Diseño y dimensionado básico de aerostato dirigible de propulsión eléctrica - Proyecto AirWhale

i Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería de Tecnologías Industriales Diseño y dimensionado básico de aerostato dirigible de propulsión eléctrica - Proyecto AirWhale Autor: Javier Eduardo Mitjavila Samayoa Tutor: Enrique del Pozo Polidoro Dept. De Ingeniería Mecánica y Fabricación. Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla ii iii Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería de Tecnologías Industriales Diseño y dimensionado básico de aerostato dirigible de propulsión eléctrica - Proyecto AirWhale Autor: Javier Eduardo Mitjavila Samayoa Tutor: Enrique del Pozo Polidoro Profesor adjunto Dept. De Ingeniería Mecánica y Fabricación. Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2015 iv v Proyecto Fin de Carrera: Diseño y dimensionado básico de aerostato dirigible de propulsión eléctrica - Proyecto AirWhale Autor: Javier Eduardo Mitjavila Samayoa Tutor: Enrique del Pozo Polidoro El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2015 vi El Secretario del Tribunal vii A mi madre, mi padre y mi hermano. A mi Tierra, El Salvador, porque mi gente tiene mucho que ofrecer al mundo. viii ix Agradecimientos “La pasión solo es verdadera cuando es capaz de compartirse”. El presente proyecto ha sido producto de una de las líneas de trabajo que se derivo del proyecto AirWhale; un proyecto que tuvo su origen en el seno de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería en la asociación de alumnos ESITECH. El presente proyecto no hubiese sido posible sin el apoyo de los demás miembros del equipo AirWhale; José Luis, Juan Carlos, Alejandro, Ana, Elena, Miguel y sobre todo de los miembros de la división Aeromecánica, Juan Carlos e Inmaculada, de la cual nacen 3 proyectos (incluido el presente) complementarios entre sí y, que vienen a desarrollar en su totalidad la forma y la estructura del cuerpo y de sus alas. Chicos, lo logramos. Quisiera agradecer a mis padres y a mi hermano por el apoyo emocional que me brindaron durante la realización de este proyecto, por haber estado ahí a pesar de que nos separe el Océano Atlántico; a mis compañeros de piso Ramón y Cristian, por hacerme reír cuando más me hizo falta y a mis amigos, vosotros que habéis estado allí dándome ánimos para seguir adelante. Quisiera agradecer a los profesores que nos brindaron apoyo en este proyecto y; que a pesar de no haber contribuido de forma directa con este proyecto, si lo hicieron con otras líneas de trabajo, como Daniel Limón Marruedo del Departamento de Automática y Sergio Esteban del departamento de Aeronáutica. Por último agradecer a mi tutor, Enrique del Pozo, por todo el apoyo brindado durante todo el proyecto, sin su ayuda esto hubiese sido imposible. A todos muchas gracias. xvi 5.3.7 Primera estimación del peso del tren de aterrizaje. ................................................ 38 5.4 Sistema de alimentación. ............................................................................................... 39 Capitulo 6: Business Case .................................................................................................... 41 6.1 Resumen del Análisis DAFO......................................................................................... 41 6.2 Análisis Business Model Canvas ................................................................................... 42 6.3 Análisis de costes ........................................................................................................... 43 6.3.1 Costes de diseño y desarrollo. ................................................................................ 44 6.3.1.1 Coste de horas de ingeniería ............................................................................ 45 6.3.1.2 Coste de pruebas de Vuelo .............................................................................. 45 6.3.1.3 Coste del soporte al diseño .............................................................................. 46 6.3.2 Costes no recurrentes. ............................................................................................. 46 6.3.2.1 Costes de Utillaje ............................................................................................. 46 6.3.2.2 Costes de Maquinaria de fabricación .............................................................. 47 6.3.2.3 Costes de control de la calidad. ....................................................................... 48 6.3.3 Costes recurrentes. .................................................................................................. 48 6.3.3.1 Coste del Motor ............................................................................................... 48 6.3.3.2 Coste de aviónica y sistema de alimentación. ................................................. 48 6.3.3.3 Coste de fabricación ........................................................................................ 49 6.3.4 Costes de hora de ingeniería, fabricación, utillaje y control de calidad. ................ 49 6.3.5 Costes totales .......................................................................................................... 50 6.3.5.1 Costes relacionados a la trabajo de fabricación............................................... 50 6.3.5.2 Costes relacionados a RDT&E ........................................................................ 51 6.3.5.2 Costes horarios................................................................................................. 51 6.3.6 Costes de operación ............................................................................................... 52 6.3.6.1 Costes administrativos y fees. ......................................................................... 52 6.3.6.2 Mantenimiento e inspecciones ........................................................................ 53 6.4 Comparativa del AirWhale con el avión CN-235 ........................................................ 53 6.4.1 C-235 ....................................................................................................................... 54 6.4.1.1 CN-235-300 ..................................................................................................... 55 6.4.2 Comparación de costes ........................................................................................... 55 6.4.2.1 Consumo de combustible. ............................................................................... 56 6.4.2.2 Conste de fabricación. ..................................................................................... 57 6.4.2.3 Eficiencia de carga de pago. ............................................................................ 58 Capitulo 7: Modelo del AirWhale. ...................................................................................... 59 7.1 Alcance del prototipo. .................................................................................................... 59 7.1.1 Especificaciones técnicas del prototipo. ................................................................. 59 7.2 Estimación del peso de los componentes ajenos a la estructura. ................................... 60 xvii 7.3 Estimación del volumen. Balance de potencia. ............................................................. 61 7.4 Determinación de los materiales para el prototipo. ....................................................... 62 7.4.1 Materiales Estructurales. ......................................................................................... 62 7.4.1.1 Peso .................................................................................................................. 62 7.4.1.2 Coste y facilidad de fabricación. ..................................................................... 63 7.4.2 Madera de balsa. ..................................................................................................... 63 7.4.2.1Madera de Balsa como material Ortótropo ...................................................... 64 7.4.2.2 Propiedades mecánicas de la madera de balsa. ............................................... 65 7.4.3 Soluciones comerciales de la madera de balsa. ...................................................... 70 7.4.4 Soluciones comerciales de Recubrimiento. ............................................................ 71 7.4.5 Contenedores de Helio ............................................................................................ 71 7.5 Configuración estructural. .............................................................................................. 72 7.5.1 Configuración elipsoidal ......................................................................................... 72 7.5.2 Descripción básica del modelo. .............................................................................. 72 7.5.2.1 La importancia de la división de los elementos. ............................................. 73 7.5.2.2 La unión de los elementos ............................................................................... 74 7.5.3 Disposición de las cuadernas y larguerillos. ........................................................... 75 7.5.3.1 Disposición de las cuadernas. ......................................................................... 75 7.5.3.2 Disposición de los larguerillos. ...................................................................... 82 7.5.4 Encajes para placa de componentes. ........................................................................... 84 7.5.5 Motores traseros .......................................................................................................... 85 7.5.6 Presentación del modelo CAD del prototipo del AirWhale. .................................. 86 7.6 Modelo de elementos Finitos ........................................................................................ 86 7.6.1 Material Library y Geometría ................................................................................. 87 7.6.3 Orientación de los elementos. ................................................................................ 88 7.6.4 Contactos. ................................................................................................................ 94 7.6.5 Mallado ................................................................................................................... 94 7.6.6 Condiciones de contorno. ....................................................................................... 96 7.6.7 Fuerzas aplicadas .................................................................................................... 97 7.6.7.1 Motores y carga de pago .................................................................................. 97 7.6.7.2 Gravedad ........................................................................................................ 100 7.6.7.3 Fuerzas aerodinámicas y aerostáticas. ........................................................... 100 7.6.8 Resultados del proceso de diseño. ........................................................................ 104 7.6.8.1 Estructura ....................................................................................................... 108 7.6.8.2 Motores traseros............................................................................................. 109 7.7 Unión con las alas. ...................................................................................................... 110 7.7.1 Modelado en Solid Edge. ...................................................................................... 110 xviii 7.8 Utillaje para la fabricación del prototipo ..................................................................... 112 7.8.1 Definición de utillaje ............................................................................................ 112 7.8.2 Utillaje CAD ......................................................................................................... 112 Capitulo 8: Futuras líneas de trabajo ................................................................................. 115 Capitulo 9: Conclusiones y resultados ............................................................................... 116 Referencias ......................................................................................................................... 118 Índice de conceptos ............................................................................................................ 120 Glosario .............................................................................................................................. 121 Anexos ................................................................................................................................ 122 A1 Código MATLAB del la distribución de las presiones entre las cuadernas. .......... 122 xix Índice de tablas Table 4- 1 Densidades de algunos gases en condiciones Normales ................................... 14 Table 5- 1 Densidades de algunos materiales posibles....................................................... 29 Table 5- 2 Especificaciones técnicas del Duraluminio 7075 [14] ...................................... 31 Table 5- 3 Composición del Duraluminio 7075.[14] .......................................................... 31 Table 5- 4 Tabla de pesos del recubrimiento del AirWhale. ............................................... 36 Table 5- 5 Tabla de pesos del AirWhale. ............................................................................. 39 Table 5- 6 Tabla de potencias del AirWhale. ...................................................................... 39 Table 6- 1 Fudge Factors modelo DAPCA simplificado [19] ............................................ 44 Table 6- 2 Fudge Factors modelo DAPCA completo ......................................................... 47 Table 6- 3 Coste del sistema de alimentación. .................................................................... 49 Table 6- 4 Coste horario (referido a 2012) ......................................................................... 49 Table 6- 5 Honorarios por uso del Aeropuerto según MIAMI-DADE AIRPORT ........... 52 Table 7- 1 Tabla de pesos .................................................................................................... 60 Table 7- 2 Tabla de pesos. Pesos finales. ............................................................................ 61 Table 7- 3 Propiedades de la madera de balsa con humedad del 12% con densidad desconocida .......................................................................................................................... 67 Table 7- 5 Categoría de la madera según densidad............................................................ 68 Table 7- 6 Valores propuestos para el cálculo estructural ................................................. 68 Table 7- 4 Propiedades de la madera de balsa en función de la densidad ........................ 68 Table 7- 7 Valores de algunos módulos elásticos en función de la densidad [27] ............ 69 Table 7- 9 Tabla de resistencias. ......................................................................................... 70 Table 7- 8 Maderas de Balsa. Catalogo Cefiro II [citación] .............................................. 70 Table 7- 10 ORACOVER AIR. Datos técnicos [citación] ................................................... 71 Table 7- 11 Disposición de las cuadernas. .......................................................................... 76 Table 7- 12 Parámetros de la Cuaderna 1 (CD1). .............................................................. 78 Table 7- 13 Ensamblaje de la Cuaderna 2 (CD2). .............................................................. 79 Table 7- 14 Parámetros de la Cuaderna 5 (CD5). .............................................................. 80 Table 7- 15 Parámetros de la Cuaderna 7 (CD7). .............................................................. 81 Table 7- 16 Ángulos de posicionado de los larguerillos. .................................................... 82 Table 7- 17 Convergencia de la solución utilizando el parámetro relevance. Valores en m y las cargas aplicadas solo corresponden a las de inercia. ................................................ 96 Table 7- 18 Extracto de Información del XFLR5 .............................................................. 102 Table 7- 19 Presiones equivalentes en cada cuaderna. .................................................... 103 Table 7- 20 Deformación máxima. .................................................................................... 108 Table 7- 21 Tensión máxima.. ............................................................................................ 109 Table 7- 22 Tensión mínima .............................................................................................. 109 Table 7- 23 Deformación máxima de los rotores. ............................................................. 109 xx xxi Índice de Figuras Figure 3- 1 Tabla de competidores FYI. Fase 1[3] .............................................................. 4 Figure 3- 2 Cronograma de actividades. .............................................................................. 7 Figure 3- 3 Tabla de competidores FYI. Fase 2 [3] ............................................................. 8 Figure 4- 1 Sistema de coordenadas clásico de una Aeronave. [10] .................................. 20 Figure 4- 2 Factores de matriz de masa [10] ..................................................................... 24 Figure 5- 1 Primeros diseños, AirWhale en su forma Esférica .......................................... 32 Figure 5- 2 Primer sketch del AirWhale en su forma trilobular. ........................................ 32 Figure 5- 3 AirWhale. .......................................................................................................... 33 Figure 5- 4 Balanceo, cabeceo y guiñada del AirWhale. ................................................... 34 Figure 5- 5 USS Shenandoah en construcción, mostrando estructura rígida, las células individuales de gas, y la cubierta de tela [15] .................................................................... 37 Figure 6- 1 Modelo Canvas ................................................................................................. 42 Figure 6- 2 Grafica comparativa de costes directos ........................................................... 50 Figure 6- 3 Grafica comparativa de costes RDT&E. ......................................................... 51 Figure 6- 4 Grafica comparativa de costes Horarios ......................................................... 51 Figure 6- 5 CASA CN-235-300 MP Persuader de la Sociedad de Salvamento y Seguridad Marítima de España. ............................................................................................................ 54 Figure 6- 6 El consumo de combustible para diferentes A / C y el AirWhale .................... 56 Figure 6- 7 El coste de energía para CN-235 y el AirWhale. ............................................. 57 Figure 6- 8 El coste de fabricación para CN-235 y el AirWhale........................................ 57 Figure 7- 1 Densidades de materiales propuestos .............................................................. 62 Figure 7- 2 Tabla de volúmenes disponibles. ...................................................................... 63 Figure 7- 3 Madera de balsa [26] ....................................................................................... 64 Figure 7- 5 Relaciones elásticas de algunas maderas. [26] ............................................... 65 Figure 7- 4 Direcciones principales de la madera [26] ..................................................... 65 Figure 7- 6 Coeficiente de poissom de algunas maderas. [26] .......................................... 66 Figure 7- 7 Modulo de Young de algunas maderas. [26] .................................................. 66 Figure 7- 8 Factpr de seguridad debido a la humedad de algunas maderas. [26] ............ 66 Figure 7- 9 Ensayos de tracción de la madera en función de su densidad.[27] ................ 67 Figure 7- 10 Valores de Resistencia a compresión radial y transversal [27]. ................... 69 Figure 7- 11 Configuración de la cuaderna mayor del Prototipo ...................................... 73 Figure 7- 12 Cianocrilato .................................................................................................... 74 Figure 7- 13 Configuración de una cuaderna del Prototipo .............................................. 75 Figure 7- 14 Disposición de las cuadernas del Prototipo .................................................. 76 Figure 7- 15 Plantilla de corte de las cuadernas ................................................................ 77 Figure 7- 16 Ensamblaje de la Cuaderna 1 (CD1 .............................................................. 78 Figure 7- 17 Ensamblaje de la Cuaderna 2 (CD2). ............................................................ 79 Figure 7- 18 Ensamblaje de la Cuaderna 5 (CD5). ............................................................ 80 Figure 7- 19 Ensamblaje de la Cuaderna 7 (CD7). ............................................................ 81 Figure 7- 20 Posicionamiento de los larguerillos ............................................................... 82 Figure 7- 21 Presentación de los larguerillos estándar. .................................................... 83 Figure 7- 22 Presentación de los larguerillos reducido ..................................................... 83 xxii Figure 7- 23 Cuadernas y larguerillos integrados. ............................................................. 84 Figure 7- 24 Presentación de los encajes ............................................................................ 85 Figure 7- 25 Presentación de los encajes de los motores traseros. .................................... 85 Figure 7- 26 Presentación del modelo CAD del prototipo del AirWhale. .......................... 86 Figure 7- 27 Vista general del programa ANSYS WORKBENCH 15. ............................... 87 Figure 7- 28 Material Library. ............................................................................................ 87 Figure 7- 29 Geometría importada en el programa. .......................................................... 88 Figure 7- 30 Orientación del primer componente de las cuadernas y sistema de coordenadas. ........................................................................................................................ 89 Figure 7- 31 Orientación del segundo componente de las cuadernas y sistema de coordenadas. ........................................................................................................................ 89 Figure 7- 32 Orientación del tercer y cuarto componente de las cuadernas y sistema de coordenadas. ........................................................................................................................ 90 Figure 7- 33 Orientación del quinto componente de las cuadernas y sistema de coordenadas ......................................................................................................................... 90 Figure 7- 34 Orientación del sexto componente de las cuadernas y sistema de coordenadas ......................................................................................................................... 91 Figure 7- 35 Orientación del primer componente de los larguerillos y sistema de coordenadas. ........................................................................................................................ 91 Figure 7- 36 Orientación del segundo componente de los larguerillos y sistema de coordenadas. ........................................................................................................................ 92 Figure 7- 37 Orientación del tercer componente de los larguerillos y sistema de coordenadas. ........................................................................................................................ 92 Figure 7- 38 Evolución de la orientación local de los larguerillos y sistema de coordenadas. ........................................................................................................................ 93 Figure 7- 39 Orientación de los soportes de motores y sistema de coordenadas .............. 93 Figure 7- 40 Elección de los contactos para simular la unión por cianocrilato ................ 94 Figure 7- 41 Mallado de la estructura. ............................................................................... 95 Figure 7- 42 Incremento de la densidad de Mallado de la estructura en las zonas de contacto, típico del Patch conforming. ................................................................................ 96 Figure 7- 43 Caras con desplazamiento relativo 0 (en color verde) .................................. 97 Figure 7- 44 Aplicación de fuerzas de los rotores .............................................................. 98 Figure 7- 45 Modelado de las fuerzas de las alas ............................................................... 99 Figure 7- 46 Modelado de las fuerzas de la carga de pago. ............................................... 99 Figure 7- 47 Modelado del efecto de la gravedad. ........................................................... 100 Figure 7- 48 Traspaso de Cargas a cuadernas. ................................................................ 101 Figure 7- 49 Cuadro de dialogo para imponer fuerzas en el modelo .............................. 103 Figure 7- 50 Cuadro de dialogo para imponer fuerzas aerostáticas en dirección Y. ...... 104 Figure 7- 51 Deformaciones según eje Y .......................................................................... 105 Figure 7- 52 Deformaciones según eje X. ......................................................................... 105 Figure 7- 53 Tensiones según eje X. .................................................................................. 106 Figure 7- 54 Deformaciones según eje Z .......................................................................... 106 Figure 7- 55 Tensiones según eje Z. .................................................................................. 107 Figure 7- 56 Tensiones según eje Y. .................................................................................. 107 Figure 7- 57 Elemento de Anclaje del ala ......................................................................... 111 Figure 7- 58 Configuración de Anclaje del ala. ................................................................ 111 Figure 7- 59 Utillaje de Fabricación ................................................................................ 113 Figure 7- 60 Huecos de anclaje del utillaje para la cuaderna. ........................................ 113 xxiii 1 Capítulo 1: Introducción El presente documento tiene por objeto presentarse como Trabajo Fin de Grado en la Escuela Técnica Superior de Ingeniera de Sevilla, bajo la tutela del Departamento de Mecánica y Fabricación. El presente trabajo consta de 9 capítulos que desarrollan el diseño y dimensionado básico de la estructura de un aerostato para proyecto AirWhale. El segundo capítulo expone las principales motivaciones para la realización de este trabajo, describe el estado del Arte, define el alcance y objetivos del mismo. El capítulo 3 describe la idea básica del AirWhale, su concepción y el proceso de diseño; posteriormente, en el capítulo 4, se define el marco teórico del diseño básico del AirWhale, exponiendo las tecnologías base, los parámetros de diseño y obteniendo de un sistema de ecuaciones. En el capítulo 5 se expone el diseño básico del AirWhale, obteniendo estimaciones del peso de los componentes previamente definidos en este mismo capítulo. El capitulo 6 desarrolla el Business Case de la idea del AirWhale, exponiendo estimaciones de costes básicas; posteriormente, se expone una comparativa con aviones de carga de pago semejante. En el capítulo 7 se desarrolla el diseño estructural de un prototipo a escala para el AirWhale, a través de comprobaciones utilizando herramientas de elementos finitos; finalmente en el capítulo 8, se mencionan las futuras líneas de trabajo y en el capítulo 9, se exponen las principales conclusiones de este trabajo. Espero que este trabajo sirva de provecho y motivación para todo aquel que busque entre sus hojas, con el fin de aprender. 2 Capítulo 2: Motivaciones Este capítulo tiene como objetivo describir las principales motivaciones para el desarrollo de este proyecto, el alcance del mismo y los objetivos que se pretenden conseguir con él. También, se expondrá como este trabajo ha formado parte de un proyecto colaborativo entre diferentes especialidades, llamado proyecto AirWhale. 2.1 Descripción de la problemática. El combustible es el recurso energético más importante en el ambiente industrial y en la vida cotidiana. El ser humano consume millones de litros para poder mantener la vida tal como se conoce; sin embargo, el combustible no es un recurso renovable y está previsto agotarse para finales de este siglo; en otras palabras, es hora de buscar nuevas fuentes alternativas de energía. La industria aeronáutica, a diferencia de la industria automovilística, no ha tenido grandes avances en materia de vehículos híbridos o totalmente eléctricos; por tanto, es importante que también busquemos soluciones a esta problemática, en dicho sector. De esta problemática, nace el Airwhale; como un vehículo aéreo destinado para afrontar la labor de transporte de pasajeros en corta y media distancia; utilizando energías alternativas al combustible. 2.2 Alcance del proyecto. El alcance de este proyecto, se limitara a la realización de un diseño básico del AirWhale, un dimensionado y cálculo estructural de un modelo a escala para vuelo de interiores, sin efectos del ambiente. Todos los cálculos referidos a la estructura del modelo han sido obtenidos tras un diseño por elementos finitos, en el programa comercial ANSYS; sin embargo, no es objeto de este documento servir de manual sobre dicho programa. También formara parte del alcance de este proyecto; la estimación de costes de fabricación, desarrollo y operación del Airwhale. Todos estos valores serán recogidos en un Business Case, donde se propone al Airwhale como posible solución comercial alternativa para transporte aéreo de media distancia. 2.3 Objetivo general El objetivo de este proyecto es el diseño básico de aerostato, para distancias medias/cortas, que use una fuente de energía alternativa al combustible; junto con el desarrollo de un “Bussiness case” que apoye la viabilidad de la idea y un dimensionado estructural de un primer modelo a escala. Dicho vehículo será llamado AirWhale. 9 Concretamente en Europa Occidental, la situación de la competición en la segunda fase se reduce a: 1. Universidad de Sevilla: 1 equipo (Equipo AirWhale) 2. Universidad Carlos Tercero de Madrid: 1 equipo (España) 3. Ecole Nationale de l'Aviation civile – ENAC: 1 equipo (Francia) 4. Institut National des Sciences Appliquées de Lyon: 1 equipo (Francia) 5. Université Paris-Sud 11 – UPS: 1 equipo (Francia) 6. Delft University of Technology: 1 equipo (Países bajos) 7. University of London - Queen Mary: 1 equipo (Reino Unido) 8. University of Bristo: 1 equipo (Reino Unido) 9. RWTH Aachen University: 1 equipo (Alemania) Dichos datos fueron extraídos de la página de la competición [3]. 10 Capitulo 4: Desarrollo del Marco Teórico del AirWhale Este capítulo tiene como objeto presentar las tecnologías empleadas en la concepción del AirWhale, junto con los principales parámetros de diseño que se han considerado. Posteriormente, con dichos parámetros; tomando en cuenta los principios de la aerodinámica y aerostática se ha obtenido un sistema dinámico de ecuaciones. 4.1 Aeronaves y Drones de vuelo. En esta sección, se definirán las ideas básicas de las tecnologías base para el desarrollo del AirWhale, como lo son las Aeronaves y los Drones. Se presentan, además, las principales características que se pretende alcanzar con dicha fusión. 4.1.1 Aeronaves En este apartado, se describirá a grandes rasgos la tecnología de las aeronaves y las principales ventajas que se pretende extraer de estas, para su incorporación en el diseño del AirWhale. El AirWhale tendrá incorporado en su diseño la tecnología de los aerostatos. Un dirigible o aerostato es una maquina mucho más ligera que el aire; esta tecnología se basa en el principio de empuje de Arquímedes, ver sección 4.2. La definición formal según la RAE es: “Un aerostato o aeróstato es una aeronave provista de uno o más recipientes llenos de un gas más ligero (de menor densidad) que el aire, que puede elevarse o permanecer inmóvil en el mismo”. [4] A grandes rasgos, los dirigibles tiene una enorme ventaja energética respecto a los aviones; los dirigibles pueden no depender de combustible para su funcionamiento, a diferencia de los aviones; para los cuales, los modelos eléctricos o incluso híbridos no están totalmente desarrollados. Los dirigibles obtienen la sustentación para mantener el vuelo de la diferencia de densidades entre el gas de relleno y el aire. Sin embargo, los aerostatos cuentan con dos grandes desventajas: Los aerostatos tienen un innegable volumen, es decir, los aerostatos o dirigibles necesitan grandes cantidades de gas para poder mantener el vuelo; por lo que, para una misma carga de pago, el avión tendría muchísimo menos volumen que un dirigible. La segunda de las desventajas es su poca velocidad, los dirigibles se mueven a velocidades del orden de 115 km/h ó 120 km/h; por tanto, son claramente inferiores (en este sentido) a los aviones convencionales, que pueden alcanzar velocidades de 700 km/h. La ventaja que se extraen de este tipo de vehículos es su poca necesidad energética. Los aerostatos no necesitan mucha potencia para mantener el vuelo; incluso, pueden mantener el vuelo sin necesidad de motores. 11 4.1.2 Drones En este apartado, se describirá, a grandes rasgos, la tecnología de los drones y las principales ventajas que se pretende extraer de estas, para su incorporación en el diseño del AirWhale. Un dron es un vehículo aéreo no tripulado; dicho de otra forma, los drones son vehículos sin piloto humano a bordo. Se pueden clasificar en dos categorías según el tipo de control del mismo:  Aviones Autónomos  Dirigidos por control remoto Actualmente, los drones son muy populares entre la población en general por su pequeño tamaño y su fácil control. Los drones tienen la capacidad de volar a elevadas velocidades respecto a su peso, sin el uso de combustible, a través de una configuración eléctrica de potencia. Sin embargo, el uso de un sistema de alimentación eléctrico lleva consigo el uso de pesadas (y grandes) baterías, para dicha alimentación. El peso de dichas baterías constituye entre el 30% y el 50% del peso total del dron. A pesar de tener un peso de batería tan importante en el cómputo global, la mayoría de drones solo pueden volar alrededor de 20 min. El dron mas básico y del cual se extrajo la parte tecnológica para el concepto del AirWhale, es el Quadcopter. Un Quadcopter es un helicóptero simplificado que utiliza sus 4 rotores para las tareas de sustentación y elevación. El principio de los Quadcopter es el mismo que el de un helicóptero, con la ventaja que su configuración en cruz permite un control mayor que el de un helicóptero. Los Quadcopter utilizan dos conjuntos de hélices fijas idéntica, unas orientadas en el sentido de las agujas del reloj (CW) y dos en sentido anti-horario (CCW). El movimiento el vertical puro se realiza mediante el incremento de las RPM de cada uno de los motores por igual; sin embargo, para excitar el resto de los grados de libertad (3 giros y 2 movimientos) se genera una diferencia en las RPM de cada uno de los motores. La diferencia de RPM permite incrementar el ángulo de inclinación del Quadcopter y así, moverse en el plano de la misma forma que un helicóptero. En pocas palabras, el control de movimiento del vehículo se consigue mediante la alteración de la velocidad de rotación de uno o más discos de rotor; es decir, cambiando así sus características de carga de par y el empuje / elevación. Por lo anteriormente dicho, los drones tienen tres características que se utilizaran en el concepto del AirWhale:  Vuelo a alta velocidad  Gran precisión en el control por la configuración de varios rotores  Arquitectura de potencia y alimentación centrada en la energía eléctrica Ahora se exponen las características que tienen las tecnologías base que se desea integrar en nuestro diseño: 12  Largo tiempo de vuelo  Energía eléctrica como fuente de energía  Vuelo a alta/media velocidad  Configuración multirotor 4.1.3 Alas y la sustentación. En este apartado, se pretende describir de forma sencilla el principio de funcionamiento de las Alas y las ventajas en su incorporación al diseño del AirWhale. Se consideraran el uso de alas en el diseño como elemento sustentador. Las alas son un elemento típico de los aviones y son el principal generador de sustentación de los mismos. La sustentación es la fuerza generada sobre un cuerpo que se desplaza a través de un fluido, de dirección perpendicular a la de la velocidad del corriente incidente [5]. En aeronáutica, se denomina ala a “un cuerpo aerodinámico formado por una estructura muy fuerte estructuralmente, que es capaz de generar una diferencia de presiones entre su cara superior y su cara inferior al desplazarse por el aire lo que produce la fuerza ascendente de sustentación que mantiene al avión en vuelo”. [5] La incorporación de alas podría aliviar las necesidades de sustentación por parte de los rotores; en otras palabras, permitirá una disminución de su tamaño y por ende de las baterías que lo alimentan. Se concluye que: La incorporación de las alas conlleva a una compensación del peso (durante el vuelo), por lo que será importante su incorporación en nuestro diseño. 4.1.4 Vehículos Híbridos En este apartado se describirá, de forma general, los aerostatos híbridos o vehículos híbridos como son conocidos en la literatura [6]. Los vehículos híbridos son una nueva línea de trabajo de las aeronaves convencionales; la cual, constituye la línea de trabajo o investigación que intenta perseguir el AirWhale. Los vehículos híbridos se pueden definir como una combinación entre la tecnología “Lighther than Air (LTA)”; típica de las aeronaves, como ya se expuesto previamente, y de la tecnología “Heavier than Air (HTA)” como el caso \de los helicópteros. Dicho esto, es claro que se puede describir al AirWhale como un vehículo hibrido; sin embargo, se verá cómo no encaja en ninguna de las dos grandes categorías de vehículo hibrido. Los vehículos híbridos se pueden dividir en dos grandes grupos:  Vehículos de ala fija, como los aviones  Vehículos de ala rotativa, como los helicópteros El AirWhale sería una tendencia alternativa a estas dos, al combinar tanto ala fija, como rotativa. 13 4.1.4.1 Vehículos de ala rotativa Los rotores generan sustentación adicional, como en el caso de un helicóptero. Algunos ejemplos desarrollados en los periodos entre las guerra mundiales utilizan los rotores para control vertical solamente, con hélices accionadas adicionales para el vuelo hacia delante, como en el autogiro. Normalmente la sustentación aerostática es suficiente para soportar el peso de la propia nave, mientras que cuando se realiza una carga de los rotores proporcionan elevación adicional según sea necesario. [6] 4.1.4.2 Vehículos de ala fija Algunas aeronaves, así como se pretende en el AirWhale, ya han sido equipadas con alas de aviones con la intención de proporcionar sustentación dinámica adicional. Sin embargo, la elevación adicional de los aviones puede ser menos eficiente que el simple aumento del volumen de la aeronave (citación). A velocidades bajas del aire, de 60 mph (97 km / h) o menos, el aumento en la elevación obtenido por el uso de aviones en un dirigible requeriría un aumento desproporcionado de la potencia del motor y el consumo de combustible en comparación con el aumento del tamaño de las bolsas de gas. [Citación] Además, la unión de las superficies de vuelo a la envoltura del dirigible requeriría el fortalecimiento estructural significativo y acompañando el aumento de peso. [6]. 4.2 Principios de la aerostática de las aeronaves. Esta sección se divide en dos apartados; el primero pretende exponer los principios de la aerostática; en el segundo, se pretende aplicarlos al funcionamiento de las aeronaves. Se presentan, además, algunos parámetros de diseño que en base a os principios de la aerostática quedaron fijados en el proceso de modelado. 4.2.1 Principios de la aerostática. En este apartado se pretende describir los principios de la aerodinámica, definiendo conceptos como la presión atmosférica, densidad y el principio fundamental de la aerodinámica; es decir, el empuje o principio de Arquímedes. Primero se definirá, según la RAE, el concepto de aerostática como: “la ciencia que estudia el comportamiento de los gases que no están en movimiento” [4]. Esta definición se contrapone con la de aerodinámica, que estudia el comportamiento de los gases que si están en movimiento. 14 4.2.1.1 Presión atmosférica La presión atmosférica se puede entender como la fuerza por unidad de superficie (presión) que ejerce el aire de la atmosfera (atmosférica) sobre un cuerpo. La presión atmosférica varía de un punto a otro en el globo terráqueo [7], pues no es otra cosa que el peso de la columna de aire que está justo sobre el cuerpo; en pocas palabras, la presión atmosférica depende de:  Altura  Densidad del aire.  Temperatura Por lo que será un parámetro a considerar una vez conocido la altura de vuelo estimada del AirWhale. 4.2.1.2 Densidad. La densidad se puede definir, según la RAE, como “la cantidad de masa por unidad de volumen de un cuerpo, material, fluido gas, etc.” [4]. En el ámbito de este trabajo, los gases, la densidad no se mantiene constante para una temperatura dada; es decir, que su volumen varía constantemente. Table 4- 1 Densidades de algunos gases en condiciones normales 4.2.1.3 El principio de Arquímedes. Empuje “Un cuerpo total o parcialmente sumergido en un fluido en reposo, recibe un empuje de abajo hacia arriba igual al peso del volumen del fluido que desaloja” - Arquímedes. Esta fuerza descrita anteriormente es conocida como empuje y es el principio básico de los vehículos más ligeros que el aire (LTA). El empuje es el que permite la ascensión por el fluido hasta que el empuje se igual al peso. El principio de Arquímedes se puede enunciar como: Donde: V: Volumen del fluido desalojado. ρ: Densidad del fluido desalojado. g; Gravedad. Gas Densidad (kg/m³) Aire 1,205 Dióxido de Carbono (C02) 1,842 Etano (C2H6) 1,264 Helio (He) 0,1664 Hidrógeno (H2) 0,0893 Oxigeno (O2) 1,331 15 En el caso de las aeronaves, hay que tomar en cuenta el empuje, producto de la diferencia de densidades entre el aire exterior y la del gas interior, en el cálculo de las fuerzas. 4.2.2 La Aerostática de las aeronaves. En este apartado se aplicaran los principios de la aerostática al funcionamiento de las aeronaves; es decir, un vehículo más ligero que el aire (en su conjunto). Como es bien sabido, el principio de funcionamiento de las aeronaves recae en el principio de Arquímedes, al ser estas capaces de sustentarse por su propia cuenta. Posteriormente, se hará un barrido por las principales consideraciones de diseño de las aeronaves que servirán como premisas en el diseño del AirWhale y de su modelo a escala. 4.2.2.1 Gases de llenado, Efecto del tamaño de la partícula. En este punto se estudiaran los diferentes tipos de gases de llenado que se podrían utilizar con el AirWhale. Históricamente, los gases de llenado por excelencia han sido el helio y el hidrogeno. El tipo de gas empleado, debido al tamaño de partícula, determinara el tipo de material para los contenedores de gas (más información sobre los contenedores se puede consultar en el punto 4.2.2.2). Mientras más pequeña sea la partícula, más sencillo es que esta se escape del contenedor, sin embargo, partículas más grandes tienen un peso mayor y por lo tanto, proporcionaran menos empuje. 4.2.2.1.1 Hidrogeno El hidrogeno fue el gas que se uso en la segunda guerra mundial para el llenado de las aeronaves, sin embargo, es un elemento que reacciona con el oxigeno (combustible); y por lo tanto, fue descartado debido a los varios accidentes que implico dicha propiedad. El accidente más recordad es el LZ 129 Hindenburg, que fue destruido a causa de un incendio cuando aterrizaba en Nueva Jersey. El accidente ocasionó la muerte de 36 personas. 4.2.2.1.2 Helio El helio es un elemento que no reacción con el oxigeno (por ser un gas noble), y ha sido el remplazo del hidrogeno como elemento principal en las aeronaves. Dicho esto, se ha considerado este gas como gas de llenado de los contenedores del AirWhale. Sin embargo, debemos hacer constar que, el uso de helio tiene problemas de cara a la estanqueidad de los contenedores. El helio posee partículas pequeñas (incluso más pequeñas que las del hidrogeno) por lo que será necesario la consideración de un material estanco para los contenedores. Otros de los factores considerados para escoger helio como elemento de llenado ha sido la disponibilidad del mismo y a su bajo coste comparado con el del hidrogeno. 16 4.2.2.2 Materiales para los contenedores. El material para los contendedores exige una serie de propiedades importantes y diversas; por lo que, el material del cual está hecho tiene que cumplir, al menos, los siguientes objetivos:  Baja permeabilidad tanto del helio como del aire, para evitar tanto el escape del helio como la contaminación del mismo por aire proveniente del exterior.  Buenas propiedades ante la abrasión y cambios de temperatura.  Bajo peso. Los contendores son continuamente inflados y desinflados, además de soportar choques contra la estructura interna; es por eso que se les exige resistir flexión y abrasión continua sin disminuir la permeabilidad. Generalmente, para este tipo de configuraciones, se suele usar una mezcla de nylon (de bajo peso) recubierto de poliuretano por ambos lados. Para incrementar la rigidez del contenedor se suele además recubrir con poliéster. Además del peso de los contendores, la estanqueidad es un factor fundamental para las aeronaves, sobre todo para las que, como la nuestra, es el principal factor que les permite volar. La fuga de gas es el principal factor que disminuye el empuje del gas y a su vez el más peligroso. Debido a las condiciones de trabajo de de los contendores y al no estar a todas las cargas aerodinámicas se asumo que se no requiere de un material tan resistente como el material de recubrimiento. Para el modelo a escala, sin embargo, utilizaremos unos globos de PVC especiales para dirigibles de aeromodelismo, por motivos de precio y de disponibilidad. 4.2.2.3 Material para los recubrimientos. El recubrimiento exterior del AirWhale tiene que cumplir una serie de propiedades clave. El recubrimiento se ve expuesto a una serie de solicitaciones mecánicas mucho más importantes que las de los contenedores de helio, estas propiedades se pueden resumir en:  Alta resistencia. La resistencia determinara el tamaño máximo del recubrimiento.  Buenas propiedades específicas.  Baja permeabilidad. El escape del helio determinara la capacidad y el coste de operaciones.  Resistencia a la degradación atmosférica debido a la temperatura, humedad y luz ultravioleta. Estos factores van a determinar la vida del recubrimiento y sus requerimientos de mantenimiento.  Resistencia a la rotura. Actualmente no se usa solo un tipo de material para realizar el recubrimiento, sino materiales laminados. Los materiales laminados utilizan una serie de materiales con diferentes propiedades para obtener un material “compuesto” con la suma de todas esas propiedades. Las diferentes capas del recubrimiento determinaran que material se utiliza en cada capa. Las principales capas se pueden enumerar en: a) Capa de protección contra el medio ambiente. 17 b) Capa adherente. c) Capa de retención de Gas. d) Capa Adherente. e) Capa de resistencia a los esfuerzos. f) Capa adherente. Los materiales que se proponen para esta configuración son: a) Poliuretano como capa de protección contra el medio ambiente; debido sus propiedades de permeabilidad, su disponibilidad y una vida media de 5 años con muy poco mantenimiento. b) Hytrel como material de retención del gas; debido a sus excelentes propiedades contra la abrasión, sus buenas propiedades de permeabilidad, sus buenas propiedades de resistencia a los efectos del medio y a sus buenas propiedades especificas. c) Kevlar 49 como capa de resistencia a esfuerzos, debido a su bajo peso y excelentes propiedades especificas. El Kevlar 49 es una alternativa barata a otros materiales compuestos como la fibra de carbono y actualmente, es un material muy utilizado en las aeronaves. Para el modelo a escala se usaran telas especiales de aeromodelismo por motivos económicos y de disponibilidad, con la tranquilidad de que se realizaran vuelos a baja altura, poca velocidad y sin exposición al medio. 4.2.2.4 Tela solar En este apartado se expondrán las ventajas que podría suponer la incorporación de la tela solar en el diseño del AirWhale. La Tela solar es un tejido que genera energía eléctrica cuando se expone a la luz solar, a través de un circuito fotovoltaico integrado. Las telas solares a base de silicio son caras de fabricar, rígidas y frágiles. Las células fotovoltaicas de película delgada menos eficientes y basadas en polímeros orgánicos se pueden producir de forma rápida y barata. Estas también son flexibles y pueden ser cosidas sobre la tela [8]. Este tipo de incorporación podría alargar la vida de las baterías y ayudar a reducir el tamaño de las mismas. La configuración y la colocación no formara parte de este documento; sin embargo, se hará referencia a ellas en los cálculos de costes y otros parámetros afectados por su incorporación en el diseño, como lo será la forma del AirWhale. 4.2.2.5 Calculo del empuje de la aeronave. Estableciendo un análisis simplificado de las aeronaves, para que se cumpla la condición de vuelo estático: 18 Se concluye que, tras de analizar la formula anterior, el empuje estático no depende de la forma; por tanto, el volumen será uno de los parámetros que mas influirá en el empuje. Es crucial mantener un balance entre el empuje y el volumen; después de todo, un volumen muy grande podría hacer poco práctico el diseño. 4.2.2.6 Otros factores que influyen en el empuje. Por supuesto hay otros factores que influyen en el empuje; por ejemplo, según la ecuación mostrada en el punto 4.2.1.3, el empuje depende de la densidad. La densidad del helio será un factor clave en el cálculo del empuje, por tanto, será importante mencionar los parámetros que controlan su valor. La ecuación de los gases ideales, válida para el entorno en el que intentamos estudiar, se enuncia como: Es decir, se pueden establecer 3 valores que influirán en el valor de la densidad:  El tipo de gas, ver punto 4.2.2.1.  Presión atmosférica, ver apartado 4.2.1.1.  Temperatura. 4.3 Principio de la aerodinámica de las aeronaves. Obtención de un sistema dinámico. En esta sección, se van a analizar las principales fuerzas aerodinámicas para obtener un sistema dinámico de ecuaciones. Este sistema dinámico de ecuaciones ha sido utilizado por otros subproyectos para el control de la aeronave. Durante el vuelo recto y nivelado, existen 4 fuerzas que influyen en la dinámica de cualquier avión o aeronave:  Empuje  Drag  Peso 25 4.3.3.3 Sustentación de las alas. La sustentación producto del ala es la fuerza vertical y hacia arriba que experimenta un cuerpo fuselado al moverse a través de un medio fluido. Se puede modelar como: qo: es la presión dinámica. Cd: es el coeficiente de resistencia aerodinámica. Sa y Sh: es la superficie de referencia utilizada. k: vector unidad en dirección z (en cartesianas). Es importante mencionar que estas fuerzas de sustentación o lift están medidas en componente cartesiana y que deben de ser pasadas a coordenadas cilíndricas. Finalmente, se ha conseguido modelar una serie de fuerzas que aparecerán en el lado izquierdo de la ecuación (4-13) y que formaran parte del término de fuerzas aerodinámicas. El término de masa añadida se puede desagrupar y obtener una ecuación de movimiento simplificada. Se le recuerda al lector que la particularización de las ecuaciones se realizara en el capítulo 5. Una vez obtenido el sistema de ecuaciones dinámico, el siguiente paso sería coger el sistema de ecuaciones y generar con él un sistema de simulación a través de parámetros de entrada y de salida. Dicho estudio que luego permitirá el diseño de controles para el vuelo no ha sido considerado en este trabajo por formar parte del trabajo realizado por otro subgrupo del equipo AirWhale; dicho equipo tomo como punto de partida las ecuaciones derivadas de este documento para el desarrollo de su trabajo, es palpable la interacción entre los trabajos y el concepto de ingeniería colaborativa. 4.4 Particularización para el Airwhale. En esta sección, vamos a particularizar el sistema de ecuaciones antes obtenidas para el casi del Airwhale. Para entender esta sección se le aconseja al lector el estudio del capítulo 5; se coloca esta sección en esta posición en el documento para darle continuidad a la lectura. Habrá términos de los que no se pueda conocer valor en su totalidad, sin embargo, se usaran los valores estimados en el capítulo 5. 26 4.4.1 Matriz de masa. La matriz de masa no puede ser definida en tu totalidad, puesto que no se conoce la distribución de la masa no es posible el conocimiento de las inercias, pero si de la masa total, por tanto: 4.4.2 Fuerzas aerostáticas. Las fuerzas aerostáticas no pueden ser definidas en tu totalidad, puesto que no se conocen las dimensiones exactas del Airwhale. 4.4.3 Fuerzas aerodinámicas. Las fuerzas aerodinámicas no pueden ser definidas en tu totalidad, puesto que no se conocen las dimensiones exactas del Airwhale. Se pueden consultar la obtención de la mayoría de estos valores del trabajo realizado por Inmaculada Gómez [1]. 27 Capitulo 5: Diseño básico del AirWhale. Este capítulo tiene como objeto desarrollar el diseño básico del AirWhale. Se comenzara por la elección del volumen, elección de la forma, elección de materiales y estructura, determinación del peso de todos los componentes del AirWhale. Los elementos eléctricos solo serán mencionados por formar parte de las contribuciones de Juan Carlos Martin [11] al proyecto. 5.1 Carga de Pago. En esta sección se calculará la carga de pago del AirWhale. La carga de pago se define, según la RAE, como: “La cantidad de bienes, que se transportan con el objetivo básico de obtener beneficios económicos” [4]. En la industria aeronáutica es un factor crítico que determinara la cantidad máxima de beneficios que puede obtener el cliente por viaje. Para definir la carga de pago o útil (como parámetro de diseño) se deben de analizar las diferentes alternativas a nuestro vehículo; es decir, el autobús y el tren. Para distancias medias y cortas se ha considerado que 50 pasajeros con carga media de equipaje, un valor equiparable con un el de autobús e incluso con un avión pequeño para vuelos cortos. Para 50 pasajeros (con equipaje), siguiendo C S25 (Certification Specification for large Airplanes [12]), para determinar el factor de seguridad, se tiene: En total, 6750kg será la carga útil o de pago. Esta consideración de carga de pago solo considera la carga de pago directa, sin embargo, hay una carga de pago indirecta o asociada, entre los elementos que pueden conformar dicha carga de pago indirecta podemos mencionar:  Equipos de salvamento  Lavabos  Personal adicional  Elementos de marketing  Bebidas o alimentos.  Tipos de asiento y número de asiento. 28 El peso de dichos elementos no se calculara debido a que no formaría parte de un diseño básico. Algunos de estos elementos se pueden considerar dentro del peso de la Góndola. 5.2 Determinación del volumen del AirWhale. En esta sección se va a calcular el volumen total del AirWhale utilizando el concepto de empuje previamente detallado en la ecuación 4-4 y dada una carga de pago objetivo. Antes de comenzar este apartado se recordara lo mencionado en el punto 4.2.2.4. El empuje no depende de la forma, por lo que en este momento no será necesario el cálculo del empuje. Para el cálculo del empuje será necesario determinar las condiciones de operación del AirWhale, es decir, la altura de vuelo del AirWhale para utilizar el valor correcto de densidad. Este dato (Altura de vuelo) se considerara de ahora en adelante un parámetro de diseño. Considerando la aplicación del AirWhale, vuelo de media/corta distancia, y utilizando valores típicos para dirigibles con aplicaciones parecidas, se toma como altura de vuelo del AirWhale: Una vez conocida la altura de vuelo, es posible fijar los valores de densidad del aire y del helio. El helio no proporcionará empuje al AirWhale, sino también volumen y un diseño de excesivo tamaño será perjudicial para este; más concretamente, se convierte el diseño del mismo poco práctico. Esta situación termina de apoyar la incorporación de las tecnologías de los drones y de las alas para potenciar el diseño de las aeronaves. Dotando al AirWhale de rotores y alas, se compensa parte del peso y controlar el volumen del AirWhale. El proceso de cálculo del volumen del AirWhale, proceso iterativo, consistirá en fijar un volumen inicial según las soluciones comerciales de aerostatos de tamaño medio; posteriormente, calcular el peso de la estructura, sistema eléctrico, propulsión, rendimiento hasta encontrar un conjunto de ecuaciones valido. Se tomara como valor inicial para el proceso iterativo un valor de: Dicho valor es un valor de capacidad estándar para un aerostato de tamaño medio [13]. 5.3 Estimación del peso estructural del AirWhale Para realizar la estimación del peso estructural, primero se determinara el tipo de material que base para la construcción de la estructura interna. En esta sección primero se analizará los factores que serán clave en la determinación de dicho material. Posteriormente, 29 seleccionar dicho material, determinar la forma y la configuración estructural interna. Finalmente, se obtendrá el peso estimado estructural del AirWhale. 5.3.1 Materiales estructurales. Para este apartado, se desglosaran las propiedades estructurales en cuatro grandes grupos. Se podrían analizar más propiedades, pero no tiene un efecto tan importante en el diseño como las cuatro siguientes:  Peso.  Resistencia.  Corrosión.  Coste. 5.3.1.1 Peso El peso es un parámetro a considerar muy importante para el diseño del AirWhale; un peso muy elevado incrementaría el volumen del AirWhale de forma descontrolada y haría el diseño del AirWhale poco práctico. Si bien hay elementos que tienen mucha resistencia, como se verá más adelante, tienen un peso elevado, por lo que será importante escoger un material con propiedades intermedias, dándole mayor prioridad al peso e intentando compensar la resistencia mediante alguna configuración estructural. Se presenta ahora una tabla con la densidad de algunos materiales. Material Densidad (g/cm3) Acero 7.8 Oro 19.30 Aluminio 2.7 Agua 1 Kevlar 49 1.44 Fibra de Basalto 2.8 Fibra de Carbono (T300) 1.75 Table 5- 1 Densidades de algunos materiales posibles. 5.3.1.2 Resistencia La resistencia es un parámetro importante que deberá cumplirse no solo a temperatura media sino también a bajas temperaturas, con lo que los materiales con tensiones de transición dúctil - frágil muy altas quedaran descartados. Los materiales con bajo peso y baja resistencia también serán descartados. Lo importante son las propiedades específicas. Dicho lo anterior, de ahora en adelante, se limitara el estudio a 2 tipos de materiales, el primero de ellos es el Duraluminio y como segundo tipo los materiales compuestos como el Kevlar 49 y la fibra de carbono. El duraluminio es una aleación de aluminio con cobre, manganeso, magnesio y silicio. [14] Originalmente los aerostatos o dirigibles convencionales fueron fabricados de este tipo de material por sus excelentes propiedades, el duraluminio es una aleación de muy altas 30 características y resistencia tracción. Se emplea en la industria aeronáutica y de automoción.  Buena mecanización.  Poca resistencia a la abrasión.  Poca resistencia a la corrosión, sin embargo su resistencia se puede mejorar en gran medida por unión metalúrgica de una capa superficial de aluminio de alta pureza. Por el otro lado, la estructura atómica de la fibra de carbono es similar a la del grafito se pueden enumerar una serie de propiedades que caracterizan a la fibra de carbono:  Muy elevada resistencia mecánica, con un módulo de elasticidad elevado.  Baja densidad, en comparación con otros materiales como por ejemplo el acero.  Elevado precio de producción.  Resistencia a agentes externos. 5.3.1.3 Coste y fabricación En este punto se analizará el coste de cada uno de los materiales. Se recuerda que el uso de materiales compuestos puede ser muy beneficioso para el diseño del AirWhale; puesto que, podría reducir de forma importante el peso; pero, también podría encarecer de forma importante el AirWhale. Un análisis en profundidad de los costes de materia prima mostraría claramente la diferencia de inversión entre el duraluminio y la fibra de carbono. Además, en la fabricación es donde realmente hay una diferencia importante entre el trabajo con ambos materiales; debido a la facilidad de la mecanización, doblado y conformado del duraluminio respecto a las, innumerables, complicaciones del conformado de la fibra de carbono. Todo lo anterior, combinado con el costoso equipo que requiere su fabricación. Además de una diferencia de costes importantes entre las materias primas y los métodos de fabricación, se debe también mencionar que los materiales compuestos, a diferencia de los metales, exhiben un fuerte comportamiento anisótropo y una variación de las propiedades mecánicas en función del camino de fabricación seguido. La utilización del duraluminio, por otro lado, puede simplificar enormemente los procesos de fabricación y la fiabilidad de los productos obtenidos. Las estimaciones correspondientes a cada uno de los procesos de fabricación se pueden revisar en el capítulo 6 de este documento. Finalmente se optara por la utilización del duraluminio para mantener la realización el concepto del lado de la factibilidad y de la viabilidad. La incorporación de materiales compuestos se podría aprovechar en un futuro cuando se le puede sacar el máximo provecho a “la curva de aprendizaje”, de esta forma podríamos controlar la inversión en maquinaria y materia prima a un nivel optimo. 31 5.3.2 Duraluminio Ahora se presentara, en este apartado, las especificaciones técnicas del Duraluminio que se ha considerado acorde para realizar la estructura interna del AirWhale. El Duraluminio escogido es el duraluminio 7075. El Duraluminio 7075 es una aleación de aluminio dura, fuerte, ligera, reflectante e impermeable. Es un metal maleable, y encuentran en estado normal son suaves y dúctiles, pudiendo ser conformado fácilmente (rodado, doblados o forjados). Tiene una superficie delgada, que se compone de una capa de aluminio puro, que es resistente a la corrosión, y cubre el núcleo de este. Se utiliza en la construcción de aviones debido a su alta resistencia y bajo peso. [14] Chemical Composition Limits Weight% Al Si Fe Cu Mn Mg Cr Zn Ti Other Each Others Total 7075 min Rem - - 1.2 - 2.1 0.18 5.1 - - - 7075 max Rem 0.40 0.50 2.0 0.30 2.9 0.28 6.1 0.20 0.05 0.15 Table 5- 3 Composición del Duraluminio 7075. [14] El Duraluminio 7075 T651 tiene una resistencia a la tracción de al menos 67,000-78,000 psi (462 a 538 MPa) y resistencia a la fluencia de 54,000-67,000 psi (372 a 462 MPa). Tiene un alargamiento hasta la rotura entre 3-9 %. [14] El sufijo 51 de no tiene relación con algún tratamiento térmico, pero indica que el material ha sido liberado de tensiones por estiramiento controlado. El T651 se caracteriza por sus buenas propiedades de mecanizado y de forja. 5.3.3 Elección de la forma En este apartado se va a describir el proceso de determinación de la forma del AirWhale, este apartado se ha realizado de forma conjunta por el subgrupo de Aeromecánica y la elección ha sido desarrollada en función de parámetros aerodinámicos y factibilidad del diseño, muchas veces propiedades antagónicas. Este documento se va a limitar a mencionar la evolución de los diseños y a explicar algunos conceptos básicos sobre la practicidad y factibilidad del diseño. La evolución detallada de las propiedades aerodinámicas de cada uno de los perfiles puede ser revisado en las contribuciones de Inmaculada Gómez [1] y Juan Carlos Mancebo [2]. Characteristic Metric Nominal Density (68° F / 20°C) 2.80 Mg/m³ Melting Range 532°C - 635 °C Specific Heat (212 °F / 100°C 960 J/kg-°K Table 5- 2 Especificaciones técnicas del Duraluminio 7075 [14] 32 La elección de la forma del AirWhale tuvo además grandes repercusiones en la visión del proyecto; una forma clásica de elipsoide haría ver al proyecto como un dirigible más que como un hibrido; sin mencionar, que la forma de elipsoide penaliza de forma importante una de la dimensiones de volumen, a diferencia de la esfera que posee simetría radial pero que, a su vez, tiene un peor coeficiente de resistencia aerodinámica o Drag respecto a la forma lobular de un dirigidle. De cara a la practicidad del diseño, el diseño esférico podría ser inviable de cara a su aterrizaje y sujeción dentro de un aeropuerto o dentro de la infraestructura que se tenga pensada. El diseño lobular además facilita la incorporación de elementos como la cabina o un tren de aterrizaje sin complicar el diseño. Figure 5- 1 Primeros diseños, AirWhale en su forma Esférica Figure 5- 2 Primer sketch del AirWhale en su forma trilobular. 33 Los vehículos híbridos como el AirWhale, tienen que superar una serie de retos técnicos importantes para maximizar la eficiencia de su diseño; por ejemplo, la sustentación dinámica adicional aumenta la resistencia aerodinámica. Las corrientes actuales referentes a vehículos híbridos han optado por hacer el cuerpo más plano que las aeronaves convencionales, pero esto requiere más potencia propulsora al incrementar la cantidad de material de recubrimiento y, por lo tanto, el peso. Si se quisiesen detalles sobre cómo se ha dibujado la figura 5-3 en Solid Edge se puede consultar el trabajo realizado por Juan Carlos Mancebo [2]. Las corrientes más modernas sobre vehículos híbridos emplean múltiples lóbulos en su diseño, incrementar el área superficial puede crear problemas como el incremento del volumen de los gases debido a tener una mayor superficie con exposición al sol. Sin embargo, se ha escogido un híbrido multi-lobular debido a que el perfil multi-lobular incrementara de forma más eficiente la sustentación aerodinámica obtenible, teniendo en cuenta que se utilizara tela solar para parte del recubrimiento del AirWhale y que en este caso si interesa una superficie grande para maximizar la absorción de energía solar. Debemos mencionar que además la forma multi-lobular disminuye la cantidad de recubrimiento requerido por el AirWhale. Presentamos finalmente las dimensiones de AirWhale y la velocidad de crucero que hemos considerada adecuada para ser un convertir al AirWhale en un competidor importante en los desplazamientos cortos y medios. Length: 88.3m Width: 19.6m Height: 9.8m Figure 5- 3 AirWhale. 34 Wing area: 3000 m2 Wing Airfoil: S1223 Cruise flight speed: 125 km/h Los cálculos precisos de estos valores se pueden consultar en las contribuciones de Inmaculada Gómez [1] 5.3.4 Configuración de los rotores. En este apartado se va a describir y explicar la configuración de los rotores escogida. La configuración de los rotores escogida, como ya se menciono previamente en la sección 5.1, sigue la premisa del control de vuelo y maniobrabilidad obtenida por un Quadcopter. La configuración escogida consta, como se puede ver en la figura 5-3, de dos rotores situados en las alas para proporcionar despegue vertical y dos rotores traseros con el fin de proporcionar empuje en vuelo en crucero. También contamos con superficies de control. Ahora sea describirá el control de los tres movimientos base de las coordenadas de Euler., balanceo (roll), cabeceo (pitch) y guiñada (yaw). 5.3.4.1 Balanceo El movimiento de balanceo se puede ver claramente en la figura 5-4. Para el control del movimiento de balanceo se utilizaran los dos rotores verticales, la forma de generar un momento que sea capaz de cambiar el ángulo de balanceo en estático se hará mediante diferencia de velocidad de giro entre ambos rotores, así, cuando un rotor gire a más velocidad este producirá mucha más propulsión y por lo tanto, ante esta diferencia de fuerzas que rompe con la simetría, se producirá un par que controle el ángulo de balanceo. Figure 5- 4 Balanceo, cabeceo y guiñada del AirWhale. 41 Capitulo 6: Business Case En este capítulo se va a presentar el Business Case de nuestro AirWhale. El motivo del contenido de este capítulo del proyecto no fue otro que servir como apoyo en la búsqueda de inversores para nuestro proyecto AirWhale. En este capítulo, si bien, no se van a volver a mencionar ni la descripción del proyecto, ni el estado del Arte actual por estar dicha información previamente desarrollada en el capítulo 3, se va a presentar un pequeño esquema del análisis DAFO presentado en el capítulo 3 para luego proceder a la presentación del Canvas del AirWhale. Este capítulo se concluye con el desarrollo del cálculo de costes y la comparativa con las soluciones comerciales actuales. 6.1 Resumen del Análisis DAFO. En esta sección se va a resumir de forma esquemática el análisis DAFO presentado en el capítulo 3 de este documento. Una vez presentado el análisis dafo, y habiendo analizado todas nuestras fortalezas, debilidades, las posibles oportunidad y amenazas del proyecto en el mercado, en la visión del consumir, etc., se pasar a presentar el Business Model Canvas.  Environmental friendly.  Mas barato que un Avión o tren y más rápido que un autobús.  No necesita combustible F D A  Más lento que un Avión  Solo 15 kg de equipaje  Necesita baterías y helio.  Funciona mejor cuando hay sol.  Fuerte competencia  Incremento del precio del helio  Apoyo social y mediático  Subvenciones posibles  Green Image O 42 6.2 Análisis Business Model Canvas PARTNERS  Gobierno  Empresa privada ACTIVIDADES  Transporte de pasajeros y carga  Logística PROPOSICIONES DE VALOR  Environmentally friendly.  No afectado por el tráfico pesado  Más rápido que una autobús.  Mas barato que un pasaje de avión o de tren RELACIONES COMERCIALES  Pagina web  Call center Clientes  Pasajeros  Aerolíneas  Gobierno  Compañías de transporte de carga RECURSOS  Helio  Energía eléctrica. CANALES  Revistas de ingeniería  Ferias tecnológicas  Web page Costes  Diseño, desarrollo y construcción del AirWhale  Mantenimiento y costes de operación e infraestructura.  Logística REVENUE STREAMS  Venta del AirWhale  Billetes de los pasajeros  Transporte de carga por peso Figure 6- 1 Modelo Canvas 43 A partir del análisis DAFO y del análisis del modelo Canvas se extrae una conclusión muy importante, el AirWhale debe de tener un coste de operación menor a las que tiene un tren o un Avión. Esta diferencia de coste de operación debe de ser capaz de compensarse con el posible incremento de costes que puede suponer la adquisición de un AirWhale con respecto a un avión o un tren convencional. Se verá en la siguiente sección un a análisis de los posibles costes de operación que puede acarrear el AirWhale y también un análisis de los posibles costes de fabricación y desarrollo del AirWhale. 6.3 Análisis de costes. En esta sección, se va a desarrollar el cálculo de costes procedente al diseño, fabricación y operación del AirWhale. Según la RAE, se puede definir coste como “Gasto realizado para la obtención o adquisición de una cosa o de un servicio” o bien como “Conjunto de gastos para la producción de bienes y servicios” [4]. En ingeniería Aeronáutica, se han desarrollado diferentes modelos para la estimación de costes de aviones, pero muy pocos para el cálculo de zeppelines. Debido a la similitud que puede tener el AirWhale con un avión, a la vez que con un teledirigidle, es posible realizar una mezcla entre modelos de cálculo aplicando factores correctivos y modificando la influencia de diferentes factores para justarse al AirWhale para poder obtener un modelo de cálculo de costes más o menos aproximado. Para los cálculos de costes, en este documento, se va a utilizar una serie de relaciones para estimación de costes o REC. En la literatura inglesa se pueden encontrar como CER y, no solo están presentes en la industria aeronáutica sino también en la industria de la fabricación en general; por ejemplo, los autores como Kalpakjian [17] o Groover [18] han presentado modelos REC para estimar los costes de fabricación de piezas mecanizadas, dobladas, extrudías, etc. Un buen conjunto de RCE para el diseño conceptual de aeronaves se basa en " DAPCA IV" [16]. Estas estimaciones de relaciones de costes (CER) han sido desarrolladas por la Rand Corporation y se publican bajo el nombre de “DAPCA IV (Development and Procurement Costs of Aircraft)”. El modelo DAPCA estima los diferentes costes para todos los departamentos involucrados en el proceso, incluidos los grupos de ingeniería para el desarrollo, herramientas y diferentes útiles, fabricación y control de calidad. Gastos de apoyo para el desarrollo, de pruebas de vuelo y materiales de fabricación también se estiman directamente por el DAPCA. El costo del motor, en este caso será eléctrico, se obtendrá del mercado, el coste de aviónica será suministrado de la misma manera al modelo. El modelo DAPCA también proporciona las horas de fabricación que debería de emplearse en una industria con curva de aprendizaje 80%, por lo que también será necesario ajustar dicho valor a un 20%. El factor de la curva de aprendizaje fijado en altos valores significa que para cada duplicación de la cantidad de producción, el costo por aeronave desciende más o menos 20%. El DAPCA asume una vida de producto de diez años, que también es un estándar de la industria si no hay cambios significativos en el producto. Otra cuestión que será necesario 44 abordar para desarrollar un modelo significativo es el "fudge factor". Raymer [19] da los siguientes factores como directrices: Material Fudge Factor Aluminio 1 fibra de vidrio 1.2 titanio 2 grafito-epoxi 1.8 acero 2 Table 6- 1 Fudge Factors modelo DAPCA simplificado [19] Estos factores se basan en las diferencias de fabricación de una serie de materiales, se puede ver como el caso del aluminio es el material más sencillo y barato para fabricar mientras que otros materiales más complejos. Se puede ver como los materiales compuestos tienen factores mucho más elevados que implicaría un aumento en la complejidad y en el coste de fabricación, desarrollo, diseño. Se ha aplicado la DAPCA a varios proyectos de aviones con costos conocidos y ha determinado de forma independiente la validez de la afirmación Rand Corporaciones que el DAPCA, junto con los factores apropiados, tiene una precisión de +/- 5% de los costes reales [19]. El DAPCA, sin embargo, es un CER promediado. Hay un número significativo de aeronaves que deben producirse para llegar al número de serie que en realidad es vendido a un precio por encima del coste de fabricación. Se afirma que el DAPCA no es el mejor de los CERs para cualquier clase de aeronave, pero parece proporcionar resultados razonables para la mayoría de las clases de aviones [19]. Para ser capaces de aplicar esta metodología para los costes de fabricación AirWhale se ajustará el modelo DAPCA IV usando las recomendaciones de otros autores, eliminando costos que no se aplica al caso del AirWhale y dando más importancia a los demás (características eléctricas) . Vamos a dividir el costo en tres grupos principales:  Costes no recurrentes.  Costes recurrentes  Costes de diseño y desarrollo. 6.3.1 Costes de diseño y desarrollo. En este apartado, se va a explicar los costes de investigación y desarrollo que puede suponer llevar a cabo la implantación del AirWhale. Se definirá “investigación” como todo aquel estudio con la finalidad de obtener nuevos conocimientos científicos o tecnológicos y “desarrollo” a la preparación de dicha investigación a través de una planificación de métodos, productos y procesos previo al comienzo de la producción o uso comercial. En los costes de desarrollo e investigación se considerarán los siguientes costes: 45  Coste de horas de ingeniería.  Coste de pruebas de vuelo  Coste de soporte al desarrollo 6.3.1.1 Coste de horas de ingeniería El coste de horas de ingeniería en el modelo DAPCA IV incluye el diseño de la estructura y el análisis de la misma, las pruebas de ingeniería, configuración del sistema de control y toda la ingeniería de sistemas. Si bien la mayoría del coste de las horas de ingeniería se lleva a cabo en las horas de diseño y desarrollo también hay una pequeña parte que se lleva a cabo durante la etapa de producción. El coste de ingeniería incluye el coste de la integración de los sistemas de propulsión y aviónica a la estructura base. Previo a la estimación de costes de ingeniería se debe de considerar el volumen de producción para los próximos 5 años. Debido a ser una nueva tecnología, que si bien puede tener un inicio suave en la incorporación al mercado, puede incrementar su producción rápidamente debido al apoyo de los gobiernos; por tanto, se ha considerado una producción de 75 AirWhale los primeros 5 años para todo el mundo. Aplicando una REC para el cálculo de las horas de ingeniería: Se recuerda que este número debe ser dividido entre el numero de AirWhale que se quieren producir los primeros 5 años, es decir, Q. 6.3.1.2 Coste de pruebas de Vuelo El coste de pruebas de vuelo es una de las dos fases del RDT&E. En el modelo DAPCA, estos costes cubren todos los costes incurridos en demostrar la validez del vehículo para circular por el espacio aéreo bajo licencia civil. Estos costes, así como los costes de ingeniería, deben ser amortizados o divididos en un número de AirWhale, ese número de amortización será 40. 46 Los costes por pruebas de vuelo incluyen la instrumentación, operaciones de vuelo, análisis de datos, ingeniería y fabricación de soporte a la prueba de vuelo. Considerando: 6.3.1.3 Coste del soporte al diseño Los costes de soporte al diseño incluye la fabricación de prototipos, de sistemas iron-bird, pruebas estructurales y muchas otras actividades que encajan durante la RDT&E. Estos costes, así como los costes de ingeniería, deben ser amortizados o divididos en un número de AirWhale, ese número de amortización será 40. 6.3.2 Costes no recurrentes. En este apartado, se van a describir los costes no recurrentes. Los costes no recurrentes son todos aquellos que no son repetitivos, aunque la erogación total pueda ser acumulativa en un periodo relativamente corto [20]. Típicamente, los costes no recurrentes implican desarrollar o establecer una aptitud o capacidad para operar. En el modelo DAPCA, estos costes se separan en categorías:  Costes de Utillaje.  Costes de Maquinaria de fabricación.  Costes de Control de la Calidad. 6.3.2.1 Costes de Utillaje Los costes de utillaje son un tipo de costes no recurrentes. Utillaje es un conjunto de instrumentos y herramientas que optimizan la realización de las operaciones de proceso de fabricación, mediante el posicionamiento y sujeción de una pieza o conjunto de piezas a un sistema de referencia, para poder ejecutar operaciones de diversa índole [21]. En el modelo DAPCA, los costes de utillaje incluyen las horas de diseño de las herramientas, moldes y matrices, el programado de las maquinas de control numérico y el desarrollo y producción de los calibres. 47 Estos costes deben ser dividido entre el numero de AirWhale que se quiera producir los primeros 5 años, es decir, Q. 6.3.2.2 Costes de Maquinaria de fabricación Los costes de maquinaria de fabricación, en el modelo DAPCA, se pueden entender como la compra de toda la materia prima, hardware y los equipamientos necesarios para el proceso de fabricación. Este coste incluye no solo los materiales como el aluminio, acero o materiales compuestos; sino que además, incluye todos los sistemas hidráulicos, eléctricos y neumáticos, herramientas de control ambiental, aviónica, y piezas estándar. Estos costes, así como los costes de ingeniería, deben ser amortizados o divididos en un número de AirWhale, ese número de amortización será 40. Debido a que utilizaremos duraluminio como material base para la producción del AirWhale, el coste de maquinaria de fabricación obtenido representa, directamente, el coste que se pretende obtener. Esta situación se repetirá para los costes de ingeniería, utillaje, control de calidad, etc. Los “fudge factors” que serán determinantes entre la diferencia de costes entre utilizar Duraluminio u otro material son: Material Fudge Factor Aluminio 1.0 Grafito + Epoxi 1.1-1.8 Fibra de Vidrio 1.1-1.2 Acero 1.5-2.0 Titanio 1.1-1.8 Table 6- 2 Fudge Factors modelo DAPCA completo Para establecer el corrector fudge factor se suele seguir un método de cálculo basado en la experiencia y en el uso de REC. Dicho modelo de cálculo no formara parte de este proyecto. 48 6.3.2.3 Costes de control de la calidad. Se entiende como control de la calidad a todos los mecanismos, acciones, herramientas realizadas para detectar la presencia de errores. Es una serie de acciones que permiten conocer si las especificaciones técnicas ingenieriles se cumple, o no, en un producto y poder tomar acciones al respecto. En el modelo DAPCA, los costes de control de calidad incluyen inspecciones en la entrega, inspección de producción e inspección final. El control de calidad revisa herramientas, útiles, sub-ensamblajes del vehículo y el vehículo entero. 6.3.3 Costes recurrentes. En este apartado, se presente describir los costes recurrentes. Los costos recurrentes son aquellos que son repetitivos y que se producen cada vez que se produce un producto o servicio. El modelo DAPCA propone como costes recurrentes todos aquellos costes derivados de la fabricación como:  Coste del motor.  Aviónica y sistema de alimentación.  Coste de fabricación 6.3.3.1 Coste del Motor El coste del motor no seguirá el modelo de cálculo del DAPCA por estar basado en un motor de gasolina; sin embargo, se ha encontrado soluciones comerciales para dicho motor que cumplen con la potencia requerida. El coste del motor se incluirá en el coste de aviónica para obtener un único coste global que incluye todo el sistema de alimentación, elementos electrónicos y de control. 6.3.3.2 Coste de aviónica y sistema de alimentación. El modelo DAPCA entiende por aviónica a los sistemas electrónicos usados, tanto sistemas de comunicación y navegación como sus indicadores y elementos de manejo. A continuación se presentarán todos los elementos que componen el sistema de aviónica y todos los elementos del sistema de alimentación, con sus respectivos costes. Dichos costes han sido obtenidos de las soluciones comerciales. 49 Componentes Precio ($) Motores 2.645.000 Baterías 750.000 Aviónica and Confort 1.000.000 Tela solar 1.000.000 Total 5.395.000 Table 6- 3 Coste del sistema de alimentación. 6.3.3.3 Coste de fabricación Según el modelo DAPCA, los costes de fabricación incluyen justamente los costes directos de fabricación de la aeronave, lo cual incluye el conformado de las partes, mecanizado, tensado, ensamblaje y sub-ensamblajes, ruteado y la instalación de sistemas eléctricos, electrónicos, hidráulicos, neumáticos, la instalación de elementos que han sido comprados como los motores, aviónica, subsistemas, etc. Estos costes deben ser dividido entre el numero de AirWhale que se quiera producir los primeros 5 años, es decir, Q. 6.3.4 Costes de hora de ingeniería, fabricación, utillaje y control de calidad. En este apartado, se estimará el coste del trabajo realizado por los trabajadores en cada una de las áreas antes descritas. Para hacer dicho cálculo, el modelo DAPA IV propone una serie de valores también denominados “Wrap Rates” e incluyen los salarios directos pagados a los empleados junto con todos los beneficios, sobresueldos y costes administrativos. Horas Costes Ingeniería (RE) $115 Utillaje (RT) $118 Control de la calidad (RQ) $108 Fabricación (RM) $98 Table 6- 4 Coste horario (referido a 2012) 50 6.3.5 Costes totales En este apartado, se van a presentar los costes finales del proceso de estimación de costes utilizando el modelo DAPCA. Finalmente, se hará un resumen de los costes previamente expuestos empleando graficas para hacer más visual este capítulo. El modelo DAPCA solo proporciona una estimación de los costes; si bien, la mayoría de veces se le aplica solo un factor correctivo de 0.9 para aviones comerciales. Para aviones pequeños puede proporciona resultados muy por encima del coste real de fabricación. En el caso del AirWhale, se estima que dicho modelo de cálculo se ajustara bien al modelo de cálculo debido a su similitud con un avión convencional comercial. Se decide; sin embargo, aplicar factores de corrección para incrementar el coste de las horas de diseño, fabricación utillaje e ingeniería. Posteriormente se comparara dicho valor con un avión que soporte la misma carga de pago que el AirWhale. 6.3.5.1 Costes relacionados a la trabajo de fabricación. En estos costes, se va a considerar todos aquellos costes relacionados con el proceso de fabricación como: Figure 6- 2 Grafica comparativa de costes directos 57 El siguiente paso será comparar el coste de fabricación y ver si este ahorro compensa el coste de fabricación. 6.4.2.2 Conste de fabricación. Comparando el coste de fabricación de un avión real (en este caso de nuevo CN-235) con el AirWhale, se utilizará el precio de venta de la CN-235 (28 millones de euros) y estimar cuánto de ese precio se debe a la fabricación. Para hacer este análisis, los autores como Jan Roskam [16] proponen un incremento del precio de fabricación para obtener el precio de venta; dicho rango varía entre el 1.1 y el 1.5 en función del tipo de avión. Bajo el supuesto de que el 70% del precio de venta se debe a la fabricación: . Figure 6- 7 El coste de energía para CN-235 y el AirWhale. Figure 6- 8 El coste de fabricación para CN-235 y el AirWhale. 58 Como se puede visualizar en la figura 6-6, el AirWhale proporcionará un claro ahorro que repercutirá en unos mayores márgenes de beneficios de los fabricantes. El AirWhale será 17% más barato de fabricar que un CN-235. El coste de funcionamiento de las líneas aéreas se presento en el apartado 6.3.6. 6.4.2.3 Eficiencia de carga de pago. No se puede negar que para la misma carga útil, el AirWhale tiene más volumen que el CN-235; de todos modos, también hay que decir que la relación entre la carga útil / carga muerta y la relación entre la carga útil / (carga - peso muerto por helio) son más generosas para el AirWhale. Estos parámetros pueden indicar la eficiencia de carga, para la AirWhale, estos parámetros son: El cliente también experimentará algunos de estos beneficios. El cliente podría pagar menos por el transporte, podría llegar a los lugares más rápido que los trenes y además, no contaminará el medio ambiente. Es decir, el Airwhale sigue una filosofía de diseño de futuro sostenible. Se concluye este capítulo 6 de Business Case, y en general el proceso de diseño del AirWhale, exponiendo una serie de resultados que van a servir de apoyo en capítulos posteriores a este y que facilitaran la localización de la información.  El tamaño del AirWhale será 10.000 m3  El AirWhale tendrá 6.750 kg de carga útil y como 21.045 kg como carga muerta.  El AirWhale será capaz de moverse a 125 km/h más rápido que un tren, pero más lento que un A / C.  El coste de fabricación de un AirWhale será: 16724070 €  La cantidad total de energía necesaria para volar es: 150 MW cada 5000 kilómetros  El AirWhale podría aterrizar en el aeropuerto o en la ciudad (con la infraestructura adecuada). 59 Capitulo 7: Modelo del AirWhale. Este capítulo será dedicado al desarrollo del modelo a escala del AirWhale, primero se definirá su alcance para posteriormente profundizar en el proceso de diseño. Se establecerán los requerimientos de diseño, estimando el peso de los elementos ajenos a la estructura, el volumen de helio contenido, la configuración estructural para posteriormente implementar el sistema en ANSYS 7.1 Alcance del prototipo. En esta sección, se definirá el alcance del prototipo que se pretende desarrollar en este trabajo. Las fases de prototipado previamente mencionadas en el Capitulo 3, son: Fase 1: Especificaciones del proyecto en su conjunto Fase 2: Especificaciones y diseño CAD/CAM de prototipo indoor Fase 3: Construcción y validación del prototipo indoor Fase 4: Especificaciones y rediseño para prototipo outdoor en entornos estructurados Fase 5: Construcción y validación del prototipo outdoor Fase 6: Especificaciones y rediseño para prototipo outdoor en entornos no estructurados Fase 7: Construcción y validación del prototipo outdoor Fase 8: Especificaciones y rediseño para prototipo de transporte de carga/1 persona Fase 9: Construcción y validación del prototipo de transporte Fase 10: Especificaciones y rediseño para prototipo de transporte de carga y personas Fase 11: Construcción y validación del prototipo de transporte El alcance de este prototipo se definirá hasta la fase 3, es decir, será un prototipo para vuelo en interiores; en pocas palabras, el prototipo no estará expuesto a ráfagas de viento fuertes debido al efecto de la intemperie, ni a otros elementos provenientes de este como lo es la lluvia. Se deben determinar o fijar unas especificaciones técnicas objetivo, previo al desarrollo del prototipo que permitan la determinación de otros parámetros, requerimientos y demás. Dicho esto, damos paso a la mención de dichas especificaciones técnicas. 7.1.1 Especificaciones técnicas del prototipo. En este apartado, se detallarán todas las especificaciones técnicas del prototipo relacionadas con la estructura. 1) Velocidad de crucero del prototipo debe ser 5 m/s y la máxima 7 m/s. 2) El prototipo deberá soportar el vuelo en estático durante por lo menos 2 horas. 3) El prototipo deberá de mantener su forma sin mayores deformaciones. 4) La carga de pago del prototipo será (después de considerar toda la electrónica como parte del peso muerto) una cámara pequeña para grabación de imágenes. 60 5) El prototipo dispondrá de la misma configuración de rotores que el AirWhale. 6) La forma del prototipo será también trilobular. Una vez han sido definidas las especiaciones técnicas objetivo, se puede comenzar con el proceso de diseño. En función de estas especificaciones técnicas se fijan algunos parámetros de diseño como la forma y la disposición de rotores, como más significativos. 7.2 Estimación del peso de los componentes ajenos a la estructura. En esta sección se va hablar de los elementos ajenos a la estructura y a las alas, es decir, todos aquellos sistemas de control electrónico y baterías que será necesario ubicar en el AirWhale para que este funcione correctamente. La cantidad de recubrimiento y el peso de los globos o el helio aun no se puede determinar al no conocer el volumen ocupado por el modelo a escala del AirWhale. Parte Pesos Ardupilot 2.6 225 gramos Electrónica 150 gramos Baterías 500 gramos Convertidores 60 gramos Rotores 160 gramos Peso total sin estructura 1125 gramos Peso compensado por las hélices -125 gramos Table 7- 1 Tabla de pesos Estos pesos fueron los primeros pesos considerados en el diseño, posteriormente hubo un refinamiento de los pesos en función de cuanto iba avanzando el proyecto AirWhale. Algunos de los cambios más significativos que tuvimos fueron el incremento del número de baterías y por tanto del peso que estas ocupan en el diseño; también el incremento de la potencia proporcionada a cada motor que termina en una reducción de los requerimientos de peso de la estructura (incrementa el límite de peso máximo). Se recuerda que las alas también pueden producir una componente de sustentación que favorecerá a reducir la potencia proporcionada a los rotores. Finalmente se ha considerado la siguiente tabla de pesos. Estos pesos han sido los definitivos tras un proceso iterativo hasta poder encontrar un balance de potencia favorable para nuestro diseño 61 Parte Pesos Ardupilot 2.6 200 gramos Electrónica 80 gramos Baterías 1200 gramos Convertidores 60 gramos Rotores 180 gramos Peso total sin estructura 1720 gramos Peso máximo compensado por las hélices - 1600 gramos Table 7- 2 Tabla de pesos. Pesos finales. A partir de estos valores se define un volumen de helio para compensar el peso tanto de la estructura como de los elementos ajenos a esta. El límite de peso inicial que nos planteamos fue de 1300 gramos para la estructura. 7.3 Estimación del volumen. Balance de potencia. En esta sección, se describirá el proceso iterativo seguido en la estimación y determinación del volumen del AirWhale. El método seguido en dicho proceso se basa en la determinación de un balance de potencia para despegue y aterrizaje (donde no exista sustentación de las alas, es decir, el caso más desfavorable energéticamente hablando) positivo. Como solo se realizara un prototipo para vuelo en espacios cerrados (donde hay control de temperatura), se asume que estaremos siempre a condiciones ambiente; en todo caso, de cara a los nuevos modelos de prototipo para ambientes estructurados y no estructurados en el exterior: Inicialmente, se considero un volumen de 1.5 metros cúbicos; sin embargo, posteriormente, se cambio este volumen por 2 metros cúbicos para poder incrementar la autonomía de vuelo. Para este caso, el balance de potencia seguiría tal que: Un balance muy positivo puede indicar que los motores no están trabajando a máxima potencia sino que están a un régimen menor que favorece la conservación de la batería y 62 por lo tanto, el tiempo de vuelo. Por el otro lado, un balance demasiado positivo podría indicar un mal dimensionado o un volumen demasiado alto que repercute en un diseño poco práctico. 7.4 Determinación de los materiales para el prototipo. En esta sección, se van a describir los materiales del prototipo. Se mencionará y se justificará la elección de material para la estructura, también se detallarán las especificaciones técnicas de dichos materiales. Se describirán también las soluciones comerciales encontradas para el recubrimiento y los contenedores de helio. 7.4.1 Materiales Estructurales. En este apartado se van a detallar, describir y justificar los materiales que se van a utilizar en la estructura del prototipo. Para la estructura el peso objetivo será de 1300 gramos y, los dos factores más importantes en la elección del material para vuelo en interiores serán el peso y la resistencia. El coste y sencillez de fabricación también tomaran un valor importante en el momento de la elección de los materiales. Durante esta fase de diseño se consideraron los siguientes materiales.  Acero  Duraluminio  Fibra de Vidrio  Madera de Balsa (típica del aeromodelismo) 7.4.1.1 Peso Para hacer este punto más visual, se va a determinar la cantidad de material que se tendría disponible con 1300 gramos: Figure 7- 1 Densidades de materiales propuestos 7.8 2.7 1.2 0.1 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Acero Aluminio Fibra de Vidrio Madera 63 Figure 7- 2 Tabla de volúmenes disponibles. Se puede ver como claramente el acero y el aluminio a pesar de cumplir con creces todos los requerimientos de resistencia pesan demasiado como para poder generar una estructura lo suficientemente rígida para rodear a 2 metros cúbicos. La fibra de vidrio y la madera de balsa a pesar de ser menos resistentes que los primeros dos materiales considerados (pero poder seguir cumpliendo los requerimientos mecánicos) pesan muchísimo menos y hacen que sea viable un diseño con estos dos materiales. 7.4.1.2 Coste y facilidad de fabricación. Ambos materiales son materiales anisótropos; por lo tanto, la orientación de los elementos jugara un papel importante en la fabricación. Sin embargo, de cara al coste de los elementos claramente hay una diferencia enorme; la madera de balsa es un material que se puede encontrar en la naturaleza y de gran disponibilidad respecto a la fibra de vidrio que requiere un método de fabricación específico; además, los métodos de fabricación empleados pueden variar las propiedades mecánicas enormemente. Tras una consideración económica, lo anteriormente expuesto, lo mencionado en el Capítulo 4 sobre materiales estructurales y para hacer la construcción de un prototipo viable sin necesidad de grandes cantidades de capital, se escoge la madera de balsa como elemento estructural. 7.4.2 Madera de balsa. Se denomina madera de balsa a la madera del balso (Ochroma pyramidale). La madera de balsa es la madera más ligera que se conoce, con una densidad de 0.10 a 0.15 gramos por centímetro cúbico [25]. La madera de balsa es un clásico de las aplicaciones relacionadas 166 481 963 10000 0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 Acero Aluminio Fibra de carbono Madera de Balsa Cantidad de Material cm3 64 con el aeromodelismo, así, será una muy buena opción para la realización del modelo a escala. 7.4.2.1Madera de Balsa como material Ortótropo Un material ortótropo, por definición, tiene dos o tres ejes ortogonales entre sí, de doble simetría rotacional, de forma que sus propiedades mecánicas son, en general, diferentes en las direcciones de cada uno de esos ejes [26]. La propiedad de ortotropía es un caso particular de la anisotropía donde el material no conserva sus propiedades en ninguna de las direcciones y, es contrapuesta con la isotropía que implica que las propiedades no varían con la dirección. Un material ortótropo, que se puede encontrar en la naturaleza, con tres ejes mutuamente perpendiculares es la madera. En la madera, las propiedades dependerán de la orientación de las fibras, siendo el material más resistente y rígido en dirección de estas. Dicha condición de ortotropía tiene implicaciones importantes para el desarrollo de la estructura del modelo; más específicamente, de cara a la orientación de los elementos para que la madera este sometida a los esfuerzos más importantes siempre en orientación de la fibra. Figure 7- 3 Madera de balsa [26] 65 Se define por tanto, un sistema de ejes coordenados que servirá para medir las propiedades de la madera de balsa, dicho sistema puede consultarse en la figura 7-4. 7.4.2.2 Propiedades mecánicas de la madera de balsa. Las propiedades mecánicas de la madera de balsa, como ya se menciono en el punto anterior, dependerá de la orientación de la fibra. Ha sido muy difícil encontrar números concisos y definitivos de la resistencia de la madera de balsa, a diferencia del caso de los metales donde todos conocen un valor estándar de resistencia y de límite de fluencia. Figure 7- 5 Relaciones elásticas de algunas maderas. [26] Figure 7- 4 Direcciones principales de la madera [26] 66 Figure 7- 6 Coeficiente de Poisson de algunas maderas. [26] Sera importante mencionar que los valores antes mencionados han sido calculados para un valor de 12% de humedad. Una vez obtenidas las relaciones anteriores solo se necesitara un valor de modulo elástico para poder definir completamente la madera. Una vez obtenido este valor habrá que estudiar si se debe aplicar algún factor de seguridad debido a la humedad. Figure 7- 7 Modulo de Young de algunas maderas. [26] Figure 7- 8 Factor de seguridad debido a la humedad de algunas maderas. [26] 73 7.5.2.1 La importancia de la división de los elementos. Este punto puede ser uno de las más importantes de cara al diseño del prototipo, la división de elementos ha sido el arreglo estructural más importante y que aportara mayor resistencia al diseño final. La división de las cuadernas y de los larguerillos no sigue solo requerimientos dimensionales al ser elementos muy grandes que no pueden salir directamente de un solo chapón de madera sino, que tiene su fundamento en el carácter anisótropo de la madera. La madera, como ya se explico previamente en la sección 7.4.2.2, tiene un carácter ortótropo, según la teoría de los materiales son estos elementos los que poseen 3 ejes sobre los cuales varían sus propiedades, por lo que cabe pensar que si el estado de carga favorecerá en mayor o menor medida a una de estas direcciones. Las cargas no forman parte de esta sección, pero se le adelanta al lector que existirán fuerzas puntuales horizontales y verticales que van a modelar los motores y unas cargas aerodinámicas que serán perpendiculares a la superficie de los elementos. Ante dicha carga, es que se ha visto necesario la división de elementos en muchas partes, en cada una de estas variando la orientación de corte (la orientación de la madera) de tal forma a que se ajuste de forma aproximada a la dirección de la carga y, maximizar la resistencia de la estructura. Se ha considerado que las cuadernas se separaran en 6 elementos distintos y los larguerillos en 3. El lector podría pensar que se han separado los elementos en muy pocas Figure 7- 11 Configuración de la cuaderna mayor del Prototipo 74 partes, al fin y al cabo, la mayoría de los elementos describen perfiles circulares y para un modelado perfecto habría que separar la pieza en infinitas partes. Por esto, se recuerda que entre más partes de división, si bien incrementa la precisión del modelo, también incrementa la complicación de la fabricación; después de todo, habrá más partes que unir. Se le recuerda al lector que esto ha sido producto de un proceso iterativo y que el numero de partes de división ha sido un parámetro a considerar, el numero de partes que aquí se presenta ha sido optimizado hasta obtener un modelo estructural fácil de fabricar y con mucha resistencia. 7.5.2.2 La unión de los elementos La unión de los elementos es un factor clave para la fabricación de cualquier sistema mecánico, esta unión no solo determina la fiabilidad del modelo sino que será la base para el modelado de la mayoría de condiciones de contorno de los sólidos por lo cual, determinar el método de unión debe ser un paso previo a cualquier modelado geométrico. El método de unión empleado en la fabricación del prototipo además debe de ser un método que no implique un incremento considerable de peso en el diseño, que debido a su elevado número de partes (como se verá más adelante en el documento) hace imposible la utilización de tornillos. El método de unión se utilizara es un clásico en el mundo del aeromodelismo, es decir, Cianocrilato. El Cianocrilato se utiliza para designar un conjunto de sustancias usadas como adhesivos de fraguado rápido, es decir el Cianocrilato fija de forma casi inmediata y fuerte ambos componentes a unir. El modelado de la unión como una unión rígida entre dos sólidos determinara los contactos que usaremos para unir las partes de las cuadernas, larguerillos y demás elementos. Figure 7- 12 Cianocrilato 75 7.5.3 Disposición de las cuadernas y larguerillos. En esta sección se hablará de la disposición de las cuadernas y de los larguerillos, mencionando el número de elementos y describiendo brevemente la posición y dimensiones características de cada elemento. La estructura contara con 9 cuadernas y 8 larguerillos, la posición de cada elemento se puede consultar en las tablas 7-11 y 7-16 ubicadas en los siguientes puntos. Se le recuerda al lector que puede consultar todos los planos de esta estructura al final de este documento. Se puede ver en la figura 7-13, como la configuración de la cuaderna tiene colocados los larguerillos a ambos lados de la cuaderna. 7.5.3.1 Disposición de las cuadernas. En este punto se definirá la disposición de las cuadernas y se repasará los diseños y dimensiones características de cada una de ellas. Por lo pronto, se ubicará las cuadernas en toda la longitud del diseño, tomando como origen la nariz del AirWhale, indicando el tipo de cuaderna (que serán posteriormente descritas con posterioridad en este apartado). Figure 7- 13 Configuración de una cuaderna del Prototipo 76 Cuadernas Distancia desde nariz (mm) Tipo Costilla Peso (g) 70á CD7 38 520 CD5 57 870 CD2 72 1225 CD1 85 1625 CD1 85 2025 CD1 85 2380 CD2 72 2730 CD5 57 3180 CD7 38 Table 7- 11 Disposición de las cuadernas. Figure 7- 14 Disposición de las cuadernas del Prototipo 77 Ahora se presentará la división estándar de las cuadernas en partes más pequeñas, como se dijo previamente se hará en 6 partes. La plantilla de corte para poder separar Ya solo queda presentar cada una de las cuadernas, se recuerda que hay un plano de simetría y que las cuadernas de distribuyen a ambos lados de este de forma simétrica. Al describir las cuadernas nos vamos a limitar a presentar el modelo CAD y a colocar los parámetros más significativos de las cuadernas. Entre dichos parámetros tenemos:  Diámetro Mayor: es el diámetro exterior de la costilla/cuaderna.  Diámetro Menor: es el diámetro menor de la cuaderna.  Radio de Contacto: es el diámetro en el que tiene contacto el larguerillo con la cuaderna.  Peso.  Espesor de Cuaderna: No un 1/8 de pulgada, sino la diferencia entre radios mayores y menores.  Numero de Cuadernas.  Grosor Figure 7- 15 Plantilla de corte de las cuadernas 78 7.5.3.1.1 Cuaderna principal. CD1 Esta cuaderna se ubica en el plano medio, como se puede corroborar en la tabla 7-11, sobre estas cuadernas se van a colocar unos encajes que es donde se construirá el panel con todos los equipos electrónicos y demás elementos eléctricos del sistema de control y alimentación. La cuaderna CD1 tiene los siguientes parámetros: Parámetro Magnitud Diámetro Mayor (mm) 815 Diámetro Menor (mm) 715 Radio de contacto (mm) 387.5 Peso (g) 85 Espesor (mm) 50 Grosor (mm) 3.175 Numero de cuadernas 3 Table 7- 12 Parámetros de la Cuaderna 1 (CD1). Las cuadernas principales tienen además dos ranuras extras en su plano medio debido a que servirán como apoyo en la unión de las alas a la estructura. Figure 7- 16 Ensamblaje de la Cuaderna 1 (CD1 79 7.5.3.1.2 Cuaderna 2. CD2 La cuaderna CD2 tiene los siguientes parámetros: Parámetro Magnitud Diámetro Mayor (mm) 730 Diámetro Menor (mm) 640 Radio de contacto (mm) 345 Peso (g) 72 Espesor (mm) 45 Grosor (mm) 3.175 Numero de cuadernas 2 Table 7- 13 Ensamblaje de la Cuaderna 2 (CD2). Figure 7- 17 Ensamblaje de la Cuaderna 2 (CD2). 80 7.5.3.1.3 Cuaderna 5. CD5 La razón por la cual la numeración salta directamente desde la cuaderna 2 hasta las 5 es porque la cuaderna 5 surgió tras un proceso de diseño iterativo. Las cuadernas 3 y 4 tenían otras posiciones y por lo tanto otros diámetros. Pasara lo mismo con la cuaderna 7. La cuaderna CD5 tiene los siguientes parámetros: Parámetro Magnitud Diámetro Mayor (mm) 610 Diámetro Menor (mm) 530 Radio de contacto (mm) 285 Peso (g) 57 Espesor (mm) 40 Grosor (mm) 3.175 Numero de cuadernas 2 Table 7- 14 Parámetros de la Cuaderna 5 (CD5). Figure 7- 18 Ensamblaje de la Cuaderna 5 (CD5). 81 7.5.3.1.4 Cuaderna 7. CD7 Figure 7- 19 Ensamblaje de la Cuaderna 7 (CD7). La razón por la cual la numeración salta directamente desde la cuaderna 5 hasta las 7 es porque la cuaderna 7 surgió tras un proceso de diseño iterativo, las cuadernas 6 tenía otra posición y por lo tanto otro diámetro. Se puede ver como esta cuaderna tiene dos ranuras mas para el encaje de los motores. La cuaderna CD7 tiene los siguientes parámetros: Parámetro Magnitud Diámetro Mayor (mm) 290 Diámetro Menor (mm) 210 Radio de contacto (mm) 125 Peso (g) 38 Espesor (mm) 40 Grosor (mm) 3.175 Numero de cuadernas 2 Table 7- 15 Parámetros de la Cuaderna 7 (CD7). Tras haber definido todas las cuadernas se proceden a definir los larguerillos. 82 7.5.3.2 Disposición de los larguerillos. En este punto se analizará la disposición de los larguerillos, como se puede ver en el diseño de las cuadernas, estos elementos deben de pasar por una serie de ranuras de ancho 1/8 de pulgada (3.175 mm). Los larguerillos pasan por todas las cuadernas formando los mismos ángulos con los ejes coordenados. Todos los larguerillos son iguales y se distribuyen de forma simétrica respecto a los dos ejes de simetría de cada cuaderna. Hay un total de 8 Larguerillos que son los que conforman la estructura. Ángulo Lado Izquierdo Lado derecho 90 90 120 30 -120 -30 -90 -90 Table 7- 16 Ángulos de posicionado de los larguerillos. Los larguerillos serán los encargados de mantener la forma de la estructura, su parte exterior se ha diseñado para poder mantener la forma de un elipsoide. Estos elementos, a diferencia de las cuadernas, no están en contacto con el recubrimiento ORACOVER AIR MEDIUM. Los larguerillos, como ya se menciono previamente, se van a dividir debido a las características anisótropas de la madera y de las dimensiones finitas de los chapones de madera. . Figure 7- 20 Posicionamiento de los larguerillos 89 Figure 7- 30 Orientación del primer componente de las cuadernas y sistema de coordenadas. Figure 7- 31 Orientación del segundo componente de las cuadernas y sistema de coordenadas. 90 Figure 7- 32 Orientación del tercer y cuarto componente de las cuadernas y sistema de coordenadas. Figure 7- 33 Orientación del quinto componente de las cuadernas y sistema de coordenadas 91 Figure 7- 34 Orientación del sexto componente de las cuadernas y sistema de coordenadas Figure 7- 35 Orientación del primer componente de los larguerillos y sistema de coordenadas. 92 Figure 7- 36 Orientación del segundo componente de los larguerillos y sistema de coordenadas. Figure 7- 37 Orientación del tercer componente de los larguerillos y sistema de coordenadas. 93 El resto de larguerillos se orientara de la misma manera, por lo que no se detallara con mas imágenes en este documento, procederemos a detallar la orientación del resto de los componentes. Figure 7- 38 Evolución de la orientación local de los larguerillos y sistema de coordenadas. Figure 7- 39 Orientación de los soportes de motores y sistema de coordenadas 94 7.6.4 Contactos. En este apartado se hablará de los contactos que se van aplicar entre las diferentes partes para su correcta unión se utilizara el Cianocrilato para la unión de elementos y será este el que ayude a modelar los sistemas o pares de unión entre las partes. El Cianocrilato fija dos componentes a través de una superficie de contacto, dicha unión se puede modelar como una unión rígida en la que se elimina el giro “independiente” de cada uno de los elementos (cerca de la unión), así como el desplazamiento relativo entre ellos. Puesto que la totalidad de la estructura está fijada con Cianocrilato, solo este tipo de pares serán los existentes en las uniones de elementos. Figure 7- 40 Elección de los contactos para simular la unión por Cianocrilato 7.6.5 Mallado En este apartado se detallará el método del mallado empleado. La generación de malla es uno de los aspectos más críticos de simulación por elementos finitos ya que es necesario encontrar un número adecuado de elementos; muchas celdas puede incrementar los tiempos de resolución de la malla pero muy pocos elementos pueden dar una solución inexacta. En ANSYS, el método de mallado altamente automatizado hace que sea sencillo para generar los siguientes tipos de malla:  Tetrahedral  Hexahedral  Prismatic inflation layer 95  Hexahedral inflation layer  Hexahedral core  Body fitted Cartesian  Cut cell Cartesian El método de mallado se debe de ajustar no solo al tipo de análisis sino al tipo de geometría. También se podría utilizar un método de análisis diferente solo modificando los parámetros automáticos que vienen por defecto en el ANSYS WORKBENCH. Este proyecto solo se va a limitar a exponer la solución empleada y no en explicar todas las soluciones que ofrece el ANSYS. El ANSYS WORKBENCH funciona de forma diferente al ANSYS APDL, considerando que no es posible escoger el tipo de elemento de mallado y que se escoge el mallado en función del tipo de análisis que se pretende hacer. La malla usada en este proyecto para presentar resultados finales ha pasado previamente por un proceso de convergencia a la malla. El método de mallado que se va a seguir es el método de tetraedros, este método tiene especial aplicación en el modulo de mecánica. En este tipo de malla todos los elementos que se usan para el mallado son tetraedros y encima utilizaremos la categoría Patch Conforming, donde se respetan todas las condiciones de contorno de las caras (a diferencia de Patch Independent). Para este mallado se colocará el parámetro relevance a 50, entre más grande sea este valor (-100, +100) más fina será la malla, mejores resultados se podrán obtener y más tiempo y CPU consumirá el análisis. Figure 7- 41 Mallado de la estructura. 96 7.6.6 Condiciones de contorno. En este apartado se analizarán las condiciones de contorno del prototipo del AirWhale. El prototipo tiene como función principal el vuelo tanto estático como en crucero, por lo que se puede decir que este vehículo se mueve como un mecanismo (solido rígido) a través del espacio, y por lo tanto, lo que se debe hacer es fijar algún punto significativo y medir las deformaciones relativas a dicha fijación. Relevance Máxima deformación según X Máxima deformación según Y Máxima deformación según Z -50 0.0014397 0.03356 0.0073696 -10 0.002017 0.03752 0.007817 15 0.001808 0.03899 0.008645 30 0.001956 0.04156 0.008746 50 0.002045 0.04131 0.0087070 Table 7- 17 Convergencia de la solución utilizando el parámetro relevance. Valores en m y las cargas aplicadas solo corresponden a las de inercia. Figure 7- 42 Incremento de la densidad de Mallado de la estructura en las zonas de contacto, típico del Patch conforming. 97 Escoger mal la condición de contorno e imponer desplazamiento nulo podría implicar hacer nuestro modelado incorrecto, lo que se ha aplicado la condición de contorno “Displacemnet” para fijar el desplazamiento de referencia del elemento a nulo. Los elementos de referencia formaran parte de la cuaderna central y serán las 2 superficies detalladas en la Figura 7-43 por no estar ancladas a ningún otro elemento como un larguerillo o los motores. Posteriormente cuando se analicen las tensiones obtenidas se debe prestar atención a si las condiciones de contorno han sometido a tensiones de grandes magnitudes a estos elementos. 7.6.7 Fuerzas aplicadas En este apartado se van a describir las fuerzas aplicadas en el modelo y su respectivo modelado. Las fuerzas a considerar en el modelo son:  Motores y carga de pago.  Gravedad.  Fuerzas aerodinámicas y aerostáticas 7.6.7.1 Motores y carga de pago Los motores traseros se van a modelar como fuerzas puntuales que se van a aplicar en el final de los elementos de soporte de los motores. El valor del empuje que deben proporcionar los motores es de 500 g cada uno para condiciones de vuelo en crucero y por lo tanto tras aplicar un factor de seguridad de 1.5, según la CS23, se obtienen las cargas de modelado. Figure 7- 43 Caras con desplazamiento relativo 0 (en color verde) 98 El caso más particular será el modelado de las cargas transmitidas desde las alas hasta el cuerpo del prototipo, para lo cual se ha recurrido a las estructuras soporte de los motores traseros para modelar el efecto del motor. No se disminuirá esta fuerza en 215 gramos (el peso del ala) para obtener la fuerza total equivalente. Se considerará, para este caso, la máxima fuerza de empuje (800 g) por ser esta la aplicada en vuelo estático. Por lo tanto la fuerza resultante será: No se van a considerar las fuerzas y los momentos transmitidos a la estructura por parte de las alas, después de todo, un análisis completo de la estructura requeriría la unión de las alas con la estructura, o el conocimiento de las fuerzas transmitidas a través de la unión. Esta información no forma parte del alcance de este proyecto sino que forma parte del trabajo realizado por Juan Carlos Mancebo [2]. Otro motivo que justifica la decisión antes tomada, es la necesidad de proyectos independientes, y que para hacer el análisis total debería haber un retraso en todos los proyectos a la espera de información. Lo cual es, inviable si se quisiese presentar los proyectos en plazo. Figure 7- 44 Aplicación de fuerzas de los rotores 105 Figure 7- 51 Deformaciones según eje Y Figure 7- 52 Deformaciones según eje X. 106 Figure 7- 54 Deformaciones según eje Z Figure 7- 53 Tensiones según eje X. 107 Figure 7- 56 Tensiones según eje Y. Figure 7- 55 Tensiones según eje Z. 108 Antes de analizar los resultados, primero se debe recordar que los elementos tienen una orientación preferente, que para presentar los resultados de forma precisa se debería de presentar resultados para cada uno de los 36 ejes de referencia definidos en el modelo de elementos finitos. Debido a simplicidad en la presentación de resultados se considerará las direcciones de las fuerzas (que coinciden con los ejes principales) para analizar deformaciones. Los resultados presentados aquí deben de cumplir una serie de condiciones antes de ser considerados como definitivos y derivados de un modelo valido, estas condiciones han sido extraídas del CS-23 “Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Aeroplanes” [12]: “(a) La estructura debe ser capaz de soportar límite cargas sin detrimento o de formación permanente. En cualquier caso, la deformación no puede interferir con la operación segura. (b) La estructura debe ser capaz de soportar cargas últimas sin fallo durante al menos tres segundos. Sin embargo, cuando la prueba de fuerza se muestra por pruebas dinámicas que simulan las condiciones de carga reales, los tres segundo límite no se aplica” [28] Dichos esto, elegirán unos límites que se ajusten a estas dos premisas, para lo que se definirá que la estructura no debe deformarse más que un 5% de la longitud máxima y para los motores exigiremos solo el 10%. Se exigiré, además, que se cumplan los límites de tensión máxima admisible para el caso de tensión y compresión. 7.6.8.1 Estructura Se presenta la tabla con las deformaciones obtenidas en la estructura: Eje Deformación máxima (m) Longitud Máxima (m) X 0.0034 3.25 Y 0.029 3.25 Z 0.0081 3.25 Table 7- 20 Deformación máxima. Se obtienen los porcentajes de deformación: 109 Con lo que todos estos valores cumplen de sobra el criterio de deformación máxima. El siguiente paso será comprobar el estado de las tensiones y comprobar si cumplen con los límites máximos de tracción y compresión. Eje Tensión máxima (MPa) Resistencia Tracción (MPa) X 5.99 19.9 Y 4.612 12.5 Z 2.49 8.3 Table 7- 21 Tensión máxima. Eje Tensión mínima (MPa) Resistencia Compresión (MPa) X -5.49 12.1 Y -5.098 6.5 Z -2.33 5 Table 7- 22 Tensión mínima Se puede ver como los valores están por debajo de los límites especificados y que por lo tanto la estructura tiene un diseño valido. 7.6.8.2 Motores traseros Se presenta la tabla con las deformaciones obtenidas en los rotores, para la obtención de dichas deformaciones se ha tenido que restar la deformación en la cuaderna donde se apoya el motor trasero (CD7) para saber la deformación relativa a la estructura del motor mismo. Eje Deformación máxima (m) Longitud Máxima (m) X 0.0052 0.4 Y 0.0021 0.4 Z 0.0387 0.4 Table 7- 23 Deformación máxima de los rotores. Se obtienen los porcentajes de deformación: 110 Se puede ver como los valores están por debajo de los límites especificados y que por lo tanto la estructura de los motores tiene un diseño valido. Habiendo comprobado los valores, se puede afirmar que se tiene un modelo estructural Valido. 7.7 Unión con las alas. En esta sección, se va a definir la unión de la estructura con las alas. Las alas forman un proyecto que no entra dentro del alcance del presente y que puede ser consultado en los proyectos de otros miembros del subgrupo. La estructura propuesta solo se diseñará en un sistema CAD y no será probada mediante modelado de elementos finitos debido a la independencia entre los trabajos que si bien, complementarios, deben ser independientes unos de otros para poder garantizar académicamente el avance de cada uno por separado. 7.7.1 Modelado en Solid Edge. En este apartado, se presenta el modelo CAD de la unión entre la estructura y las alas. El modelo se basa en el sistema que se ha utilizado para modelar la fuerza proveniente del ala y que está basada a su vez en la estructura de anclaje de los motores traseros. Los Parámetros de diseño a cuidar en la unión son:  Peso  Longitud  Resistencia El peso será un factor muy importante a considerar puesto que una unión muy pesada puede llevar a una penalización importante en el diseño. Este peso debe ser mínimo pero también debe de garantizar una resistencia que permita hacerle frente a los requerimientos mecánicos que tiene y que su evaluación y caracterización no forma parte del alcance de este proyecto. El diseño final se puede comprobar en la Figura 7-57, donde se puede apreciar el tipo de unión utilizada, como esta unión permite la conexión entre uno de los extremos del ala (que va pegada al plano de madera presentado por su sección media) y el larguerillo que encaja con la estructura. Una vez habiendo definido la unión entre las alas y la estructura solo queda presentar el utillaje que se propone para la fabricación del prototipo. 111 En estas figuras se puede apreciar cómo se va a unir el ala a la estructura, es importante destacar que la forma de pegado de la superficie del Ala a la placa de unión será a través de Cianocrilato, como el resto de los elemento. Por último se menciona el peso de la configuración de 54 g y que la separación entre la estructura y el ala es de 15 cm. Figure 7- 57 Elemento de Anclaje del ala Figure 7- 58 Configuración de Anclaje del ala. 112 7.8 Utillaje para la fabricación del prototipo En esta sección se va a presentar el utillaje para la construcción del modelo a escala. No forma parte de esta sección, ni de ninguna otra en el documento, el estudio de cargas al que estará sometido el utillaje. Por lo tanto, solo se va a diseñar a través de la herramienta de modelado de sólidos Solid Edge y a presentar tal como se hizo en el elemento de unión estructura cuaderna. Primero se va a definir lo que es el utillaje de fabricación y posteriormente tras mencionar los parámetros de diseño. Se presentan los modelos CAD del utillaje. 7.8.1 Definición de utillaje Utillaje es un conjunto de instrumentos y herramientas que optimizan la realización de las operaciones de proceso de fabricación, mediante el posicionamiento y sujeción de una pieza o conjunto de piezas a un sistema de referencia, para poder ejecutar operaciones de diversa índole [21]. El utillaje provee de algunas características como:  Intercambiabilidad.  Mayor precisión y facilidad en la fabricación.  Reducir los tiempos de fabricación.  Estandariza el proceso de fabricación. 7.8.2 Utillaje CAD En este apartado, se va a presentar el modelo CAD del utillaje de fabricación de la estructura, para ello utilizaremos la forma de los larguerillos y la disposición de estos en las cuadernas. Los Parámetros de diseño a cuidar son:  Rigidez  Ergonomía  Resistencia La rigidez será el parámetro más importante porque la estructura debe de quedar fija para correctamente ensamblar el resto de elementos con Cianocrilato. La resistencia será otro parámetro importante y por lo tanto será necesario que el utillaje soporte todo el peso de prototipo del AirWhale y la ergonomía es un parámetro que toma importancia para grandes producciones y debido a que supondría más horas de diseño no lo tomare en cuenta y me centrare mejor en la sencillez del montaje. Tras un proceso de diseño se presentan los modelos CAD del utillaje para la fabricación del prototipo. 113 Las placas verticales tiene forma de larguerillo en uno de sus extremos, de esta forman las cuadernas pueden colocarse sobre este para fijarlas mientras se monta el resto de larguerillos, finalmente se gira la estructura y se colocarían los larguerillos faltantes. El material para la fabricación de estos elementos será de madera de balsa, las placas verticales tendrán espesor de 1/8 de pulgadas (como los larguerillos), pero el resto de elementos soporte tendrá el doble de espesor. Figure 7- 59 Utillaje de Fabricación Figure 7- 60 Huecos de anclaje del utillaje para la cuaderna. 114 Con este apartado se puede dar por finalizado el proceso de diseño del prototipo. Se ha obtenido en este capitulo un modelo estructural valido tras definir correctamente materiales, orientaciones principales, geometria y esfuerzos. Se recuerda que todo lo presentado en este trabajo representa una solucion final y que ha tenido detrás un proceso de diseño iterativo a travez de prueba y error, de esta forma se han definido espesores, numero de larguerillos y de cuadernas, direcciones principales, orientaciones, velocidades de movimiento, etc. 121 Glosario Mmasa: Es la matriz de masa del AirWhale (totalmente equipado). q: Son las coordenadas de Euler. τI: Fuerzas debido a la Inercia. τG: Fuerzas debido a la gravedad. τC: Fuerzas debido al control. τAS: Fuerzas debido al lift del helio (independiente de la velocidad). τAd: Fuerzas Aerodinámicas R: Matriz de cambio de giro. Fm: es la fuerza del motor rm: es la distancia desde el centro de coordenadas hasta la posición de uno de los motores. I: es la inercia del AirWhale m es la masa total (modulo) vo: Velocidad del centro de coordenadas w: Velocidad angular J: Matriz de segundos momento de inercia qo: es la presión dinámica. Cd: es el coeficiente de resistencia aerodinámica. Sa y Sh: es la superficie de referencia utilizada. i: vector unidad en dirección x (en cartesianas). 122 Anexos A1 Código MATLAB del la distribución de las presiones entre las cuadernas. %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% INICIO DE CODIGO%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%% Lectura de los datos en txt %%%%%%%%%%%%%% presion=load('Presiones.txt'); %%%contendra de columnas "Y" y "presion"%%%% Cuad=load('cuad.txt'); %%% contendra de columnas la Y de todas las cuadernas %%% %%%%%%%%%%%%%%% Fin de Lectura de datos en txt %%%%%%%%%%%% [Nfil Ncol]=size(presion); presion Ncuad=size(Cuad); Res=zeros((Ncuad-1),4); %%%%%% vector fila %%%% k=1; c=0 Nfil %%% inicio de obtencion de modulos%%%%%% for i=1:Ncuad-1; %%%% selecciono las dos cuadernas entre las cuales voy a repartir carga %%%% csup=Cuad(i+1) cinf=Cuad(i) lim= cinf +(csup-cinf)/2 Posup=0; Mosup=0; Poinf=0; Moinf=0; for j=1:Nfil if presion(j,1)>=cinf && presion(j,1)<=csup %%%%%ahora sé que está entre mis dos cuadernas%%%%% if presion(j,1)<lim %%%%%ahora ya sé que se le sumara a la cuaderna inferior Poinf= Poinf+presion(j,2); Moinf= Moinf+(presion(j,1)-cinf)*presion(j,2); c=c+1; else %%%%ahora ya sé que le se sumara a la cuaderna superior Posup=Posup+presion(j,2); Mosup=Mosup+(csup-presion(j,1))*presion(j,2); end end end Res(k,1)=Poinf; Res(k,2)=Moinf; Res(k,3)=Posup; Res(k,4)=Mosup; k=k+1; c c=0; end Res %%%%%%%%%%%%%%%%%%% Fin de obtencion de modulos %%%%%%%%%%%%%% 123 %%%%%%%%%%%%%%%%%% Inicio de Suma de componentes %%%%%%%%%%%%% Pres=zeros(Ncuad,2); for i=1:Ncuad-1 Pres(i,1)=Pres(i,1)+ Res(i,1); Pres(i,2)=Pres(i,2)+ Res(i,2); Pres(i+1,1)=Pres(i+1,1)+Res(i,3); Pres(i+1,2)=Pres(i+1,2)-Res(i,4); end Pres dlmwrite('Pcuad.txt',[Pres(:,1); Pres(:,2)],'delimiter', '\t'); %%%%%%%%%%%%%%%%%% Fin de Suma de componentes %%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% FIN DE CODIGO %%%%%%%%%%%%%%%%%%%