………………………………………(5)

Dónde: Peso de la aeronave Densidad a nivel del mar (

)

El valor máximo leído de las curvas características (1.3176451) Sustituyendo valores en la ecuación (5) y resolviendo obtenemos:

√ ( )

( ) ( )( )

……………(6)

Y para el valor de la velocidad mínima solo se sustituye el valor de máximo por el mínimo y en dado caso que no poseamos el dato como es en nuestro caso la FAR 23 SUBPARTE C nos dice que para la velocidad de desplome min el se puede utilizar el valor de 1.35. Por lo tanto sustituyendo valores en la ecuación (5) tenemos:

…………………………………………………………………………(7)





B. VELOCIDAD DE MANIOBRA

De acuerdo a la FAR 23 para calcular la velocidad de crucero se utiliza la siguiente expresión:

√

…………………………………………………………………………(8)

Donde Factor de carga positivo, en nuestro caso es de 4,4 de acuerdo a la FAR 23 Por lo tanto sustituyendo valores en la ecuación (8) y resolviendo tenemos:

√

…………………………………………………………………………(9)

C. VELOCIDAD DE CRUCERO

En este caso se utiliza la ecuación:

√

…………………………………………………………………………(10)

Sustituyendo valores en la ecuación (10) y resolviendo tenemos :

√

…………………………………………………………………………(11)

Pero en este caso se conoce la velocidad de crucero del avión proporcionada por AeroVironment la cual es de 110 knots y esta se utilizara como velocidad de crucero máxima y la mínima será la calculada en la ecuación (11)

D. VELOCIDAD DE PICADA

Para la velocidad de picada también existen dos, las cuales se calculan con las siguientes ecuaciones:





( )

…………………………………………………………………………(12)

( )

…………………………………………………………………………(13)

Sustituyendo valores en las ecuaciones (12) y (13) y resolviendo tenemos que:

( )

………………………………..………………………………………(14)

( )

…………………………………………………………………………(15)

2.1.3 FACTORES DE CARGA POR MANIOBRA Y RAFAGA

El Avión durante su tiempo de vida estará sujeto a una gran variedad de combinaciones de carga, las cuales se clasifican en: las que ocasionan maniobra intencional del piloto automático en nuestro caso o por encontrar ráfagas ascendentes y descendentes durante el vuelo, en cualquier caso la fuerza resultante sobre el avión produce un cambio repentino en la actitud de vuelo. Ahora bien el termino factor de carga se refiere a la cantidad por la cual se multiplican las fuerzas estáticas, equivalentes de las fuerzas dinámicas que actúan durante la aceleración del avión.

A. FACTOR DE CARGA POR MANIOBRA

El factor de carga por maniobra de acuerdo a la categoría que se consideró nuestro avión como utilitario y por la FAR 23 Subparte C, tenemos que:

…………………………………………………………………………(16)

( )

…………………………………………………………………………(17)

B. FACTOR DE CARGA POR RAFAGA





Se considera que el avión se encontrar con ráfagas verticales simétricas de una intensidad nominal de para todas las velocidades hasta además, se encontraran las ráfagas de para todas las velocidades hasta , estos valores deben considerarse que vaian linealmente entre y , los cuales los calcularemos de la siguiente manera:

( )

…………………………………………………………………………(18)

Dónde:

Es la velocidad de ráfaga en ft/s y depende de que velocidad

Ahora en la ecuación se encuentra el término el cual se calcula de la siguiente manera:

…………………………………………………………………………(19)

Donde M es el valor de una constante y se calcula con la siguiente expresión:

( )

…………………………………………………………………………(20)

Dónde:

Densidad a nivel del mar Cuerda media geométrica

Pendiente de la curva (

) corregida por el alargamiento (4)

Aceleración de la gravedad ( )

Por lo tanto sustituyendo en la ecuación (20) y resolviendo tenemos:





(

)

(

) ( ) ( ) ( )

…………………………………………………………………(21)

Por lo tanto sustituyendo el valor de M de la ecuación en la ecuación (19) tenemos que:

( )

( )

…………………………………………………………………………(22)

Por lo tanto los factores de carga para la velocidad de crucero y la velocidad de picada son de:

Tabla 3. Factores de carga

n para n para

n (+) 3.466 n (+) 2.849

n (+) -1.466 n (+) -0.849

Donde estos factores de carga son los límites para cada caso y se encontraran las curvas de factor de carga.

Con las velocidades obtenidas y los factores de carga calculados además considerando el FAR 23 Subparte C, la construcción de la envolvente de vuelo se muestra a continuación:





Figura 20. Envolvente de vuelo

En la figura16, se puede dar cuenta que la velocidad de desplome mínima es casi igual a la velocidad de desplome máxima, también la velocidad de diseño de maniobra es casi igual a la velocidad de crucero mínima, donde la velocidad de crucero corresponde a la velocidad proporcionada por AeroVironment que a su vez esta nos arroja la velocidad en picada. Cabe resaltar que el avión es crítico por maniobra. Ya que la zona de ráfaga se encuentra dentro de la zona de maniobra. La curva OA de la figura 16 representa las condiciones limites, ya que es posible de maniobrar la aeronave a velocidades y factores de carga correspondientes a los puntos inferiores o a la derecha de la línea OA, pero es imposible de maniobrar a velocidades y factores de carga correspondientes a los puntos superiores o a la izquierda de la línea OA porque esto podría representar ángulo de ataque mucho muy elevados cercanos al ángulo de desplome. La línea AD en la figura 16 representa el límite sobre la manobra máxima del factor de carga para a que la aeronave es diseñada. Este factor de carga es determinado de las especificaciones con las que la aeronave es diseñada, y el piloto debe restringir maniobras de tal manera que no exceda este factor de carga. A las velocidades bajas que





corresponden al punto A, es imposible para el piloto exceder el límite factor carga en cualquier maniobra simétrica, porque el ala se desplomará con factores de carga bajos. Para velocidades entre los puntos correspondientes a A y D, no es práctico diseñar la estructura de la aeronave por lo que eso no podría ser sobre esforzado por maniobras violentas. Algunas clases de aeronaves pueden ser diseñadas por lo que el piloto podría tener que ejercer grandes fuerzas sobre los controles para exceder el límite factor carga.

La línea DE en la figura 16 representa los límites de la velocidad permisible de picada para la aeronave. Este valor es usualmente especificado como 1.2 a 1.5 veces la velocidad indicada máxima en el nivel de vuelo.





CAPITULO III:

CONFIGURACIÓN

PROPUESTA DEL ALA





3.1 CONDICIONES PRELIMINARES DE DISEÑO

Se requiere de un peso minimo de la estructura, es importante tomar en cuenta los espacios y ubicación de elementos que intervienen en la estructura para resistir las cargas, de esta forma se pude tener en cuenta en que posiciones de la aeronave se puedene ubicar componentes que ayuden al desempeño efectivo de esta.

El larguero esta localizado para satisfacer condiciones Localizacion del larguero.- severas. Estos deben tener una profundidad adecuada para una resistencia estructural, y usualmente se localizan sobre lìneas proporcionadas de tal manera que sus contornos seran lineas rectas. Deberan ser suficientemente anchas para alojar el combustible si se usan tanques de combustible integrales. Anchando los largueros también separan el borde de ataque, borde de salida, orugas de los falpas, y las cargas de as bisagras de la ménsula del alerón. El comportamiento del tren de aterrizaje, la caja de torsión, le caso “fuselaje”, accesorios acoplados tambien influyen en la localización del larguero.

En e caso de un larguero plano en la caja de torsión, los Espacios de mamparos.- mamparos deberan estar separadados lo suficientemente cerca para dar una adecuada columna que soporte a los largueros. Es deseale que se localicen en puntos donde se colocan los motores. Ademas en los arreglos de acoplamientos del casco, donde se encuentrans las orugas de los flaps, en elo acoplamientos de las ménsulas de las bisagras del alerón. Las consideraciones de los empalmes de los paneles y tanques de combustible también influyen en su localización. Donde las celdas de combustile son usadas, es deseable que el espacio de mamaparos sea grande para reducir el número de celdas y conexciones.

La localización de empalmes de paneles usualmente se Localización de emplames.- coloca para mantener el tamaño de la sección central y el panel exterior para medidas convenientes para el manejo en el taller y para el montaje. La localización del empalme está centrado entre mamparos y en un punto dond este no interfiera con otras instalaciones.





Estas son localizadas para adaptar los reuerimientos Localización de barquillas.- aerodinámicos en lo posible y para dar el claro apropiado de la propela. Esto tambien es necesario para compromenter algo, respecto a sus medidas y posiciónes, para acomodar el tren de aterrizake o la instalación del armamento. La atención debe ser ejercitada enlos acoplamientos de las barquillas al ala para prevenir fallas locales debidas a las vibraciones de los motores. Pernos de acero son usados en lugares criticos donde debene evitar problemas debidos a fallas en los remaches.

Los tanques de combustible deben ser integrados al ala o Tanques de combustible.- pueden estar en tanques separados de bollas dentro de la misma. Cuando los tanques son integrados e ahorra en el peso pero se extienden la complicación de resultados.

3.2 FACTORES QUE INTERVIENEN EN EL DISEÑO DEL ALA

El área total del ala será determinada por el peso bruto de la aeronave, la superficie usada, el tipo de mecanismo de sustentación y la velocidad de aterrizaje requerida. El peso de las alas y por lo tanto de la aeronave, dependerá de las dimensiones bajo condiciones de carga máxima y deberán ser desarrolladas en un tipo de construcción particular. Un alargamiento alar mayor tendrá mejores propiedades aerodinámicas que uno menor, pero su peso estructural será grande por dos razones. Primero, el momento flector en la estructura del ala como un total será incrementado, por que la carga en el ala permanece igual, pero el centro de presión en cada lado está más lejos del fuselaje. Segundo, la cuerda del ala se reduce, hay menos disponibilidad interna para los largueros, los cuales deben, por lo tanto, usualmente ser pesados para tener la resistencia necesaria. Las alas para aeronaves de alta velocidad no deben tener un alargamiento alto, pero probablemente cargarán grandes pesos por pie cuadrado y ciertamente serán casi muy delgadas. Como consecuencia, probablemente tendrán un revestimiento delgado para resistencia, suavidad aerodinámica y largueros y costillas rudimentarios, y probablemente pesarán más. La envergadura y la cuerda del ala son muy bien determinadas por la superficie alar, alargamiento y conicidad





3.3 CONFIGURACIÓN PRELIMINAR DEL ALA

Para esta primera configuración se utilizara el esquema del Global Observer GO-1de la figura 5, que se encuentra en el apartado 2 del marco teórico del presente trabajo. En este caso la colocación de las costillas se realizó considerando la posición de los motores. El perfil que se utilizo es el NACA 2414 como se expuso en el capítulo II del presente trabajo. Se consideró una viga principal y secundaria en forma de I debido a que el espesor el perfil es muy grande, considerando que dentro del ala se encuentran los tanques de hidrogeno, es decir los tanques de combustibles. Se consideraron atiezadores esto con el fin de hacer rígida el ala para que no sufra deflexiones debido al gran alargamiento que posee y por el peso de motores y de combustible. Se resalta que en esta primera configuración se desprecian las geometrías de las superficies hipersustentadoras y el tanque de combustible, ya que este análisis pertenece a otra área de diseño en cuestión de construcción. La propuesta de espesores se basa en que el ala será creada de fibra de vidrio y fibra de carbono.





1. Vista isométrica del ala





2. Vista en planta del ala

3. Vista isométrica en CATIA

4. Piel del ala en CATIA





3.4 POSICIÓN DEL C.G EN LA SEMIALA

Se supone que las fuerzas muertas y las de inercia actúan en el C.G. de la semiala, para lo cual debemos obtener esté.

La posición del C.G total de la semiala corresponde a la establecida por el peso de la semiala, el peso del motor y el peso del combustible (el cual se divide entre los tanques localizados en la semiala). Teniendo la posición de los centros de gravedad para cada uno de estos componentes, y por medio de la ecuación del momento estático se obtiene el C.G. total. En nuestro caso como no tenemos definido el peso de cada motor y el combustible, por relación geométrica nuestro C.G total se encuentra colocado como se muestra en la figura 27.

Figura 21. Posición del CG

z

x





CAPÍTULO IV.

CARGAS SOBRE EL

ALA





4.1 CONSIDERACIONES GENERALES

Después de la selección de las dimensiones de los miembros del ala, todas las condiciones de carga impuestas en la estructura se deben de conocer. Estas son las que se somete la aeronave en vuelo y en tierra. Ya que es imposible de investigar cada condición de carga en la cual se encontrará la aeronave en un lapso de vida de servicio, es normal tener en cuenta aquellas que serían críticas para cada miembro de la estructura. Generalmente se determinan de investigaciones pasadas y la experiencia, y son definitivamente especificadas por agencias autorizadas. También, el cálculo de cargas impuestas en la estructura de la aeronave son de prioridad por un grupo especial en una organización de ingenieros llamada el grupo d cargas, un conocimiento básico general sobre las cargas en las aeronaves son esenciales en un análisis de esfuerzos. Cada aeronave es diseñada para una misión específica segura. Las aeronaves comerciales son diseñadas para transportar pasajeros de un aeropuerto a otro y nunca estarán sujetas a una maniobra violenta intencional. Mientas que las aeronaves militares, utilizadas en operaciones de pelea o bombardeo, son diseñadas para resistir maniobras violentas. Las condiciones de diseño son usualmente determinadas de la aceleración máxima que el cuero humano puede soportar, y el piloto pierde la conciencia después de alcanzar el factor de cada el cual puede causar daño a la estructura de la aeronave, que para nuestro caso es lo más importante ya que es un aeronave no tripulada. Para asegurar la seguridad de la integridad estructural y la rentabilidad de aeronaves grandes con la optimización de díselo, agencias gubernamentales, civiles y militares, tiene establecido las especificaciones y requerimientos definidos en consideración con la magnitud de las cargas que se usarán en el diseño estructural de varias aeronaves. La carga limite usada por agencias civiles o agencias militares son las cargas anticipadas máximas en su vida de servicio de la aeronave. De esta forma, la carga





última comúnmente es el producto entre el factor de seguridad y la carga límite, donde el factor de seguridad a utilizar es de 1.5 de acuerdo a la FAR 2, y este es usado prácticamente en cada díselo por la incertidumbre que envuelve:

La simplificación asumida en análisis teóricos. La variación en las propiedades del material y en los estándares de control

de calidad. Las acciones de emergencia en maniobras que deben ser tomadas por el

piloto, resultando cargas excesivas sobre la aeronave. La carga limite y la carga ultima son prescritas frecuentemente, especificando un cierto factor de carga. Este, es un factor por el cual las cargas básicas en un vehículo son multiplicadas para obtener las cargas límite. Del mismo modo, el factor de carga última es un índice por el que las cargas básicas del vehículo son multiplicadas para obtener la carga última; en otras palabras, este es el producto límite del factor de carga y el factor de seguridad.

4.2 CONDICIONES DE VUELO

Las condiciones de vuelo se analizan con referencia a dos casos en cada velocidad características; es decir, para cada velocidad corresponden dos valores de factor de carga, el positivo y el negativo. Las condiciones de vuelo se clasifican como se muestra en la siguiente tabla

Tabla 4. Condiciones de vuelo

CONDICION CASO

(+) (-) MANIOBRA A G CRUCERO C F

PICADA D E . Donde para cada condición de vuelo, tenemos su respectivo ángulo de ataque y su descomposición de fuerzas como se muestra en la figura 17. Una de las cuatro condiciones básicas de carga en vuelo producirá probablemente una carga elevada en alguna parte de la aeronave para alguna condición de vuelo. Usualmente estas





condiciones son llamadas elevado ángulo de ataque positivo (EAAP), bajo ángulo ataque positivo, elevado ángulo de ataque positivo (BAAP), elevado ángulo de ataque negativo (EAAN) y bajo ángulo de ataque negativo (BAAN). Todas estas condiciones representan maniobras de vuelo simétrico: no es un movimiento normal al plano de simetría de la aeronave.

Figura 22. Condiciones básicas de carga de vuelo

Las condiciones de elevado ángulo de ataque positivo (EAAP) es obtenido en un túnel con un ángulo de ataque en el ala lo más alto posible. Las fuerzas de levantamiento y resistencia son perpendiculares y paralelas respectivamente, al viento relativo, el cual es mostrado como horizontal en la figura 22. La resultante R de estas fuerzas siempre tiene una componente trasera con respecto a la línea de la cuerda del ala, por el elevado ángulo de ataque. La componente máxima C hacia delante será obtenida cuando α tenga valor máximo. Para consideración de incertidumbres en

Figura 23: EAAP





la obtención del ángulo de ataque de desplome bajo condiciones de flujo inestable, más alto que el ángulo de desplome bajo las condiciones de flujo inestable, más especificaciones arbitrarias requieren que un valor de α sea usado, el cual es más alto que el ángulo de desplome bajo las condiciones de fluido estable. Generalmente es usado un ángulo de ataque que corresponda a un coeficiente de levantamiento de 1.25 veces el coeficiente de levantamiento máximo, para las condiciones de flujo estable, y los datos aerodinámicos son extrapolados de los datos medidos en las condiciones de flujo estable. Los experimentos nos muestran que estos ángulos de ataque y coeficientes de levantamiento altos tal vez se obtienen momentáneamente en una toma repentina antes de que el fluido alcance las condiciones estables, pero es difícil de obtener medidas exactas de levantamiento durante las condiciones inestables.

En la condición EAAP, los momentos flectores de la fuerza normal N, mostrada en la figura 23, produce esfuerzos de compresión en el lado superior del ala y los momentos de las fuerzas C de la cuerda relativa producen esfuerzos de compresión en el borde de ataque del ala. Estos esfuerzos de compresión serán adicionados en las pestañas superiores del larguero frontal y de los largueros adyacentes a él. Las condiciones EAAP, por lo tanto, serán críticas para esfuerzos de compresión en la región superior delantera de la sección del ala y para esfuerzos de tensión en la región trasera baja de la sección del ala. Para las normales, en que la fuerza resultante R está más alejada hacia adelante del ala en la condición EAAP que en cualquier otra posición posible de vuelo produciendo una carga hacia arriba en el ala. La carga hacia arriba en el estabilizador de cola horizontal en estas condiciones usualmente será mayor que por cualquier otra posición de vuelo positivo, ya que la aceleración de cabeceo es descuidad y la carga en el estabilizador horizontal deberá balancear el momento de otras fuerzas aerodinámicas del centro de gravedad de la aeronave.





En la condición de bajo ángulo de ataque positivo (BAAP), el ala tiene el ángulo más pequeño posible de ataque al cual el levantamiento le corresponde un factor de carga que debe ser considerado. Para un levantamiento dado en el ala, el ángulo de ataque decrece conforme la velocidad del aire se incrementa, y consecuentemente la condición PLAA corresponde a una velocidad de aire indicada máxima a la cual la aeronave operará. Estos límites en las direcciones permisibles de velocidad dependen del tipo de aeronave, pero usualmente es especificado como 1.2 a 1.5 veces la velocidad máxima indicada en el nivel de vuelo, de acuerdo con la función de la aeronave. Algunas especificaciones requieren que la velocidad terminal de la aeronave (la velocidad obtenida en una dirección vertical sostenida hasta que la resistencia se iguala al peso de la aeronave) sea calculada y el límite en la dirección de la velocidad es determinado como una función de la velocidad terminal. También las aeronaves de combate son raramente diseñadas para una velocidad igual a la velocidad terminal, ya que la velocidad terminal de tantas aeronaves es muy grande que aparecen dificultades aerodinámicas y problemas estructurales. Las aeronaves son hechas de tal manera que el piloto no excederá el límite de la velocidad de operación. En la condición BAAP, mostrada en la figura 24, la cuerda relativa de la carga C es la fuerza más grande actuando hacia atrás del ala para cualquier posición del vuelo positivo. El momento flector del ala en esta condición produce un esfuerzo de compresión máximo en las pestañas superiores del larguero trasero y largueros adyacentes, y esfuerzos de tensión máximos en las pestañas inferiores del larguero frontal y largueros adyacentes.

En estas condiciones la línea de acción de la fuerza del ala resultante R es más alejada hacia delante que para cualquier otra condición de vuelo positivo. El momento de esta

Figura 24: BAAP

Figura 25: EAAN





fuerza del centro de gravedad de la aeronave tiene el valor máximo negativo (cabeceo); consecuentemente una carga baja en el estabilizador de cola horizontal se requiere para el balance de otras fuerzas aerodinámicas que serán demasiado grandes que para cualquier otra condición de vuelo positivo. La condición de un ángulo de ataque negativo (EAAN), mostrada en la figura 25, ocurre en una maniobra intencional de vuelo en la que las cargas de aire en el ala son bajas o cuando la aeronave alcanza repentinamente proyecciones bajas mientras se vuela nivelado. El factor de carga para posiciones de vuelo negativo intencional es considerablemente pequeño, porque lo motores de una aeronave convencional no pueden operar bajo un factor de carga negativo por largo tiempo y por qué el piloto se encuentra en una posición incómoda. El factor de carga de ráfaga también es muy pequeño para posiciones de vuelo negativos, ya que en vuelo nivelado, el peso de la aeronave se suma a las fuerzas de inercia para ráfagas positivas, pero se restan de las fuerzas de inercia para ráfagas negativas. En la condición EAAN, usualmente el ala se asume que se encuentra en un ángulo de ataque negativo de desplome en condiciones de fluido estable. La suposición usada en la condición EAAP (el coeficiente máximo de levantamiento momentáneamente excedido para fluido estable) es usada raramente, porque esto es improbable que las maniobras negativas sean enteramente espontaneas. Los momentos flectores del ala en las condiciones de ángulo de ataque grande negativo produce los esfuerzos altos de compresión en la región inferior delantera de la sección del ala y el esfuerzo de tensión grande en la región superior trasera de la sección del ala. La línea de acción de la fuerza resultante R se encuentra demasiado adelante que para cualquier otra posición de vuelo negativo, y esto probablemente producirá la gran carga hacia arriba balanceada en el estabilizador de cola horizontal para cualquier posición de vuelo negativo. La condición de un ángulo de ataque negativo (BAAN), mostrado en la figura 21, ocurre en el límite de la velocidad de picada de la aeronave. Esta podría ocurrir en una maniobra intencional produciendo un factor de carga negativo o en una condición de ráfaga. La carga trasera C es máxima para cualquier posición de vuelo negativo, el esfuerzo flector de compresión tiene un valor máximo en la región trasera baja de la sección del ala, y el esfuerzo flector de tensión tiene un valor





máximo en la región delantera superior de la sección del ala. La fuerza R resultante está muy adelante que en cualquier otra posición de vuelo, y la carga hacia abajo en el estabilizador de cola horizontal probablemente será tan grande que en cualquier otra posición de vuelo negativo. Algunas especificaciones requieren la investigación de condiciones adicionales de ángulo de ataque medio-alto y medio-bajo que pueden ser críticos para largueros medios entre los largueros principales, pero usualmente no son consideradas de suficiente importancia para justificar el trabajo adicional requerido de análisis. El ala por supuesto que debe ser lo suficientemente fuerte para resistir cargas a ángulos de ataque medios, pero normalmente debe tener una fuerza adecuada si ésta encuentra los requerimientos para las cuatro condiciones límites. Para aeronaves, tales como de transporte o de carga, en el que la carga podría ser puesta en varias posiciones en condiciones de peso bruto, es necesario que para determinar las cargas que balancean la cola de la aeronave, buscar que el centro de gravedad quede más adelante o más atrás en las que la aeronave esté volando. Cada una de las cuatro condiciones de vuelo debe ser analizada para cada posición extrema del centro de gravedad. Para aeronaves pequeñas, en las que la carga considerada no puede ser cambiada, ahí puede existir solo una posición del centro de gravedad en la condición de peso bruto. Para la justificación de grandes compensaciones de cargas en la cola, las cuales se originan debido a diferente posición del centro de gravedad, puede ser posible hacer algunas consideraciones conservadoras. El factor carga de ráfaga en una aeronave, es mayor cuando ésta se encuentra volando con un peso mínimo que es cuando se encuentra en una condición de peso bruto. Aún que esto es un criterio raro para el ala, ya que esta tiene menos peso que cargar, es crítico para la estructura, tal que los montantes de los motores que cargan el mismo peso en los factores de carga altos. Por lo tanto, es necesario calcular el factor de carga de ráfaga con el peso mínimo con el que la aeronave estará volando.





Para aeronaves con alas equipadas con flaps, otro dispositivo de alto levantamiento, o dispositivo de frenos, las condiciones de carga de vuelo adicionales deben ser investigadas con los flaps extendidos. Usualmente no son críticas para esfuerzos flectores en el ala, ya que el factor de carga especificado no es tan grande, pero puede ser crítico para la torsión del ala, los cortantes en el larguero, o cargas hacia abajo en la cola, ya que el momento de cabeceo negativo puede ser algo alto. La porción posterior del ala la cual forma la estructura que soporta al flap, será crítica para las condiciones con flaps extendidos. Las condiciones de cargas asimétricas y condiciones de aceleración de cabeceo para aeronaves comerciales son raras para tener suficiente importancia para justificar análisis extensos. Las suposiciones de simplificación conservadoras usualmente son especificadas por agencias autorizadas para el uso de miembros estructurales que serán críticos para estas condiciones. El peso estructural adicional requerido para enfrentar las suposiciones de diseño conservativo no es suficiente para justificar un análisis más preciso. Algunas aeronaves militares deberán desempeñar maniobras evasivas violentas tales como vueltas instantáneas, espirales bruscas y movimientos de cabeceo abruptos. Las condiciones de la aeronave que especifica la agencia compradora deben ser analizadas y se requiere el cálculo del momento de masa y de inercia de la aeronave en los ejes de cabeceo, guiñada y viraje. Las fuerzas aerodinámicas son calculadas y puestas en equilibrio por fuerzas de inercia en la aeronave

4.3 CONDICIONES DE CARGA

La estructura de una aeronave requiere soportar dos distintas clases de cargas: la primera, cargas terminales de tierra, incluye todas las fuerzas que tiene la aeronave durante el movimiento o transporte en tierra, tales como estacionamiento o cargas de aterrizaje, cargas de remolque y levantado; mientras que la segunda, cargas aéreas, comprenden las impuestas en la estructura durante el vuelo por maniobras y ráfagas. De tal manera que las aeronaves son diseñadas para una ejecución en particular encontrando cargas peculiares en su medio de operación.





De esta forma, existen diversos casos entre los que se puede mencionar aeronaves que se encuentran en operaciones sobre portaaviones, los cuales presentas fuerzas cuando son lanzados y cuando son recuperados, cada vez más aeronaves civiles y prácticamente todas las militares tienen cabinas presurizadas para vuelo a grandes alturas; otros casos son las aeronaves anfibias que deben ser capaces de amarizar, y aeronaves diseñadas para volar a altas velocidades a bajas alturas, requieren una estructura de un promedio mayor a la resistencia de efectos de vuelo en aire turbulento. Las dos clases de carga deben estar más divididas dentro de fuerzas de superficie las cuales actúan sobre la estructura por ejemplo la presión aerodinámica y la hidrostática, y fuerzas de cuerpo las cuales actúan sobre el volumen de la estructura y son producidas por la gravedad y efectos inerciales. Básicamente, todas las cargas aéreas son el resultado de la distribución de presiones sobre la superficie de la piel producida por el vuelo estable, condiciones de ráfaga o maniobra. Generalmente, se generan cargas directas, flexión, cortante y torsión en todas las partes de la estructura La fuerza en superficies aerodinámicas (alas, estabilizador horizontal y vertical) resultan de una diferencial de presiones distribuida causada por la incidencia, alabeo o la combinación de los dos. También una distribución de presión, mostrada en la figura 21 tiene resultante vertical (levantamiento) y horizontal (resistencia), actuando en un centro de presión (C.P.) (En la práctica el levantamiento y la resistencia son medidos perpendicular y paralelamente a la trayectoria de vuelo respectivamente).

Figura 26: Distribución de presión en un perfil

Figura 27: Transferencia de cargas de levantamiento y resistencia al centro aerodinámico





Claramente la posición del C.P. cambia con la variación de la distribución de presión y con la velocidad de la incidencia del aire. Por lo que es convenientemente buscar que el momento de levantamiento y resistencia permanezcan constantes. De esta manera reemplazamos las fuerzas de levantamiento y resistencia actuantes en el C.P. por las fuerzas de levantamiento y resistencia actuando en el centro aerodinámico (A.C.) más el momento constante M0 como se muestra en la figura 22 (Actualmente, a altos números de Mach, la posición del centro aerodinámico cambia debido a los efectos de compresibilidad). Mientras la distribución de presión en la cuerda arregla la posición de la carga aerodinámica resultante en la sección del ala, la localización de la distribución de la envergadura se encuentra en la raíz del ala.





4.3.1. CARGAS AERODINAMICAS

Las cargas aerodinámicas fueron las calculadas en el capítulo 2 de la presente tesina en la sección 2.1 donde se obtuvieron las curvas características, por lo tanto para cada condición de vuelo se considera primero la siguiente ecuación.

…………………………………………………………………………(23)

Dónde: Peso de la aeronave ( ) Presión dinámica (

)

Factor de carga Obteniendo las presiones dinámicas con la ecuación

…………………………………………………………………………(24)

Para cada caso, y los factores de carga obtenidos de la envolvente de vuelo.

NA 4.4

NG -2.2

NC 4.4

NF -2.2

ND 4.4

NE -2.2

Y sustituyendo valores en la ecuación (23) encontramos los coeficientes de levantamiento los cuales nos darán los valores de α, , , , para cada condición de acuerdo a la tabla del ANEXO B





Tabla 5. Cargas aerodinámicas

CONDICIÓN α CL CD CN CC CP

MANIOBRA A 14 1.32 0.05 1.30 -0.28 0.25 MANIOBRA G -8.12 -0.66 0.02 -0.65 -0.08 0.31 CRUCERO C 1.23 0.37 0.01 0.37 0.00 0.12 CRUCERO F -3.97 -0.19 0.01 -0.19 0.00 0.57 PICADA D -0.61 0.16 0.01 0.16 0.01 0.56 PICADA E -3.02 -0.08 0.01 -0.08 0.01 0.95

Con los valores de la tabla 5, se usan las siguientes ecuaciones para obtener las fuerzas normal y cordal en la semiala.

…………………………………………………………………………(25)

…………………………………………………………………………(26)

Por lo tanto a continuación de muestran las fuerzas normales y cordales convertidos a kg.

Tabla 6. Fuerzas normales y cordales.

CONDICION ( ) ( )

MANIOBRA 3902.92784 -855.127828 MANIOBRA -1970.03472 -228.739859 CRUCERO 3966.60544 23.7280086 CRUCERO -1986.23278 -16.2006057 PICADA 3962.77503 245.532382 PICADA -1992.42502 134.324398

Y calculando el en mm con la ecuación 4, de acuerdo a cada condición de vuelo.





Tabla 7. Valor de Xcp

CONDICIÓN ( )

MANIOBRA 50.7585717 MANIOBRA 64.8357628 CRUCERO 24.8586655 CRUCERO 117.47154 PICADA 116.07581 PICADA 196.690989

En la tabla 7, se muestra como varia el Xcp para cada condición de vuelo a lo largo de la cuerda del perfil.

4.3.2. CARGAS DE INERCIA Y CARGAS MUERTAS

Las cargas de inercia están determinadas por la siguiente fórmula:

…………………………………………………………………………(27)

Dónde: Peso del ala ( ) Tomando el siguiente criterio: Si es positiva, la fuerza se dirige hacia abajo y si es negativa, la fuerza se dirige hacia arriba.

En el caso de las cargas muertas se calculan con la siguiente expresión.

…………………………………………………………………………(28)

Sustituyendo valores en la ecuación se muestran a continuación las fuerzas muertas y de inercia convertidas a kg.





Tabla 8. Fuerzas de inercia y fuerzas muertas

CONDICION ( ) ( )

MANIOBRA 674.08096 153.200218 MANIOBRA -337.04048 153.200218 CRUCERO 674.08096 153.200218 CRUCERO -337.04048 153.200218 PICADA 674.08096 153.200218 PICADA -337.04048 153.200218

Como se aprecia en la ecuación, no está en función de otras variables, por lo tanto es el mismo valor para todas las condiciones como es evidente en la tabla 7.

En este caso se han obtenido las fuerzas para cada condición de vuelo que varían de acuerdo al Xcp sin considerar la posición a lo largo de la semienvergadura.

Figura 28. Fuerzas sobre el ala





4.3.2. CARGAS RESULTANTES

Hasta este momento se han determinado las cargas que actúan sobre el ala, siendo estas: la reacción aerodinámica (para este estudio en sus componentes normal y cordal), las cargas muertas (peso del ala, combustible, motor y hélice) y la fuerza de inercia que producen las cargas muertas. También se ha determinado el punto de aplicación de cada una de estas fuerzas, centro de gravedad para las cargas muertas y de inercia, centro de presión para la reacción aerodinámica. En este punto se va a calcular la carga resultante así como su punto de aplicación, pero sobre la semiala, ya que para la continuación del diseño nos interesaría diseñar el empotre del ala al fuselaje cada empotre soporta la carga resultante sobre cada semiala. Las cargas que actúan sobre la semiala son: la mitad de la componente normal de la reacción aerodinámica aplicada sobre la CAM del ala en el centro de presión, y la mitad de las cargas muertas y de las de inercia que están aplicadas en el centro de gravedad de la semiala. La fuerza normal y las cargas de inercia varían de acuerdo al valor de n de la condición de vuelo (envolvente de vuelo), mientras que las cargas muertas permanecen constantes para

todas las condiciones de vuelo.

Para realizar el cálculo de la fuerza resultante se realizó una hoja de cálculo, siendo el procedimiento el siguiente:

Se determina la fuerza normal (FN), carga muerta (FM), de inercia (FI) (sobre la semiala), la posición del centro de presión (XC.P.) y el factor de carga (n) para cada condición de vuelo. Se calcula la distancia del centro de gravedad y del centro de presión al eje longitudinal de la aeronave.

Figura 29. Posición de las cargas sobre la semiala





De la figura 29 se obtiene la distancia a partir del borde de ataque (de la raíz real de la semiala) a la posición del c.g. y c.p., para cada condición de vuelo mediante las siguientes fórmulas:

…………………………………………………………………………(29)

( ) …………………………………………………………………………(30)

Donde para la ecuación (29), es la cuerda de raíz, es la posición del centro de gravedad de acuerdo al eje x; para la ecuación (30) el Xcp que se utiliza es el de tabla 7 para cada condición de vuelo. Por lo tanto el Xcp considerado para toda la semienvergadura y considerando el centro de gravedad, tenemos:

Tabla 9: Posición del Xcp

CONDICION ( ) ( )

MANIOBRA 138.27 76.6735717 MANIOBRA 138.27 90.7507628 CRUCERO 138.27 50.7736655 CRUCERO 138.27 143.38654 PICADA 138.27 141.99081 PICADA 138.27 222.605989

Con el sistema de cargas mostrado en la figura 29 se calcula el momento que produce flexión en la caja de torsión (con respecto al punto F). Tomando como positivo al momento producido en sentido contrario a las manecillas del reloj y considerando las fuerzas en sentido positivo de acuerdo al indicado en la figura.

( )

…………………………………………………………………………(31)

Donde el y el son iguales y no van a variar para este análisis ya que se simplifica todo de acuerdo al centro de gravedad.





Del sistema de cargas de la figura 29 se obtiene el momento total con respecto al punto T, este es el momento que le produce torsión al empotre del ala. Con el mismo criterio de signos anterior:

( )

…………………………………………………………………………(32)

La fuerza resultante y la posición de esta en el plano XZ se obtienen con las ecuaciones:

…………………………………………………………………………(33)

…………………………………………………………………………(34)

…………………………………………………………………………(35)

El paso siguiente es determinar cuáles son las condiciones de vuelo críticas para la aeronave. En la siguiente tabla se anotan los resultados obtenidos:

Tabla 10: Fuerzas resultantes y su posición

CONDICION ( ) ( ) ( ) ( ) ( )

MANIOBRA 3299000.13 184863.249 -3075.647 1072.62 60.105 MANIOBRA -1915907.9 -153362.561 1786.194 1072.62 85.860 CRUCERO 3367301.99 87010.9295 -3139.324 1072.62 27.716 CRUCERO -1933282.26 -259379.454 1802.393 1072.62 143.908 PICADA 3363193.41 448289.467 -3135.494 1072.62 142.973 PICADA -1939924.18 -418106.149 1808.585 1072.62 231.179





Los casos críticos se consideran aquellos en los cuales el valor del momento aplicado es mayor (sin importar el sentido del momento), y en la fuerza el signo nos indicara la dirección que para nuestra convención de signos positiva es hacia arriba y negativa es hacia abajo.

Por lo tanto la condición a analizar en el siguiente capítulo mediante el programa ANSYS es:

Tabla 11: Condición Resultante

CONDICION ( ) ( ) ( ) ( ) ( )

CRUCERO 3367301.99 87010.9295 -3139.324 1072.62 27.716

Como se mencionó anteriormente, es necesario que para análisis a detalle se ensayen cada una de las condiciones, únicamente para corroborar resultados.





CAPÍTULO V.

ANÁLISIS

ESTRUCTURAL DEL

ALA EN ANSYS





5.1. ESFUERZOS Y DEFORMACIONES EN EL ALA

Con respecto a nuestra propuesta de configuración del ala, la analizaremos en Workbench para obtener los esfuerzos y deformaciones de Von Mises. El entorno de Workbench es el siguiente:

Figura 30. Workench

En el toolbox daremos clic en donde nos aparecerá una ventana como la siguiente:

Figura 31. Static Structural





En la opción daremos doble clic, y es donde se cargaran los materiales de los que se construirá el ala, y donde se pondrán las propiedades de dichos materiales, cabe resaltar que los materiales compuestos a utilizar serán isotrópicos, los cuales son mencionados en el página 24 del presente trabajo.

Figura 32: Materiales a utilizar

Y regresaremos al proyecto con . Para importar la geometría, daremos clic derecho en y seleccionaremos nuestro CAD en formato .stp. Posteriormente daremos doble clic en , donde nos aparecerá nuestra geometría.





Figura 33. Configuración del ala

En el ala, se seleccionará la piel de fibra de vidrio con un espesor de 0.003 mm y las costillas, viga principal, viga secundaria y los atiezadores se consideraran de fibra de carbono. Posteriormente se mandara a mallar dando clic derecho en:

Figura 34. Generate Mesh

Por lo tanto nos generara nuestro mallado como se muestra a continuación:





Figura 35. Mallado del ala

Posteriormente empotraremos el ala con un , que es como se encuentra colocada el ala a nuestro fuselaje.

Figura 36. Ala empotrada

Por último de acuerdo a la condición resultante obtenida en el capítulo anterior del presente trabajo:

Tabla 12: Condición a analizar

CONDICION ( ) ( ) ( ) ( ) ( )

CRUCERO 3367301.99 87010.9295 -3139.324 1072.62 27.716

Indicamos la fuerza a utilizar con:





Figura 37: Loads

Y seleccionando en nuestra geometría la posición de la fuerza y dando clic en apply:

Figura 38: Apply

Tenemos ahora la apliación de la fuerza con su devida magnitud y sentido:

Figura 39: Aplicación de la fuerza resultante sobre el ala





Y mandando a solucionar, considerando y

Figura 40: Solve

Obtenemos las deformaciones totales:

Figura 41: Ala con piel

Figura 42: Ala sin piel





En este caso podemos observar que nuestras deformaciones son muy pequeñas, por lo tanto se considerara, el cambio en el espesor de los atiezadores y de las vigas ya que el ala es muy rígida.

Y los esfuerzos de acuerdo al criterio de Von Mises son:

Figura 43: Esfuerzos en el ala

Por lo tanto considerando que mi esfuerzo máximo es de:

…………………………………………………………………………(31)

Y considerando las propiedades ingresadas en ANSYS:

Figura 44: Propiedades del material

Nos arroja que el esfuerzo obtenido es muy pequeño de acuerdo a la resistencia del material por lo tanto se pueden realizar otra configuración del ala.





5.2. MODOS DE VIBRACIÓN

Para este caso ligaremos el análisis anterior con el actual.

Figura 45: Análisis modal

Los pasos a realizar serán los mismos que en la sección anterior, se mandara a mallar el modelo y se fijara empotrara exactamente de la misma manera, en este caso para obtener los modos de vibración se agregaran las deformaciones totales:

Figura 46: Deformación de cada modo

Y para cada deformación corresponde un modo de vibración, donde se puede manipular en número que modo que se desea visualizar.





Figura 47: Selección del modo de vibración

Mandando a resolver el modelo, el primer modo de vibración es:

Figura 48: Primer modo de vibración

Donde se puede ver notoriamente que el ala solo está trabajando a flexión y a compresión, a compresión porque cuando en el extradós se flexiona en el intradós se comprime. En el segundo modo de vibración como se muestra en la figura 49, el trata de tener una pequeña torsión.





Figura 49: Segundo modo de vibración.

En el tercer modo de vibración el ala sufre una torsión más grande:

Figura 50: Tercer modo de vibración

En el cuarto modo además de la torsión excesiva se trata de flexionar.

Figura 51: Cuarto modo de vibración





Tanto en el quinto modo y en el sexto sufre de una biflexotorsion.

Figura 52: Quinto modo de vibración

Figura 53: Sexto modo de vibración

Las frecuencias naturales son las siguientes:

Figura 54: Frecuencias naturales.

La frecuencia natural es la frecuencia propia de un cuerpo o sistema al poseer elementos elásticos e inerciales. Es la frecuencia resultante de la vibración libre y nos puede indicar la resonancia del objeto, por lo tanto es necesario realizar un estudio dinámico a detalle para el correcto análisis de este.





CONCLUSIONES Y RESULTADOS En resumen, una de las cuatro condiciones de vuelo simétricas básicas es crítica para el diseño de casi cualquier parte de la estructura de la aeronave. En el análisis de esfuerzos de un ala convencional, es necesario analizar de una sección para cada una de las cuatro condiciones. Por lo que cada larguero o pestaña de este, es diseñado para tensiones y compresiones máximas obtenidas en cada condición. Para el caso de la configuración del ala del propuesta, los esfuerzos normales se presentaron en el empotre y en la punta del ala aunque sin ser de una magnitud elevada. Por otra parte, los esfuerzos cortantes en el ala no alcanzaron un valor máximo, pero llegan a ser considerables. Estos esfuerzos no solo se presentaron en los empotramientos, también se presentaron sobre el resto de la estructura. Los cálculos de deflexión estructural son importantes por dos razones: Un conocimiento de las características carga-deformación de la aeronave es de importancia primaria en los estudios de la influencia de flexibilidad estructural en el rendimiento de la aeronave y cálculos de deflexión son necesarios en la solución para la distribución de cargas internas de estructuras complejas. La deflexión elástica de una estructura bajo cargas es el resultado acumulativo de los esfuerzos de deformación de los elementos individuales que componen la estructura. En sí, un método de solución para la deflexión total debe tener una adición vectorial de esta contribución individual. Para estructuras complejas las técnicas más populares son analíticas más que vectoriales. Ellas tratan directamente con cantidades las cuales no son deflexiones, pero las cuales se obtienen por operaciones satisfactorias. Los esfuerzos equivalentes, que son los que nos permiten establecer un criterio de falla, no llegar a ser de magnitud máximas, por lo que en la sección de empotramiento del de la estructura del ala, no se tendría que pensar en algún tipo de refuerzo estructural.





La elección de los materiales seleccionados resultó satisfactoria, ya que en ninguna de las tres soluciones obtenidas, se obtuvo un valor máximo con el cual la integridad de la estructura se viese comprometida. El modelado de la estructura, es un punto crucial para llevar a cabo una simulación estructural estática, y en este caso no presentó irregularidades. Pasando esta etapa de prueba se puede considerar reducir los espesores del ala para realizar otro análisis del mismo, el hecho es tener mucho menos peso y la mayor resistencia. El análisis requiere que se tomen en cuenta los mecanismos que se encuentran dentro de la estructura del ala, así como su posición y peso, es por eso que también son necesarias las perforaciones entre costillas y también por los tanques de combustible. La tracción del motor es necesaria, así como la resistencia que este opone al avance. En realidad estas y muchas otras especificaciones se requieren con mayor detalle cuando se encuentra en la etapa de diseño de detalle de la aeronave, estos puntos son proporcionados por los diferentes grupos de personas encargados ya sea de motores, electrónica, tren de aterrizaje, peso y balance, etc. Llevando un diseño en conjunto de los diferentes grupos. Por lo antes mencionado se puede decir que este trabajo es el principio de una línea de investigación en el campo de los UAVs, donde se pueden realizar trabajos separados pero sin olvidar los enlaces que tendrían cada uno para la obtención de la estructura de toda una aeronave.





RECOMENDACIONES

Los datos obtenidos en el presente trabajo sirven como un punto de partida para el criterio de diseño en cuanto a las partes de la aeronave y también para consolidar la configuración final del ala, todo esto para perfeccionar el desempeño de paga de la aeronave.

El trabajo a realizar en un futuro es el análisis de la misma estructura pero en condiciones diferentes, como a diversas alturas, en la configuración de aterrizaje, en la configuración de despegue, efectuando maniobras de viraje, de elevación, de descenso, con uno y los dos motores en operación, etc.

Como anteriormente se mencionó la estructura del ala tiene un gran campo de investigación y es por eso que se requiere de un número apreciable de análisis como los de fatiga, dinámicos, la evaluación de análisis transitorios y los modos de vibración, esto solo mencionando los teóricos, ya que existen los prácticos que llevan a la especificación más detallada del diseño aerodinámico y a veces estructural, como se puede observar el campo de investigación en un trabajo como estos es grande.

Otro análisis que se puede efectuar es el del fuselaje y los estabilizadores, ya que estos son afectados por el ala así como estos afectan a ésta, también presentan condiciones adversas en diferentes etapas de vuelo, como son en el aterrizaje, al estacionarlo en plataforma, cargarlo, arrastrarlo, etc





RELACION DE FIGURAS

Figura 1: Foto del AQM-34 en el museo Air Force Flight Test .................................................. 15 Figura 2: Ejemplo de una clasificación de UAVs ............................................................................ 17 Figura 3: Pathfinder volando sobre Hawaii ....................................................................................... 19 Figura 4: Prototipo HELIOS en vuelo ..................................................................................................... 20 Figura 5: Especificaciones del Global Observer GO-1 ................................................................. 21 Figura 6. Prueba de carga del ala del Global Observer .............................................................. 22 Figura 7: Global Observer aterrizando.................................................................................................. 23 Figura 8: ElementHidrogeno ..................................................................................................................... 24 Figura 9: Capas de la atmosfera ............................................................................................................. 27 Figura 10: Perfil delgado reforzado para altas velocidades. ..................................................... 31 Figura 11: Construcción de una aeronave T-39A ........................................................................... 31 Figura 12: Detalles de la construcción de una caja con largueros corrugados ............. 32 Figura 13: Arreglos típicas de las secciones estructurales de las alas para aeronaves subsónicas. ........................................................................................................................................................ 33 Figura 14: Global Observer ......................................................................................................................... 35 Figura 15: Global Observer en sus primer vuelo. ............................................................................ 38 Figura 16: NACA 2414 ................................................................................................................................... 41 Figura 17: Coeficientes en el perfil ......................................................................................................... 42 Figura 18. Curvas Características del perfil NACA 2414 .............................................................. 43 Figura 19: Flight Envelope .......................................................................................................................... 44 Figura 20. Envolvente de vuelo ................................................................................................................ 50 Figura 21. Posición del CG ......................................................................................................................... 59 Figura 22. Condiciones básicas de carga de vuelo ...................................................................... 63 Figura 23: EAAP ................................................................................................................................................ 63 Figura 24: BAAP ................................................................................................................................................ 65 Figura 25: EAAN ............................................................................................................................................... 65 Figura 26: Distribución de presión en un perfil ................................................................................ 69 Figura 27: Transferencia de cargas de levantamiento y resistencia al centro aerodinámico .................................................................................................................................................... 69 Figura 28. Fuerzas sobre el ala ................................................................................................................ 74 Figura 29. Posición de las cargas sobre la semiala ...................................................................... 75 Figura 30. Workench ..................................................................................................................................... 80 Figura 31. Static Structural ......................................................................................................................... 80





Figura 32: Materiales a utilizar .................................................................................................................. 81 Figura 33. Configuración del ala ............................................................................................................. 82 Figura 34. Generate Mesh .......................................................................................................................... 82 Figura 35. Mallado del ala .......................................................................................................................... 83 Figura 36. Ala empotrada ............................................................................................................................ 83 Figura 37: Loads .............................................................................................................................................. 84 Figura 38: Apply ................................................................................................................................................ 84 Figura 39: Aplicación de la fuerza resultante sobre el ala .......................................................... 84 Figura 40: Solve ................................................................................................................................................ 85 Figura 41: Ala con piel................................................................................................................................... 85 Figura 42: Ala sin piel .................................................................................................................................... 85 Figura 43: Esfuerzos en el ala ................................................................................................................... 86 Figura 44: Propiedades del material ..................................................................................................... 86 Figura 45: Análisis modal ............................................................................................................................ 87 Figura 46: Deformación de cada modo .............................................................................................. 87 Figura 47: Selección del modo de vibración .................................................................................... 88 Figura 48: Primer modo de vibración ................................................................................................... 88 Figura 49: Segundo modo de vibración. ............................................................................................. 89 Figura 50: Tercer modo de vibración .................................................................................................... 89 Figura 51: Cuarto modo de vibración ................................................................................................... 89 Figura 52: Quinto modo de vibración ................................................................................................... 90 Figura 53: Sexto modo de vibración ..................................................................................................... 90 Figura 54: Frecuencias naturales. ........................................................................................................... 90





RELACIÓN DE TABLAS

Tabla 1. Propiedades de los tipos de Fibra de Vidrio/Epoxy .................................................... 26 Tabla 2: Propiedades de los tipos de Fibra de Carbono/Epoxy ............................................. 27 Tabla 3. Factores de carga ........................................................................................................................ 49 Tabla 4. Condiciones de vuelo ................................................................................................................. 62 Tabla 5. Cargas aerodinámicas............................................................................................................... 72 Tabla 6. Fuerzas normales y cordales. ................................................................................................. 72 Tabla 7. Valor de Xcp .................................................................................................................................... 73 Tabla 8. Fuerzas de inercia y fuerzas muertas ................................................................................. 74 Tabla 9: Posición del Xcp ............................................................................................................................ 76 Tabla 10: Fuerzas resultantes y su posición ...................................................................................... 77 Tabla 11: Condición Resultante ............................................................................................................... 78 Tabla 12: Condición a analizar ................................................................................................................. 83

RELACIÓN DE ILUSTRACIONES

1. Vista isométrica del ala ........................................................................................................................... 56 2. Vista en planta del ala .............................................................................................................................. 58 3. Vista isométrica en CATIA ...................................................................................................................... 58 4. Piel del ala en CATIA ................................................................................................................................. 58





NOMENCLATURA

λ Conicidad α Ángulo de ataque ρ Densidad del aire

, Cam Cuerda aerodinámica media A Alargamiento

A.C. Centro aerodinámico B Envergadura

B.A. Borde de ataque B.S. Borde de salida

BAAN Bajo ángulo de ataque negativo BAAP Bajo ángulo de ataque positivo

C Cuerda (Distancia del B.A. a B.S.) C extremo Cuerda extremo

C raíz Cuerda raíz CC Coeficiente cordal CD Coeficiente de resistencia CL Coeficiente de levantamiento

Cla Coeficiente de levantamiento adicional Clb Coeficiente de levantamiento básico Cm Momento de cabeceo CN Coeficiente normal CP Centro de presiones

D Resistencia EAAN Elevado ángulo de ataque negativo EAAP Elevado ángulo de ataque positivo

F.S. Factor de seguridad Fc Fuerza cordal Fn Fuerza normal a la cuerda

S Superficie alar SD Área total de resistencia V Velocidad del aire indicada

Va Velocidad actual del aire VB Velocidad de ráfaga Vc Velocidad de crucero VD Velocidad de picada Vg Velocidad de planeo VL Velocidad de diseño

Vm, Vs, Vsf Velocidad terminal sin poder de tracción (velocidad de desplome)

Vp, VA Velocidad de maniobra W Peso bruto de la aeronave





BIBLIOGRAFIA

Dr. Maziar Arjomandi. Classification of Unmanned Aerial Vehicles. The University of Adelaide. Australia. [En linea] Disponible en: http://personal.mecheng.adelaide.edu.au/maziar.arjomandi/Aeronautical%20Engineering%20Projects/2006/group9.pdf (consultado el 22 de febrero del 2013)

Investing with Last Line. [En línea] Disponible en: http://gloo31.wix.com/globalobserver#!__investment/vstc7=2009-propulsion (consultado el dia 17 de Abril del 2013)

Abbott, Ira H. Theory of wing sections. Canada: McGraw-Hill. Donald R. Askeland. Ciencia e Ingeniería de los Materiales. Tercera edición.

Estados Unidos: Cengage Learning. Gere, James M., Goodno, Barry J. Mecánica de materiales. Séptima edición.

Estados Unidos: Cengage Learning. González Cuevas, Oscar Manuel. Análisis Estructural. México: Limusa. Miravete, Antonio. Materiales compuestos 03: actas del V Congreso de

materiales compuestos. Reverté. Newcome, Laurence R. Unmanned aviation: A bief history of unmanned aerial

vehicles. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. Jeremiah Gertler. U.S. Unmanned Aerial Systems. January 3, 2012. [En linea]

Disponible en: http://www.fas.org/sgp/crs/natsec/R42136.pdf (consultado el 12 de Marzo del 2013)

Flightglobal serious about aviation. [En línea] Disponible en: http://www.flightglobal.com/directory/detail.aspx?aircraftCategory=uav&manufacturerType=uav&navigationItemId=372&aircraftId=7481&manufacturer=21926&keyword=&searchMode=Manufacturer (consultado el 30 de Marzo del 2013)

Peter Kushuir. HYDROGEN AS AN ALTERNATIVE FUEL [En línea] Disponible en: http://www.almc.army.mil/alog/issues/MayJun00/MS492.htm (consultado el 13 de febrero del 2013)

Carl T. Herakovich. Mechanics of Fibrous Composites. Univesity of Virginia. USA. 1998. Chapter 1. The what and the why of fibrous composites. Pages 1 - 23



http://gloo31.wix.com/globalobserver#!__investment/vstc7=2009-propulsion





ANEXOS

A.A 18PORCENTAJES DE DISTRIBUCIÓN DE PESOS DE UNA AERONAVE

18

PH. D.Ernest E. Secheler and PH.D. Louis G. Dunn. Airplane Structural Analysis and Desing. Galcit Aeronautical Series. New York 1942. Chapter 1. The Airplane Layout. B) Preliminary Weight Estimate. Pages 3-5

Ala 13.0 - 17.0 % Empenaje 1.5 - 2.5 Fuselaje 8.0 - 13.0 Tren de aterrizaje principal 5.0 - 8.0 Rueda de cola 0.5 - 0.8 Para tren de aterrizaje de triciclo:

Tren de aterrizaje principal Tren de aterrizaje de nariz

4.0 1.5

- -

7.0 2

Planta motriz: Motores Accesorios del motor Controles de la planta motriz Hélices Sistema de encendido Lubricación del sistema Sistema de combustible

15.0 10.0

1.0 0.1 2.0 0.3 0.3 1.5

- - - - - - - -

27.0 20..0 2.0 0.4 4.0 0.9 0.6 2.5

Instrumentos 0.5 - 1.2

Superficies de control 1.0 - 2.0

Mobiliario Peso por pasajero

4.0 90.0

- -

10.0 215.0 lb

Equipo de comunicación 2.0 - 3.0%

Equipo eléctrico 2.0 - 3.0

Posible carga útil (comida y agua) Peso por pasajero

0.3 3.5

- -

0.6 9.0 lb





A.B

Curvas del perfil NACA 2414 de acuerdo al software XLFR5 v6.05

Grafica CL vs CD

Grafica CL vs α





Grafica Cm vs α

Gráfica CL/CD vs α





Y los puntos que nos arroja el software para las gráficas son:





Los puntos para las curvas características son: CURVAS CARACTERISTICAS

a a (corregida) CL CD CD (corregida) CM CMA CN Cc Cp Xcp

-14 -14.651 -0.928 0.053 0.063 -0.069 0.224 -0.915 -0.240 1.728 11.423

-13 -13.681 -0.971 0.038 0.050 -0.074 0.235 -0.956 -0.230 1.730 11.432

-12 -12.689 -0.982 0.032 0.044 -0.062 0.238 -0.969 -0.213 1.717 11.347

-11 -11.679 -0.968 0.027 0.039 -0.049 0.234 -0.957 -0.192 1.704 11.264

-10 -10.651 -0.928 0.024 0.034 -0.039 0.224 -0.919 -0.167 1.695 11.202

-9 -9.605 -0.862 0.021 0.030 -0.032 0.208 -0.856 -0.140 1.690 11.172

-8 -8.511 -0.728 0.018 0.025 -0.039 0.174 -0.724 -0.105 1.706 11.278

-7 -7.412 -0.587 0.016 0.020 -0.046 0.139 -0.585 -0.074 1.731 11.443

-6 -6.309 -0.440 0.014 0.016 -0.054 0.102 -0.439 -0.048 1.776 11.738

-5 -5.212 -0.302 0.012 0.013 -0.060 0.068 -0.302 -0.028 1.850 12.227

-4 -4.134 -0.190 0.011 0.011 -0.059 0.040 -0.191 -0.014 1.963 12.977

-3 -3.056 -0.080 0.010 0.010 -0.058 0.012 -0.081 -0.005 2.374 15.692

-2 -1.984 0.023 0.009 0.009 -0.056 -0.014 0.023 0.001 -0.749 -4.954

-1 -0.912 0.125 0.008 0.008 -0.053 -0.039 0.125 0.002 1.231 8.139

0 0.159 0.227 0.008 0.009 -0.049 -0.065 0.227 0.000 1.436 9.494

1 1.235 0.335 0.008 0.010 -0.046 -0.092 0.335 -0.006 1.514 10.009

2 2.338 0.482 0.009 0.012 -0.053 -0.128 0.482 -0.016 1.543 10.198

3 3.454 0.647 0.010 0.015 -0.064 -0.170 0.647 -0.033 1.553 10.265

4 4.516 0.735 0.010 0.017 -0.060 -0.192 0.735 -0.050 1.571 10.382

5 5.577 0.823 0.011 0.019 -0.055 -0.214 0.822 -0.070 1.585 10.477

6 6.638 0.909 0.011 0.021 -0.050 -0.235 0.907 -0.093 1.597 10.556

7 7.697 0.994 0.013 0.025 -0.045 -0.257 0.990 -0.118 1.607 10.620

8 8.754 1.074 0.014 0.028 -0.040 -0.277 1.068 -0.146 1.615 10.674

9 9.804 1.146 0.017 0.033 -0.034 -0.294 1.137 -0.174 1.623 10.725

10 10.842 1.201 0.019 0.037 -0.026 -0.308 1.189 -0.202 1.631 10.781

11 11.876 1.249 0.023 0.042 -0.018 -0.320 1.234 -0.230 1.638 10.829

12 12.900 1.283 0.027 0.048 -0.010 -0.329 1.266 -0.257 1.644 10.870

13 13.924 1.317 0.033 0.054 -0.005 -0.337 1.296 -0.284 1.648 10.897

14 14.933 1.329 0.042 0.063 -0.002 -0.340 1.306 -0.306 1.651 10.915

15 15.942 1.343 0.051 0.073 -0.001 -0.344 1.318 -0.329 1.652 10.921

16 16.934 1.332 0.063 0.085 0.000 -0.341 1.305 -0.344 1.653 10.923

17 17.932 1.329 0.077 0.098 -0.003 -0.340 1.301 -0.360 1.650 10.909

18 18.921 1.313 0.092 0.113 -0.008 -0.336 1.286 -0.371 1.647 10.884

19 19.903 1.288 0.111 0.131 -0.015 -0.330 1.262 -0.377 1.641 10.846

20 20.877 1.250 0.132 0.151 -0.025 -0.320 1.175 -0.376 1.631 10.782

“cÁlculo estructural del ala de un uav estratosfÉrico”

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