Vulcano

Estefanía Barrón Machado
Ana Belén Díaz Quintero
José Antonio López Orantes
Ángel Ortigosa Romero
Mª Luz Santamaría Moreno
Manuel Villegas Díaz

•Interés mundial por Vehículos no tripulados.
•Gran abanico de aplicaciones.
•Creciente demanda en misiones de vigilancia
motivado por:
Aspectos económicos.
Versatilidad.

Misión Diseño

Evolución del diseño
DISEÑO

Marrón Cuadernas
Gris Cuadernas maestras
Largueros cada 30º
DISEÑO
Dimensiones:
‐Semiesfera: r = 15 cm
‐Tronco de cono: r = 15 cm;
R= 50 cm; L=55 cm
‐ Cilindro: L=100 cm; r=50 cm

Alas
DISEÑO
Envergadura: 302 cm
Cuerda: 38 cm

Winglets
NACA 0012
DISEÑO
Largo: 10 cm
Cuerda: 38 cm

Cola en V
DISEÑO
NACA 0012
Largo: 45.2 cm
Cuerda: 22.35 cm

Tren de aterrizaje
DISEÑO
Triciclo fijo con ruedas simples

Motor
DISEÑO
Hélice de 46 cm de
diámetro.

DISEÑO
Carga de pago y combustible

Resultado final:
DISEÑO

Resultado final:
DISEÑO

OBJETIVOS
•Cálculo de pesos.
•Cálculo del centro de gravedad.
•Comparativa.
ESTRUCTURAS

COMPONENTES PESO (g)
Fuselaje 5203,72
Ala 4485,06
Winglets 343,57
Cola 476,01
Tren de aterrizaje delantero 600,00
Tren de aterrizaje principal 900,00
Servos 240,00
Motor 1700,00
Sistema de compensación 166,00
Adhesivo 1500,00
PESO EN VACIO 15614,36

COMPONENTES PESO (g)
Fuselaje 5203,72
Ala 4485,06
Winglets 343,57
Cola 476,01
Tren de aterrizaje delantero 600,00
Tren de aterrizaje principal 900,00
Servos y adhesivo 1740,00
Motor 1700,00
Combustible 2900,00
Sistema de compensación 166,00
Carga de pago 15000,00
PESO TOTAL 33514,36

COMPONENTES Xi (cm)
Fuselaje 113,30
Ala 120,00
Winglets 120,00
Cola 210,00
Tren de aterrizaje delantero 67,60
Tren de aterrizaje principal 140,00
Motor 223,00
Combustible 160,00
Sistema compensador 20,00
Carga de pago 1 95,00
Carga de pago 2 75,00
Carga de pago 3 95,00
Cdg final 113,90

Componentes Peso Inicial (g) Peso final (g) Xi inicial (cm) Xi final (cm)
Fuselaje 4378,52 5203,72 170,00 113,30
Ala 6477,24 4485,06 150,00 120,00
Winglets 1000,07 343,57 150,00 120,00
Cola 602,15 476,01 317,105 210,00
Tren delantero 700,00 600,00 210,00 67,60
Tren principal 1000,00 900,00 101,50 140,00
Motor 1700,00 1700,00 335,00 223,00
Combustible 2000,00 2900,00 145,00 160,00
S. compensador 0,00 166,00 0,00 20,00
Carga de pago 1 5000,00 5000,00 145,00 95,00
Carga de pago 2 5000,00 5000,00 90,00 75,00
Carga de pago 3 5000,00 5000,00 90,00 95,00

Fuselaje Céfiro Vulcano I Vulcano II
Peso fuselaje 1 1,39 1,57
Longitud fuselaje 1 2,25 1,59
Cociente
Peso/Longitud
1 0,62 0,99

Ala Céfiro Vulcano I Vulcano II
Peso del ala 1 1,47 1,05
Envergadura 1 1,42 1,08
Superficie alar 1 1,84 1,06
Cuerda encastre 1 1,09 0,97
Cociente
Peso/Superficie
1 0,79 0,99

Objetivos
CD0
Conseguido
Perfiles
Coeficiente de sustentación
Polar
Eficiencia Aerodinámica
AERODINÁMICA

ESTIMACIÓN
Configuración Limpia Configuración Sucia
0 = C D
0,
0170162
0 = CD
CD0
0,
025072032

CL0 corregido
0,206342601
CLα =5,09279516
NACA – 2410
PERFILES
NACA – 0012
CL0
0
CLα =5,9809816

Coeficiente de Sustentación
CL
=
C + C
L
= CL0
Lα
α
0,20634 + 5,09279α

C =
0.
02507 + 0.
042136*
C 0.
017389*
C
D
2
L −
Polar
K1 0,042136352
Cl min drag 0,206342601
K2 0,017389049
L
D
L/D max 27,6397432
CL max 1,6285193
2
CD = CD0
+ k1
CL
−k2
2
L −
C
C = 0.
017 + 0.
042136*
C 0.
017389*
C
L
L

Eficiencia Aerodinámica
Valores Obtenidos de E
E óptima limpia 18,67284813
E óptima sucia 15,38320288
Mejoras y Continuación del desarrollo
Aplicar Estrechamiento
Mejora Fuselaje

OBJETIVOS
•Obtención de curvas T/W vs W/S.
•Determinación del punto de diseño.
•Estimación de las fracciones de peso.
•Generación de curvas Pneed‐Pdisp.
•Optimización del crucero y la espera.
•Techo teórico.
•Diagrama V‐n.
•Diagrama Carga de pago‐Radio de acción.

Curvas T/W vs W/S
P out
Planta Motora
2,929 kW
Cilindrada 39,70 cc
Peso 1,70 kg
Diámetro
(cm)
46 cm

Punto de diseño
Para el cumplimiento de todos los requisitos:
T/W 0,35
W/S 280 (Pa)
P out
Planta Motora
3,149kW
Cilindrada 42,714 cc
Peso 1,824 kg
Diámetro (cm) 47,11 cm

Estimación de las fracciones de peso

Distancias de Aterrizaje y Despegue
SEGMENTOS DEL ATERRIZAJE DISTANCIAS (m)
Rodadura 66,58
Rotación 18,03
Transición 39,12
Descenso 88,78
Distancia de despegue 212,49
SEGMENTOS DEL DESPEGUE DISTANCIAS (m)
Rodadura 129,35
Rotación 18,03
Transición 49,75
Ascensión 30,63
Distancia de despegue 227,8
•Consideración de los tres segmentos.
•No se requieren flaps.

Curvas Pneed‐Pdisp

Optimización de crucero y espera
•Imposibilidad de volar a velocidad óptima.
•Palanca óptima para crucero 0,8.
•Fracción de peso constante y eficiencia máxima.
•Menor consumo.

Optimización de crucero y espera
•Posibilidad de volar a velocidad cercana a la óptima.
•Palanca óptima para autonomía 0,6.
•Fracción de peso constante y eficiencia máxima.
•Menor consumo.

Techo teórico
•Curvas de Empuje para palanca 1.
•Alcance del techo a bajas velocidades.

•Líneas de Ráfagas.
•Limitación Estructural.
•Cargas Aerodinámicas.
•Factor de Carga máximo.
Diagrama V‐n

Diagrama Carga de pago‐Radio de acción
•Aumento elevado del alcance.
•Posibilidad de cumplir distintas misiones.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Y LATERAL
OBJETIVOS
TRIMADO LONGITUDINAL
ESTABILIDAD LATERAL: VIENTO CRUZADO
ESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINAL
CUMPLIMIENTO FAR 23
CRITERIOS DE ESTABILIDAD

ESTABILIDAD ESTÁTICA
LONGITUDINAL
Equilibrado de fuerzas

ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL
Margen estático: 16,63%

ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL
Ángulo de ataque y deflexión del timón de profundidad
Crucero 1: α= 0,01256 rad = 0,72º δ=0,0118 rad = 0,677º
Incidencias: iw=0º it = -0,007 rad= -0,4º
Coeficiente de resistencia: CDitrimmed= 0,0367%

ESTABILIDAD ESTÁTICA LONGITUDINAL
Variación de α y δ con el consumo de combustible

ESTABILIDAD ESTÁTICA LATERAL
Dimensionado de las superficies de control
Cola en V: timón de cola
Alerones

ESTABILIDAD ESTÁTICA LATERAL
Configuración del ala y ángulo diedro
Ala media, Г=2º
Crucero 1:
W/S=182,4 lb/ft s2
Crucero 2:
Beta
W/S=180,81 lb/ft s2
ALA ALTA Г=2º
15º
ALA MEDIA Г=0º
15º
ALA MEDIA Г=2º
15º
ALA MEDIA Г=4º
ф 29,616º 15,74º 16,42º 17,1º
δa 2,876º 0,493º 2,876º 5,24º
δr 15,67º 18,88º 15,67º 12,48º
15º
Beta 0º 5º 10º 15º
ф(varia con V) 6,245E‐04º 5,45º 10,926º 16,42º
δa 1,11E‐04º 0,968º 1,95º 2,876º
δr 6,53E‐04º 5,62º 10,89º 15,67º
Beta 0º 5º 10º 15º
ф(varia con V) 6,3E‐04º 5,5º 11,024º 16,57º
δa 1,11E‐04º 0,968º 1,95º 2,876º
δr 6,53E‐04º 5,62º 10,89º 15,67º

ESTABILIDAD ESTÁTICA LATERAL
Ala media, diedro=2º: Crucero 1 y 2, Beta = 15º
Beta 15º
Ф (varia con V)
δa
δr
16,42º
2,876º
15,67º
Beta 15º
Ф (varia con V)
δa
δr
16,57º
2,876º
15,67º

ESTABILIDAD DINÁMICA
Modo Short period
LONGITUDINAL
−1
ωnsp = 72,
813s
ζ
sp = 1,
4423

Modo fugoide
ESTABILIDAD DINÁMICA
LONGITUDINAL
−1
ωnph = 0,
3326s
ζ
ph = 0,
0534

ESTABILIDAD DINÁMICA
0 , 30 ζ = 1,
4423 < 2
ζ
ph
< sp
= 0 , 05345 > 0,
04
LONGITUDINAL

CRITERIOS DE ESTABILIDAD
Criterio “Forward Speed Stability”:
Criterio “Side Speed Stability”:
Criterio “Vertical Speed Stability”:
Criterio “Angle of attack stability”:
Criterio “Angle of Sideslip Stability”:
Criterio “Pitch Rate Stability”:
Criterio “Effect of Forward Speed on Pitching Moment”:
Criterio “Effect of Sideslip on Rolling Moment”:

•Diseño simple
CONCLUSIONES
•Uso de materiales convencionales y conocidos
•Requisitos aerodinámicos cumplidos:
C D0 y eficiencia aerodinámica adecuados.
Solución de compromiso entre las partes.

Comprobación de Requisitos

MEJORAS
Aligerar las costillas previo estudio detallado.
Estudio estático y dinámico de la estructura.
Disminución del diámetro del fuselaje con el fin de:
Mejorar estética.
Mejorar aerodinámica.
Reducir planta motora.
Utilizar modelos de cálculo más exactos en
propulsión y actuaciones.

• Especificaciones de diseño:
- MTOW no superior a 70 Kg.
- Autonomía definida por la misión.
- Velocidad de crucero mínima ~ 90 Km/h.
- Velocidad máxima ~ 200 Km/h.
- Distancia de despegue y aterrizaje inferior a 300 m.
- Altitud de crucero de operación de 300 m sobre el
nivel del suelo con una velocidad de subida mínima de
500 ft/min.
- Cumplir la misión establecida.

• Especificaciones de diseño:
- Ser capaz de alojar la carga de pago.
- Planta motora convencional con motores 2T o 4T
pero utilizando plantas motoras disponibles “off the
shelf”.
- Fácil construcción y reparación.
- Diseño fácilmente adaptable para misiones con
mayor carga de pago ó autonomía.
- Uso de materiales y tecnologías disponibles.
- Ala fija.