Post on 31-Jul-2022
Titulación:
Grado en Ingeniería en Tecnologías Aeroespaciales
Alumno (nombre y apellidos):
Alejandro Domínguez Moreno
Título del TFG:
Estudio de un sistema de propulsión para UAV de autonomía infinita
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Director/a del TFG:
Luis Manuel Pérez Llera
Convocatoria de entrega del TFG:
Junio del 2015
Contenido de este volumen:
DOCUMENTO 2.- ANEXO
ANNEX
Lista de Contenido
I ESTUDIO ENERGÉTICO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1
I.1 Cálculo de la irradiación solar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2
I.2 Cálculo de la variación de la eficiencia de las células fotovoltaicas . . . 5
I.2.1 Implementación en MATLAB . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7
I.3 Estudio preliminar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
I.3.1 Script principal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
I.3.1.1 Explicación del script . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13
I.3.2 Cálculo de la irradiación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13
I.3.3 Cálculo de la potencia requerida . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
I.3.4 Resultados del estudio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16
I.3.4.1 Variación del balance energético a lo largo del año . . 16
I.3.4.2 Influencia de los parámetros aerodinámicos . . . . . . 18
I.3.5 Influencia de la altura de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
I.4 Estudio selección del UAV . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
I.4.1 Megastar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
I.4.1.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22
I.4.1.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
I.4.2 Shadow . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
I.4.2.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
I.4.2.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
I.4.3 Phoenix . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
I.4.3.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
I.4.3.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
I.4.4 SantBernat . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
I.4.4.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
I.4.4.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
I.4.5 Albatros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
I.4.5.1 Parámetros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
I.4.5.2 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
I.5 Estudio del desarrollo de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
I.5.1 Estudio del UAV seleccionado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
I.5.1.1 Script principal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
I.5.1.2 Explicación del script . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
I.5.1.3 Funciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
I.5.1.4 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43
Alejandro Domínguez Moreno I
ANNEX
I.5.2 Aplicación de las modificaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . 44
I.5.2.1 Cálculo de las modificaciones . . . . . . . . . . . . . . 44
I.5.2.2 Evolución 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 44
I.5.2.3 Evolución 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
I.5.2.4 Evolución 3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
I.5.2.5 Evolución 4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79
I.5.2.6 Evolución 5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91
I.5.2.7 Evolución 5 - Después del centrado . . . . . . . . . . . 103
I.6 Estudio de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116
I.6.1 Solución Final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116
I.6.1.1 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127
I.6.2 Evolución de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130
I.6.2.1 Original . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131
I.6.2.2 Evolución 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132
I.6.2.3 Evolución 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133
I.6.2.4 Evolución 3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134
I.6.2.5 Evolución 4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135
I.6.2.6 Evolución 5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136
I.6.2.7 Solución final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137
I.6.3 Carga de pago . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137
I.6.4 Caso extremo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148
I.6.4.1 Resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160
I.7 Equilibrio térmico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163
I.7.1 Implementación en MATLAB . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163
II ESTUDIO AERODINÁMICO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166
II.1 Estudio del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167
II.1.1 Perfil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167
II.1.2 Alargamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168
II.1.3 Análisis computacional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169
II.1.4 Alargamiento máximo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171
II.2 Estudio de la cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
II.2.1 Dimensionado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
II.2.2 Perfil y alargamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173
II.3 Resistencia del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175
II.3.1 Cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje . . . . . . . . . . . 175
II.4 Dimensionado de superficies de control . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176
II.4.1 Alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176
II.4.2 Timón de profundidad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 178
Alejandro Domínguez Moreno II
ANNEX
II.4.3 Timón de dirección . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 179
II.5 Estudio de las evoluciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 181
II.5.1 Base . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182
II.5.2 Evolución 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 183
II.5.3 Evolución 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 184
II.5.4 Evolución 3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 185
II.5.5 Evolución 4 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 186
II.6 XFLR5 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
II.6.1 Propiedades del aire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 188
III ESTUDIO DEL SISTEMA PROPULSIVO . . . . . . . . . . . . . . . . . . 190
III.1 Componentes del sistema . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 191
III.2 Selección de la hélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192
III.3 Selección del motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 199
III.4 Dimensionado de las fuentes de energía . . . . . . . . . . . . . . . . . 200
III.5 Ubicación de los paneles fotovoltaicos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202
III.5.1 Ocupación del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202
III.5.2 Ocupación de los alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203
III.5.3 Ocupación del estabilizador horizontal . . . . . . . . . . . . . . 203
III.5.4 Ocupación del estabilizador vertical . . . . . . . . . . . . . . . 204
III.5.5 Factor de ocupación global . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 204
III.6 Dimensionado final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 205
III.7 Estimación del rendimiento de las baterías . . . . . . . . . . . . . . . . 206
III.7.1 Estimación inicial . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 206
III.7.2 Estimación final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 206
IV ESTUDIO ESTRUCTURAL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 208
IV.1 Base del estudio estructural . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209
IV.1.1 Materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 209
IV.1.2 Hipótesis del estudio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 210
IV.1.3 La pieza prismática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 211
IV.2 Estudio preliminar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213
IV.3 Estudio del centro de gravedad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 215
IV.3.1 Cálculo del centro de gravedad final . . . . . . . . . . . . . . . 216
IV.4 Estudio del ala original . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
IV.4.1 Crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
IV.4.1.1 Cargas aplicadas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
IV.4.1.2 Cálculo de esfuerzos y momentos . . . . . . . . . . . . 219
IV.4.1.3 Cálculo de las inercias . . . . . . . . . . . . . . . . . . 221
IV.4.1.4 Cálculo de la tensión máxima . . . . . . . . . . . . . . 221
Alejandro Domínguez Moreno III
ANNEX
IV.4.2 Estática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 222
IV.4.2.1 Cargas aplicadas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 222
IV.4.2.2 Cálculo de esfuerzos y momentos . . . . . . . . . . . . 222
IV.4.2.3 Cálculo de la tensión máxima . . . . . . . . . . . . . . 223
IV.4.3 Conclusiones de la hipótesis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 224
IV.5 Estudio de la solución . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225
IV.5.1 Estudio del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225
IV.5.1.1 Cargas aplicadas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225
IV.5.1.2 Cálculo de esfuerzos y momentos . . . . . . . . . . . . 225
IV.5.1.3 Cálculo de las inercias . . . . . . . . . . . . . . . . . . 227
IV.5.1.4 Cálculo de la tensión máxima . . . . . . . . . . . . . . 228
IV.5.2 Estudio de la cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 228
IV.5.2.1 Cargas aplicadas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 229
IV.5.2.2 Cálculo de esfuerzos y momentos . . . . . . . . . . . . 230
IV.5.2.3 Cálculo de las inercias . . . . . . . . . . . . . . . . . . 232
IV.5.2.4 Cálculo de la tensión máxima . . . . . . . . . . . . . . 233
IV.5.3 Estudio del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 233
V ESTUDIO DE LA AVIÓNICA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 236
V.1 Conexión del sistema de potencia . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 237
V.2 Controlador de Velocidad Electrónico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 238
V.3 Sistema de Gestión de Energía Solar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239
V.3.1 Maximum Power Point Tracker . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 239
V.3.2 Gestor de batería . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241
V.3.2.1 Control de carga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241
V.3.2.2 Módulos de baterías . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 241
V.3.2.3 Convertidor DC-DC . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242
V.3.3 Unidad de conversión de potencia . . . . . . . . . . . . . . . . 242
VI ESTUDIO DE LA CARGA DE PAGO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 243
VI.1 Base del estudio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 244
VI.2 Incorporación de una cámara . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 245
VII ESTUDIO ECONÓMICO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 249
VII.1 Análisis de costes del UAV modificado . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250
VII.1.1 Consideraciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250
VII.1.2 Estimación del material del UAV modificado . . . . . . . . . . . 250
VII.1.3 Estimación de los costes de las fuentes de energía . . . . . . . 251
VII.1.4 Presupuesto del UAV modificado . . . . . . . . . . . . . . . . . 251
VII.2 Estudio de mercado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 253
VIII IMPACTO AMBIENTAL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 254
Alejandro Domínguez Moreno IV
ANNEX
IX PLANIFICACIÓN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 256
IX.1 Calendario de planificación inicial . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 257
IX.1.1 Tabla de tareas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 259
IX.1.2 Diagrama de Gantt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 260
IX.2 Desarrollo del trabajo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 261
IX.2.1 Tabla de tareas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 261
IX.2.2 Diagrama de Gantt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 262
Alejandro Domínguez Moreno V
ANNEX
Lista de Figuras
I.1.1 Interfaz de GEOSOL - V2.0. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3
I.1.2 Distribución horaria de irradiación solar durante el 22 de diciembre
en Barcelona . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4
I.1.3 Distribución horaria de irradiación solar durante el 21 de junio en
Barcelona . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4
I.2.1 Dependencia de la eficiencia con la temperatura de utilización y el
nivel de irradiación . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5
I.2.2 Acotaciones realizadas sobre la gráfica . . . . . . . . . . . . . . . 6
I.3.1 Balance energético por unidad de masa durante el mes de diciembre 17
I.3.2 Balance energético por unidad de masa durante el mes de junio . 17
I.3.3 Balance incrementando el CD0 hasta 0.2 . . . . . . . . . . . . . . 18
I.3.4 Balance incrementando el coeficiente parabólico hasta 0.2 . . . . 19
I.3.5 Balance incrementando el coeficiente lineal hasta 0.2 . . . . . . . 20
I.3.6 Balance energético por unidad de masa a 1000 m de altura . . . . 21
I.4.1 Balance energético por unidad de masa del UAV Megastar a 100m
de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
I.4.2 Balance energético por unidad de masa del UAV Shadow a 100 m
de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
I.4.3 Balance energético por unidad de masa del UAV Phoenix a 100 m
de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
I.4.4 Balance energético por unidad de masa del UAV SantBernat a
100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
I.4.5 Balance energético por unidad de masa del UAV Albatros a 100 m
de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
I.5.1 Balance energético horario a 100 m de altura . . . . . . . . . . . . 43
I.5.2 Balance energético horario a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . 44
I.5.3 Balance energético horario de la Evolución 1 a 1000 m de altura . 55
I.5.4 Balance energético horario de la Evolución 1 a 100 m de altura . . 56
I.5.5 Balance energético horario de la Evolución 2 a 1000 m de altura . 66
I.5.6 Balance energético horario de la Evolución 2 a 100 m de altura . . 67
I.5.7 Balance energético horario de la Evolución 3 a 1000 m de altura . 78
I.5.8 Balance energético horario de la Evolución 3 a 100 m de altura . . 78
I.5.9 Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia ae-
rodinámica de la Evolución 3 a 1000 m de altura . . . . . . . . . . 89
I.5.10 Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia ae-
rodinámica de la Evolución 3 a 100 m de altura . . . . . . . . . . . 90
Alejandro Domínguez Moreno VI
ANNEX
I.5.11 Balance energético horario de la Evolución 4 a 1000 m de altura . 90
I.5.12 Balance energético horario de la Evolución 4 a 100 m de altura . . 91
I.5.13 Balance energético horario de la Evolución 5 a 1000 m de altura . 102
I.5.14 Balance energético horario de la Evolución 5 a 100 m de altura . . 103
I.5.15 Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio
del centro de gravedad a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . 114
I.5.16 Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio
del centro de gravedad a 100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . 115
I.6.1 Balance energético horario de la solución a 1000 m de altura . . . 127
I.6.2 Balance energético horario de la solución a 100 m de altura . . . . 128
I.6.3 Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a
1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 129
I.6.4 Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a
100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 130
I.6.5 Balance energético horario por unidad de masa del UAV original a
1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131
I.6.6 Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 1
a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132
I.6.7 Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 2
a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 133
I.6.8 Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 3
a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134
I.6.9 Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 4
a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135
I.6.10 Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 5
a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136
I.6.11 Balance energético horario por unidad de masa de la solución final
a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137
I.6.12 Balance energético a 16 m/s durante el mes de junio a 1000 m de
altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 160
I.6.13 Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes de
junio a 1000 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 161
I.6.14 Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes de
junio a 100 m de altura . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162
II.1.1 Eppler 399 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167
II.1.2 Eppler 216 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167
II.1.3 Perfil interpolado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 167
II.1.4 Resultados con el perfil Eppler 399 . . . . . . . . . . . . . . . . . 170
Alejandro Domínguez Moreno VII
ANNEX
II.1.5 Resultados con el perfil Eppler 216 . . . . . . . . . . . . . . . . . 170
II.1.6 Resultados con el perfil interpolado . . . . . . . . . . . . . . . . . 171
II.1.7 Comparación entre las dos alas de máximo alargamiento . . . . . 172
II.2.1 Eficiencia aerodinámica según el ARh . . . . . . . . . . . . . . . . 174
II.5.1 Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 100 m de altura 182
II.5.2 Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 1000 m de altura 183
II.5.3 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 1 a 100 m de altura . . . 183
II.5.4 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 1 a 1000 m de altura . . . 183
II.5.5 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 2 a 100 m de altura . . . 184
II.5.6 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 2 a 1000 m de altura . . . 184
II.5.7 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 3 a 100 m de altura . . . 185
II.5.8 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 3 a 1000 m de altura . . . 185
II.5.9 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 4 a 100 m de altura . . . 186
II.5.10 Eficiencia aerodinámica de la Evolución 4 a 1000 m de altura . . . 187
III.1.1 Esquema del sistema propulsivo de la aeronave modificada . . . . 191
III.2.1 Eficiencia en función del Re de la hélice. Fuente: [12] . . . . . . . 193
III.2.2 Efectos del Re en la eficiencia y avance de la hélice. Fuente: [12] 194
III.2.3 rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 4000 rpm) . . . . . 196
III.2.4 rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 3000 rpm) . . . . . 197
III.2.5 Rendimiento en función de J a distintas rpm . . . . . . . . . . . . 198
IV.4.1 Diagramas del ala original para la condición de crucero por las
fuerzas en el eje y . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 219
IV.4.2 Diagramas del ala original para la condición de crucero por las
fuerzas en el eje z . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 220
IV.4.3 Diagramas del ala original para la condición estática . . . . . . . . 223
IV.5.1 Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por las
fuerzas en el eje y . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 226
IV.5.2 Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por las
fuerzas en el eje z . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 227
IV.5.3 Diagrama de fuerzas distribuidas a lo largo de la barra de la cola
modificada para la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . 231
IV.5.4 Diagrama de Ty a lo largo de la barra de la cola modificada para
la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 231
IV.5.5 Diagrama de Mz a lo largo de la barra de la cola modificada para
la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 232
V.1.1 Diagrama de bloques con las conexiones del sistema de potencia
de aeronave modificada . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 237
Alejandro Domínguez Moreno VIII
ANNEX
V.2.1 Esquema de la entrega de potencia de un controlador PWM .
Fuente: Apex Microtechnology . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 238
V.3.1 Esquema simplificado del LT8490. Fuente: Linear Technology . . 239
V.3.2 Esquema del funcionamiento del convertidor buck-boost. Fuente:
Wikipedia Commons . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 240
VI.2.1 Balance energético a 100 m con carga de pago . . . . . . . . . . . 246
VI.2.2 Balance energético a 1000 m con carga de pago . . . . . . . . . . 246
VI.2.3 Balance energético a 100 m con autopilot . . . . . . . . . . . . . . 247
VI.2.4 Balance energético a 1000 m con autopilot . . . . . . . . . . . . . 248
Alejandro Domínguez Moreno IX
ANNEX
Lista de Tablas
I.7.1 Propiedades de los materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165
II.1.1 Parámetros de las alas estudiadas . . . . . . . . . . . . . . . . . 169
II.1.2 Parámetros de las alas con alargamiento máximo . . . . . . . . . 171
II.2.1 Parámetros de las superficies aerodinámicas según el ARh . . . 174
II.3.1 Resultados del cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje . . . . 175
II.4.1 Parámetros originales de las superficies del ala . . . . . . . . . . 176
II.4.2 Parámetros nuevos de las superficies del ala . . . . . . . . . . . . 177
II.4.3 Parámetros originales de las superficies del estabilizador horizontal178
II.4.4 Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador horizontal
y del timón de profundidad dimensionado . . . . . . . . . . . . . . 179
II.4.5 Parámetros originales de las superficies del estabilizador vertical 179
II.4.6 Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador vertical y
del timón de dirección dimensionado . . . . . . . . . . . . . . . . 180
II.5.1 Dimensiones de las superficies aerodinámicas de las diferentes
versiones de la aeronave estudiada . . . . . . . . . . . . . . . . . 182
II.6.1 Propiedades del aire a 100 m . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189
II.6.2 Propiedades del aire a 1000 m . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189
III.2.1 Potencia que entrega la hélice durante un vuelo a 8m/s a distintas
revoluciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 196
III.2.2 Resultados del estudio de la hélice seleccionada . . . . . . . . . 198
III.5.1 Ocupación del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202
III.5.2 Ocupación de los alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203
III.5.3 Ocupación del estabilizador horizontal . . . . . . . . . . . . . . . 203
III.5.4 Ocupación del estabilizador horizontal . . . . . . . . . . . . . . . 203
IV.1.1 Propiedades del material compuesto . . . . . . . . . . . . . . . . 209
IV.1.2 Propiedades del Menzolit® . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 210
IV.2.1 Resultados del estudio preliminar del ala . . . . . . . . . . . . . . 213
IV.3.1 Centro de gravedad y momento de cada componente . . . . . . . 216
IV.3.2 Centro de gravedad y momento de cada componente final . . . . 216
IV.4.1 Cargas sobre el ala original en la condición de crucero . . . . . . 218
IV.4.2 Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición
de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 218
IV.4.3 Resultados del estudio del ala original para la condición de crucero 219
IV.4.4 Parámetros de la sección de los largueros originales . . . . . . . 221
IV.4.5 Cargas sobre el ala original en la condición estática . . . . . . . . 222
Alejandro Domínguez Moreno X
ANNEX
IV.4.6 Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición
estática . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 222
IV.4.7 Resultados del estudio del ala original para la condición estática . 223
IV.5.1 Cargas sobre el ala modificada en la condición de crucero . . . . 225
IV.5.2 Fuerzas según su dirección sobre el ala modificada en la condi-
ción de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 225
IV.5.3 Resultados del estudio del ala modificada para la condición de
crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 226
IV.5.4 Parámetros de la sección de los largueros originales . . . . . . . 227
IV.5.5 Fuerzas según su dirección sobre las barra de la cola modificada
en la condición de crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 229
IV.5.6 Resultados del estudio de la cola modificada para la condición de
crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 230
IV.5.7 Parámetros de la sección de las barras . . . . . . . . . . . . . . . 232
IV.5.8 Cargas puntales del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 234
IV.5.9 Parámetros de la sección del fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . 234
VI.2.1 Características de la carga de pago incorporada . . . . . . . . . . 245
VII.1.1 Cálculos de fibra de carbono . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250
VII.1.2 Cálculos de poliéster . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 250
VII.1.3 Coste de las células fotovoltaicas . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251
VII.1.4 Coste de baterías . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 251
VII.1.5 Coste del UAV modificado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252
VII.2.1 Precio de venta de aeronaves similares . . . . . . . . . . . . . . . 253
Alejandro Domínguez Moreno XI
ANNEX
ANEXO I
ESTUDIO ENERGÉTICO
Alejandro Domínguez Moreno 1
ANNEX
I.1. Cálculo de la irradiación solar
El software GEOSOL – V 2.0 diseñado y programado por Alejandro L. Hernández,
Docente de la Maestría y Especialidad en Energías Renovables de la Facultad de
Ciencias Exactas de la Universidad Nacional de Salta, permite obtener la distribu-
ción en cualquier localización del planeta a lo largo de un día del año escogido por
el usuario. La localización se introduce a modo de coordenadas de latitud y lon-
gitud. Como se estudia el caso de Barcelona, los valores de latitud y longitud son
respectivamente 41 y 2, ambos positivos [26]. Para estudiar los casos extremos,
se escogen los días 22 de diciembre y 21 de junio, el solsticio de invierno y verano
respectivamente, en otras palabras, los días con menor y mayor cantidad de horas
de Sol.
Este software permite obtener una estimación de la distribución horaria de irradia-
ción solar mediante varios modelos [13]:
· Método de día claro de Page: cuenta con la desventaja que únicamente es
aplicable a los días sin nubosidad. Además requiere información de dos pa-
rámetros que varían en gran medida de un día para otro, como son la tempe-
ratura ambiente y la humedad relativa.
· Método de día claro hotel: como en el caso del modelo anterior, es solamente
aplicable a los días sin nubosidad. De la misma manera también resulta im-
preciso debido a que realiza las estimaciones según una selección del clima
de la locación dando a escoger entre 4 opciones: tropical, verano de latitud
media, invierno de latitud media y verano subártico
· Método de Liu – Jordan: éste modelo posibilita realizar las estimaciones ho-
rarias sobre cualquier localización a partir de la irradiación solar global diaria
media mensual. A partir de los valores diarios de irradiación solar global re-
gistrados durante un mismo mes del año y promediados a lo largo de varios
años, se puede obtener este dato. Por este motivo, al derivar de un promedio,
este método contabiliza una media con días claros, seminublados o nublados,
siendo la estimación más conservativa que la de los dos modelos anteriores.
Después de valorar los tres modelos, se escoge realizar los cálculos mediante el
método de Liu – Jordan de cielo anisotrópico debido a que a partir de la media dia-
ria de radiación global medida en Barcelona por la Agencia Estatal de Meteorología
es posible obtener estimaciones conservativas. Por medio de la serie histórica que
comprende las mediciones entre 1975 y 2012, se obtienen los datos de 6 MJ en
Alejandro Domínguez Moreno 2
ANNEX
diciembre, y 24.5 MJ en junio como valores de irradiación media diaria global en
Barcelona [3].
Sin embargo, como se puede observar en la Figura I.1.1 el programa requiere de
información adicional. Se introduce el huso horario, cuyo valor en Barcelona es de
GMT+1. En lo que refiere a los datos del plano, para simplificar los cálculos se hace
la hipótesis de que los paneles fotovoltaicos están en paralelo con la superficie
terrestre, es decir, la pendiente es igual a 0 y por consiguiente el valor de azimut
no afecta al resultado. De la misma manera, y suponiendo que no se colocarán
paneles en el intradós de la aeronave, el coeficiente de albedo no repercute en
la estimación de la irradiación. En cuanto a la altura sobre el nivel de mar, es un
parámetro que no afecta al resultado del cálculo utilizando este método.
Figura I.1.1: Interfaz de GEOSOL - V2.0.A la derecha los parámetros introducidos para el cálculos de la distribución deirradiación durante el 21 de diciembre. A la izquierda, se muestra el resultado.
Con todos los datos necesarios introducidos, el software realiza el cálculo de la
distribución diferenciando en irradiación directa y difusa (Figuras I.1.2 y I.1.3). Sin
embargo, ambas son formas de radiaciones solares y por lo tanto aprovechables
para los paneles fotovoltaicos [24].
Alejandro Domínguez Moreno 3
ANNEX
Figura I.1.2: Distribución horaria de irradiación solar durante el 22 de diciembre enBarcelona
Figura I.1.3: Distribución horaria de irradiación solar durante el 21 de junio en Bar-celona
Alejandro Domínguez Moreno 4
ANNEX
I.2. Cálculo de la variación de la eficiencia de las células
fotovoltaicas
A partir de los datos del fabricante, se procede a la obtención de los datos de la
variación de la eficiencia de las células en función de la temperatura y los niveles de
irradiancia [4] (Figura I.2.1). La información viene en forma de gráfica por lo que es
necesario extraer la información realizando mediciones sobre ella. Para realizarlas
con presión se utiliza la herramienta de CAD SolidWorks (Figura I.2.2).
Figura I.2.1: Dependencia de la eficiencia con la temperatura de utilización y elnivel de irradiación
La Figura I.2.1 muestra la dependencia de la eficiencia con la temperatura de uti-
lización y el nivel de irradiación. La eficiencia está expresada en % del valor en
el test en condiciones estándar (STC), donde la irradiancia es 1000 W/m2 y la
temperatura 25 C.
Alejandro Domínguez Moreno 5
ANNEX
Figura I.2.2: Acotaciones realizadas sobre la gráfica
A partir de las acotaciones de la gráfica, se encuentra la escala de la imagen a
partir de las medidas de los ejes de coordenadas y el valor de puntos estratégicos
para la obtención de la función de la eficiencia en función de la irradiancia para
25 C y 80 C. Se encuentra que la relación eje-cota vertical es de 0.1446, mientras
que la relación eje-cota horizontal es de 1.2450. Las dos funciones obtenidas a
partir de las conversiones son rectas definidas a trozos pues la gráfica tiene un
fuerte comportamiento lineal a trozos.
Para T = 25 C:
0 < J < 312.027 W/m2 → % cambio de eficiencia = 90 + 0.023321497 · J (1)
312.027 < J < 500W/m2 → % cambio de eficiencia = 97.277+0.007023974·J (2)
500 < J < 750 W/m2 → % cambio de eficiencia = 98.597 (3)
750 < J → % cambio de eficiencia = 98.589 + 0.0056010991 · J (4)
Para T = 80 C:
0 < J < 200.025 W/m2 → % cambio de eficiencia = 80 + 0.04748505·J (5)
Alejandro Domínguez Moreno 6
ANNEX
200.025 < J < 250W/m2 → % cambio de eficiencia = 89.498+0.016783485·J (6)
250 < J < 500 W/m2 → % cambio de eficiencia = 90.337 + 0.01019812·J (7)
500 < J < 750 W/m2 :→ % cambio de eficiencia = 92.886 + 0.006449747·J (8)
750 W/m2 < J → % cambio de eficiencia = 94.499 + 0.005177151·J (9)
Para obtener el valor de la eficiencia expresada en tanto por uno, teniendo en
cuenta que es de 25 en STC:
Eficiencia = 25 % cambio de eficiencia/10000 (10)
De esta manera, cuando la temperatura de utilización de las células fotovoltaicas
se encuentra entre 25 C y 80 C, se realiza una interpolación entre ambas tempe-
raturas al nivel de irradiancia correspondiente para obtener el valor de la eficiencia.
I.2.1. Implementación en MATLAB
A continuación se muestra la función de MATLAB que realiza la interpolación:
1 f u n c t i o n [ eta ] = eta_JT ( J , T )2 % Esta func ion devuelve e l v a l o r de l a e f i c i e n c i a3 % en func ion de :4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5 %T : temperatura de l a placa (oC)6 i f J==07 eta =0;8 else9
10 t he ta =(T−25)/(80−25) ;11 eta=eta_25 ( J ) + the ta * ( eta_80 ( J )−eta_25 ( J ) ) ;12 end13 end
Alejandro Domínguez Moreno 7
ANNEX
Donde eta_25 y eta_80 son las funciones de la eficiencia en función de la irradian-
cia a 25 C y 80 C respectivamente.
1 f u n c t i o n [ eta ] = eta_25 ( J )2 % Esta func ion devuelve e l v a l o r de l a e f i c i e n c i a a 80oC3 % en func ion de :4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5
6 k=25; %e f i c i e n c i a STC7 j = [0 ,312.027 ,500 ,750] ;8 p=[0.023321497 ,0.007023974 ,0 ,0.005610991];9 e f f = [90.000 ,97.277 ,98.597 ,98.597] ;
10 i =1;11 whi le J> j ( i ) && i < leng th ( j )12 i = i +1;13 end14 eta=k * ( e f f ( i −1)+(J− j ( i −1) ) *p ( i −1) ) /1 e4 ;15
16
17 end
1 f u n c t i o n [ eta ] = eta_80 ( J )2 % Esta func ion devuelve e l v a l o r de l a e f i c i e n c i a a 80oC3 % en func ion de :4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5
6 k=25; %e f i c i e n c i a STC7 j = [0 ,200.025 ,250.000 ,500.000 ,750.000] ;8 p=[0.04748505 ,0.016783485 ,0.01019812 ,0.006449747 ,0.005177151];9 e f f = [80.000 ,89.498 ,90.337 ,92.886 ,94.499] ;
10 i =1;11 whi le J> j ( i ) && i < leng th ( j )12 i = i +1;13 end14 eta=k * ( e f f ( i −1)+(J− j ( i −1) ) *p ( i −1) ) /1 e4 ;15
16
17 end
Cabe decir, que cuando a lo largo del desarrollo de la solución se cambian las
células utilizadas por las de eficiencia mayor del mismo fabricante, debido a las
hipótesis realizadas, solo realiza la modificación de cambiar la eficiencia de 25 a
28.8 (Ecuación 10, parámetro k en las funciones de MATLAB).
Alejandro Domínguez Moreno 8
ANNEX
I.3. Estudio preliminar
La totalidad de los cálculos se realizan a partir del software matemático MATLAB.
I.3.1. Script principal
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )6 % nh : numero de horas de l d ia7 %T : temperatura de u t i l i z a c i ó n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)8 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)9 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)
10 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)11 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)12 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)13 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA14 % dens : densidad de l a i r e ( kg /m^3)15 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r16 % t a i l f : f a c t o r de ocupación de los paneles en e l a la y l a co la f r e n t e a l a
ocupacion de l a la17 % rendp : rend imiento de l prop18 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero19 % mto : masa maxima de despegue de l a aeronave estudiada ( kg )20 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)21 % v c r d i s : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )22 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)23 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada24 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada25 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada26 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada27 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)28 % bat : masa de b a t e r i a necesar ia para a lbergar toda l a energ ia obtenida ( kg )29 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema30 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s ) . Var iab le de l problema31 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )32 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )33 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )34 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )35 % vs : ve loc idad de entrada en perdida (m/ s )36
37 c l ea r38 c lose a l l39 t i c40 UAV= ’MEGASTAR ’ ;41 mes = ’ d i c ’ ;42
43 T=80;44 nh=24;
Alejandro Domínguez Moreno 9
ANNEX
45 n=100; % numero de puntos46
47 % Parametros energét icos48 t =zeros (1 , nh ) ;49 J=zeros (1 , nh ) ;50 P_S=zeros (1 , nh ) ;51
52
53 f o r i =1:nh54 t ( i ) = i −1;55 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;56 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;57 end58
59 Ea_S=cumsum(P_S) ;60 batmas_S=max(Ea_S) /350 ;61
62 % A l t i t u d63 h=100;64 a l f a i s a =1−6.5e−3*h /288 .15 ;65 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;66
67 % Parametros aerodinamicos y de vuelo68
69 ocup =0.95;70 t a i l f =1;71 rendp =0.85;72 Pto_Pcr =5;73
74 % Carga de parametros75 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;76 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;77 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;78 aeropar= f i l e I D 3 ;79 mto=aeropar ( 1 ) ;80 Sw=aeropar ( 2 ) ;81 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;82 hdis=aeropar ( 4 ) ;83 cd0=aeropar ( 5 ) ;84 k1a=aeropar ( 6 ) ;85 k2a=aeropar ( 7 ) ;86 CLmax=aeropar ( 8 ) ;87 f c l o s e ( f i l e ) ;88
89
90 mto_Sw_UAV=mto /Sw;91 bat=batmas_S *Sw* ocup ;92 xUAV=[mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] ;93 yUAV=[0 , 20000] ;94
95 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .15 , n ) ;96 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . * t a i l f . / mto_Sw ;97 vcrv= l inspace (0 ,20 ,n ) ;98
Alejandro Domínguez Moreno 10
ANNEX
99 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;100 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;101 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;102 f ( 1 ) = f i g u r e ( 1 ) ;103
104 f o r j =1: leng th ( vcrv )105
106 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise (mto_Sw , vcrv ( j ) , rendp , cd0 , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;107
108 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;109 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;110 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ or ’ ,xUAV,yUAV) ;111 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Energia vs Sw a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero ’ ) ;112 x l a b e l ( ’ mto /Sw ( kg /m^2) ’ ) ;113 y l a b e l ( ’Ec / mto (Wh) ’ ) ;114 ax is ( [ 0 mto_Sw_UAV*1 .5 0 500] )115
116 hold on117 end118
119 %V s t a l l120 vs= s q r t (2 *9 .81*mto_Sw / dens /CLmax) ;121
122
123 l e v e l =logspace (0 ,2 .5 , n ) ;124
125 f ( 2 ) = f i g u r e ( 2 ) ;126 s u r f ( vcrv , mto_Sw , Eeq_mto ) ;127 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Balance energe t ico por unidad de masa vs Carga a l a r
y v_c_r ’ ) ;128 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;129 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;130 z l a b e l ( ’ Balance /M_T_O (Wh/ kg ) ’ ) ;131 ax is ( [ 0 20 0 mto_Sw_UAV*1.15 0 500] )132 cax is ( [ min ( l e v e l ) max( l e v e l ) ] ) ;133
134
135
136 f ( 3 ) = f i g u r e ( 3 ) ;137 contour ( vcrv , mto_Sw , Eeq_mto , ’ l e v e l L i s t ’ , l eve l , ’ f i l l ’ , ’ on ’ ) ;138 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Balance energe t ico por unidad de masa vs Carga a l a r
y v_c_r ’ ) ;139 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;140 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;141 z l a b e l ( ’ Balance /M_T_O (Wh/ kg ) ’ ) ;142 ax is ( [ 0 v c r d i s *1.15 0 mto_Sw_UAV* 1 . 1 5 ] )143 hold on144 a= l inspace (1 ,1 , n ) ;145 p lo t3 ( vs , mto_Sw , a ) ;146 p lo t3 ( [ vc rd is , v c r d i s ] , yUAV, [ 1 , 1 ] ) ;147 p lo t3 (yUAV,xUAV, [ 1 , 1 ] ) ;148 c = co lo rba r ;149 c . Label . S t r i n g = ’ Energia (Wh/ kg ) ’ ;
Alejandro Domínguez Moreno 11
ANNEX
150 f ig3name =[ ’ Balance_ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes ] ;151 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;152
153 f ( 4 ) = f i g u r e ( 4 ) ;154 contour ( vcrv , mto_Sw , Eeq_mto , ’ l e v e l L i s t ’ , l eve l , ’ f i l l ’ , ’ on ’ ) ;155 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Balance energe t ico por unidad de masa vs Carga a l a r
y v_c_r ’ ) ;156 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;157 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;158 z l a b e l ( ’ Balance /M_T_O (Wh/ kg ) ’ ) ;159 ax is ( [ 0 20 0 8 ] )160 c = co lo rba r ;161 c . Label . S t r i n g = ’ Energia (Wh/ kg ) ’ ;162 f ig4name =[ ’ Balance_ajustado_ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes ] ;163 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;164
165 f ( 5 ) = f i g u r e ( 5 ) ;166 s u r f ( vcrv , mto_Sw , Pto_mto ) ;167 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; ’ Pto vs Carga a l a r y Cruise Speed ’ ) ;168 x l a b e l ( ’ Cruise Speed (m/ s ) ’ ) ;169 y l a b e l ( ’ Mto /Sw ( kg /m^2) ’ ) ;170 z l a b e l ( ’ Pto / mto (W/ kg ) ’ ) ;171 hold on172 p lo t3 (yUAV,xUAV, [ 1 , 1 ] ) ;173 ax is ( [ 0 10 0 mto_Sw_UAV*1.15 0 100] )174
175
176
177 f ( 6 ) = f i g u r e ( 6 ) ;178 p l o t ( t , J , ’ b . ’ , t , P_S, ’ r . ’ , t , Ea_S) ;179 t i t l e ( ’ D is t rubuc ión ho ra r i a de potenc ia y energ ia ’ ) ;180 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;181 y l a b e l ( ’P(W) E(Wh) ’ ) ;182 ax is ( [ 0 24 0 500] )183
184 toc
Este script lee los parámetros de la aeronave a partir de un fichero .txt con el
siguiente formato y con el nombre ‘AEROPAR_’ y el nombre en mayúscula del
UAV. El ejemplo que se muestra es de los parámetros del UAV MEGASTAR[23]:
mto = 7 ;
Sw = 0.98 ;
vcrd = 13 ;
hd = 100 ;
cd0 = 0.0301 ;
k1a = 0 ;
k2a = 0.0595 ;
Alejandro Domínguez Moreno 12
ANNEX
CLmax = 1.71 ;
I.3.1.1. Explicación del script
· Línea 40: Nombre de la aeronave.
· Línea 41: Mes del estudio.
· Líneas 53-59: Cálculo de la irradiación solar y la potencia por unidad de su-
perficie que absorben las células fotovoltaicas.
· Líneas 62-65: Cálculo de la densidad del aire a la altura de vuelo mediante
el modelo de la Atmósfera Estándar Internacional.
· Líneas 67-72: Definición de parámetros.
· Líneas 74-87: Carga de la información de los parámetros de la aeronave.
· Líneas 90-91: Cálculo de la carga alar de la aeronave y de la masa de bate-
rías necesarias.
· Líneas 92-117: Cálculo y generación de la gráfica de energía frente a la carga
alar a diferentes velocidades de crucero a partir de la función de la potencia
para el vuelo en crucero..
· Líneas 120: Cálculo de la velocidad de entrada en pérdida.
· Líneas 123-182: Generación de las diferentes gráficas.
Además de las funciones mostradas anteriormente para el cálculo de la eficiencia
de las fotovoltaicas, este script utiliza las siguientes:
I.3.2. Cálculo de la irradiación
1 f u n c t i o n [ J ] = J_h ( h ,mes)2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora y de l mes .4 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]5 % h : hora de l d ia [ hora ]6 %mes : mes de l año [ s t r i n g ]7 i f strcmp ( ’ ene ’ ,mes) ==18 J=J_hene ( h ) ;9 e l s e i f strcmp ( ’ jun ’ ,mes) ==1
10 J=J_hjun ( h ) ;11 e l s e i f strcmp ( ’ d i c ’ ,mes) ==112 J=J_hdic ( h ) ;13 else14 f p r i n t f ( ’ERROR: Mes i n c o r r e c t o o no d i spon ib l e \ n ’ ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 13
ANNEX
15 end16
17 end
1 f u n c t i o n [ J ] = J_hdic ( h )2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona durante e l d ia 22 de Diciembre mediante4 % e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora .5 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]6 % h : hora de l d ia [ hora ]7 swi tch h8 case 89 J =88.889;
10 case 911 J =180.556;12 case 1013 J =255.556;14 case 1115 J =297.222;16 case 1217 J =297.222;18 case 1319 J =255.556;20 case 1421 J =180.556;22 case 1523 J =88.889;24 otherwise25 J =0;26 end27 end
1 f u n c t i o n [ J ] = J_hene ( h )2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona durante e l d ia 1 de Enero mediante4 % e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora .5 % J : i r r a d i a n c i a s o la r [W/m^2]6 % h : hora de l d ia [ hora ]7 swi tch h8 case 79 J =2.778;
10 case 811 J =105.556;12 case 913 J =211.111;14 case 1015 J =297.222;16 case 1117 J =347.222;18 case 1219 J =347.222;20 case 1321 J =297.222;22 case 1423 J =211.111;
Alejandro Domínguez Moreno 14
ANNEX
24 case 1525 J =105.556;26 case 1627 J =2.778;28 otherwise29 J =0;30 end31 end
1 f u n c t i o n [ J ] = J_hjun ( h )2 % Esta func ion ca l cu la de Radación so la r ho ra r i a3 % en Barcelona durante e l d ia 21 de Junio mediante4 % e l método de Liu−Jordan en func ión de l a hora .5 % J : rad iac ión so la r [W/m^2]6 % h : hora de l d ia [ hora ]7 swi tch h8 case 59 J =100.00;
10 case 611 J =227.778;12 case 713 J =372.222;14 case 815 J =516.667;16 case 917 J =644.444;18 case 1019 J =744.444;20 case 1121 J =797.222;22 case 1223 J =797.222;24 case 1325 J =744.444;26 case 1427 J =644.444;28 case 1529 J =516.667;30 case 1631 J =372.222;32 case 1733 J =227.778;34 case 1835 J =100.000;36 otherwise37 J =0;38 end39 end
I.3.3. Cálculo de la potencia requerida
1 f u n c t i o n [ Pto_mto ] = Pto_mto_cruise (mto_Sw , vcr , rendp , cd0 , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr )2 % Esta func ion ca l cu la e l va l o r de l a Potencia minima por unidad de masa durante
e l Takeof f en
Alejandro Domínguez Moreno 15
ANNEX
3 % func ión de :4 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r [m^2 ]5 %mto_Sw : carga a l a r [ kg /m^2 ]6 % vcr : ve loc idad de crucero [m/ s ]7 % rend : rend imiento de l a h e l i c e8 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a9 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r
10 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r11 % dens : densidad de l a i r e [ kg /m^3 ]12 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia durante e l despegue y e l crucero13
14 g=9.81; % ace le rac ión de l a gravedad [m/ s ^2 ]15 q =0 .5 . * dens . * vcr . ^ 2 ; % pres ion dinamica [ Pa ]16 Pto_mto=q . * vcr . * Pto_Pcr . / mto_Sw . / rendp . * ( cd0+k1a . * g . * mto_Sw . / q+k2a . * ( g . * mto_Sw . / q )
. ^ 2 ) ;17 end
I.3.4. Resultados del estudio
I.3.4.1. Variación del balance energético a lo largo del año
Comparando los meses de menor y mayor cantidad de horas de sol se observa
la gran variación esperada en el balance energético (Figura I.3.1 y I.3.2). A me-
dida que se incrementa la irradiación solar, se puede incrementar la velocidad de
crucero para una misma superficie alar. También se incrementa el rango de super-
ficies alares posible para la autonomía infinita. Sin embargo, es más viable realizar
variaciones de velocidad a los largo del año que no cambiar la carga alar.
Alejandro Domínguez Moreno 16
ANNEX
Figura I.3.1: Balance energético por unidad de masa durante el mes de diciembre
Figura I.3.2: Balance energético por unidad de masa durante el mes de junio
Alejandro Domínguez Moreno 17
ANNEX
I.3.4.2. Influencia de los parámetros aerodinámicos
El coeficiente con mayor trascendencia en el balance energético es el de resisten-
cia parásita (Figura I.3.3). Si se incrementa dicho parámetro aumenta considera-
blemente el consumo energético.
Figura I.3.3: Balance incrementando el CD0 hasta 0.2
En cuanto al coeficiente parabólico de la polar, afecta principalmente a las cargas
alares posibles para cada velocidad, limitándolas considerablemente (Figura I.3.4).
Alejandro Domínguez Moreno 18
ANNEX
Figura I.3.4: Balance incrementando el coeficiente parabólico hasta 0.2
Por último, el coeficiente lineal es el menos trascendental e incrementa su efecto a
medida que la velocidad de crucero aumenta (Figura I.3.5).
Alejandro Domínguez Moreno 19
ANNEX
Figura I.3.5: Balance incrementando el coeficiente lineal hasta 0.2
I.3.5. Influencia de la altura de crucero
La potencia requerida disminuye con el aumento de altitud pero varía escasamente
a lo largo del rango de alturas del UAV (Figura I.3.6). Esto se cumple solo si se
considera la polar constante a las diferentes alturas y velocidades.
Alejandro Domínguez Moreno 20
ANNEX
Figura I.3.6: Balance energético por unidad de masa a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 21
ANNEX
I.4. Estudio selección del UAV
El código de MATLAB utilizado para esta parte del estudio es el mismo empleado
para el estudio preliminar. Únicamente requiere de la introducción de los paráme-
tros de cada aeronave, en mayúscula, en un archivo txt (AEROPAR_NOMBRE.txt).
Los parámetros se extraen de las Características de los Candidatos [Véase Carac-
terísticas de los candidatos en la Memoria].
Se les otorgará una mayor valoración a aquellas aeronave que obtengan balances
positivos de energía a velocidades y cargas alares lo más elevadas posible.
I.4.1. Megastar
I.4.1.1. Parámetros
mto = 7 ;
Sw = 0.98 ;
vcrd = 13 ;
hd = 100 ;
cd0 = 0.0301 ;
k1a = 0 ;
k2a = 0.0595 ;
CLmax = 1.71 ;
Alejandro Domínguez Moreno 22
ANNEX
I.4.1.2. Resultados
Figura I.4.1: Balance energético por unidad de masa del UAV Megastar a 100 m dealtura
I.4.2. Shadow
I.4.2.1. Parámetros
mto = 55 ;
Sw = 3.09 ;
vcrd = 15.5 ;
hd = 1219.2 ;
cd0 = 0.0379 ;
k1a = -0.0317 ;
k2a = 0.0578 ;
CLmax = 2.08 ;
Alejandro Domínguez Moreno 23
ANNEX
I.4.2.2. Resultados
Figura I.4.2: Balance energético por unidad de masa del UAV Shadow a 100 m dealtura
I.4.3. Phoenix
I.4.3.1. Parámetros
mto = 15 ;
Sw = 0.8 ;
vcrd = 16 ;
hd = 1000 ;
cd0 = 0.027 ;
k1a = -0.0072 ;
k2a = 0.0371 ;
CLmax = 1.45 ;
Alejandro Domínguez Moreno 24
ANNEX
I.4.3.2. Resultados
Figura I.4.3: Balance energético por unidad de masa del UAV Phoenix a 100 m dealtura
I.4.4. SantBernat
I.4.4.1. Parámetros
mto = 110 ;
Sw = 2.75 ;
vcrd = 50 ;
hd = 3000 ;
cd0 = 0.01444 ;
k1a = 0 ;
k2a = 0.0349 ;
CLmax = 1.3 ;
Alejandro Domínguez Moreno 25
ANNEX
I.4.4.2. Resultados
Figura I.4.4: Balance energético por unidad de masa del UAV SantBernat a 100 mde altura
I.4.5. Albatros
I.4.5.1. Parámetros
mto = 120 ;
Sw = 21.73 ;
vcrd = 20 ;
hd = 800 ;
cd0 = 0.0176 ;
k1a = 0 ;
k2a = 0.0366 ;
CLmax = 1.5 ;
Alejandro Domínguez Moreno 26
ANNEX
I.4.5.2. Resultados
Figura I.4.5: Balance energético por unidad de masa del UAV Albatros a 100 m dealtura
Alejandro Domínguez Moreno 27
ANNEX
I.5. Estudio del desarrollo de la solución
I.5.1. Estudio del UAV seleccionado
Debido a la introducción de nuevas hipótesis se requiere de un código nuevo, más
completo y complejo. Precio al estudio, es necesaria la obtención de las polares de
la aeronave [Véase apartado II.5]. Los datos de las polares son introducidos como
archivos .txt que se obtienen a partir de la exportación análisis realizado en XFLR5.
La nomenclatura de entrada es la siguiente: B-’velocidad de crucero’.0-’altura’.txt.
Las velocidades pueden ser 7, 8, 9 y 16 m/s, mientras que las alturas, 100 y
1000 m. En cuanto a la entrada de parámetros de la aeronave, se ven incremen-
tados respecto el estudio preliminar. A continuación se muestra el archivo AERO-
PAR_PHOENIX.txt:
mto = 11 ;
Sw = 0.8 ;
vcrd = 16 ;
hd = 1000 ;
cd0 = 0.027 ;
k1a = -0.0072 ;
k2a = 0.0371 ;
CLmax = 1.45 ;
c = 0.25 ;
cdbody = 0.0061 ;
Sv = 0.02 ;
lt = 0.931157 ;
Sh = 0.06 ;
mbase = 2.3580 ;
wskindens = 2.4325 ;
tdens = 2.360 ;
din = 0.012 ;
din = 0.015 ;
espar = 0.00147 ;
Alejandro Domínguez Moreno 28
ANNEX
gros = 0.148 ;
ch = 0.1 ;
cv = 0.1 ;
Cabe decir que cada script de MATLAB genera automáticamente el archivo de la
siguiente evolución.
I.5.1.1. Script principal
A continuación se muestra el código que permite realizar el estudio de la aeronave
original con los paneles solares y las nuevas baterías. Además, permite obtener los
parámetros geométricos y másicos de la siguiente evolución según las condiciones
impuestas.
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l
Alejandro Domínguez Moreno 29
ANNEX
33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )82 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )
Alejandro Domínguez Moreno 30
ANNEX
83 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa enfunc ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )
84 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t icoen func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )
85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)96 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)97 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)98 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)99 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)100 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )101 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )102 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)103 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )104 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)105 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)117 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)118 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )119 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )120 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)121 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)122 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)
Alejandro Domínguez Moreno 31
ANNEX
123 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l ave loc idad (W)
124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a142 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion143 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion144
145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;
Alejandro Domínguez Moreno 32
ANNEX
174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig=aeropar (20) ;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184
185 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola186 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;187 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;188
189 % A l t i t u d190 h=1000;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =2;200 rmin =0 .1 ;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209
210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211
212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’B− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;
Alejandro Domínguez Moreno 33
ANNEX
227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;231 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;232 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;233 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;234 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;235 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;236 end237 end238
239 n=1000; % numero de puntos240
241 % Parametros energét icos242
243 nh=24;244
245 i f mes== ’ d i c ’246 T= a l f a i s a *(273+11.1)−273;247 e l s e i f mes== ’ jun ’248 T= a l f a i s a *(273+25.2)−273;249 end250
251
252 t =zeros (1 , nh ) ;253 J=zeros (1 , nh ) ;254 P_S=zeros (1 , nh ) ;255
256
257 f o r i =1:nh258 t ( i ) = i −1;259 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;260 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;261 end262
263
264 cbat =0.75;265 ocup =0.9 ;266
267 Ea_S=cumsum(P_S) ;268 batmas_S=max(Ea_S) /350* cbat ;269 Sce l l =0.00098;270 mcel l =180e−6;271
272 % Rendimientos273 rendmppt =0.97;274 rendbm=0.995;275 rendb =0.972;276 rendesc =0.99;277 rendm =0.86;278 rendp = [ 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 ] ;279
Alejandro Domínguez Moreno 34
ANNEX
280 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;281
282
283
284 % Balance energe t ico285 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;286 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;287 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;288
289 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;290 Pto_Pcr =1;291 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;292 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;293
294
295 f o r j =1: nv296 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;297 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;298 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;299 end300
301
302 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s303 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;304 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;305 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;306 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;307 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;308 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;309
310 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia311 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;312 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;313
314 % Calculo de las modi f i cac iones315 AR=12.8;316 ARh=6;317 cdens=1580;318 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;319 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;320 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;321 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;322 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;323 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;324 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;325 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;326 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;327 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;328 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;329 fSso la r =@(S) ocup . * S ;330 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;
Alejandro Domínguez Moreno 35
ANNEX
331 f carga=@(S) m(S) . / S ;332 fm=@(S) 15−m(S) ;333 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances334
335 % Nuevos parametros336 Sw= f s o l v e ( fm , Sw_orig , op t ions ) ;337 mto=m(Sw) ;338 b= fb (Sw) ;339 c= f c (Sw) ;340 Sv=fSv (Sw) ;341 Sh=fSh (Sw) ;342 bh=fbh (Sw) ;343 ch=fch (Sw) ;344 cv=ch ;345 bv=Sv / cv ;346 l t = f l t (Sw) ;347 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;348 Ssolar= fSso la r (Sw) ;349 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;350 bat=batmas_S * Ssolar ;351
352 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia353 renddia=rend . / rendb ;354 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;355 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;356 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a ( 1 ) , k1a
( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;357 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;358 E i n i =0;359 Enoche=0;360 E_t= E i n i ;361 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;362 Pa=Eabs / nh ;363 dias =2;364 f o r d ia =1: d ias365 f o r i =1:24366 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;367 i f Pcdia >Pin368 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;369 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;370 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;371 else372 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;373 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;374 end375 end376 end377 Enoche=Enoche / d ias ;378 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;379 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;380
381 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;382 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;
Alejandro Domínguez Moreno 36
ANNEX
383 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;384 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;385 Drag=Pdrag . / vcrv ;386 Pprop=Pdrag ;387 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;388 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;389 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;390 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;391 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;392
393 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo1 . t x t ’ ;394 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;395 f i l e I D 1 =dat1 ;396 f i l e I D 2 =dat2 ;397 f i l e I D 4 =dat4 ;398 aeropar ( 1 ) =mto ;399 aeropar ( 2 ) =Sw;400 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;401 aeropar ( 4 ) =h ;402 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;403 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;404 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;405 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;406 aeropar ( 9 ) =c ;407 aeropar (11)=Sv ;408 aeropar (12)= l t ;409 aeropar (13)=Sh ;410 aeropar (21)=ch ;411 aeropar (22)=cv ;412 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;413 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;414
415 f o r i =1: leng th ( aeropar )416 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;417 end418 f c l o s e ( f i l e ) ;419
420 f i g u r e ( 1 )421 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;422 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;423 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;424 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;425 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )426 ax is ( [ 0 7 0 500] )427 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;428 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;429
430 f i g u r e ( 2 )431 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;
Alejandro Domínguez Moreno 37
ANNEX
432 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades decrucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;
433 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;434 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;435 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )436 ax is ( [ 0 7 0 500] )437 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;438 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;439
440 f i g u r e ( 3 )441 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )442 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;443 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;444 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;445 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;446 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;447 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;448
449 f i g u r e ( 4 )450 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;451 f o r i =1:n452 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;453 end454 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )455 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;456 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;457 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;458 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )459 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )460 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;461 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;462
463 f i g u r e ( 5 )464 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;465 Pc_v=fPc_v ( v ) ;466 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;467 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;468 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;469 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;470 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )471 ax is ( [ 7 16 0 300] )472 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;473 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;474
475 % Comprobacion de l a po la r476 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;477 Cdreg=cd0 ( 1 ) +k1a ( 1 ) . * Clreg+k2a ( 1 ) . * Clreg .^2+ k3a ( 1 ) . * Clreg .^3+ k4a ( 1 ) . * Clreg . ^ 4 ;478 f i g u r e ( 6 )479 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , 1 ) ,CD( : , 1 ) . *1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;480 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 38
ANNEX
481 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;482 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;483 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )484 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )485 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;486 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;487
488 f i g u r e ( 7 )489 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )490 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;491 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;492 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;493 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;494 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;495 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;496
497 toc
I.5.1.2. Explicación del script
A continuación, se explica de manera resumida el funcionamiento del script princi-
pal. Es importante remarcar, que el código mostrado en el apartado anterior es la
base de los diferentes scripts utilizados a lo largo del desarrollo de la solución.
· Línea 148: Nombre de la aeronave.
· Línea 149: Mes del estudio.
· Líneas 150-183: Carga de la información de los parámetros de la aeronave.
· Líneas 186-187: Cálculo de los coeficientes de cola.
· Líneas 190-197: Cálculo de las propiedades del aire la altura de vuelo me-
diante el modelo de la Atmósfera Estándar Internacional.
· Líneas 199-237: Generación de la regresión para obtener la polar aerodiná-
mica de la aeronave según la velocidad de crucero y la altitud. Realiza la
regresión a partir de los datos de CL y CD exportados en txt del correspon-
diente análisis en XFLR5. El programa permite realizar tanto una regresión
de segundo grado como una de cuarto. No obstante, a lo largo del estudio,
únicamente se emplea la regresión de segundo grado para obtener una polar
parabólica. Además, se realiza automáticamente la corrección de la resisten-
cia y se añade la resistencia del fuselaje [Véase apartado II.5].
Alejandro Domínguez Moreno 39
ANNEX
· Líneas 257-261: Cálculo de la irradiación solar y la potencia por unidad de
superficie que absorben las células fotovoltaicas.
· Líneas 272-280: Definición de los diferentes rendimientos de la aeronave.
· Líneas 284-299: Cálculo del balance energético diario.
· Líneas 303-308: Cálculo de la carga alar máxima permitida para tener auto-
nomía infinita a 8 m/s.
· Líneas 310-312: Cálculo de la carga alar que requiere la mínima potencia.
· Líneas 319-326: Geometría de la aeronave en función de la superficie alar.
Se realiza la hipótesis de que los coeficientes de cola se conservan, así como
la relación entre el brazo de palanca de la cola y la envergadura. Imponiendo
un alargamiento de ala y de estabilizador horizontal -teniendo en cuenta que
ambos estabilizadores tiene la misma cuerda- es posible obtener todas las
superficies aerodinámicas.
· Líneas 327-330: Cálculo de la masa de la aeronave en función de la super-
ficie alar. Se realiza la hipótesis de que los espesores de las superficies se
conservan. Se considera que la altura de los largueros es igual al espesor
máximo del perfil y que tanto la piel de la cola como del ala tienen una densi-
dad superficial constante respecto a la del UAV original.
· Líneas 331-336: Cálculo de la superficie alar de la aeronave a una masa
dada, a partir de la función explicada anteriormente.
· Líneas 337-350: Definición de los parámetros de la siguiente evolución en
función de la superficie alar obtenida. Si el objeto del estudio es el análisis de
la versión actual, y no la obtención de una nueva versión, se debe imponer la
misma superficie alar y alargamientos.
· Líneas 353-378: Obtención del balance energético horario.
· Líneas 393-418: Generación del archivo txt con los parámetros de la aerona-
ve obtenida.
· Líneas 420-495: Generación de las diferentes gráficas.
I.5.1.3. Funciones
Además de las funciones utilizadas para el cálculo de la irradiación solar y la efi-
ciencia de las células fotovoltaicas, se requiere de las siguientes funciones:
Alejandro Domínguez Moreno 40
ANNEX
1 f u n c t i o n [ Cd0 , k1a , k2a ] = po lar_reg (CL,CD, rmin , rmax )2 % Esta func ion elabora una regres ion de segundo grado a p a r t i r de l CL y CD3 % del a n a l i s i s rea l i zado en XFLR5 . La regres ion se l l e v a a cabo ent re un4 % v a lo r maximo de CL y uno minimo . Los coe f i en tes de l resu l tado de l a5 % regres ion corresponen con los c o e f i c i e n t e de l a po la r aerodinamica (Cd0 , k1a , k2a
)6 % La func ion es func ion de :7 %CL: c o e f i c i e n t e s de sus ten tac ion obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR58 %CD: c o e f i c i e n t e s de r e s i s t e n c i a obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR59 % rmin : v a l o r minimo de CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion
10 % rmin : v a l o r maximo de CL de l a regres ion11 i =0;12 f o r j =1: leng th (CL)13 i f CL( j ) >=rmin && CL( j ) <=rmax14 i = i +1;15 CLp( i ) =CL( j ) ;16 CDp( i ) =CD( j ) ;17 end18 end19 p= p o l y f i t (CLp ,CDp, 2 ) ;20 Cd0=p ( 3 ) ;21 k1a=p ( 2 ) ;22 k2a=p ( 1 ) ;23 end
1 f u n c t i o n [ Cd0 , k1a , k2a , k3a , k4a ] = polar_reg_4 (CL,CD, rmin , rmax )2 % Esta func ion elabora una regres ion de cuar to grado a p a r t i r de l CL y CD3 % del a n a l i s i s rea l i zado en XFLR5 . La regres ion se l l e v a a cabo ent re un4 % v a lo r maximo de CL y uno minimo . Los coe f i en tes de l resu l tado de l a5 % regres ion corresponen con los c o e f i c i e n t e de l a po la r aerodinamica (Cd0 , k1a , k2a
, k3a , k4a )6 % La func ion es func ion de :7 %CL: c o e f i c i e n t e s de sus ten tac ion obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR58 %CD: c o e f i c i e n t e s de r e s i s t e n c i a obtenidos en e l a n a l i s i s en XFLR59 % rmin : v a l o r minimo de CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion
10 % rmin : v a l o r maximo de CL de l a regres ion11 i =0;12 f o r j =1: leng th (CL)13 i f CL( j ) >=rmin && CL( j ) <=rmax14 i = i +1;15 CLp( i ) =CL( j ) ;16 CDp( i ) =CD( j ) ;17 end18 end19 p= p o l y f i t (CLp ,CDp, 4 ) ;20 Cd0=p ( 5 ) ;21 k1a=p ( 4 ) ;22 k2a=p ( 3 ) ;23 k3a=p ( 2 ) ;24 k4a=p ( 1 ) ;25 end
1 f u n c t i o n [ Pto_mto ] = Pto_mto_cruise (mto_Sw , vcr , rendp , cd0 , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr )2 % Esta func ion ca l cu la e l va l o r de l a Potencia minima por unidad de masa durante
e l Takeof f en
Alejandro Domínguez Moreno 41
ANNEX
3 % func ión de :4 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r [m^2 ]5 %mto_Sw : carga a l a r [ kg /m^2 ]6 % vcr : ve loc idad de crucero [m/ s ]7 % rend : rend imiento de l a h e l i c e8 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a9 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r
10 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r11 % dens : densidad de l a i r e [ kg /m^3 ]12 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia durante e l despegue y e l crucero13
14 g=9.81; % ace le rac ión de l a gravedad [m/ s ^2 ]15 q =0 .5 . * dens . * vcr . ^ 2 ; % pres ion dinamica [ Pa ]16 Pto_mto=q . * vcr . * Pto_Pcr . / mto_Sw . / rendp . * ( cd0+k1a . * g . * mto_Sw . / q+k2a . * ( g . * mto_Sw . / q )
. ^ 2 ) ;17 end
1 f u n c t i o n [ Pto_mto ] = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcr , rendp , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens ,Pto_Pcr )
2 % Esta func ion ca l cu la e l va l o r de l a Potencia minima por unidad de masa durantee l Takeof f en
3 % func ión de :4 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r [m^2 ]5 %mto_Sw : carga a l a r [ kg /m^2 ]6 % vcr : ve loc idad de crucero [m/ s ]7 % rend : rend imiento de l a aeronave8 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a9 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r
10 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r11 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r12 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r13 % dens : densidad de l a i r e [ kg /m^3 ]14 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia durante e l despegue y e l crucero15
16 g=9.81; % ace le rac ión de l a gravedad [m/ s ^2 ]17 q =0 .5 . * dens . * vcr . ^ 2 ; % pres ion dinamica [ Pa ]18 Pto_mto=q . * vcr . * Pto_Pcr . / mto_Sw . / rendp . * ( cd0+k1a . * g . * mto_Sw . / q+k2a . * ( g . * mto_Sw . / q )
.^2+ k3a . * ( g . * mto_Sw . / q ) .^3+ k4a . * ( g . * mto_Sw . / q ) . ^ 4 ) ;19 end
Alejandro Domínguez Moreno 42
ANNEX
I.5.1.4. Resultados
Figura I.5.1: Balance energético horario a 100 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 43
ANNEX
Figura I.5.2: Balance energético horario a 1000 m de altura
I.5.2. Aplicación de las modificaciones
En este apartado se muestran los diferentes código de MATLAB utilizados para
realizar el estudio energético.
I.5.2.1. Cálculo de las modificaciones
Para poder dimensionar las diferentes evoluciones de la aeronave -como se explica
en el apartado I.5.1.2-, se elabora una función que calcula todas las dimensiones
del ala y la cola y el peso del UAV a partir de la superficie alar, fijando el alarga-
miento del ala, del estabilizador horizontal y la relación entre la envergadura y la
distancia entre la cola y el ala [Véase apartado II.2].
Este cálculo se encuentra implementado en el código de MATLAB [Véase las líneas
de código 314 hasta 350 del Script principal Estudio del UAV seleccionado].
I.5.2.2. Evolución 1
Alejandro Domínguez Moreno 44
ANNEX
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada
Alejandro Domínguez Moreno 45
ANNEX
51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )82 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )83 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )84 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)96 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
Alejandro Domínguez Moreno 46
ANNEX
a l a r (m^2)97 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)98 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)99 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)100 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )101 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )102 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)103 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )104 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)105 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)117 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)118 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )119 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )120 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)121 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)122 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)123 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
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ANNEX
obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a142 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion143 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion144
145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo1 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig=aeropar (20) ;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184
185 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola186 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;187 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;188
189 % A l t i t u d190 h=100;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;
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ANNEX
193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =2;200 rmin =0 .1 ;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209
210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211
212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’ evo1− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;231 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;232 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;233 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;234 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;235 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;236 end237 end238
239 n=1000; % numero de puntos240
241 % Parametros energét icos242
243 nh=24;244
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ANNEX
245 i f mes== ’ d i c ’246 T= a l f a i s a *(273+11.1)−273;247 e l s e i f mes== ’ jun ’248 T= a l f a i s a *(273+25.2)−273;249 end250
251
252 t =zeros (1 , nh ) ;253 J=zeros (1 , nh ) ;254 P_S=zeros (1 , nh ) ;255
256
257 f o r i =1:nh258 t ( i ) = i −1;259 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;260 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;261 end262
263
264 cbat =0.75;265 ocup =0.9 ;266
267 Ea_S=cumsum(P_S) ;268 batmas_S=max(Ea_S) /350* cbat ;269 Sce l l =0.00098;270 mcel l =180e−6;271
272 % Rendimientos273 rendmppt =0.97;274 rendbm=0.995;275 rendb =0.972;276 rendesc =0.99;277 rendm =0.86;278 rendp = [ 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 ] ;279
280 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;281
282
283
284 % Balance energe t ico285 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;286 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;287 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;288
289 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;290 Pto_Pcr =1;291 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;292 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;293
294
295 f o r j =1: nv296 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;297 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;
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ANNEX
298 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;299 end300
301
302 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s303 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;304 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;305 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;306 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;307 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;308 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;309
310 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia311 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;312 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;313
314 % Calculo de las modi f i cac iones315 AR=12.8;316 ARh=6;317 cdens=1580;318 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;319 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;320 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;321 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;322 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;323 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;324 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;325 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;326 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;327 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;328 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;329 fSso la r =@(S) ocup . * S ;330 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;331 f carga=@(S) m(S) . / S ;332 fm=@(S) 15−m(S) ;333 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances334
335 % Nuevos parametros336 Sw= f s o l v e ( fm , Sw_orig , op t ions ) ;337 mto=m(Sw) ;338 b= fb (Sw) ;339 c= f c (Sw) ;340 Sv=fSv (Sw) ;341 Sh=fSh (Sw) ;342 bh=fbh (Sw) ;343 ch=fch (Sw) ;344 cv=ch ;345 bv=Sv / cv ;346 l t = f l t (Sw) ;347 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;348 Ssolar= fSso la r (Sw) ;
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ANNEX
349 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;350 bat=batmas_S * Ssolar ;351
352 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia353 ve l =1;354 renddia=rend . / rendb ;355 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;356 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;357 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;358 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;359 E i n i =0;360 Enoche=0;361 E_t= E i n i ;362 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;363 Pa=Eabs / nh ;364 dias =2;365 f o r d ia =1: d ias366 f o r i =1:24367 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;368 i f Pcdia >Pin369 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;370 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;371 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;372 else373 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;374 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;375 end376 end377 end378 Enoche=Enoche / d ias ;379 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;380 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;381
382 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;383 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;384 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;385 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;386 Drag=Pdrag . / vcrv ;387 Pprop=Pdrag ;388 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;389 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;390 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;391 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;392 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;393
394 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo2−t10 . t x t ’ ;395 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;396 f i l e I D 1 =dat1 ;397 f i l e I D 2 =dat2 ;398 f i l e I D 4 =dat4 ;399 aeropar ( 1 ) =mto ;400 aeropar ( 2 ) =Sw;401 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;
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ANNEX
402 aeropar ( 4 ) =h ;403 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;404 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;405 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;406 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;407 aeropar ( 9 ) =c ;408 aeropar (11)=Sv ;409 aeropar (12)= l t ;410 aeropar (13)=Sh ;411 aeropar (20)=gros_or ig ;412 aeropar (21)=ch ;413 aeropar (22)=cv ;414 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;415 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;416
417 f o r i =1: leng th ( aeropar )418 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;419 end420 f c l o s e ( f i l e ) ;421
422 f i g u r e ( 1 )423 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;424 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;425 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;426 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;427 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )428 ax is ( [ 0 7 0 500] )429 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;430 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;431
432 f i g u r e ( 2 )433 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;434 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;435 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;436 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;437 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )438 ax is ( [ 0 7 0 500] )439 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;440 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;441
442 f i g u r e ( 3 )443 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )444 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;445 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;446 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;447 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;448 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;
Alejandro Domínguez Moreno 53
ANNEX
449 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;450
451 f i g u r e ( 4 )452 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;453 f o r i =1:n454 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;455 end456 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )457 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;458 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;459 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;460 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )461 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )462 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;463 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;464
465 f i g u r e ( 5 )466 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;467 Pc_v=fPc_v ( v ) ;468 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;469 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;470 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;471 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;472 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )473 ax is ( [ 7 16 0 300] )474 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;475 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;476
477 % Comprobacion de l a po la r478 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;479 Cdreg=cd0 ( 1 ) +k1a ( 1 ) . * Clreg+k2a ( 1 ) . * Clreg .^2+ k3a ( 1 ) . * Clreg .^3+ k4a ( 1 ) . * Clreg . ^ 4 ;480 f i g u r e ( 6 )481 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , 1 ) ,CD( : , 1 ) . *1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;482 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;483 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;484 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;485 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )486 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )487 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;488 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;489
490 f i g u r e ( 7 )491 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )492 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;493 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;494 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;495 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;496 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;497 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;498 toc
Alejandro Domínguez Moreno 54
ANNEX
499
500 toc
Figura I.5.3: Balance energético horario de la Evolución 1 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 55
ANNEX
Figura I.5.4: Balance energético horario de la Evolución 1 a 100 m de altura
I.5.2.3. Evolución 2
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)
Alejandro Domínguez Moreno 56
ANNEX
22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e
Alejandro Domínguez Moreno 57
ANNEX
73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )82 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )83 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )84 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)96 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)97 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)98 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)99 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)100 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )101 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )102 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)103 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )104 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)105 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)
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ANNEX
113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)117 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)118 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )119 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )120 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)121 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)122 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)123 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a142 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion143 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion144
145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo2−t10 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 59
ANNEX
163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig=aeropar (20) ;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184
185 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola186 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;187 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;188
189 % A l t i t u d190 h=100;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =2;200 rmin =0 .6 ;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209
210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211
212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’ evo2− ’ , v_s t r , ’ .0− t10− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 60
ANNEX
217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f’ ) ;
218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;231 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;232 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;233 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;234 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;235 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;236 end237 end238
239 n=1000; % numero de puntos240
241 % Parametros energét icos242
243 nh=24;244
245 i f mes== ’ d i c ’246 T= a l f a i s a *(273+11.1)−273;247 e l s e i f mes== ’ jun ’248 T= a l f a i s a *(273+25.2)−273;249 end250
251
252 t =zeros (1 , nh ) ;253 J=zeros (1 , nh ) ;254 P_S=zeros (1 , nh ) ;255
256
257 f o r i =1:nh258 t ( i ) = i −1;259 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;260 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;261
262 end263
264
265 cbat =0.75;266 ocup =0.9 ;267
268 Ea_S=cumsum(P_S) ;
Alejandro Domínguez Moreno 61
ANNEX
269 batmas_S=max(Ea_S) /350* cbat ;270 Sce l l =0.00098;271 mcel l =180e−6;272
273 % Rendimientos274 rendmppt =0.97;275 rendbm=0.995;276 rendb =0.972;277 rendesc =0.99;278 rendm =0.86;279 rendp = [ 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 ] ;280
281 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;282
283
284
285 % Balance energe t ico286 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;287 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;288 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;289
290 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;291 Pto_Pcr =1;292 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;293 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;294
295
296 f o r j =1: nv297 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;298 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;299 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;300 end301
302
303 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s304 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;305 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;306 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;307 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;308 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;309 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;310
311 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia312 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;313 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;314
315 % Calculo de las modi f i cac iones316 AR=12.8*2;317 ARh=6;318 cdens=1580;319 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;320 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;
Alejandro Domínguez Moreno 62
ANNEX
321 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;322 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;323 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;324 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;325 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;326 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;327 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;328 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;329 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;330 fSso la r =@(S) ocup . * S ;331 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;332 f carga=@(S) m(S) . / S ;333 fm=@(S) 15−m(S) ;334 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances335
336 % Nuevos parametros337 Sw= f s o l v e ( fm , Sw_orig , op t ions ) ;338 mto=m(Sw) ;339 b= fb (Sw) ;340 c= f c (Sw) ;341 Sv=fSv (Sw) ;342 Sh=fSh (Sw) ;343 bh=fbh (Sw) ;344 ch=fch (Sw) ;345 cv=ch ;346 bv=Sv / cv ;347 l t = f l t (Sw) ;348 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;349 Ssolar= fSso la r (Sw) ;350 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;351 bat=batmas_S * Ssolar ;352
353 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia354 ve l =1;355 renddia=rend . / rendb ;356 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;357 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;358 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;359 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;360 E i n i =0;361 Enoche=0;362 E_t= E i n i ;363 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;364 Pa=Eabs / nh ;365 dias =2;366 f o r d ia =1: d ias367 f o r i =1:24368 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;369 i f Pcdia >Pin370 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;371 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;
Alejandro Domínguez Moreno 63
ANNEX
372 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;373 else374 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;375 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;376 end377 end378 end379 Enoche=Enoche / d ias ;380 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;381 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;382
383 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;384 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;385 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;386 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;387 Drag=Pdrag . / vcrv ;388 Pprop=Pdrag ;389 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;390 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;391 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;392 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;393 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;394
395 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo3 . t x t ’ ;396 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;397 f i l e I D 1 =dat1 ;398 f i l e I D 2 =dat2 ;399 f i l e I D 4 =dat4 ;400 aeropar ( 1 ) =mto ;401 aeropar ( 2 ) =Sw;402 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;403 aeropar ( 4 ) =h ;404 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;405 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;406 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;407 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;408 aeropar ( 9 ) =c ;409 aeropar (11)=Sv ;410 aeropar (12)= l t ;411 aeropar (13)=Sh ;412 aeropar (20)=gros_or ig ;413 aeropar (21)=ch ;414 aeropar (22)=cv ;415 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;416 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;417
418 f o r i =1: leng th ( aeropar )419 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;420 end421 f c l o s e ( f i l e ) ;422
423 f i g u r e ( 1 )424 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;
Alejandro Domínguez Moreno 64
ANNEX
425 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades decrucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;
426 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;427 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;428 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )429 ax is ( [ 0 7 0 500] )430 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;431 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;432
433 f i g u r e ( 2 )434 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;435 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;436 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;437 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;438 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )439 ax is ( [ 0 7 0 500] )440 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;441 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;442
443 f i g u r e ( 3 )444 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )445 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;446 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;447 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;448 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;449 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;450 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;451
452 f i g u r e ( 4 )453 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;454 f o r i =1:n455 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;456 end457 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )458 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;459 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;460 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;461 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )462 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )463 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;464 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;465
466 f i g u r e ( 5 )467 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;468 Pc_v=fPc_v ( v ) ;469 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;470 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;471 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 65
ANNEX
472 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;473 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )474 ax is ( [ 7 16 0 300] )475 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;476 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;477
478 % Comprobacion de l a po la r479 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;480 ve l =1;481 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;482 f i g u r e ( 6 )483 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;484 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;485 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;486 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;487 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )488 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )489 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;490 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;491
492 toc
Figura I.5.5: Balance energético horario de la Evolución 2 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 66
ANNEX
Figura I.5.6: Balance energético horario de la Evolución 2 a 100 m de altura
I.5.2.4. Evolución 3
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)
Alejandro Domínguez Moreno 67
ANNEX
24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero
Alejandro Domínguez Moreno 68
ANNEX
75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )82 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )83 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )84 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)96 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)97 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)98 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)99 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)100 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )101 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )102 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)103 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )104 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)105 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)
Alejandro Domínguez Moreno 69
ANNEX
115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)117 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)118 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )119 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )120 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)121 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)122 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)123 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a142 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion143 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion144
145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo3−ARH2 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 70
ANNEX
165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig =0.104;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184
185 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola186 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;187 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;188
189 % A l t i t u d190 h=1000;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =4;200 rmin =0;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209
210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211
212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’ evo3− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;
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ANNEX
218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;231 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;232 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;233 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;234 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;235 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;236 end237 end238
239 n=1000; % numero de puntos240
241 % Parametros energét icos242
243 nh=24;244
245 i f mes== ’ d i c ’246 T= a l f a i s a *(273+11.1)−273;247 e l s e i f mes== ’ jun ’248 T= a l f a i s a *(273+25.2)−273;249 end250
251
252 t =zeros (1 , nh ) ;253 J=zeros (1 , nh ) ;254 P_S=zeros (1 , nh ) ;255
256
257 f o r i =1:nh258 t ( i ) = i −1;259 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;260 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;261
262 end263
264
265 cbat =0.75;266 ocup =0.9 ;267
268 Ea_S=cumsum(P_S) ;269 batmas_S=max(Ea_S) /350* cbat ;270 Sce l l =0.00098;
Alejandro Domínguez Moreno 72
ANNEX
271 mcel l =180e−6;272
273 % Rendimientos274 rendmppt =0.97;275 rendbm=0.995;276 rendb =0.972;277 rendesc =0.99;278 rendm =0.86;279 rendp = [ 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 , 0 . 8 5 ] ;280
281 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;282
283
284
285 % Balance energe t ico286 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;287 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;288 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;289
290 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;291 Pto_Pcr =1;292 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;293 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;294
295
296 f o r j =1: nv297 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;298 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;299 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;300 end301
302
303 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s304 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;305 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;306 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;307 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;308 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;309 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;310
311 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia312 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;313 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;314
315 % Calculo de las modi f i cac iones316 AR=12.8*2;317 ARh=2;318 cdens=1580;319 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;320 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;321 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;322 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;
Alejandro Domínguez Moreno 73
ANNEX
323 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;324 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;325 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;326 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;327 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;328 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;329 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;330 fSso la r =@(S) ocup . * S ;331 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;332 f carga=@(S) m(S) . / S ;333 fm=@(S) 20−m(S) ;334 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances335
336 % Nuevos parametros337 Sw= f s o l v e ( fm , Sw_orig , op t ions ) ;338 mto=m(Sw) ;339 b= fb (Sw) ;340 c= f c (Sw) ;341 Sv=fSv (Sw) ;342 Sh=fSh (Sw) ;343 bh=fbh (Sw) ;344 ch=fch (Sw) ;345 cv=ch ;346 bv=Sv / cv ;347 l t = f l t (Sw) ;348 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;349 Ssolar= fSso la r (Sw) ;350 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;351 bat=batmas_S * Ssolar ;352
353 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia354 ve l =1;355 renddia=rend . / rendb ;356 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;357 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;358 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;359 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;360 E i n i =0;361 Enoche=0;362 E_t= E i n i ;363 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;364 Pa=Eabs / nh ;365 dias =2;366 f o r d ia =1: d ias367 f o r i =1:24368 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;369 i f Pcdia >Pin370 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;371 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;372 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;373 else
Alejandro Domínguez Moreno 74
ANNEX
374 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;375 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;376 end377 end378 end379 Enoche=Enoche / d ias ;380 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;381 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;382
383 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;384 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;385 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;386 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;387 Drag=Pdrag . / vcrv ;388 Pprop=Pdrag ;389 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;390 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;391 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;392 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;393 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;394
395 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo4 . t x t ’ ;396 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;397 f i l e I D 1 =dat1 ;398 f i l e I D 2 =dat2 ;399 f i l e I D 4 =dat4 ;400 aeropar ( 1 ) =mto ;401 aeropar ( 2 ) =Sw;402 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;403 aeropar ( 4 ) =h ;404 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;405 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;406 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;407 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;408 aeropar ( 9 ) =c ;409 aeropar (11)=Sv ;410 aeropar (12)= l t ;411 aeropar (13)=Sh ;412 aeropar (20)=gros_or ig ;413 aeropar (21)=ch ;414 aeropar (22)=cv ;415 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;416 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;417
418 f o r i =1: leng th ( aeropar )419 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;420 end421 f c l o s e ( f i l e ) ;422
423 f i g u r e ( 1 )424 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;425 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 75
ANNEX
426 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;427 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;428 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )429 ax is ( [ 0 7 0 500] )430 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;431 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;432
433 f i g u r e ( 2 )434 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;435 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;436 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;437 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;438 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )439 ax is ( [ 0 7 0 500] )440 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;441 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;442
443 f i g u r e ( 3 )444 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )445 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;446 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;447 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;448 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;449 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;450 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;451
452 f i g u r e ( 4 )453 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;454 f o r i =1:n455 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;456 end457 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )458 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;459 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;460 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;461 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )462 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )463 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;464 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;465
466 f i g u r e ( 5 )467 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;468 Pc_v=fPc_v ( v ) ;469 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;470 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;471 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;472 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;473 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
Alejandro Domínguez Moreno 76
ANNEX
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )474 ax is ( [ 7 16 0 300] )475 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;476 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;477
478 % Comprobacion de l a po la r479 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;480 ve l =1;481 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;482 f i g u r e ( 6 )483 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;484 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;485 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;486 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;487 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )488 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )489 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;490 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;491
492 f i g u r e ( 7 )493 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )494 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;495 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;496 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;497 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;498 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;499 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;500 toc
Alejandro Domínguez Moreno 77
ANNEX
Figura I.5.7: Balance energético horario de la Evolución 3 a 1000 m de altura
Figura I.5.8: Balance energético horario de la Evolución 3 a 100 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 78
ANNEX
I.5.2.5. Evolución 4
Debido a que en esta evolución se instalan células fotovoltaicas de mayor eficien-
cia, se realiza un cambio en las función que calculan la eficiencia de las células,
tal y como se explica en el apartado I.2.1. De la misma manera, el script principal
presenta la introducción de las modificaciones del sistema propulsivo.
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion
Alejandro Domínguez Moreno 79
ANNEX
43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )66 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r67 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT68 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a69 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a70 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o71 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o72 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e73 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave74 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero75 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)76 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema77 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )78 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )79 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )80 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )81 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )82 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )83 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )84 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)86 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)87 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)88 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la89 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l90 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)
Alejandro Domínguez Moreno 80
ANNEX
91 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca92 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)93 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)96 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)97 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)98 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)99 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)100 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )101 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )102 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)103 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )104 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)105 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )106 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)107 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )108 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)109 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)111 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)112 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)113 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)115 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)117 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)118 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )119 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )120 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)121 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)122 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)123 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)124 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)125 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)126 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)127 % E_t : contador de energia (Wh)128 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)129 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o130 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)131 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero132 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero
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ANNEX
133 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)134 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)135 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)136 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)137 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)138 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)139 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a140 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a142 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion143 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion144
145 c l ea r146 c lose a l l147 t i c148 UAV= ’PHOENIX−evo4 ’ ;149 mes = ’ d i c ’ ;150 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;151 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;152 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;153 dat1= f i l e I D 1 ;154 dat2= f i l e I D 2 ;155 aeropar= f i l e I D 3 ;156 dat4= f i l e I D 4 ;157 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;158 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;159 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;160 hdis=aeropar ( 4 ) ;161 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;162 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;163 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;164 CLmax=aeropar ( 8 ) ;165 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;166 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;167 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;168 Sv_or ig=aeropar (11) ;169 l t _ o r i g =aeropar (12) ;170 Sh_orig=aeropar (13) ;171 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;172 wskindens=aeropar (15) ;173 tdens=aeropar (16) ;174 d in_o r i g =aeropar (17) ;175 dout_or ig=aeropar (18) ;176 espar_or ig=aeropar (19) ;177 gros_or ig =0.104;178 ch_or ig = aeropar (21) ;179 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;180 cv_or ig = aeropar (22) ;181 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;182 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;183 f c l o s e ( f i l e ) ;184
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ANNEX
185 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola186 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;187 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;188
189 % A l t i t u d190 h=100;191 h_s t r=num2str ( h ) ;192 Ts l =288.15;193 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;194 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;195 Ta= a l f a i s a * Ts l ;196 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land197 nu=mu/ dens ;198 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;199 ngrad =4;200 rmin =0;201 rmax =1.4 ;202 nv =4;203 Re=zeros (1 , nv ) ;204 k4a=zeros (1 , nv ) ;205 k3a=zeros (1 , nv ) ;206 k2a=zeros (1 , nv ) ;207 k1a=zeros (1 , nv ) ;208 cd0=zeros (1 , nv ) ;209
210 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;211
212 f o r i =1: nv ;213 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;214 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;215 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;216 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;217 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;218 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;219 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;220 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;221 f c l o s e ( f i l e ) ;222 i f ngrad==2223 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;224 k4a ( i ) =0;225 k3a ( i ) =0;226 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;227 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;228 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;229 e l s e i f ngrad==4230 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;231 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;232 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;233 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;234 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;235 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;236 end
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ANNEX
237 end238
239 n=1000; % numero de puntos240
241 % Parametros energét icos242
243 nh=24;244
245 i f mes== ’ d i c ’246 T= a l f a i s a *(273+11.1)−273;247 e l s e i f mes== ’ jun ’248 T= a l f a i s a *(273+25.2)−273;249 end250
251
252 t =zeros (1 , nh ) ;253 J=zeros (1 , nh ) ;254 P_S=zeros (1 , nh ) ;255
256
257 f o r i =1:nh258 t ( i ) = i −1;259 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;260 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) ,T ) * J ( i ) ;261
262 end263
264
265 cbat =0.7176;266 ocup =0.9 ;267
268 Ea_S=cumsum(P_S) ;269 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;270 Sce l l =0.00098;271 mcel l =180e−6;272
273 % Rendimientos274 rendmppt =0.97;275 rendbm=0.995;276 rendb =0.972;277 rendesc =0.99;278 rendm =0.93;279 i f h==100280 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;281 e l s e i f h==1000282 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;283 end284
285
286 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;287
288
289
290 % Balance energe t ico
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ANNEX
291 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;292 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;293 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;294
295 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;296 Pto_Pcr =1;297 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;298 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;299
300
301 f o r j =1: nv302 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;303 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;304 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;305 end306
307
308 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s309 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;310 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;311 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;312 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;313 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;314 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;315
316 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia317 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;318 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;319
320 % Calculo de las modi f i cac iones321 AR=12.8*2;322 ARh=2;323 cdens=1580;324 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;325 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;326 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;327 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;328 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;329 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;330 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;331 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;332 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;333 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;334 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;335 fSso la r =@(S) ocup . * S ;336 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;337 f carga=@(S) m(S) . / S ;338 fm=@(S) 20−m(S) ;339 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances340
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ANNEX
341 % Nuevos parametros342 Sw=Sw_orig ;343 mto=m(Sw) ;344 b= fb (Sw) ;345 c= f c (Sw) ;346 Sv=fSv (Sw) ;347 Sh=fSh (Sw) ;348 bh=fbh (Sw) ;349 ch=fch (Sw) ;350 cv=ch ;351 bv=Sv / cv ;352 l t = f l t (Sw) ;353 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;354 Ssolar= fSso la r (Sw) ;355 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;356 bat=batmas_S * Ssolar ;357
358 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia359 ve l =1;360 renddia=rend . / rendb ;361 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;362 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;363 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;364 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;365 E i n i =0;366 Enoche=0;367 E_t= E i n i ;368 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;369 Pa=Eabs / nh ;370 dias =2;371 f o r d ia =1: d ias372 f o r i =1:24373 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;374 i f Pcdia >Pin375 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;376 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;377 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;378 else379 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;380 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;381 end382 end383 end384 Enoche=Enoche / d ias ;385 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;386 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;387
388 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;389 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;390 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;391 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;392 Drag=Pdrag . / vcrv ;393 Pprop=Pdrag ;
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ANNEX
394 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;395 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;396 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;397 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;398 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;399
400 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo5 . t x t ’ ;401 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;402 f i l e I D 1 =dat1 ;403 f i l e I D 2 =dat2 ;404 f i l e I D 4 =dat4 ;405 aeropar ( 1 ) =mto ;406 aeropar ( 2 ) =Sw;407 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;408 aeropar ( 4 ) =h ;409 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;410 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;411 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;412 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;413 aeropar ( 9 ) =c ;414 aeropar (11)=Sv ;415 aeropar (12)= l t ;416 aeropar (13)=Sh ;417 aeropar (20)=gros_or ig ;418 aeropar (21)=ch ;419 aeropar (22)=cv ;420 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;421 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;422
423 f o r i =1: leng th ( aeropar )424 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;425 end426 f c l o s e ( f i l e ) ;427
428 f i g u r e ( 1 )429 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;430 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;431 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;432 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;433 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )434 ax is ( [ 0 7 0 500] )435 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;436 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;437
438 f i g u r e ( 2 )439 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;440 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;441 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;442 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;
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ANNEX
443 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’Carga a l a r ac tua l ’ )
444 ax is ( [ 0 7 0 500] )445 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;446 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;447
448 f i g u r e ( 3 )449 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )450 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;451 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;452 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;453 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;454 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;455 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;456
457 f i g u r e ( 4 )458 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;459 f o r i =1:n460 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;461 end462 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )463 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;464 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;465 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;466 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )467 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )468 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;469 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;470
471 f i g u r e ( 5 )472 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;473 Pc_v=fPc_v ( v ) ;474 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;475 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;476 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;477 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;478 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )479 ax is ( [ 7 16 0 300] )480 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;481 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;482
483 % Comprobacion de l a po la r484 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;485 ve l =1;486 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;487 f i g u r e ( 6 )488 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;489 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;490 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;491 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 88
ANNEX
492 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )493 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )494 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;495 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;496
497 f i g u r e ( 7 )498 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )499 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;500 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;501 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;502 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;503 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;504 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;505 toc
En este apartado se realizan dos estudios. El primero se lleva a cabo con la efi-
ciencia de la Evolución 3, y el segundo con la de la propia Evolución 4.
Figura I.5.9: Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia aerodi-námica de la Evolución 3 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 89
ANNEX
Figura I.5.10: Balance energético horario de la Evolución 4 con la eficiencia aero-dinámica de la Evolución 3 a 100 m de altura
Figura I.5.11: Balance energético horario de la Evolución 4 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 90
ANNEX
Figura I.5.12: Balance energético horario de la Evolución 4 a 100 m de altura
I.5.2.6. Evolución 5
Además de las modificaciones introducidas, durante este estudio se tiene en cuen-
ta el equilibrio térmico de los paneles solares [Véase apartado I.7].
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )
Alejandro Domínguez Moreno 91
ANNEX
20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a
Alejandro Domínguez Moreno 92
ANNEX
71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )83 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )84 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )86 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)87 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)88 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)89 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la90 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l91 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)92 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca93 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)96 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)97 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)98 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)99 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)100 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)101 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )102 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )103 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)104 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )105 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)106 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )107 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)108 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )109 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)
Alejandro Domínguez Moreno 93
ANNEX
111 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)112 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)113 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)115 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)117 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)118 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)119 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )120 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )121 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)122 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)123 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)124 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)125 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)126 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)127 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)128 % E_t : contador de energia (Wh)129 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)130 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o131 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)132 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero133 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero134 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)135 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)136 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)137 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)138 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)139 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)140 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a142 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a143 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion144 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion145
146 c l ea r147 c lose a l l148 t i c149 UAV= ’PHOENIX−evo5 ’ ;150 mes = ’ d i c ’ ;151 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;152 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;153 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;154 dat1= f i l e I D 1 ;155 dat2= f i l e I D 2 ;156 aeropar= f i l e I D 3 ;157 dat4= f i l e I D 4 ;158 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;159 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;160 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 94
ANNEX
161 hdis=aeropar ( 4 ) ;162 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;163 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;164 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;165 CLmax=aeropar ( 8 ) ;166 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;167 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;168 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;169 Sv_or ig=aeropar (11) ;170 l t _ o r i g =aeropar (12) ;171 Sh_orig=aeropar (13) ;172 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;185
186 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola187 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;188 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;189
190 % A l t i t u d191 h=1000;192 h_s t r=num2str ( h ) ;193 Ts l =288.15;194 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;195 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;196 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;197 Ta= a l f a i s a * Ts l ;198 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land199 nu=mu/ dens ;200 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;201 ngrad =4;202 rmin =0;203 rmax =1.4 ;204 nv =4;205 Re=zeros (1 , nv ) ;206 k4a=zeros (1 , nv ) ;207 k3a=zeros (1 , nv ) ;208 k2a=zeros (1 , nv ) ;209 k1a=zeros (1 , nv ) ;210 cd0=zeros (1 , nv ) ;211
212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213
214 f o r i =1: nv ;
Alejandro Domínguez Moreno 95
ANNEX
215 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;216 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;217 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;218 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;219 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;220 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;221 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;222 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;223 f c l o s e ( f i l e ) ;224 i f ngrad==2225 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;226 k4a ( i ) =0;227 k3a ( i ) =0;228 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;229 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;230 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;231 e l s e i f ngrad==4232 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;233 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;234 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;235 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;236 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;237 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;238 end239 end240
241 n=1000; % numero de puntos242
243 % Rendimientos244 rendmppt =0.97;245 rendbm=0.995;246 rendb =0.972;247 rendesc =0.99;248 rendm =0.93;249 i f h==100250 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;251 e l s e i f h==1000252 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;253 end254
255
256 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;257 rendelec=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm ;258
259
260 % Parametros energét icos261
262
263 nh=24;264
265 i f mes== ’ d i c ’266 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;
Alejandro Domínguez Moreno 96
ANNEX
267 e l s e i f mes== ’ jun ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;269 end270
271
272 t =zeros (1 , nh ) ;273 J=zeros (1 , nh ) ;274 P_S=zeros (1 , nh ) ;275
276 sigma=5.67e−8;277 a l f a =0.88;278 e p s i l =0 .8 ;279 a l f a _ p i n t =0.14;280 e p s i l _ p i n t =0.93;281
282
283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end313 end314
315 end316
317
318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320
Alejandro Domínguez Moreno 97
ANNEX
321 Ea_S=cumsum(P_S) ;322 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;323 Sce l l =0.00098;324 Spanel= Sc e l l *20 ;325 mcel l =180e−6;326
327
328
329
330
331 % Balance energe t ico332 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;333 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;334 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;335
336 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;337 Pto_Pcr =1;338 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;339 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;340
341
342 f o r j =1: nv343 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;344 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;345 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;346 end347
348
349 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s350 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;351 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;352 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;353 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;354 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;355 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;356
357 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia358 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;359 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;360
361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;
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ANNEX
373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;375 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;376 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;377 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;378 f carga=@(S) m(S) . / S ;379 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances380
381 % Nuevos parametros382 Sw=Sw_orig ;383 mto=m(Sw) ;384 b= fb (Sw) ;385 c= f c (Sw) ;386 Sv=fSv (Sw) ;387 Sh=fSh (Sw) ;388 bh=fbh (Sw) ;389 ch=fch (Sw) ;390 cv=ch ;391 bv=Sv / cv ;392 l t = f l t (Sw) ;393 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;394 Ssolar= fSso la r (Sw) ;395 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;396 bat=batmas_S * Ssolar ;397
398 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia399 ve l =1;400 renddia=rend . / rendb ;401 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;402 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;403 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;404 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;405 E i n i =0;406 Enoche=0;407 E_t= E i n i ;408 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;409 Pa=Eabs / nh ;410 dias =2;411 f o r d ia =1: d ias412 f o r i =1:24413 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;414 i f Pcdia >Pin415 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;416 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;417 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;418 else419 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;420 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;421 end422 end423 end
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ANNEX
424 Enoche=Enoche / d ias ;425 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;426 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;427
428 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;429 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;430 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;431 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;432 Drag=Pdrag . / vcrv ;433 Pprop=Pdrag ;434 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;435 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;436 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;437 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;438 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;439
440 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo6 . t x t ’ ;441 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;442 f i l e I D 1 =dat1 ;443 f i l e I D 2 =dat2 ;444 f i l e I D 4 =dat4 ;445 aeropar ( 1 ) =mto ;446 aeropar ( 2 ) =Sw;447 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;448 aeropar ( 4 ) =h ;449 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;450 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;451 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;452 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;453 aeropar ( 9 ) =c ;454 aeropar (11)=Sv ;455 aeropar (12)= l t ;456 aeropar (13)=Sh ;457 aeropar (20)=gros_or ig ;458 aeropar (21)=ch ;459 aeropar (22)=cv ;460 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;461 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;462
463 f o r i =1: leng th ( aeropar )464 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;465 end466 f c l o s e ( f i l e ) ;467
468 f i g u r e ( 1 )469 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;470 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;471 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;472 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;473 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )474 ax is ( [ 0 7 0 500] )
Alejandro Domínguez Moreno 100
ANNEX
475 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;
476 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;477
478 f i g u r e ( 2 )479 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;480 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;481 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;482 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;483 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )484 ax is ( [ 0 7 0 500] )485 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;486 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;487
488 f i g u r e ( 3 )489 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )490 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;491 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;492 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;493 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;494 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;495 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;496
497 f i g u r e ( 4 )498 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;499 f o r i =1:n500 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;501 end502 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )503 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;504 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;505 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;506 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )507 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )508 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;509 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;510
511 f i g u r e ( 5 )512 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;513 Pc_v=fPc_v ( v ) ;514 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;515 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;516 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;517 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;518 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )519 ax is ( [ 7 16 0 300] )520 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;521 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;522
Alejandro Domínguez Moreno 101
ANNEX
523 % Comprobacion de l a po la r524 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;525 ve l =1;526 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;527 f i g u r e ( 6 )528 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;529 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;530 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;531 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;532 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )533 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )534 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;535 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;536
537 f i g u r e ( 7 )538 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )539 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;540 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;541 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;542 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;543 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;544 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;545 toc
Figura I.5.13: Balance energético horario de la Evolución 5 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 102
ANNEX
Figura I.5.14: Balance energético horario de la Evolución 5 a 100 m de altura
I.5.2.7. Evolución 5 - Después del centrado
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)
Alejandro Domínguez Moreno 103
ANNEX
22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o
Alejandro Domínguez Moreno 104
ANNEX
73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )83 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )84 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )86 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)87 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)88 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)89 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la90 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l91 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)92 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca93 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)96 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)97 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)98 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)99 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)100 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)101 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )102 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )103 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)104 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )105 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)106 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )107 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)108 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )109 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)111 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)112 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)
Alejandro Domínguez Moreno 105
ANNEX
113 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)115 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)117 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)118 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)119 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )120 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )121 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)122 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)123 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)124 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)125 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)126 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)127 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)128 % E_t : contador de energia (Wh)129 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)130 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o131 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)132 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero133 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero134 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)135 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)136 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)137 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)138 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)139 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)140 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a142 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a143 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion144 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion145
146 c l ea r147 c lose a l l148 t i c149 UAV= ’PHOENIX−evo5 ’ ;150 mes = ’ d i c ’ ;151 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;152 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;153 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;154 dat1= f i l e I D 1 ;155 dat2= f i l e I D 2 ;156 aeropar= f i l e I D 3 ;157 dat4= f i l e I D 4 ;158 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;159 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;160 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;161 hdis=aeropar ( 4 ) ;162 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 106
ANNEX
163 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;164 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;165 CLmax=aeropar ( 8 ) ;166 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;167 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;168 cdbody=aeropar (10) * 0 . 4 ;169 Sv_or ig=aeropar (11) ;170 l t _ o r i g =aeropar (12) ;171 Sh_orig=aeropar (13) ;172 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;185
186 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola187 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;188 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;189
190 % A l t i t u d191 h=1000;192 h_s t r=num2str ( h ) ;193 Ts l =288.15;194 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;195 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;196 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;197 Ta= a l f a i s a * Ts l ;198 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land199 nu=mu/ dens ;200 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;201 ngrad =4;202 rmin =0;203 rmax =1.4 ;204 nv =4;205 Re=zeros (1 , nv ) ;206 k4a=zeros (1 , nv ) ;207 k3a=zeros (1 , nv ) ;208 k2a=zeros (1 , nv ) ;209 k1a=zeros (1 , nv ) ;210 cd0=zeros (1 , nv ) ;211
212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213
214 f o r i =1: nv ;215 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;216 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;
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ANNEX
217 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;218 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;219 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;220 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;221 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;222 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;223 f c l o s e ( f i l e ) ;224 i f ngrad==2225 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;226 k4a ( i ) =0;227 k3a ( i ) =0;228 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;229 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;230 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;231 e l s e i f ngrad==4232 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;233 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;234 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;235 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;236 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;237 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ;238 end239 end240
241 n=1000; % numero de puntos242
243 % Rendimientos244 rendmppt =0.97;245 rendbm=0.995;246 rendb =0.972;247 rendesc =0.99;248 rendm =0.93;249 i f h==100250 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;251 e l s e i f h==1000252 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;253 end254
255
256 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;257 rendelec=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm ;258
259
260 % Parametros energét icos261
262
263 nh=24;264
265 i f mes== ’ d i c ’266 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;267 e l s e i f mes== ’ jun ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;
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ANNEX
269 end270
271
272 t =zeros (1 , nh ) ;273 J=zeros (1 , nh ) ;274 P_S=zeros (1 , nh ) ;275
276 sigma=5.67e−8;277 a l f a =0.88;278 e p s i l =0 .8 ;279 a l f a _ p i n t =0.14;280 e p s i l _ p i n t =0.93;281
282
283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end313 end314
315 end316
317
318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320
321 Ea_S=cumsum(P_S) ;322 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;
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ANNEX
323 Sce l l =0.00098;324 Spanel= Sc e l l *20 ;325 mcel l =180e−6;326
327
328
329
330
331 % Balance energe t ico332 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;333 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;334 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;335
336 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;337 Pto_Pcr =1;338 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;339 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;340
341
342 f o r j =1: nv343 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;344 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;345 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;346 end347
348
349 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s350 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;351 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;352 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;353 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;354 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;355 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;356
357 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia358 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;359 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;360
361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;
Alejandro Domínguez Moreno 110
ANNEX
375 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;376 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;377 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;378 f carga=@(S) m(S) . / S ;379 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances380
381 % Nuevos parametros382 Sw=Sw_orig ;383 mto=21.41;384 b= fb (Sw) ;385 c= f c (Sw) ;386 Sv=fSv (Sw) ;387 Sh=fSh (Sw) ;388 bh=fbh (Sw) ;389 ch=fch (Sw) ;390 cv=ch ;391 bv=Sv / cv ;392 l t = f l t (Sw) ;393 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;394 Ssolar= fSso la r (Sw) ;395 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;396 bat =2.646;397
398 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia399 ve l =1;400 renddia=rend . / rendb ;401 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;402 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;403 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;404 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;405 E i n i =0;406 Enoche=0;407 E_t= E i n i ;408 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;409 Pa=Eabs / nh ;410 dias =2;411 f o r d ia =1: d ias412 f o r i =1:24413 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;414 i f Pcdia >Pin415 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;416 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;417 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;418 else419 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;420 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;421 end422 end423 end424 Enoche=Enoche / d ias ;425 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 111
ANNEX
426 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;427
428 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;429 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;430 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;431 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;432 Drag=Pdrag . / vcrv ;433 Pprop=Pdrag ;434 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;435 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;436 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;437 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) . / 1 . 2 ;438 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;439
440 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−evo6 . t x t ’ ;441 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;442 f i l e I D 1 =dat1 ;443 f i l e I D 2 =dat2 ;444 f i l e I D 4 =dat4 ;445 aeropar ( 1 ) =mto ;446 aeropar ( 2 ) =Sw;447 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;448 aeropar ( 4 ) =h ;449 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;450 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;451 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;452 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;453 aeropar ( 9 ) =c ;454 aeropar (11)=Sv ;455 aeropar (12)= l t ;456 aeropar (13)=Sh ;457 aeropar (20)=gros_or ig ;458 aeropar (21)=ch ;459 aeropar (22)=cv ;460 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;461 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;462
463 f o r i =1: leng th ( aeropar )464 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;465 end466 f c l o s e ( f i l e ) ;467
468 f i g u r e ( 1 )469 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;470 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;471 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;472 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;473 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )474 ax is ( [ 0 7 0 500] )475 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;
Alejandro Domínguez Moreno 112
ANNEX
476 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;477
478 f i g u r e ( 2 )479 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;480 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;481 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;482 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;483 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )484 ax is ( [ 0 7 0 500] )485 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;486 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;487
488 f i g u r e ( 3 )489 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )490 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;491 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;492 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;493 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;494 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;495 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;496
497 f i g u r e ( 4 )498 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;499 f o r i =1:n500 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;501 end502 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )503 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;504 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;505 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;506 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )507 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )508 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;509 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;510
511 f i g u r e ( 5 )512 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;513 Pc_v=fPc_v ( v ) ;514 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;515 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;516 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;517 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;518 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )519 ax is ( [ 7 16 0 300] )520 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;521 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;522
523 % Comprobacion de l a po la r524 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 113
ANNEX
525 ve l =1;526 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;527 f i g u r e ( 6 )528 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody / ( Sw_orig / 2 ) ) ;529 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;530 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;531 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;532 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )533 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )534 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;535 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;536
537 f i g u r e ( 7 )538 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )539 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;540 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;541 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;542 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;543 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;544 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;545 toc
Figura I.5.15: Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio delcentro de gravedad a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 114
ANNEX
Figura I.5.16: Balance energético horario de la Evolución 5 después del estudio delcentro de gravedad a 100 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 115
ANNEX
I.6. Estudio de la solución
I.6.1. Solución Final
A continuación, se muestra el código utilizado para el cálculo del balance energé-
tico para la solución final.
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion
Alejandro Domínguez Moreno 116
ANNEX
43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )83 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )84 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )86 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)87 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)88 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)89 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la90 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l
Alejandro Domínguez Moreno 117
ANNEX
91 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)92 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca93 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)96 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)97 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)98 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)99 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)100 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)101 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )102 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )103 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)104 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )105 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)106 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )107 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)108 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )109 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)111 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)112 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)113 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)115 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)117 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)118 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)119 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )120 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )121 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)122 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)123 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)124 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)125 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)126 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)127 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)128 % E_t : contador de energia (Wh)129 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)130 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o131 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)132 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero
Alejandro Domínguez Moreno 118
ANNEX
133 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero134 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)135 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)136 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)137 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)138 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)139 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)140 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a141 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a142 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a143 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion144 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion145
146 c l ea r147 c lose a l l148 t i c149 UAV= ’PHOENIX−evo5 ’ ;150 mes = ’ d i c ’ ;151 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;152 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;153 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;154 dat1= f i l e I D 1 ;155 dat2= f i l e I D 2 ;156 aeropar= f i l e I D 3 ;157 dat4= f i l e I D 4 ;158 mto_or ig=aeropar ( 1 ) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;159 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;160 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;161 hdis=aeropar ( 4 ) ;162 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;163 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;164 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;165 CLmax=aeropar ( 8 ) ;166 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;167 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;168 cdbody=0.176385* aeropar (10) ;169 Sv_or ig=aeropar (11) ;170 l t _ o r i g =aeropar (12) ;171 Sh_orig=aeropar (13) ;172 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 119
ANNEX
185
186 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola187 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;188 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;189
190 % A l t i t u d191 h=1000;192 h_s t r=num2str ( h ) ;193 Ts l =288.15;194 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;195 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;196 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;197 Ta= a l f a i s a * Ts l ;198 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land199 nu=mu/ dens ;200 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;201 ngrad =4;202 rmin =0;203 rmax =1.4 ;204 nv =4;205 Re=zeros (1 , nv ) ;206 k4a=zeros (1 , nv ) ;207 k3a=zeros (1 , nv ) ;208 k2a=zeros (1 , nv ) ;209 k1a=zeros (1 , nv ) ;210 cd0=zeros (1 , nv ) ;211
212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213
214 f o r i =1: nv ;215 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;216 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;217 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;218 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;219 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;220 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;221 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;222 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;223 f c l o s e ( f i l e ) ;224 i f ngrad==2225 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;226 k4a ( i ) =0;227 k3a ( i ) =0;228 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;229 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;230 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;231 e l s e i f ngrad==4232 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;233 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;234 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;235 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;236 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;
Alejandro Domínguez Moreno 120
ANNEX
237 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;238 end239 end240
241 n=1000; % numero de puntos242
243 % Rendimientos244 rendmppt =0.97;245 rendbm=0.995;246 rendb =0.9987;247 rendesc =0.99;248 rendm =0.93;249 i f h==100250 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;251 e l s e i f h==1000252 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;253 end254
255
256 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;257 rendelec=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm ;258
259
260 % Parametros energét icos261
262
263 nh=24;264
265 i f mes== ’ d i c ’266 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;267 e l s e i f mes== ’ jun ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;269 end270
271
272 t =zeros (1 , nh ) ;273 J=zeros (1 , nh ) ;274 P_S=zeros (1 , nh ) ;275
276 sigma=5.67e−8;277 a l f a =0.88;278 e p s i l =0 .8 ;279 a l f a _ p i n t =0.14;280 e p s i l _ p i n t =0.93;281
282
283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 121
ANNEX
291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end313 end314
315 end316
317
318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320
321 Ea_S=cumsum(P_S) ;322 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;323 Sce l l =0.00098;324 Spanel= Sc e l l *20 ;325 mcel l =180e−6;326
327
328
329
330
331 % Balance energe t ico332 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;333 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;334 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;335
336 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;337 Pto_Pcr =1;338 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;339 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;340
341
342 f o r j =1: nv343 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 122
ANNEX
344 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;345 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;346 end347
348
349 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s350 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;351 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;352 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;353 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;354 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;355 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;356
357 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia358 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;359 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;360
361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;375 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;376 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;377 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;378 f carga=@(S) m(S) . / S ;379 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances380
381 % Nuevos parametros382 Sw=Sw_orig ;383 mto=20.571;384 b= fb (Sw) ;385 c= f c (Sw) ;386 Sv=fSv (Sw) ;387 Sh=fSh (Sw) ;388 bh=fbh (Sw) ;389 ch=fch (Sw) ;390 cv=ch ;391 bv=Sv / cv ;392 l t = f l t (Sw) ;393 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;394 Ssolar= fSso la r (Sw) ;
Alejandro Domínguez Moreno 123
ANNEX
395 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;396 bat =3.280;397
398 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia399 ve l =1;400 renddia=rend . / rendb ;401 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;402 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;403 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;404 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;405 E i n i =0;406 Enoche=0;407 E_t= E i n i ;408 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;409 Pa=Eabs / nh ;410 dias =2;411 f o r d ia =1: d ias412 f o r i =1:24413 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;414 i f Pcdia >Pin415 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche ;416 E_t=E_t+Pin−Pcnoche ;417 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;418 else419 E_t=E_t+Pin−Pcdia ;420 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;421 end422 end423 end424 Enoche=Enoche / d ias ;425 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;426 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;427
428 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;429 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;430 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;431 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;432 Drag=Pdrag . / vcrv ;433 Pprop=Pdrag ;434 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;435 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;436 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;437 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody ) . / 1 . 2 ;438 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;439
440 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−SOLAR. t x t ’ ;441 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;442 f i l e I D 1 =dat1 ;443 f i l e I D 2 =dat2 ;444 f i l e I D 4 =dat4 ;445 aeropar ( 1 ) =mto ;446 aeropar ( 2 ) =Sw;447 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 124
ANNEX
448 aeropar ( 4 ) =h ;449 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;450 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;451 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;452 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;453 aeropar ( 9 ) =c ;454 aeropar (11)=Sv ;455 aeropar (12)= l t ;456 aeropar (13)=Sh ;457 aeropar (20)=gros_or ig ;458 aeropar (21)=ch ;459 aeropar (22)=cv ;460 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;461 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;462
463 f o r i =1: leng th ( aeropar )464 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;465 end466 f c l o s e ( f i l e ) ;467 UAV= ’PHOENIX−SOLAR−SF ’ ;468 f i g u r e ( 1 )469 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;470 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;471 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;472 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;473 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )474 ax is ( [ 0 7 0 500] )475 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;476 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;477
478 f i g u r e ( 2 )479 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;480 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;481 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;482 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;483 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )484 ax is ( [ 0 7 0 500] )485 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;486 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;487
488 f i g u r e ( 3 )489 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )490 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;491 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;492 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;493 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;494 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;
Alejandro Domínguez Moreno 125
ANNEX
495 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;496
497 f i g u r e ( 4 )498 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;499 f o r i =1:n500 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;501 end502 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )503 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;504 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;505 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;506 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’
Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )507 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )508 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;509 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;510
511 f i g u r e ( 5 )512 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;513 Pc_v=fPc_v ( v ) ;514 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;515 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;516 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;517 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;518 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )519 ax is ( [ 7 16 0 300] )520 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;521 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;522
523 % Comprobacion de l a po la r524 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;525 ve l =1;526 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;527 f i g u r e ( 6 )528 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody ) ;529 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;530 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;531 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;532 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )533 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )534 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;535 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;536
537 f i g u r e ( 7 )538 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )539 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;540 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;541 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;542 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;543 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;
Alejandro Domínguez Moreno 126
ANNEX
544 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;545 toc
I.6.1.1. Resultados
Figura I.6.1: Balance energético horario de la solución a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 127
ANNEX
Figura I.6.2: Balance energético horario de la solución a 100 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 128
ANNEX
Figura I.6.3: Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 129
ANNEX
Figura I.6.4: Potencia consumida por la solución en función de la velocidad a 100 mde altura
I.6.2. Evolución de la solución
En este apartado se presentan los distintos balances energéticos desde el UAV
original hasta la solución final. Para poder realizar la comparación con mayor faci-
lidad, los balances se llevan a cabo por unidad de masa.
Alejandro Domínguez Moreno 130
ANNEX
I.6.2.1. Original
Figura I.6.5: Balance energético horario por unidad de masa del UAV original a1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 131
ANNEX
I.6.2.2. Evolución 1
Figura I.6.6: Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 1 a1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 132
ANNEX
I.6.2.3. Evolución 2
Figura I.6.7: Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 2 a1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 133
ANNEX
I.6.2.4. Evolución 3
Figura I.6.8: Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 3 a1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 134
ANNEX
I.6.2.5. Evolución 4
Figura I.6.9: Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 4 a1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 135
ANNEX
I.6.2.6. Evolución 5
Figura I.6.10: Balance energético horario por unidad de masa de la Evolución 5 a1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 136
ANNEX
I.6.2.7. Solución final
Figura I.6.11: Balance energético horario por unidad de masa de la solución final a1000 m de altura
I.6.3. Carga de pago
Este estudio incorpora la potencia consumida por los sistemas de a bordo, tanto
por los incorporados (Tabla VI.2.1), como por el autopilot que se mantiene respecto
la aeronave seleccionada (consumo de 2.4 W ). Se considera que el consumo de
los componentes es constante e ininterrumpido.
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronave
estudiada
Alejandro Domínguez Moreno 137
ANNEX
13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbida
durante e l d ia62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)
Alejandro Domínguez Moreno 138
ANNEX
63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )83 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )84 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )86 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)87 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)88 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)89 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la90 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l91 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)92 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca93 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)96 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)97 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)98 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)99 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)100 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)101 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )102 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )103 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)
Alejandro Domínguez Moreno 139
ANNEX
104 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )105 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)106 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )107 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)108 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )109 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)111 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)112 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)113 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)115 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)117 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)118 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)119 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )120 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )121 % Pconboard : consumo de los sistemas de a bordo (W)122 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)123 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)124 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)125 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)126 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)127 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)128 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)129 % E_t : contador de energia (Wh)130 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)131 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o132 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)133 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero134 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero135 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)136 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)137 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)138 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)139 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)140 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)141 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a142 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a143 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a144 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion145 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion146
147 c l ea r148 c lose a l l149 t i c150 UAV= ’PHOENIX−SOLAR ’ ;151 mes = ’ d i c ’ ;152 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;
Alejandro Domínguez Moreno 140
ANNEX
153 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;154 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;155 dat1= f i l e I D 1 ;156 dat2= f i l e I D 2 ;157 aeropar= f i l e I D 3 ;158 dat4= f i l e I D 4 ;159 mto_or ig =21.007;160 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;161 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;162 hdis=aeropar ( 4 ) ;163 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;164 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;165 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;166 CLmax=aeropar ( 8 ) ;167 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;168 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;169 cdbody=0.176385* aeropar (10) ;170 Sv_or ig=aeropar (11) ;171 l t _ o r i g =aeropar (12) ;172 Sh_orig=aeropar (13) ;173 wskindens=aeropar (15) ;174 tdens=aeropar (16) ;175 d in_o r i g =aeropar (17) ;176 dout_or ig=aeropar (18) ;177 espar_or ig=aeropar (19) ;178 gros_or ig =0.104;179 ch_or ig = aeropar (21) ;180 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;181 cv_or ig = aeropar (22) ;182 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;183 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;184 f c l o s e ( f i l e ) ;185
186 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola187 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;188 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;189
190 % A l t i t u d191 h=100;192 h_s t r=num2str ( h ) ;193 Ts l =288.15;194 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;195 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;196 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;197 Ta= a l f a i s a * Ts l ;198 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land199 nu=mu/ dens ;200 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;201 ngrad =4;202 rmin =0;203 rmax =1.4 ;204 nv =4;205 Re=zeros (1 , nv ) ;206 k4a=zeros (1 , nv ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 141
ANNEX
207 k3a=zeros (1 , nv ) ;208 k2a=zeros (1 , nv ) ;209 k1a=zeros (1 , nv ) ;210 cd0=zeros (1 , nv ) ;211
212 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;213
214 f o r i =1: nv ;215 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;216 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;217 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;218 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;219 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;220 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;221 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;222 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;223 f c l o s e ( f i l e ) ;224 i f ngrad==2225 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;226 k4a ( i ) =0;227 k3a ( i ) =0;228 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;229 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;230 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;231 e l s e i f ngrad==4232 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;233 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;234 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;235 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;236 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;237 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;238 end239 end240
241 n=1000; % numero de puntos242
243 % Rendimientos244 rendmppt =0.97;245 rendbm=0.995;246 rendb =0.9987;247 rendesc =0.99;248 rendm =0.93;249 i f h==100250 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;251 e l s e i f h==1000252 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;253 end254
255
256 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;257 rendelec=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm ;258
Alejandro Domínguez Moreno 142
ANNEX
259
260 % Parametros energét icos261
262 Pconboard =2.4+2.4*2+12.3;263 nh=24;264
265 i f mes== ’ d i c ’266 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;267 e l s e i f mes== ’ jun ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;269 end270
271
272 t =zeros (1 , nh ) ;273 J=zeros (1 , nh ) ;274 P_S=zeros (1 , nh ) ;275
276 sigma=5.67e−8;277 a l f a =0.88;278 e p s i l =0 .8 ;279 a l f a _ p i n t =0.14;280 e p s i l _ p i n t =0.93;281
282
283 f o r i =1:nh284 t ( i ) = i −1;285 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;286 Tsup= Tc ie lo ;287 Tbool =0;288 nconv =10;289 whi le Tbool==0290 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;291 al fa_conv =0;292 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;293 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;294 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;295 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;296 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;297 Pr=mu_conv* cp / lambda ;298 f o r j =1: nconv ;299 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;300 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;301 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;302 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;303 end304 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;305 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;306 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;307 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;308 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5309 Tbool =1;310 else311 Tsup=T( i ) ;312 end
Alejandro Domínguez Moreno 143
ANNEX
313 end314
315 end316
317
318 cbat =0.7176;319 ocup =1.005;320
321 Ea_S=cumsum(P_S) ;322 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;323 Sce l l =0.00098;324 Spanel= Sc e l l *20 ;325 mcel l =180e−6;326
327
328
329
330
331 % Balance energe t ico332 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;333 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;334 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;335
336 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;337 Pto_Pcr =1;338 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;339 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;340
341
342 f o r j =1: nv343 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;344 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;345 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;346 end347
348
349 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s350 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;351 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;352 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;353 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;354 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;355 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;356
357 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia358 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;359 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;360
361 % Calculo de las modi f i cac iones362 AR=12.8*2;363 ARh=2;364 cdens=1580;
Alejandro Domínguez Moreno 144
ANNEX
365 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;366 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;367 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;368 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;369 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;370 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;371 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;372 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;373 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;374 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;375 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances376
377 % Nuevos parametros378 Sw=Sw_orig ;379 mto=mto_or ig ;380 b= fb (Sw) ;381 c= f c (Sw) ;382 Sv=fSv (Sw) ;383 Sh=fSh (Sw) ;384 bh=fbh (Sw) ;385 ch=fch (Sw) ;386 cv=ch ;387 bv=Sv / cv ;388 l t = f l t (Sw) ;389 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;390 Ssolar= fSso la r (Sw) ;391 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;392 bat =3.280;393
394 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia395 ve l =1;396 renddia=rend . / rendb ;397 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;398 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;399 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;400 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;401 E i n i =0;402 Enoche=0;403 E_t= E i n i ;404 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;405 Pa=Eabs / nh ;406 dias =2;407 f o r d ia =1: d ias408 f o r i =1:24409 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;410 i f Pcdia >Pin411 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche−Pconboard ;412 E_t=E_t+Pin−Pcnoche−Pconboard ;413 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;414 else415 E_t=E_t+Pin−Pcdia−Pconboard ;416 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;
Alejandro Domínguez Moreno 145
ANNEX
417 end418 end419 end420 Enoche=Enoche / d ias ;421 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;422 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;423
424 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;425 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;426 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;427 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;428 Drag=Pdrag . / vcrv ;429 Pprop=Pdrag ;430 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;431 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;432 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;433 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody ) . / 1 . 2 ;434 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;435
436 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−SOLAR−Payload . t x t ’ ;437 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;438 f i l e I D 1 =dat1 ;439 f i l e I D 2 =dat2 ;440 f i l e I D 4 =dat4 ;441 aeropar ( 1 ) =mto ;442 aeropar ( 2 ) =Sw;443 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;444 aeropar ( 4 ) =h ;445 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;446 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;447 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;448 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;449 aeropar ( 9 ) =c ;450 aeropar (11)=Sv ;451 aeropar (12)= l t ;452 aeropar (13)=Sh ;453 aeropar (20)=gros_or ig ;454 aeropar (21)=ch ;455 aeropar (22)=cv ;456 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;457 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;458
459 f o r i =1: leng th ( aeropar )460 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;461 end462 f c l o s e ( f i l e ) ;463
464 f i g u r e ( 1 )465 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;466 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;467 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;468 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 146
ANNEX
469 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumidaa 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )
470 ax is ( [ 0 7 0 500] )471 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;472 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;473
474 f i g u r e ( 2 )475 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;476 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;477 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;478 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;479 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )480 ax is ( [ 0 7 0 500] )481 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;482 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;483
484 f i g u r e ( 3 )485 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) , 1 : nh * dias , E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) )486 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;487 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;488 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;489 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;490 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;491 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;492
493 f i g u r e ( 5 )494 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;495 Pc_v=fPc_v ( v ) ;496 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;497 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;498 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;499 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;500 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )501 ax is ( [ 7 16 0 300] )502 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;503 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;504
505 % Comprobacion de l a po la r506 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;507 ve l =1;508 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;509 f i g u r e ( 6 )510 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody ) ;511 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;512 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;513 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;514 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )515 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )
Alejandro Domínguez Moreno 147
ANNEX
516 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;517 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;518
519 f i g u r e ( 7 )520 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 1 , : ) + E i n i ( 1 ) ) / mto , 1 : nh* dias , ( E_tv ( 2 , : ) + E i n i ( 2 ) ) / mto )521 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;522 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;523 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;524 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ ) ;525 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;526 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;527
528 f i g u r e ( 8 )529 v= l inspace (7 ,16 ,n ) ;530 ve l =2;531 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) ;532 Pc_v=fPc_v ( v ) ;533 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche , ’ o ’ ) ;534 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;535 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;536 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;537 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 9 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )538 ax is ( [ 7 16 0 300] )539 f ig8name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;540 p r i n t ( fig8name , ’−dpng ’ ) ;541
542 toc
I.6.4. Caso extremo
En este apartado se modifica parte del código correspondiente a la elaboración de
gráficos para adecuarlos al estudio energético durante el mes de junio. El análisis
se lleva a cabo teniendo en cuenta el consumo constante e ininterrumpido de los
sistemas de a bordo.
1 %NOMENCLATURA2
3 %UAV: nombre de l modelo estudiado4 %mes : t r e s pr imeras l e t r a s de l mes de l es tud io5 % mto_or ig : masa maxima de despegue de l UAV estudiado ( kg )6 % Sw_orig : s u p e r f i c i e a l a r de l a aeronave estudiada (m^2)7 % v c r d i s _ o r i g : ve loc idad de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m/ s )8 % hdis : a l t i t u d de crucero de diseño de l a aeronave estudiada (m)9 % cd0_or ig : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada
10 % k1a_or ig : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada11 % k2a_or ig : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada
Alejandro Domínguez Moreno 148
ANNEX
12 %CLmax : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion maxima durante e l crucero de l a aeronaveestudiada
13 % c_or ig : cuerda de l a la de UAV estudiado (m)14 % b_or ig : envergadura de l a la de UAV estudiado (m)15 % cdbody : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l f u s e l a j e re fe renc iado a 0.4 m^216 % Sv_orig : s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l de l a aeronave estudiada ( una de las dos ) (
m^2)17 % l t _ o r i g : d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la (m)18 % Sh_orig : s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l de l a aeronave estudiada (m^2)19 %mbase : masa de componentes i n v a r i a b l e s en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )20 % wskindens : densidad s u p e r f i c i a l de l a p i e l de l a la ( kg /m^2)21 % tdens : densidad s u p e r f i c i a l de l a co la ( kg /m^2)22 % din_ o r i g : diametro i n t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)23 % dout_or ig : diametro e x t e r i o r de l a barra que une l a co la con e l a la (m)24 % espar_or ig : espesor de l la rguero de l i n t e r i o r de l a la (m)25 % gros_or ig : espesor de l p e r f i l de l a aeronave estudiada26 % ch_or ig : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)27 % bh_or ig : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de UAV estudiado (m)28 % cv_or ig : cuerda de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)29 % bv_or ig : envergadura de l a co la v e r t i c a l de UAV estudiado (m)30 % l tedge_o r i g : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a aeronave
estudiada (m)31 %Vh : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l32 % Vv : c o e f i c i e n t e de volumen del e s t a b i l i z a d o r v e r t i c a l33 % h : a l t i t u d de l vuelo en crucero (m)34 % Tsl : temperatura a n i v e l de l mar ISA (K)35 % a l f a i s a : parametros de ca l cu lo de l a ISA36 % dens : densidad de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( kg /m^3)37 % Ta : temperatura de l a i r e a a l t i t u d de crucero (K)38 %mu: v iscos idad dinamica de l a i r e a a l t i t u d de crucero ( Pa·s )39 % nu : v iscos idad c inemat ica de l a i r e a a l t i t u d de crucero (m^2 · s )40 % Re_orig : Reynolds de l a la o r i g i n a l41 % ngrad : grado de l a po la r42 % rmin : CL a p a r t i r de l cua l se r e a l i z a l a regres ion43 % rmax : v a lo r supe r io r de CL de l a regres ion44 % nv : numero de veloc idades anal izadas45 % vcrv : ve loc idad de crucero (m/ s )46 % v _s t r : s t r i n g ve loc idad de crucero (m/ s )47 %Re: Reynolds de l a la a las d i f e r e n t e s veloc idades estudiadas48 % alpha : angulo de ataque de l UAV49 %CL: c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion de l a aeronave estudiada50 %CD: c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a de l a aeronave estudiada51 % cd0 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a pa ras i t a de l a aeronave estudiada52 % k1a : c o e f i c i e n t e l i n e a l de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada53 % k2a : c o e f i c i e n t e parabo l i co de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada54 % k3a : c o e f i c i e n t e cubico de l a po la r aerodinamica de l a aeronave estudiada55 % k4a : c o e f i c i e n t e de cuar to grado de l a po la r aerodinamica de l a aeronave
estudiada56 %T : temperatura de u t i l i z a c i o n de los paneles f o t o v o l t a i c o s (oC)57 % nh : numero de horas de l d ia58 % t : vec to r hora en punto , sistema de las 0−23 ( horas )59 % J : vec to r i r r a d i a n c i a so la r por unidad de s u p e r f i c i e (W/m^2)60 %P_S : vec to r potenc ia so la r obtenida por unidad de s u p e r f i c i e de placa (W/m^2)
Alejandro Domínguez Moreno 149
ANNEX
61 % cbat : r a t i o en t re l a capacidad de l a energ ia y l a energ ia t o t a l absorbidadurante e l d ia
62 %Ea_S : vec to r energía acumulada por unidad de s u p e r f i c i e de placa (Wh/m^2)63 % batmas_S : masa de l a b a t e r i a por unidad de s u p e r f i c i e de placa ( kg /m^2)64 % S ce l l : s u p e r f i c i e de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a (m^2)65 % Spanel : s u p e r f i c i e de un panel so l a r (m^2)66 % mcel l : masa de una c e l u l a f o t o v o l t a i c a ( kg )67 % ocup : f a c t o r de ocupacion de los paneles f o t o v o l t a i c o s sobre l a s u p e r f i c i e a l a r68 % rendpmppt : rend imiento de l MPPT69 % rendbm : rend imiento de l gestor de b a t e r i a70 % rendb : rend imiento de carga y descarga de l a b a t e r i a71 % rendesc : rend imiento de l con t ro lado r de ve loc idad e l e c t r o n i c o72 % rendm : rend imiento de l motor e l e c t r i c o73 % rendp : rend imiento de l a h e l i c e74 % rend : rend imiento g loba l de l a aeronave75 % Pto_Pcr : r a t i o en t re l a potenc ia de despegue y l a de crucero76 %mto_Sw_UAV : carga a l a r de l UAV estudiado ( kg /m^2)77 %mto_Sw : carga a l a r ( kg ) . Var iab le de l problema78 % Eabs_mto : energ ia absorbida por unidad de masa (Wh/ kg )79 % Pto_mto : potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue (W/ kg )80 % Econs_mto : energ ia consumida durante e l crucero por unidad de masa (Wh/ kg )81 % Eeq_mto : energ ia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico (Wh/ kg )82 % fPto_mto : func ion potenc ia por unidad de masa requer ida durante e l despegue en
func ion de l a carga a l a r (W/ kg )83 % fEabs_mto : func ion energia absorbida por unidad de masa en func ion de l a carga
a l a r (Wh/ kg )84 % fEcons_mto : func ion energia consumida durante e l crucero por unidad de masa en
func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )85 % fEeq_mto : func ion energia por unidad de masa r e s u l t a n t e de l balance energe t ico
en func ion de l a carga a l a r (Wh/ kg )86 % cargamax : carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ( kg /m^2)87 % cargamax_perdida : carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ( kg /m^2)88 % mto_Sw_min : carga a l a r que requ ie re minima potenc ia ( kg /m^2)89 %AR: nuevo va lo r de l a largamiento de l a la90 %ARh: nuevo v a lo r de l a largamiento de l e s t a b i l i z a d o r h o r i z o n t a l91 % cdens : densidad de l composite ( kg /m^3)92 % l r a t i o : r e l a c i o n ent re l a envergadura y e l brazo de palanca93 % fb : func ion de l a envergadura de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)94 % f c : func ion de l a cuerda de l a la func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)95 % l t : func ion de l a d i s t a n c i a ent re las l i n e a s de c /4 de l a la y co la en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m)96 % fSv : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola v e r t i c a l ( una de las dos ) en func ion de
l a s u p e r f i c i e a l a r (m^2)97 % fSh : func ion de l a s u p e r f i c i e de cola h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m^2)98 % fbh : func ion de l a envergadura de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r (m)99 % fch : func ion de l a cuerda de l a co la h o r i z o n t a l en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r
(m)100 % L : func ion de l a l o n g i t u d de las barras que unen l a co la con e l a la en func ion
de l a s u p e r f i c i e a l a r (m)101 % fMspar : func ion de l a masa de los la rgueros de l a la en func ion de l a s u p e r f i c i e
a l a r ( kg )
Alejandro Domínguez Moreno 150
ANNEX
102 % fMbar : func ion de l a masa de las barras que unen l a co la con e l a la en func ionde l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )
103 % fSso la r : func ion de l a s u p e r f i c i e de paneles so la res en func ion de l a s u p e r f i c i ea l a r (m^2)
104 %m: func ion de l a masa de l a aeronave en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg )105 % fcarga : func ion de l a carga a l a r en func ion de l a s u p e r f i c i e a l a r ( kg /m^2)106 % fm : func ion de e q u i l i b r i o para c a l c u l a r l a nueva masa en func ion de l a
s u p e r f i c i e a l a r ( kg )107 %Sw: s u p e r f i c i e a l a r de l a nueva aeronave (m^2)108 % mto : masa maxima de despegue de l a nueva aeronave ( kg )109 % b : envergadura de l a la de l a nueva aeronave (m)110 % c : cuerda de l a la de l a nueva aeronave (m)111 % Sv : s u p e r f i c i e de co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m^2)112 %Sh : s u p e r f i c i e de co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m^2)113 % bh : envergadura de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)114 % ch : cuerda de l a co la h o r i z o n t a l de l a nueva aeronave (m)115 % cv : cuerda de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)116 % bv : envergadura de l a co la v e r t i c a l de l a nueva aeronave (m)117 % ltedge : d i s t a n c i a ent re los bordes de ataque de l a la y co la de l a nueva aeronave
(m)118 % Ssolar : s u p e r f i c i e de paneles so la res de l a nueva aeronave (m^2)119 % vs : ve loc idad de entrada en perdida de l a nueva aeronave (m/ s )120 % bat : masa de l a b a t e r i a ( kg )121 % Pcdia : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante e l d ia (W)122 % Pcnoche : potenc ia consumida por l a nueva aeronave durante l a noche (W)123 %Pa : potenc ia absorbida por l a nueva aeronave (W)124 % fPc_v : func ion de l a potenc ia consumida por l a nueva aeronave en func ion de l a
ve loc idad (W)125 % E_tv : energ ia acumulada en las ba te r i as en func ion de l t iempo (Wh)126 % E i n i : energ ia i n i c i a l necesar ia (Wh)127 % Enoche : energ ia necesar ia durante las horas de i n s u f i e n c i a so l a r (Wh)128 % tnoche : horas de baja o nula rad iac ion so la r ( h )129 % Pdisnoche : potenc ia d i spon ib l e durante l a noche (W)130 % E_t : contador de energia (Wh)131 % Eabs : energ ia absorbida por l a nueva aeronave (Wh)132 % dias : numero de dias de l es tud io de l balance energe t ico ho ra r i o133 % Pin : potenc ia absorbida por los paneles (W)134 % Clcr : c o e f i c i e n t e de sus ten tac ion durante e l crucero135 % Cdcr : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a durante e l crucero136 % Pdrag : potenc ia necesar ia para vencer l a r e s i s t e n c i a aerodinamica de l UAV (W)137 % L i f t : sus ten tac ion de l a nueva aeronave (N)138 % Drag : r e s i s t e n c i a de l a nueva aeronave (N)139 % Pprop : potenc ia que t ransmi te l a h e l i c e a l a i r e (W)140 % Pmotor_out : potenc ia mecanica que genera e l motor (W)141 % Pmotor_in : potenc ia e l e c t r i c a que consume e l motor (W)142 % Cdnes : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo para obtener l a autonomia i n f i n i t a143 % Cdnesxf l r5 : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a maximo mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para
obtener l a autonomia i n f i n i t a144 % E f i n e s _ x f l r 5 : e f i c i e n c i a mediante e l a n a l i s i s en XFLR5 para obtener l a autonomia
i n f i n i t a145 % Clreg : c o e f i c i e n t e de sus tenc iac ion ca lcu lado mediante l a regres ion146 % Cdreg : c o e f i c i e n t e de r e s i s t e n c i a ca lcu lado mediante l a regres ion147
148 c l ea r
Alejandro Domínguez Moreno 151
ANNEX
149 c lose a l l150 t i c151 UAV= ’PHOENIX−SOLAR ’ ;152 mes = ’ jun ’ ;153 f i lename =[ ’AEROPAR_ ’ ,UAV, ’ . t x t ’ ] ;154 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;155 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %s %s %f %s ’ ) ;156 dat1= f i l e I D 1 ;157 dat2= f i l e I D 2 ;158 aeropar= f i l e I D 3 ;159 dat4= f i l e I D 4 ;160 mto_or ig=aeropar ( 1 ) ;161 Sw_orig=aeropar ( 2 ) ;162 v c r d i s =aeropar ( 3 ) ;163 hdis=aeropar ( 4 ) ;164 cd0_or ig=aeropar ( 5 ) ;165 k1a_or ig=aeropar ( 6 ) ;166 k2a_or ig=aeropar ( 7 ) ;167 CLmax=aeropar ( 8 ) ;168 c_or ig=aeropar ( 9 ) ;169 b_or ig=Sw_orig / c_or ig ;170 cdbody=0.176385* aeropar (10) ;171 Sv_or ig=aeropar (11) ;172 l t _ o r i g =aeropar (12) ;173 Sh_orig=aeropar (13) ;174 mbase=aeropar (14) +(0.495−0.320+0.216−0.045) ;175 wskindens=aeropar (15) ;176 tdens=aeropar (16) ;177 d in_o r i g =aeropar (17) ;178 dout_or ig=aeropar (18) ;179 espar_or ig=aeropar (19) ;180 gros_or ig =0.104;181 ch_or ig = aeropar (21) ;182 bh_or ig=Sh_orig / ch_or ig ;183 cv_or ig = aeropar (22) ;184 bv_or ig=Sv_or ig / cv_or ig ;185 l t edge_o r i g = l t _ o r i g +c_or ig /4−ch_or ig / 4 ;186 f c l o s e ( f i l e ) ;187
188 %Calculo de los c o e f i c i e n t e s de cola189 Vh=Sh_orig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * c_or ig ) ;190 Vv=Sv_or ig * l t _ o r i g / ( Sw_orig * b_or ig ) ;191
192 % A l t i t u d193 h=1000;194 h_s t r=num2str ( h ) ;195 Ts l =288.15;196 a l f a i s a =1−6.5e−3*h / Ts l ;197 dens=1.225* a l f a i s a ^4.252;198 Pres=101325* a l f a i s a ^5.256;199 Ta= a l f a i s a * Ts l ;200 mu=(1.458e−6*Ta ^0 .5 ) / (1+110 .4 / Ta ) ; % Ley de Suther land201 nu=mu/ dens ;202 Re_orig=c_or ig * v c r d i s * dens /mu;
Alejandro Domínguez Moreno 152
ANNEX
203 ngrad =4;204 rmin =0;205 rmax =1.4 ;206 nv =4;207 Re=zeros (1 , nv ) ;208 k4a=zeros (1 , nv ) ;209 k3a=zeros (1 , nv ) ;210 k2a=zeros (1 , nv ) ;211 k1a=zeros (1 , nv ) ;212 cd0=zeros (1 , nv ) ;213
214 vcrv =[8 9 7 1 6 ] ;215
216 f o r i =1: nv ;217 v _s t r =num2str ( vcrv ( i ) ) ;218 Re( i ) =vcrv ( i ) * c_or ig * dens /mu;219 f i lename =[ ’ evo4− ’ , v_s t r , ’ .0− ’ , h_st r , ’ . t x t ’ ] ;220 f i l e =fopen ( f i lename , ’ r ’ ) ;221 f i l e I D = tex tscan ( f i l e , ’ %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f %f
’ ) ;222 alpha ( : , i ) = f i l e I D 1 ;223 CL ( : , i ) = f i l e I D 2 ;224 CD( : , i ) = f i l e I D 5 ;225 f c l o s e ( f i l e ) ;226 i f ngrad==2227 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) ] = po lar_reg (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin , rmax ) ;228 k4a ( i ) =0;229 k3a ( i ) =0;230 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;231 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;232 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;233 e l s e i f ngrad==4234 [ cd0 ( i ) , k1a ( i ) , k2a ( i ) , k3a ( i ) , k4a ( i ) ] = polar_reg_4 (CL ( : , i ) ,CD( : , i ) , rmin ,
rmax ) ;235 k4a ( i ) =k4a ( i ) * 1 . 2 ;236 k3a ( i ) =k3a ( i ) * 1 . 2 ;237 k2a ( i ) =k2a ( i ) * 1 . 2 ;238 k1a ( i ) =k1a ( i ) * 1 . 2 ;239 cd0 ( i ) =cd0 ( i ) *1.2+ cdbody ;240 end241 end242
243 n=1000; % numero de puntos244
245 % Rendimientos246 rendmppt =0.97;247 rendbm=0.995;248 rendb =0.9987;249 rendesc =0.99;250 rendm =0.93;251 i f h==100252 rendp = [ 0 . 8 1 , 0 . 8 4 ,0 . 7 2 , 0 . 8 5 ] ;253 e l s e i f h==1000254 rendp = [ 0 . 8 , 0 . 8 4 , 0 . 6 9 , 0 . 8 6 ] ;
Alejandro Domínguez Moreno 153
ANNEX
255 end256
257
258 rend=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm . * rendp ;259 rendelec=rendmppt . * rendbm . * rendesc . * rendb . * rendm ;260
261
262 % Parametros energét icos263
264 Pconboard =2.4+2.4*2+12.3;265 nh=24;266
267 i f mes== ’ d i c ’268 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+11.1) ;269 e l s e i f mes== ’ jun ’270 Tc ie lo = a l f a i s a *(273+25.2) ;271 end272
273
274 t =zeros (1 , nh ) ;275 J=zeros (1 , nh ) ;276 P_S=zeros (1 , nh ) ;277
278 sigma=5.67e−8;279 a l f a =0.88;280 e p s i l =0 .8 ;281 a l f a _ p i n t =0.14;282 e p s i l _ p i n t =0.93;283
284
285 f o r i =1:nh286 t ( i ) = i −1;287 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;288 Tsup= Tc ie lo ;289 Tbool =0;290 nconv =10;291 whi le Tbool==0292 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;293 al fa_conv =0;294 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;295 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;296 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;297 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;298 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;299 Pr=mu_conv* cp / lambda ;300 f o r j =1: nconv ;301 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;302 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;303 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;304 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;305 end306 conv1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;307 conv2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;308 conv3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 154
ANNEX
309 T( i ) =( conv1+conv2+conv3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;310 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−5311 Tbool =1;312 else313 Tsup=T( i ) ;314 end315 end316
317 end318
319
320 cbat =0.7176;321 ocup =1.005;322
323 Ea_S=cumsum(P_S) ;324 batmas_S=max(Ea_S) /550* cbat ;325 Sce l l =0.00098;326 Spanel= Sc e l l *20 ;327 mcel l =180e−6;328
329
330
331
332
333 % Balance energe t ico334 mto_Sw_UAV=mto_or ig / Sw_orig ;335 mto_Sw= l inspace ( 0 . 5 ,mto_Sw_UAV*1 .5 , n ) ;336 Eabs_mto=Ea_S(24) . * ocup . / mto_Sw ;337
338 Pto_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;339 Pto_Pcr =1;340 Econs_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;341 Eeq_mto=zeros ( leng th (mto_Sw) , leng th ( vcrv ) ) ;342
343
344 f o r j =1: nv345 Pto_mto ( : , j ) = Pto_mto_cruise_4 (mto_Sw , vcrv ( j ) , rend ( j ) , cd0 ( j ) , k4a ( j ) , k3a ( j ) , k2a
( j ) , k1a ( j ) , dens , Pto_Pcr ) ;346 Econs_mto ( : , j ) =Pto_mto ( : , j ) . / Pto_Pcr *nh ;347 Eeq_mto ( : , j ) =Eabs_mto’−Econs_mto ( : , j ) ;348 end349
350
351 % Calculo de l a carga a l a r maxima permi t i da para tener autonomia i n f i t a a 8 m/ s352 fPto_mto= @( carga ) Pto_mto_cruise_4 ( carga , vcrv ( 1 ) , rend ( 1 ) , cd0 ( 1 ) , k4a ( 1 ) , k3a ( 1 ) , k2a
( 1 ) , k1a ( 1 ) , dens , Pto_Pcr ) ;353 fEabs_mto=@( carga )Ea_S(24) . * ocup . / carga ;354 fEcons_mto=@( carga ) fPto_mto ( carga ) . / Pto_Pcr *nh ;355 fEeq_mto=@( carga ) fEabs_mto ( carga )−fEcons_mto ( carga ) ;356 cargamax= f s o l v e ( fEeq_mto , 5 ) ;357 cargamax_perdida =0.5* dens * vcrv ( 1 ) ^2*CLmax / 9 . 8 1 ;358
359 % Calculo de l a carga a l a r que requ ie re minima potenc ia360 [ Econs_mto_min , pos ]= min ( Econs_mto ( : , 1 ) ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 155
ANNEX
361 mto_Sw_min=mto_Sw( pos ) ;362
363 % Calculo de las modi f i cac iones364 AR=12.8*2;365 ARh=2;366 cdens=1580;367 l r a t i o = l t _ o r i g / b_or ig ;368 fb=@(S) s q r t (AR*S) ;369 f c =@(S) S / s q r t (S*AR) ;370 f l t =@(S) fb (S) * l r a t i o ;371 fSv=@(S) Vv . * S . * fb (S) . / f l t (S) ;372 fSh=@(S) Vh . * S . * f c (S) . / f l t (S) ;373 fbh=@(S) s q r t (ARh* fSh (S) ) ;374 f ch=@(S) fSh (S) / fbh (S) ;375 L=@(S) f l t (S) + fch (S) *3/4+ f c (S) * 1 / 8 ;376 fMspar=@(S) 2* espar_or ig * fb (S) * f c (S) * g ros_or ig * cdens ;377 fMbar=@(S) 2* p i / 4 * ( dou t_or ig^2−d in_o r i g ^2) *L (S) * cdens ;378 fSso la r =@(S) 227*Spanel ;379 m=@(S) fMspar (S) +fMbar (S) +mbase+ fSso la r (S) . / Sce l l * mcel l+batmas_S . * fSso la r (S) +S*
wskindens+fSv (S) . * tdens . *2+ fSh (S) . * tdens ;380 f carga=@(S) m(S) . / S ;381 opt ions = opt imset ( ’ D isp lay ’ , ’ i t e r ’ , ’ TolFun ’ , 1e−10, ’ TolX ’ , 1e−8) ; % Disp lay
i t e r a t i o n s , se t to le rances382
383 % Nuevos parametros384 Sw=Sw_orig ;385 mto=mto_or ig ;386 b= fb (Sw) ;387 c= f c (Sw) ;388 Sv=fSv (Sw) ;389 Sh=fSh (Sw) ;390 bh=fbh (Sw) ;391 ch=fch (Sw) ;392 cv=ch ;393 bv=Sv / cv ;394 l t = f l t (Sw) ;395 l t edge= l t +c/4−ch / 4 ;396 Ssolar= fSso la r (Sw) ;397 vs= s q r t ( mto /Sw/max(CL ( : , 1 ) ) *2 *9 .81 / dens ) ;398 bat =3.280;399
400 % Nuevos r e q u i s i t o s energet icos y de potenc ia401 ve l =1;402 renddia=rend . / rendb ;403 Pcdia=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , renddia , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;404 Pcnoche=mto . * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, vcrv , rend , cd0 , k4a , k3a , k2a , k1a , dens , Pto_Pcr ) ;405 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) +Pconboard ;406 E_tv=zeros ( nv , nh ) ;407 E i n i =0;408 Enoche=0;409 E_t= E i n i ;410 Eabs=Ea_S(24) * Ssolar ;411 Pa=Eabs / nh ;
Alejandro Domínguez Moreno 156
ANNEX
412 dias =2;413 tnoche =0;414 f o r d ia =1: d ias415 f o r i =1:24416 Pin=P_S( i ) * Ssolar ;417 i f Pcdia >Pin418 Enoche=Enoche+Pin−Pcnoche−Pconboard ;419 E_t=E_t+Pin−Pcnoche−Pconboard ;420 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;421 tnoche=tnoche +1;422 else423 E_t=E_t+Pin−Pcdia−Pconboard ;424 E_tv ( : , i +( dia −1) *24)=E_t ;425 end426 end427 end428 Enoche=Enoche / d ias ;429 tnoche=tnoche / d ias ;430 E i n i=−min ( E_tv , [ ] , 2 ) ;431 cbat=(−Enoche ) / Eabs / ( rendbm* rendmppt ) ;432 Pdisnoche =0.75* bat *550/ tnoche ;433
434 Clc r =2. * mto . * 9 . 8 1 . /Sw . / dens . / vcrv . ^ 2 ;435 L i f t =0 .5 . * dens . * vcrv . ^ 2 . *Sw. * C lc r ;436 Cdcr=cd0+k1a . * C lc r+k2a . * C lc r .^2+ k3a . * C lc r .^3+ k4a . * C lc r . ^ 4 ;437 Pdrag=Cdcr . * 0 . 5 . * dens . * vcrv . ^ 3 . *Sw;438 Drag=Pdrag . / vcrv ;439 Pprop=Pdrag ;440 Pmotor_out=Pprop . / rendp ;441 Pmotor_in=Pmotor_out . / rendm ;442 Cdnes=2.*Pa* rend . / dens . / vcrv . ^ 3 . /Sw;443 Cdnesxf l r5 =(Cdnes−cdbody ) . / 1 . 2 ;444 E f i n e s _ x f l r 5 =Clc r . / Cdnesxf l r5 ;445
446 f i lename= ’AEROPAR_PHOENIX−SOLAR−Payload . t x t ’ ;447 f i l e =fopen ( f i lename , ’w ’ ) ;448 f i l e I D 1 =dat1 ;449 f i l e I D 2 =dat2 ;450 f i l e I D 4 =dat4 ;451 aeropar ( 1 ) =mto ;452 aeropar ( 2 ) =Sw;453 aeropar ( 3 ) =vcrv ( 1 ) ;454 aeropar ( 4 ) =h ;455 aeropar ( 5 ) =cd0 ( 1 ) ;456 aeropar ( 6 ) =k1a ( 1 ) ;457 aeropar ( 7 ) =k2a ( 1 ) ;458 aeropar ( 8 ) =max(CL ( : , 1 ) ) ;459 aeropar ( 9 ) =c ;460 aeropar (11)=Sv ;461 aeropar (12)= l t ;462 aeropar (13)=Sh ;463 aeropar (20)=gros_or ig ;464 aeropar (21)=ch ;465 aeropar (22)=cv ;
Alejandro Domínguez Moreno 157
ANNEX
466 f i l e I D 3 =aeropar ( : ) ;467 f i l e I D = f i l e I D 1 ( : ) , f i l e I D 2 ( : ) , f i l e I D 3 ( : ) , f i l e I D 4 ( : ) ;468
469 f o r i =1: leng th ( aeropar )470 f p r i n t f ( f i l e , ’ %s %s %d %s \ r \ n ’ , f i l e I D 1 i , f i l e I D 2 i , f i l e I D 3 ( i ) , f i l e I D
4 i ) ;471 end472 f c l o s e ( f i l e ) ;473
474 f i g u r e ( 1 )475 p l o t (mto_Sw , Econs_mto , mto_Sw , Eabs_mto , ’ r ’ , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;476 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;477 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;478 y l a b e l ( ’ Energ . cons . / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;479 legend ( ’ Energia consumida a 8 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 9 m/ s ’ , ’ Energia consumida
a 7 m/ s ’ , ’ Energia consumida a 16 m/ s ’ , ’ Energia absorbida ’ , ’ Carga a l a r ac tua l ’ )480 ax is ( [ 0 7 0 500] )481 f ig1name =[ ’ Energia vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;482 p r i n t ( fig1name , ’−dpng ’ ) ;483
484 f i g u r e ( 2 )485 p l o t (mto_Sw , Eeq_mto , [ mto_Sw_UAV, mto_Sw_UAV ] , [ 0 20000]) ;486 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de
crucero a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;487 x l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;488 y l a b e l ( ’ Balance / mto (Wh/ kg ) ’ ) ;489 legend ( ’ Balance a 8 m/ s ’ , ’ Balance a 9 m/ s ’ , ’ Balance a 7 m/ s ’ , ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’
Carga a l a r ac tua l ’ )490 ax is ( [ 0 7 0 500] )491 f ig2name =[ ’ Balance vs carga a l a r a d i f e r e n t e s veloc idades de crucero ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,
mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;492 p r i n t ( fig2name , ’−dpng ’ ) ;493
494 f i g u r e ( 3 )495 p l o t ( 1 : nh * dias , E_tv ( 4 , : ) + E i n i ( 4 ) , [ 0 nh* d ias + 1 ] , [ bat *550 bat *550 ] ) ;496 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;497 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;498 y l a b e l ( ’ Balance (Wh) ’ ) ;499 legend ( ’ Balance a 16 m/ s ’ , ’ Energia maxima almacenable en las ba te r i as ’ ) ;500 f ig3name =[ ’ Balance energe t ico ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;501 p r i n t ( fig3name , ’−dpng ’ ) ;502
503 f i g u r e ( 4 )504 s= l inspace (1 ,10 ,n ) ;505 f o r i =1:n506 carg ( i ) = fcarga ( s ( i ) ) ;507 end508 p l o t ( s , carg , [ 0 2 0 ] , [ cargamax cargamax ] , [ 0 2 0 ] , [ cargamax_perdida cargamax_perdida ] )509 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;510 x l a b e l ( ’ S u p e r f i c i e a l a r (m^2) ’ ) ;511 y l a b e l ( ’ Carga a l a r ( kg /m^2) ’ ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 158
ANNEX
512 legend ( ’ Carga a l a r minima ’ , ’ Carga a l a r maxima con balance p o s i t i v o de energia ’ , ’Carga a l a r maxima s in e n t r a r en perd ida a 8 m/ s ’ )
513 ax is ( [ 0 10 0 7 ] )514 f ig4name =[ ’ Carga a l a r vs S u p e r f i c i e a l a r ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;515 p r i n t ( fig4name , ’−dpng ’ ) ;516
517 f i g u r e ( 5 )518 v= l inspace (7 ,20 ,n ) ;519 Pc_v=fPc_v ( v ) ;520 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 350 ] , [5 16 ] , [ Pa Pa ] , vcrv , Pcnoche+Pconboard , ’ o ’ ) ;521 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;522 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;523 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;524 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 8 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia consumida ’ )525 ax is ( [ 7 20 0 300] )526 f ig5name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;527 p r i n t ( fig5name , ’−dpng ’ ) ;528
529 % Comprobacion de l a po la r530 Clreg= l inspace ( −1.5 ,1.5 ,n ) ;531 ve l =4;532 Cdreg=cd0 ( ve l ) +k1a ( ve l ) . * Clreg+k2a ( ve l ) . * Clreg .^2+ k3a ( ve l ) . * Clreg .^3+ k4a ( ve l ) . *
Clreg . ^ 4 ;533 f i g u r e ( 6 )534 p l o t ( Clreg , Cdreg ,CL ( : , ve l ) ,CD( : , ve l ) . * 1 .2+ cdbody ) ;535 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Po lar a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;536 x l a b e l ( ’CL ’ ) ;537 y l a b e l ( ’CD ’ ) ;538 ax is ([−1 1.5 0 0 . 1 ] )539 legend ( ’ Regresion po la r ’ , ’ Po lar a n a l i s i s XFLR5 cor reg ida ’ )540 f ig6name =[ ’ Polar ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;541 p r i n t ( fig6name , ’−dpng ’ ) ;542
543 f i g u r e ( 7 )544 p l o t ( 1 : nh * dias , ( E_tv ( 4 , : ) + E i n i ( 4 ) ) / mto ) ;545 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Balance energe t ico ho ra r i o por unidad de masa a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ) ;546 x l a b e l ( ’ hora ’ ) ;547 y l a b e l ( ’ Balance (Wh/ kg ) ’ ) ;548 legend ( ’ Balance a 16 m/ s ’ ) ;549 f ig7name =[ ’ Balance energe t ico por unidad de masa ho ra r i o ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ ,
h_st r , ’m ’ ] ;550 p r i n t ( fig7name , ’−dpng ’ ) ;551
552 f i g u r e ( 8 )553 v= l inspace (7 ,20 ,n ) ;554 ve l =4;555 fPc_v=@( v ) mto * Pto_mto_cruise_4 ( mto /Sw, v , rend ( ve l ) , cd0 ( ve l ) , k4a ( ve l ) , k3a ( ve l ) , k2a (
ve l ) , k1a ( ve l ) , dens , Pto_Pcr ) +Pconboard ;556 Pc_v=fPc_v ( v ) ;557 p l o t ( v , Pc_v , [ vs vs ] , [ 0 500 ] , [5 20 ] , [ Pa Pa ] , [ 5 2 0 ] , [ Pdisnoche Pdisnoche ] , vcrv ,
Pcnoche+Pconboard , ’ o ’ ) ;558 t i t l e ( [ UAV, ’ − Mes : ’ ,mes ] ; [ ’ Potencia consumida vs ve loc idad a ’ , h_st r , ’m ’ ] ) ;
Alejandro Domínguez Moreno 159
ANNEX
559 x l a b e l ( ’ Velocidad de crucero (m/ s ) ’ ) ;560 y l a b e l ( ’ Potencia consumida (W) ’ ) ;561 legend ( ’ Potencia consumida con l a e f i c i e n c i a de l a n a l i s i s a 16 m/ s ’ , ’ Velocidad de
entrada en perd ida ’ , ’ Potencia absorbida ’ , ’ Potencia d i spon ib l e durante l a noche’ , ’ Potencia consumida ’ )
562 ax is ( [ 7 20 0 500] )563 f ig8name =[ ’ Potencia consumida vs ve loc idad ’ , ’ _ ’ ,UAV, ’ _ ’ ,mes , ’ a ’ , h_st r , ’m ’ ] ;564 p r i n t ( fig8name , ’−dpng ’ ) ;565
566 toc
I.6.4.1. Resultados
Figura I.6.12: Balance energético a 16 m/s durante el mes de junio a 1000 m dealtura
Alejandro Domínguez Moreno 160
ANNEX
Figura I.6.13: Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes dejunio a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 161
ANNEX
Figura I.6.14: Potencia consumida en función de la velocidad durante el mes dejunio a 100 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 162
ANNEX
I.7. Equilibrio térmico
Realizando la hipótesis de que el ala es una placa plana, es posible calcular la
temperatura superficial mediante un equilibrio térmico con el fin de comparar el
resultado con la hipótesis de que los paneles se encuentran a la temperatura del
aire. El equilibrio considera únicamente las trasmisiones de calor por radiación y
convección debido a que son las predominantes en la superficie.
En el extradós, considerando que este está formado exclusivamente por células
fotovoltaicas de GaAs, incide la diferencia entre la radiación solar absorbida y la
radiación solar que se transforma en energía eléctrica, mientras que se emite ra-
diación debido a la diferencia de temperatura entre los paneles y el cielo y calor de
convección por la diferencia con la temperatura del aire.
En cuanto al intradós, se le aplica una capa de pintura blanca con el fin de aumentar
la emisividad y lograr una menor temperatura de equilibrio del ala. Además de
emitir calor de convección y radiación, recibe la radiación solar que refleja la Tierra,
un albedo de 0.33 [10].
Por último, ambas superficie disipan el calor de las pérdidas que generan todos los
componentes eléctricos:
Qperdidas = Qabsorbida·(1− ηelec) (11)
Siendo:
ηelec = ηMPPT ·ηBM ·ηbat·ηESC ·ηm (12)
De esta manera, el equilibrio térmico se representa de la siguiente manera:
Qemit + Qconveccion = Qperdidas + Qsolar + Qalbedo (13)
Debido a que tanto la energía solar transformada, como el calor por convección,
dependen de la temperatura de los paneles, se realiza un proceso iterativo en
MATLAB mediante el metido de Gauss-Seidel para solucionar el equilibrio térmico
y conocer la temperatura de los paneles.
I.7.1. Implementación en MATLAB
Alejandro Domínguez Moreno 163
ANNEX
1 f o r i =1:nh2 t ( i ) = i −1;3 J ( i ) =J_h ( t ( i ) ,mes) ;4 Tsup= Tc ie lo ;5 Tbool =0;6 nconv =10;7 whi le Tbool==08 P_S( i ) =eta_JT ( J ( i ) , Tsup−273) * J ( i ) ;9 al fa_conv =0;
10 Tm=( Tc ie lo +Tsup ) / 2 ;11 mu_conv=(1.458e−6*Tm^0 .5 ) / (1+110 .4 /Tm) ;12 cp=1031.5−0.210*Tm+4.143e−4*Tm^2;13 lambda=2.728e−3+7.776e−5*Tm;14 dens_conv=Pres / (287*Tm) ;15 Pr=mu_conv* cp / lambda ;16 f o r j =1: nconv ;17 Re_conv= j * c_or ig / nconv * vcrv ( 1 ) * dens_conv / mu_conv ;18 Nussel t =0.664*Re_conv ^0 .5* Pr ^ ( 1 / 3 ) ;19 a_conv=Nussel t * lambda / ( j * c_or ig ) / nconv ;20 al fa_conv=al fa_conv+a_conv ;21 end22 con1=P_S( i ) *(1− rendelec ( 1 ) ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;23 con2 = ( ( J ( i ) * a l f a−P_S( i ) ) +0.33* J ( i ) * a l f a _ p i n t ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ;24 con3=−(a l fa_conv * ( Tsup−Tc ie lo ) / ( sigma * e p s i l +sigma * e p s i l _ p i n t ) ) ;25 T( i ) =( con1+con2+con3 +( Tc ie lo ) ^4) ^ ( 1 / 4 ) ;26 i f abs (T ( i )−Tsup ) <1e−527 Tbool =1;28 else29 Tsup=T( i ) ;30 end31 end32
33 end
La primera parte del bucle calcula el coeficiente de convección. Éste se calcu-
la a partir de datos empíricos de convección forzada en placas planas para flujo
incompresible y flujo laminar (Re < 5 · 105). En primer lugar, se calculan las propie-
dades termofísicas a la temperatura de película Tm [5]. A continuación, se calcula
el número de Prandtl y localmente, el número de Reynolds y Nusselt en diferen-
tes puntos de la cuerda, para obtener finalmente el coeficiente de transferencia de
calor por convección total.
Una vez se obtiene el coeficiente, se calcula la temperatura de la superficie a par-
tir de la temperatura supuesta y los coeficientes de los materiales (Tabla I.7.1).
Si la diferencia entre la temperatura resultante y la supuesta es mayor que 10−5
-margen de error-, se repite todo el procedimiento adoptando la temperatura resul-
tante como la nueva supuesta. El bucle finaliza cuando la diferencia entre ambas
temperaturas es menor al margen de error impuesto.
Alejandro Domínguez Moreno 164
ANNEX
αpaneles[10] 0.88εpaneles[10] 0.8αpintura[5] 0.14εpintura[5] 0.93
Tabla I.7.1: Propiedades de los materiales
Una vez finalizado el proceso iterativo para cada una de las horas del día, se
obtiene que los resultados obtenidos mediante el equilibrio térmico difiere durante
las horas de Sol entre 5−17 C más respecto la hipótesis inicial de temperatura de
funcionamiento de los paneles, lo cual indica que la hipótesis inicial era una buena
aproximación, pero optimista.
Alejandro Domínguez Moreno 165
ANNEX
ANEXO II
ESTUDIO AERODINÁMICO
Alejandro Domínguez Moreno 166
ANNEX
II.1. Estudio del ala
El estudio del ala se centra en la selección del alargamiento y del perfil de la aero-
nave modificada. En el momento del estudio, tal y como se explica en el Desarrollo
de la Solución, la evolución estudiada tiene una masa total de 15 kg.
II.1.1. Perfil
Durante el estudio, se comparan tres perfiles: el Eppler 399 (Figura II.1.1), el Eppler
216 (Figura II.1.2) y un perfil que resulta de una interpolación entre ambos (Figura
II.1.3).
Figura II.1.1: Eppler 399
Figura II.1.2: Eppler 216
Figura II.1.3: Perfil interpolado
Debido a que el perfil de la aeronave original, el Eppler 399, de 14.8 %, parece
resultar no muy eficiente a bajo Reynolds, se escoge como nuevo candidato a otro
perfil de la familia de los Eppler. El Eppler 216 está concebido para ser utilizado a
Alejandro Domínguez Moreno 167
ANNEX
bajo Reynolds, y de hecho según la base de datos AirfoilTools, mediante cálculos
realizado con XFoil, este perfil es de los más eficientes a Reynolds bajos (Re <
200000) con un CLmax superior a 1.4.
No obstante, debido a su espesor de 10.4 %, podría comportar problemas estruc-
turales, por lo que también se estudia la solución intermedia. Esta solución (Figura
II.1.3) es un perfil interpolado entre ambos Eppler, obteniendo un perfil de 12 % de
espesor.
II.1.2. Alargamiento
Como se menciona durante la Definición de las posibles modificaciones, un incre-
mento del alargamiento supone una mejora considerable de la eficiencia aerodi-
námica, todo y que también disminuye el factor de Oswald [22]- si se mantiene
la forma en planta-, resultando, aun ser un efecto colateral desfavorable, en una
mejora de la eficiencia.
Para corroborar la mejora, se prueban para los 3 perfiles, los siguientes alarga-
mientos:
· Alargamiento original: 12.8
· Alargamiento original incrementado un 25: 16
· Alargamiento original incrementado un 50 %: 19.2
· Alargamiento original incrementado un 75 %: 22.4
· Alargamiento original incrementado un 100 %: 25.6
Para obtener los parámetros de las alas estudiadas (Tabla II.1.1), se introduce
el alargamiento y espesor del perfil correspondiente de cada ala en el código de
MATLAB utilizado para el estudio a 1000 m de altura de la Evo1 y obtención de la
Evo2 [Véase apartado I.5.2.2].
Alejandro Domínguez Moreno 168
ANNEX
Alargamiento Espesor Envergadura (m) Cuerda (m)x1 0.148 6.0030 0.4690
x1.25 0.148 6.7257 0.4204x1.5 0.148 7.3772 0.3842
x1.75 0.148 7.9733 0.3560x2 0.148 8.5258 0.3330x1 0.104 6.1577 0.4811
x1.25 0.104 6.9030 0.4314x1.5 0.104 7.5726 0.3944
x1.75 0.104 8.1851 0.3650x2 0.104 8.7526 0.3419x1 0.120 6.0907 0.4758
x1.25 0.120 6.2874 0.4267x1.5 0.120 7.4893 0.3901
x1.75 0.120 8.0948 0.3614x2 0.120 8.6559 0.3381
Tabla II.1.1: Parámetros de las alas estudiadas
II.1.3. Análisis computacional
El estudio se lleva a cabo mediante el software XFLR5 con el método de LLT [Véa-
se apartado II.6]. Las condiciones de vuelo son las mismas para todas las alas
analizadas: propiedades del aire a 1000 m de altura y estudio a sustentación cons-
tante. El motivo es que la altura de 1000 m es la más crítica para la autonomía
infinita, y realizar el estudio a sustentación constante permite comparar la eficien-
cia de las diferentes alas en la condición de crucero a las distintas velocidades.
Los resultados corroboran que el Eppler 399 (Figura II.1.4) no es nada eficiente al
Reynolds de vuelo, mientras que Eppler interpolado (Figura II.1.5) y Eppler216 si
lo son (Figura II.1.6). Además se observa como la eficiencia se incrementa, como
era de esperar, con el alargamiento.
Alejandro Domínguez Moreno 169
ANNEX
Figura II.1.4: Resultados con el perfil Eppler 399
Figura II.1.5: Resultados con el perfil Eppler 216
Alejandro Domínguez Moreno 170
ANNEX
Figura II.1.6: Resultados con el perfil interpolado
Viendo las mejoras que produce el incremento del alargamiento, se decide estu-
diar el alargamiento máximo que permite la estructura para los dos perfiles más
eficientes, el Eppler 216 (Figura II.1.2) y el interpolado (Figura II.1.3).
II.1.4. Alargamiento máximo
En primer lugar, se observa que el perfil más eficiente es además el que permite
obtener una carga alar más baja, lo cual resulta un gran punto a favor. [Véase apar-
tado IV.2] Sin embargo no permite aumentar más el alargamiento, pues incremen-
tándolo un 125 respecto el original, se obtiene un factor de seguridad demasiado
bajo. En cuanto al perfil Eppler 216, sí que permite el aumento del alargamiento
hasta 125. En el caso del alargamiento de un 150, el factor de seguridad es dema-
siado bajo.
Con en el caso anterior, para obtener los parámetros de las alas con alargamiento
máximo (Tabla II.1.2), se introduce el alargamiento y espesor del perfil correspon-
diente de cada ala en el código de MATLAB utilizado para el estudio a 1000m de
altura de la Evo1 y obtención de la Evo2 [Véase apartado I.5.2.2]
Alargamiento Espesor Carga alar (kg/m2) Envergadura (m) Cuerda (m)x2 0.104 5.0125 8.7526 0.3419
x2.25 0.120 5.1253 9.1809 0.3188
Tabla II.1.2: Parámetros de las alas con alargamiento máximo
Así pues, estudiando el alargamiento máximo que permite el perfil interpolado, se
observa un incremento de la eficiencia a 8 m/s respecto el perfil Eppler 216, pero
Alejandro Domínguez Moreno 171
ANNEX
es menor a 9 m/s (figura t10-12). No obstante, este aumento no es significativo
frente al incremento de carga alar que comporta.
De esta manera, teniendo en cuenta la importancia de tener una baja carga alar, y
que el objetivo es el de alcanzar la autonomía infinita durante el mes de diciembre,
el ala seleccionada tiene alargamiento de 25.6 y el perfil Eppler 216. Así pues,
el perfil seleccionado tiene una eficiencia muy elevada a la velocidad de crucero
para lograr la autonomía infinita 8 − 9m/s. El perfil interpolado obtiene una mejor
eficiencia a velocidades más elevadas, pero estas no juegan ningún papel en la
obtención de la autonomía infinita.
Figura II.1.7: Comparación entre las dos alas de máximo alargamiento
Alejandro Domínguez Moreno 172
ANNEX
II.2. Estudio de la cola
II.2.1. Dimensionado
Debido a la función fundamental que tiene la cola de una aeronave, la de propor-
cionar estabilidad, cada cambio de ala requiere un cambio de la cola.
Para el cálculo de las superficies de cola se realiza la consideración de que los
coeficientes de volumen de cola (Ecuación 14 y Ecuación 15) son constantes res-
pecto los originales. Además, se estima que la relación entre la envergadura y la
distancia entre el centro aerodinámico del ala y el de las superficies de cola se
mantiene constante. De esta manera, y fijando un alargamiento del estabilizador
horizontal, es posible calcular todos los parámetros del estabilizador horizontal y
del vertical.
Vh =Sh·ltSw·c
(14)
Vv =Sv·ltSw·b
(15)
El proceso del dimensionado de las superficies de cola se realiza en los cálculos
energéticos mediante los scripts de MATLAB [Véase apartado I.5]. En cuanto a la
comprobación de la estabilidad de la aeronave, esta se realiza en cada análisis
aerodinámico en XFLR5 variando ligeramente los ángulos de incidencia de ala y
cola, y situando el centro de gravedad del UAV en la misma posición relativa en el
ala que la aeronave original 0.38c-0.39c.
II.2.2. Perfil y alargamiento
Después del cambio de perfil del ala, el espesor de este pasa de 14.8 a 10.4, por
este motivo, y teniendo en cuenta que para la elección del perfil de cola se tiene en
cuenta que este debe ser, para ambos estabilizadores, simétrico y de un espesor
un 2 menor que el del ala [27], se selecciona el Naca 0008. En cuento al alar-
gamiento del estabilizador horizontal, se realiza un estudio aerodinámico para ver
cuál de los dos propuestos, 2 y 4, además del de la aeronave original, 6, permiten
obtener una mejor eficiencia aerodinámica a la aeronave. Para obtener los pará-
metros de la aeronave con las diferentes cola (Tabla II.2.1), debido en el momento
del desarrollo en el cual se realiza el estudio, se introducen los alargamientos en
el código de MATLAB utilizado para el estudio a 1000 m de altura de la Evolución 2
y obtención de la Evolución 3 [Véase apartado I.5.2.3] .
Alejandro Domínguez Moreno 173
ANNEX
AR del estabilizador vertical b(m) c(m) lt(m) bh(m) ch(m) bv(m) cv(m)
2 10.3690 0.4050 3.0172 0.5612 0.2806 0.3742 0.28064 10.3728 0.4052 3.0183 0.7940 0.1985 0.5923 0.19856 10.3728 0.4052 3.0188 0.9726 0.1621 0.6484 0.1621
Tabla II.2.1: Parámetros de las superficies aerodinámicas según el ARh
A partir de estos parámetros, se realiza el estudio aerodinámico mediante el soft-
ware XFLR5 aplicando el método VLM [Véase apartado II.6], bajo las condiciones
del aire a 1000 m de altura y sustentación constante.
Los resultados demuestran que la aeronave es más eficiente cuando el alarga-
miento del estabilizador vertical es igual a 2 (Figura II.2.1). Por ese motivo es la
solución escogida.
Figura II.2.1: Eficiencia aerodinámica según el ARh
Alejandro Domínguez Moreno 174
ANNEX
II.3. Resistencia del fuselaje
Durante el desarrollo de la solución, se tiene en cuenta que esta parte del avión
no sufre variación. De esta manera, observando los parámetros que determinan
el coeficiente de resistencia (Ecuación 16) [19] y teniendo en cuenta que única-
mente cambia la superficie alar – la superficie de referencia-, se computa el nuevo
coeficiente como muestra la Ecuación 17.
CD0 =
∑iCfi·Swet· (FF )i
Sref·FI (16)
CDbodynuevo= CDbodyorig
·Sworig
Swnuevo
(17)
Este cálculo se realiza en MATLAB teniendo en cuenta que el grupo Phoenix con-
sidera que la superficie de referencia es Sw/2.
Sin embargo, cuando se produce la modificación del fuselaje, se requiere un nuevo
cálculo, que se explica en el siguiente apartado.
II.3.1. Cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje
Con el fin de obtener un resultado lo más preciso posible, y teniendo en cuenta
que la longitud del fuselaje original se ve altamente modificado, se procede a un
cálculo aproximado del nuevo CDbodyde la solución final.
Respecto al original, se considera que varía el factor de forma (FF ), la superficie
mojada y la de referencia. Para calcular el nuevo factor de forma, se aplica la fór-
mula de cálculos de factores de forma para fuselajes, Ecuación 18 [19] . Además,
la superficie mojada del fuselaje se aproxima a la de un cilindro.
FF = 1 +60
(lf/af )+ 0.0025(lf/af ) (18)
Sw(m2) lf (m) af (m) Swet(m2) FF CDbody
ratioOriginal 0.80 0.25 0.12 0.117 29.805 0.0061 1Final 4.43 1.416 0.12 0.556 6.114 0.00107595 0.176385
Tabla II.3.1: Resultados del cálculo de la resistencia del nuevo fuselaje
Así pues, relacionando el CDbodyoriginal con los ratios entre los parámetros origi-
nales y los modificados se obtiene el nuevo CDbody(Tabla II.3.1).
Alejandro Domínguez Moreno 175
ANNEX
II.4. Dimensionado de superficies de control
Con la finalidad de obtener una primera aproximación de las dimensiones de las
diferentes superficies de control, se considera, en primer lugar, que el incremento
de tamaño de cada superficie de control es proporcional al aumento de la superficie
a la que pertenece. Además, se busca mantener la efectividad de las distintas
superficies para mantener la funcionalidad respecto el original. Por último, para
acabar de definir los parámetros, se tiene en cuenta que se busca obtener el mayor
factor de ocupación posible de células fotovoltaicas de 50x19.6mm que forman
paneles de 20 de ellas en serie [Véase apartado III.4].
II.4.1. Alerones
El diseño del Phoenix cuenta con los siguientes parámetros de ala y alerones:
Envergadura de los alerones(colocados a partir de 50 b/2del ala)
0.72 m
Cuerda de los alerones 0.05 m
Superficie de los alerones 0.036 m2
Envergadura del ala 3.2 m
Cuerda del ala 0.25 m
Superficie alar 0.8 m2
Tabla II.4.1: Parámetros originales de las superficies del ala
Siguiendo el criterio del dimensionado de las superficies de control, se procede al
cálculo de la superficie de alerones:
Salnuevo = Swnuevo/Sworig ·Salorig = 4.4285/0.8·0.036 = 0.1993 m2 (19)
Para la obtención de los demás parámetros, se pretende mantener la efectividad
original de los alerones, Cal/C = 0.2, se calcula en primer lugar la cuerda para
obtener posteriormente la envergadura:
calnuevo = cnuevo·0.2 = 0.4159·0.2 = 0.0832 m (20)
Sin embargo, teniendo en cuenta las dimensiones de las células fotovoltaicas,
50x19.6mm, el factor de ocupación en la dirección de la cuerda sería de 94.3:
Alerones: 0.0832/0.0196 = 4.24 celulas→ 4 celulas→ 4·0.0196/0.0832 = 0.943
Alejandro Domínguez Moreno 176
ANNEX
Ala: (0.4159 − 0.0832)/0.0196 = 16.96 celulas → 16 celulas → 16·0.0196/(0.4159 −0.0832) = 0.943
Con el fin de aumentar el factor de ocupación, y con el beneficio de aumentar la
efectividad de los alerones, se redimensionan a partir del parámetro cal/c = 0.24:
calnuevo = cnuevo·0.24 = 0.4159·0.24 = 0.0998 m (21)
Se calculan los nuevos factores de ocupación:
Alerones: 0.0998/0.0196 = 5.09 celulas→ 5 celulas→ 5·0.0196/0.0998 = 0.982
Ala: (0.4159 − 0.0998)/0.0196 = 16.13 celulas → 16 celulas → 16·0.0196/(0.4159 −0.0998) = 0.992
Los valores de ocupación obtenidos son satisfactorios al ser muy elevados, por lo
que se procede al dimensionado de la envergadura:
balnuevo = Salnuevo/calnuevo = 0.1993/0.0998 = 1.9970 m (22)
Ocupación longitudinal: 1.997/0.05 = 39.94 celulas→ 39→ 39·0.05/1.997 = 0.976
Al igual que con la cuerda, se decide incrementar la envergadura de los alero-
nes para incrementar en factor de ocupación y permitir ubicar paneles completos
[Véase apartado III.5]:
Ocupación longitudinal: 2.010/0.05 = 40.20 celulas→ 40→ 40·0.05/2.010 = 0.995
Salnuevo = balnuevo ·calnuevo = 2.0100·0.0998 = 0.2006 m2 (23)
Por el mismo motivo, se decir ubicar los alerones entre 0.811b/2 y 0.433b/2 (4.3176m
y 2.3076 m). Debido al aumento del alargamiento del ala respecto el original, y la
efectividad de los alerones, se espera que los alerones cumplan holgadamente con
su función aun no estar ubicados tan cerca del extremo del ala como la original.
Envergadura del ala 10.6475 m
Cuerda del ala 0.4159 m
Superficie alar 4.4285 m2
Envergadura de los alerones(colocados a partir de 43.3 % b/2del ala)
2.0100 m
Cuerda de los alerones 0.0998 m
Superficie de los alerones 0.2006 m2
Tabla II.4.2: Parámetros nuevos de las superficies del ala
Alejandro Domínguez Moreno 177
ANNEX
II.4.2. Timón de profundidad
A partir de los datos de las superficies originales del estabilizador horizontal (Tabla
II.4.3) y las modificadas (Tabla II.4.4), se dimensiona el timón de profundidad.
Envergadura del timón de profundidad 0.522 m
Cuerda del timón de profundidad 0.028 m
Superficie del timón de profundidad 0.0146 m2
Envergadura del estabilizador horizontal 0.6 m
Cuerda del estabilizador horizontal 0.1 m
Superficie del estabilizador horizontal 0.06 m2
Tabla II.4.3: Parámetros originales de las superficies del estabilizador horizontal
Selenuevo = Shnuevo/Shorig·Seleorig = 0.1661/0.06·0.0146 = 0.0404 m2 (24)
Con tal de mantener la efectividad del timón de profundidad, cele/ch = 0.28, se
mantiene la proporción respecto la cuerda del estabilizador horizontal:
celenuevo = 0.28·ch = 0.28·0.2882 = 0.0807 m (25)
De aquí,
belenuevo = Selenuevo/celenuevo = 0.0404/0.0807 = 0.5006 m (26)
Se decide ampliar unos centímetros para permitir ubicar 10 células fotovoltaicas a
lo largo con mayor margen:
belenuevo = 0.505 m (27)
Por lo que la superficie del timón de profundidad es de:
Selenuevo = belenuevo ·celenuevo = 0.505·0.0807 = 0.0408 m2 (28)
Alejandro Domínguez Moreno 178
ANNEX
Envergadura del timón de profundidad 0.5763 m
Cuerda del timón de profundidad 0.2882 m
Superficie del timón de profundidad 0.1661 m2
Envergadura del estabilizador horizontal 0.5050 m
Cuerda del estabilizador horizontal 0.0807 m
Superficie del estabilizador horizontal 0.0408 m2
Tabla II.4.4: Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador horizontal y deltimón de profundidad dimensionado
II.4.3. Timón de dirección
La aeronave original está equipada con dos timones de dirección, uno en cada
estabilizador vertical. En la Tabla II.4.5 se muestran las dimensiones del conjunto.
Envergadura del timón de dirección 0.2 m
Cuerda del timón de dirección 0.033 m
Superficie del timón de dirección 0.0066 m2
Envergadura del estabilizador vertical 0.2 m
Cuerda del estabilizador vertical 0.1 m
Superficie del estabilizador vertical 0.02 m2
Tabla II.4.5: Parámetros originales de las superficies del estabilizador vertical
A partir de los nuevos parámetros del estabilizador vertical (Tabla II.4.6) y relacio-
nándolos con los originales, se obtienen las dimensiones de los nuevos timones de
profundidad:
Srudnuevo = Svnuevo/Svorig ·Srudorig = 0.1107/0.02·0.0066 = 0.0365 m2 (29)
Para mantener la efectividad original del timón, crud/ch = 0.3, se calcula en primer
lugar la cuerda para obtener posteriormente la envergadura:
crudnuevo = 0.3·chnuevo = 0.3·0.2882 = 0.08646 m (30)
brudnuevo = Srudnuevo/crudnuevo = 0.0365/0.08646 = 0.4222 m (31)
Debido a que la nueva envergadura es mayor a la envergadura del estabilizador,
se redimensiona a partir de este parámetro:
brudnuevo = bhnuevo = 0.3842 m (32)
Alejandro Domínguez Moreno 179
ANNEX
crudnuevo = Srudnuevo/brudnuevo = 0.0365/0.3842 = 0.095 m (33)
Envergadura del estabilizador vertical 0.3842 m
Cuerda del estabilizador vertical 0.2882 m
Superficie del estabilizador vertical 0.1107 m2
Envergadura del timón de dirección 0.3842 m
Cuerda del timón de dirección 0.0950 m
Superficie del timón de dirección 0.0365 m2
Tabla II.4.6: Parámetros nuevos de las superficies del estabilizador vertical y deltimón de dirección dimensionado
Alejandro Domínguez Moreno 180
ANNEX
II.5. Estudio de las evoluciones
Para poder realizar el estudio energético, es necesario conocer la eficiencia aero-
dinámica de la aeronave, y esta viene representada por la polar de la aeronave.
Para el cálculo de la polar, además del ala, se consideran las contribuciones del
estabilizador horizontal, el vertical y el fuselaje.
Para llevar a cabo el cálculo de la polar de la aeronave, se realiza un estudio con
el programa XFLR5 aplicando el método VLM [Véase apartado II.6]. Ese método
permite el estudio del ala y la cola, con una buena precisión, pero no es así con
el fuselaje [9]. Por ese motivo, el cálculo de la contribución de la resistencia del
fuselaje requiere un estudio aparte [Véase apartado II.3].
En cuanto a los resultado obtenidos mediante dicho método con el XFLR, el grupo
Phoenix obtuvo una corrección a partir de estudiar el ala con el software de CFD
Fluent, donde se concluía que las sustentaciones calculadas eran correctas, pero
la resistencia era realmente un 20 % superior. De esta manera, la polar corregida y
completa de la aeronave se calcula como:
CL = CLXFLR5(34)
CD = CDXFLR5·1.2 + CDbody
(35)
Esta corrección se efectúa en el estudio energético en los script de MATLAB a
partir de los datos obtenidos de cada evolución mediante el cálculo de las polares
a velocidad constante a 7, 8, 9 y 16 m/s, para 100 m y 1000 m en XFLR5.
De esta manera se obtiene la polar aerodinámica a las dos velocidades óptimas
para la autonomía infinita – 8 y 9m/s-, a una velocidad en la barrera de la entrada
en pérdida- 7m/s- y a una velocidad elevada para cuando la energía absorbida sea
muy elevada, como podría ser en los meses de mayor radiación solar,- 16m/s, que
es justamente la velocidad de crucero de la aeronave original-.
A continuación se muestran los resultados del estudio en XFLR5 de cada evolu-
ción, desde la aeronave original hasta la solución final, a partir de los parámetros
de las superficies aerodinámicas obtenidas al final de cada estudio energético a
una altura de 1000 m de la evolución anterior (Tabla II.5.1 en la página siguien-
te). El motivo de escoger esa altura, es porque es la más crítica para obtener la
autonomía infinita.
Alejandro Domínguez Moreno 181
ANNEX
b(m) c(m) Perfilala
lt(m) bh(m) ch(m) bv(m) cv(m) Perfilcola
Base 3.2120 0.2500 Eppler399
0.9312 0.6000 0.1000 0.2000 0.1000 Naca0012
Evo1 6.0004 0.4688 Eppler399
1.7461 1.1250 0.1875 0.3750 0.1875 Naca0012
Evo2 8.7526 0.3419 Eppler216
2.5469 0.8208 0.1368 0.5470 0.1368 Naca0008
Evo3 10.3690 0.4050 Eppler216
3.0172 0.5612 0.2806 0.3742 0.2806 Naca0008
Evo4 10.6536 0.4159 Eppler216
3.0983 0.5764 0.2882 0.3842 0.2882 Naca0008
Tabla II.5.1: Dimensiones de las superficies aerodinámicas de las diferentes ver-siones de la aeronave estudiada
Cabe indicar que el ala y la cola de la solución final, no se ven modificadas respecto
la de la Evo4.
II.5.1. Base
Figura II.5.1: Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 100 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 182
ANNEX
Figura II.5.2: Eficiencia aerodinámica de la aeronave original a 1000 m de altura
II.5.2. Evolución 1
Figura II.5.3: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 1 a 100 m de altura
Figura II.5.4: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 1 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 183
ANNEX
II.5.3. Evolución 2
Figura II.5.5: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 2 a 100 m de altura
Figura II.5.6: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 2 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 184
ANNEX
II.5.4. Evolución 3
Figura II.5.7: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 3 a 100 m de altura
Figura II.5.8: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 3 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 185
ANNEX
II.5.5. Evolución 4
Figura II.5.9: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 4 a 100 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 186
ANNEX
Figura II.5.10: Eficiencia aerodinámica de la Evolución 4 a 1000 m de altura
Alejandro Domínguez Moreno 187
ANNEX
La aeronave modificada es estáticamente estable[20] con un ángulo de incidencia
del ala de 6.10 y −1.15 del estabilizador horizontal.
II.6. XFLR5
Este programa de software GNU, permite estudiar la aerodinámica de la aeronave
mediante tres modelos:
· LLT(Lifting Line Theory)
· VLM (Vortex Lattice Method)
· 3D Panel Method
Un estudio que realiza correlaciones entre los resultados obtenidos por el software
y un caso real [9], concluye que:
· La simulación del fuselaje baja la precisión de los resultados, es imprecisa.
· El análisis VLM es lo suficientemente precisa para la mayoría de aplicaciones
y permite un estudio del ala y la cola.
· El método LLT es útil para obtener curvas de sustentación precisa y obtiene
una resistencia similar al método VLM. Sin embargo, solo permite analizar el
ala.
· El método 3D Panel no mejor la precisión de los resultados.
· Todos los métodos subestiman la resistencia aerodinámica.
Por este motivo, se escoge el método VLM cuando se requiere estudiar el ala y la
cola, pero cuando solo se estudia el ala, se emplea el método LLT. No obstante,
el estudio aconseja una corrección de los resultados, cosa que se realiza en este
estudio mediante el incremento del 20 % del CD de las polares obtenidas.
II.6.1. Propiedades del aire
Para realizar los diferentes análisis aerodinámicos llevados a cabo a lo largo del
estudio aerodinámico, este software requiere de las propiedades del aire a las con-
diciones de vuelo dadas. A partir de las ecuaciones de la ISA y Ley de Sutherland,
Alejandro Domínguez Moreno 188
ANNEX
implementadas en el código de MATLAB de cálculo energético, se obtiene las pro-
piedades para una altura de vuelo de 100m (Tabla II.6.1) y de 1000m (Tabla II.6.2).
ρ(kg/m3) 1.213
ν(m2·s) 1.472·10−5
Tabla II.6.1: Propiedades del aire a 100 m
ρ(kg/m3) 1.112
ν(m2·s) 1.581·10−5
Tabla II.6.2: Propiedades del aire a 1000 m
Alejandro Domínguez Moreno 189
ANNEX
ANEXO III
ESTUDIO DEL SISTEMA PROPULSIVO
Alejandro Domínguez Moreno 190
ANNEX
III.1. Componentes del sistema
El sistema de propulsión de la nueva aeronave está formado por el sistema de
potencia, el motor y la hélice (Figura III.1.1). El sistema de potencia tiene la función
de generar y almacenar la energía para su suministro. Lo forman los siguientes
componentes:
· Paneles fotovoltaicos: son la fuente primaria de energía. Generan toda la
energía que consume la aeronave.
· Baterías: son la fuente secundaria de energía. Almacenan la energía sobran-
te que generan los paneles y no es consumida. Durante las horas que no hay
energía solar suficiente, alimenta el motor y los sistemas de a bordo.
· Sistema de Gestión de Energía Solar: regula la carga y descarga de las bate-
rías. Además, regula el voltaje de los paneles solares mediante un algoritmo
MPPT (Véase apartado V.3).
· Controlador de Velocidad Electrónico: regula la velocidad de giro del motor a
través del control del voltaje de entrada (Véase apartado V.2).
Figura III.1.1: Esquema del sistema propulsivo de la aeronave modificada
El bloque puramente propulsivo, formado por el motor y la hélice, es el encargado
de transformar la energía eléctrica en mecánica, con la finalidad de generar el
empuje necesario para el vuelo de aeronave.
Alejandro Domínguez Moreno 191
ANNEX
III.2. Selección de la hélice
La hélice es un componente fundamental del UAV debido a que es la encargada
de transmitir la potencia del motor al aire. Por ello es clave que la hélice tenga
una gran eficiencia para evitar grandes pérdidas de potencia, y por lo tanto de
energía. La potencia de una hélice depende principalmente de las revoluciones a
las que gira, su diámetro, su paso y la velocidad de vuelo de la aeronave. De esta
manera, es de vital importancia seleccionar correctamente la hélice. Esta debe
poseer gran eficiencia a las distintas condiciones de vuelo y a la vez, entregar la
potencia suficiente para impulsar la aeronave.
Inicialmente, se estima un rendimiento del 85 % para realizar los cálculos ener-
géticos, ya que se considera que mediante una buena elección del modelo para
las condiciones de vuelo de la aeronave se puede llegar a obtener ese valor de
eficiencia. Cuando se encuentran los parámetros aerodinámicos definitivos de la
aeronave, se realiza un estudio para encontrar los parámetros de la hélice óptima
para el UAV.
En primer lugar, hay que tener en cuenta, que al tratarse de un crucero a baja
velocidad, al igual que pasa con el ala, la hélice se encuentra a un Reynolds ba-
jo (Ecuación 37). De la misma manera, al tener un tamaño pequeño, se pueden
encontrar secciones de la hélice con un número de Reynolds local (Ecuación 36)
inferior a 100000. Esto se traduce en un alto coeficiente de resistencia y por lo tanto
un baja eficiencia [16][12].
Re =ρLV
µ(36)
Rep =ρnD2
µ(37)
Para llevar a cabo un análisis de la hélice es importante definir el concepto de
Advance Ratio, conocido por la letra J . Éste un número adimensional (Ecuación
38) que relaciona la velocidad de avance de la aeronave con el diámetro y los giros
por segundo, de ahí su nombre de Relación de Avance.
J =V
D·n(38)
Como se puede ver en la Figura III.2.1, el parámetro J tiene un papel clave en la
eficiencia de la hélice para una condición dada. Además, como era de esperar al
Alejandro Domínguez Moreno 192
ANNEX
aumentar el Re, disminuye la resistencia lo que se traduce en un incremento de la
eficiencia aerodinámica y por lo tanto una mayor eficiencia de la hélice.
Figura III.2.1: Eficiencia en función del Re de la hélice. Fuente: [12]
Sin embargo, como se observa en la Figura III.2.2, la relación entre el diámetro y
el paso de la hélice también determina en gran medida la eficiencia.
Alejandro Domínguez Moreno 193
ANNEX
Figura III.2.2: Efectos del Re en la eficiencia y avance de la hélice. Fuente: [12]
Así pues, con el fin de escoger la hélice con la mayor eficiencia posible se en-
cuentra una ecuación a partir de las ecuaciones Re y J que calcula el diámetro en
función de Re y J .
D =µ ·Re · J
ρV(39)
Teniendo en cuenta que µ, ρ y V son parámetro de vuelo conocido e introduciendo
los valores que obtienen la eficiencia máxima (0.82 para Re = 520000, J = 0.65 y
P/D = 0.86). Los resultados se muestran en pulgadas, debido a que es el sistema
empleado por la mayoría de fabricantes:
Para 100 m:
D = 1.7862·10−5·520000·0.65/1.213/8 = 0.6222 m = 24.50 in (40)
P = D·0.86 = 21.07 in (41)
rpm =V ·60
D·J= 1186.86 rpm (42)
Alejandro Domínguez Moreno 194
ANNEX
En el caso de 1000 m de altura, para compensar la disminución relativa del Rey-
nolds debido al aumento de la viscosidad cinemática del aire, basta con aumentar
las revoluciones de 1187 rpm hasta 1275 rpm para mantener el valor de Re =
520000. El incremento de las revoluciones se traduce en una disminución del Ad-
vance Ratio, pero se mantiene dentro del rango de máxima eficiencia.
J =ρ·D·VµRe
= 0.605 (43)
Por último, falta comprobar el parámetro más importante, la potencia, que se puede
calcular como:
P = T ·V (44)
A su vez, el empuje teórico se puede obtener mediante la 2ª ley de Newton tenien-
do en cuenta que la velocidad de vuelo es constante y la del aire impulsado por la
hélice también:
F =d(mv)
dt= m·∆V = m(Va − V ) (45)
Además, el flujo de aire se puede calcular como:
m = ρ·A·Va = ρ·π·D2/4 (46)
Simplificando el resultado, se obtiene la ecuación del empuje teórico de la hélice:
F = ρ·π·D2/4·(V 2a − Va·V ) (47)
Teniendo en cuenta que el paso es el avance teórico que realiza la hélice tras
completar una revolución, se puede asumir como primera aproximación, que la
velocidad de paso de la hélice es igual a la velocidad del aire:
Va = rpm·P/60·0.0254 m/1 in = 10.586 m/s (48)
F = 1.213·π·0.62222/4·(10.5862 − 10.586·8) = 10.097 N (49)
P = F ·V = 10.097·8 = 80.776 W (50)
Se observa que, para la versión de la aeronave donde se instala la nueva hélice-
EVO4-, la potencia de la resistencia aerodinámica a 100m a 8m/s es de 53.0474W .
Alejandro Domínguez Moreno 195
ANNEX
Por lo que la hélice generaría potencia suficiente para vencer a la resistencia.
A continuación, se selecciona el modelo de hélice a partir de los parámetros es-
timados. El fabricante de APC facilita en su web una base de datos con todos
los parámetros de funcionamiento de todas sus hélices, entre ellos el rendimiento.
Buscando en un rango de diámetros y pasos cercanos al calculado, se selecciona
el modelo con mayor rendimiento a las velocidades de vuelo. El modelo seleccio-
nado es el APC 20 x 18 F1-GT, 0.216 kg de peso.
El siguiente objetivo es el de calcular las nuevas eficiencias a las distintas veloci-
dades y alturas. Para ello, se elabora estudia la potencia que entrega la hélice a
8 m/s a distintas revoluciones (Tabla III.2.1) , a fin de realizar una regresión lineal
(Figura III.2.3) para encontrar una función que relacione la potencia generada con
las revoluciones del motor.
P (hp) rpm rpm2/106
0.008 1000 10.1225 2000 40.4405 3000 91.534 4000 16
Tabla III.2.1: Potencia que entrega la hélice durante un vuelo a 8 m/s a distintasrevoluciones
Figura III.2.3: rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 4000 rpm)
La regresión se basa en el hecho de que la potencia es aproximadamente función
del cuadrado de la revoluciones de giro. Sin embargo, como se observa en la Figura
Alejandro Domínguez Moreno 196
ANNEX
III.2.3, más allá de las 4000 rpm, la relación se vuelve imprecisa, por lo que se
realiza la regresión hasta 3000 rpm (FiguraIII.2.4).
Figura III.2.4: rpmnecesarias en función de la potencia (hasta 3000 rpm)
De esta manera se obtiene:
rpm2 = 106·(17.901·P + 1.2594) (51)
rpm = 1000·√
17.901·P + 1.2594 (52)
Aunque la regresión se realiza para 8 m/s, se observa que, excepto para veloci-
dades relativamente elevadas a revoluciones relativamente bajas, la potencia que
realiza la hélice es muy similar a las distintas velocidades. Para el caso de 7 y
9 m/s la diferencia es insignificante. En cuanto al caso de 16 m/s, el error de la
aproximación es del mismo orden que el cometido mediante la regresión lineal en
algunos puntos, en torno al 10 %, por lo que el error es aceptable:
A 3000 rpm:
P 8m/s = 0.440 hp (53)
P16m/s = 0.399hp→ error =|0.399− 0.440|
0.399= 0.103 = 10.3 % (54)
Alejandro Domínguez Moreno 197
ANNEX
De esta manera, a partir de las potencias de la resistencia aerodinámica a las
distintas velocidades y alturas de la aeronave EVO4 se obtiene las revoluciones
necesarias para generar la potencia:
h(m) V (m/s) P (hp) rpm J η
100
8 0.0711 1591.277 0.594 0.819 0.0773 1625.776 0.654 0.847 0.0836 1660.098 0.498 0.72
16 0.3783 2833.963 0.667 0.85
1000
8 0.0757 1616.943 0.584 0.89 0.0776 1627.427 0.653 0.847 0.0991 1741.663 0.475 0.69
16 0.3425 2718.546 0.695 0.86
Tabla III.2.2: Resultados del estudio de la hélice seleccionada
Se calcula el parámetro J (Ecuación 38) para cada caso y se obtienen los rendi-
mientos a partir de los datos del fabricante (Figura III.2.5).
De cara a la solución final, se estima que la variación de potencia de la resistencia
respecto a la Evo4 es tan pequeña, que su repercusión en las diferentes eficiencias
es despreciable. Por este motivo, se considera que las eficiencias calculas son las
definitivas.
Figura III.2.5: Rendimiento en función de J a distintas rpm
Alejandro Domínguez Moreno 198
ANNEX
III.3. Selección del motor
La aeronave original va equipada con un motor cuya eficiencia máxima es de 86 %.
Para obtener la autonomía infinita, cada componente debe tener la mayor eficiencia
posible. Por ese motivo, el motor seleccionado debe ser altamente eficiente para el
rango de trabajo de la aeronave, y a la vez, no puede ser pesado.
El motor seleccionado es el modelo AXI 5320/24 GOLD LINE [17]. La eficiencia
máxima es de 93 %, lo que supone un incremento sustancial respecto el original.
Sin embargo, aumenta el peso de la aeronave debido a sus 495 g. No obstante,
tal y como se demuestra durante los cálculos energéticos, el rendimiento de la
aeronave mejora significativamente.
Para realizar los cálculos, se considera que el motor trabaja a eficiencia máxima
cuando trabajo dentro del rango de intensidad de máxima eficiencia. Por ese mo-
tivo, es de vital importancia para validad el motor seleccionado, que éste trabaje
dentro de ese rango para las velocidades de 8 m/s y 9 m/s. Se escoge llevar a
cabo la comprobación con la velocidad y altura de menor consumo, 8 m/s a 100 m,
de la EVO4, primera modificación que incorpora el motor.
La potencia a la entrada del motor es de:
P inmotor = 71.3881 W (55)
Sabiendo que las revoluciones del motor están en torno a las 1591.277 rpm, se
calcula el voltaje para obtener la corriente en dicha condición:
V = 1591.227 rpm·1V/206 rpm = 7.7244 V (56)
I = 71.3881 W/7.7244 V = 9.2419 A (57)
La comprobación resulta satisfactoria debido a que el fabricante indica que el rango
de intensidades de máxima eficiente comprende las corrientes de entre 8− 32 A.
Alejandro Domínguez Moreno 199
ANNEX
III.4. Dimensionado de las fuentes de energía
A partir de los resultados de los cálculos energéticos, se procede a dimensionar las
fuentes de energía de la aeronave. Debido a que la potencia del sistema propulsivo
que equipa el UAV depende directamente del voltaje, se dimensiona a partir de
este. Así pues, se calcula el voltaje necesario para girar a las revoluciones máximas
durante el vuelo en crucero, tantas rpm para volar a 16 m/s [Véase apartado III.2].
El valor se obtiene a partir de la relación rpm/V :
Vmax = rpmmax · 1 V/206 rpm = 2834 rpm · 1 V/206 rpm = 13.75 V (58)
A partir del voltaje nominal al que trabaja las celdas de Li-S se calcula el número
de celdas en serie para obtener dichas tensiones.
Vmax/Vnom = 13.75 V/2.15 V = 6.4 celdas (59)
Con el fin de dotar al sistema de propulsión de un cierto margen para realizar
alguna maniobra que requiriese potencia extra, se fijan las revoluciones máximas
como 25 % más de las revoluciones para 16 m/s. En términos de potencia, al haber
una relación cuadrática con las revoluciones, el margen de potencia seria en torno
al 56 %:
rpmlımite = 1.25·rpmmax = 2834·1.25 = 3543 rpm (60)
Vmax = rpmlımite·1 V/206 rpm = 3543·1/206 = 17.2 V (61)
Por lo que serían 8 celdas de Li-S en serie que formaría la batería. En ningún caso
se superara el límite del motor, fijado por el fabricante en 37 V .
Teniendo en cuenta que el voltaje máximo de carga es de 2.5 V , se escoge co-
mo valor de referencia del voltaje de las células fotovoltaicas el del Vmpp a 25 C
y 1000 W/m2, 0.96 V , para obtener una aproximación del voltaje máximo de los
paneles y el número de células en serie que forman el panel:
Vmaxpanel= 2.5·8 celdas = 20 V (62)
Celulas en serie en el panel = 20/0.96 = 20.8333 celulas→ 20 celulas (63)
Alejandro Domínguez Moreno 200
ANNEX
De esta manera se define las dimensiones del panel, que serán de 20 células en
serie y con una superficie de:
Spanel = 20·Scelula = 0.0196 m2 (64)
Cabe decir, que aunque es sabido que el Vmpp de las células varía en función
de las condiciones ambientales [Véase apartado V.3.1], el Gestor de Batería se
encarga de ajustar dicho voltaje para adecuarlo al voltaje de carga de la batería
[Véase apartado V.3.2]. El cálculo anterior se realiza con la finalidad de tener una
referencia de cara a dimensionar los paneles.
Alejandro Domínguez Moreno 201
ANNEX
III.5. Ubicación de los paneles fotovoltaicos
Debido a que la totalidad de la energía que tiene disponible la aeronave para al-
canzar la autonomía infinita proviene de la transformación de la energía solar en
eléctrica por parte de las células fotovoltaicas, es importante disponer los paneles
de tal manera que permitan ocupar la mayor cantidad de superficies posible.
En la hipótesis del desarrollo, se realiza la consideración de que el factor de ocu-
pación del ala esta en torno al 90 % debido a la dificultad que pueden presentar
los alerones para ubicar los paneles. En el siguiente apartado, se verifica el factor
de ocupación del ala y se ubican los paneles con el fin de cuantificarlos. Una vez
realizada la verificación del ala, se ubican los paneles en las superficies que han
sido elegidas para contener los paneles adicionales: los alerones y el estabilizador
horizontal.
III.5.1. Ocupación del ala
Para analizar la ocupación del ala, se estudia media ala, desde la punta hasta la
raíz. Teniendo en cuenta las dimensiones de los paneles y de las células fotovoltai-
cas, así como las dimensiones de los alerones [Véase apartado II.4.1], se plantea
la siguiente distribución con un gran factor de ocupación:
Sección del ala Dimensionesdisponibles
(largo x alto) (m)
Tipo de paneles(largo x alto) (m)
Número depaneles
Factor deocupación
de b/2 a 0.811b/2 1.0062x0.4159 20x1 21 0.984de 0.811b/2 a0.433b/2
2.0100x0.3161 20x1+20x1 32 0.987
de 0.433b/2 a0.054b/2 (pos.Barra)
2.0044x0.4159 20x1+20x1 42 0.988
de 0.054b/2 a raíz 0.2732x0.4159 1x20 5 0.862TOTAL MEDIAALA (noalerones)
5.3238x0.4159-2.0100x0.0998
100 0.973
Tabla III.5.1: Ocupación del ala
Los factores de ocupación se calculan como:
Focup = npaneles·Spanel/Sdisponible (65)
Siendo la superficie de un panel de 0.0196 m2.
Así pues, a lo largo del ala, sin contar los alerones, se pueden colocar 200 pane-
les fotovoltaicos con un factor de ocupación de 0.973 (Tabla III.5.1), más alto de
considerado inicialmente.
Alejandro Domínguez Moreno 202
ANNEX
III.5.2. Ocupación de los alerones
Debido a que el diseño de los alerones estaba condicionado por las dimensiones
de los paneles fotovoltaicos, se obtiene, como era de esperar, un gran factor de
ocupación.
Dimensionesdisponibles(largo x alto) (m)
Tipo de paneles(largo x alto) (m)
Número depaneles
Factor deocupación
2.0100x0.0998 20x1+20x1 10 0.977
Tabla III.5.2: Ocupación de los alerones
De esta manera, tal y como muestra la Tabla III.5.2, se colocan 20 paneles entre
ambos alerones, lo que supone un 10 % respecto el ubicado en el resto del ala.
III.5.3. Ocupación del estabilizador horizontal
La ocupación del estabilizador horizontal está fuertemente limitada por las dimen-
siones del timón de profundidad [Véase apartado II.4.2]. Por ese motivo, el factor
de ocupación es sensiblemente más bajo que los obtenidos anteriormente (Tabla
III.5.3).
Dimensionesdisponibles
(largo x alto) (m)
Tipo de paneles(largo x alto) (m)
Número depaneles
Factor deocupación
0.5763x0.2882-0.5050x0.0807
10x2 5 0.782
Tabla III.5.3: Ocupación del estabilizador horizontal
Para compensar la relativa baja eficiencia del estabilizador horizontal, se decide
ocupar el timón de profundidad, donde se pueden colocar 2 paneles (Tabla III.5.4).
Dimensionesdisponibles
(largo x alto) (m)
Tipo de paneles(largo x alto) (m)
Número depaneles
Factor deocupación
0.5050x0.0807 10x2 2 0.962
Tabla III.5.4: Ocupación del estabilizador horizontal
Alejandro Domínguez Moreno 203
ANNEX
III.5.4. Ocupación del estabilizador vertical
La configuración de cola provoca que el estabilizador vertical se vea afectado por la
sombra del estabilizador horizontal y su propia. Además, su colocación en posición
vertical, hace que los niveles de irradiación que inciden sobre él dependan en gran
medida del azimut del vuelo. Ambos motivos concluyen en una baja eficiencia de
unos paneles en el estabilizador vertical y por lo tanto se descarta su ocupación.
III.5.5. Factor de ocupación global
Realizando el cómputo total de paneles fotovoltaicos instalados en la aeronave, se
alcanza la cifra de 227 panales. De esta manera se logra obtener una superficie de
paneles fotovoltaicos de:
Ssolar = 227·Spanel = 227·0.0196 = 4.4492 m2 (66)
Este valor es equivalente a un factor de ocupación de la superficie alar de:
FocupSw = Ssolar/Sw = 4.4492/4.4285 = 1.005 (67)
Observando este valor, se puede llegar a la conclusión de que la ocupación de
paneles fotovoltaicos en superficies adicionales mejora en gran medida los niveles
de energía absorbida del ala, en torno a un 10 %.
Alejandro Domínguez Moreno 204
ANNEX
III.6. Dimensionado final
A partir de la ubicación de los paneles, se verifica que el número de paneles co-
nectados en paralelos es de 227. En cuanto al número baterías de Li-S totales
conectadas en paralelo, se puede obtener el valor a partir de la fracción entre la
masa total de baterías necesarias y el valor de la masa de cada batería.
Teniendo en cuenta que cada batería está formada por 8 celdas de Li-S y que la
batería de referencia, de 350 Wh/kg pesa 16 g, se espera que la de 550 Wh/kg
pese:
m1celda = 16 g·350/550 = 10.18 g (68)
m1baterıa = 10.18 g·8 celdas = 81.44 g = 0.08144 kg (69)
Numero de baterıas = mbat/m1baterıa = 3.260/0.08144 = 40 baterıas (70)
Alejandro Domínguez Moreno 205
ANNEX
III.7. Estimación del rendimiento de las baterías
III.7.1. Estimación inicial
Para poder realizar el desarrollo de la solución, es necesario saber el rendimientos
de las baterías. No obstante, inicialmente se desconoce cuál será la disposición
de las celdas. Por ese motivo, primera aproximación, se estima que el rendimiento
de las baterías es el mismo que el de una celda de Li-S trabajando en condiciones
nominales[29].
Vcaıda = Inom·Rcell = 2.5·25·10−3 = 0.06 V (71)
ηbat =Vnom − Vcaıda
Vnom=
2.15− 0.06
2.15·100 % = 97.2 % (72)
III.7.2. Estimación final
A partir de la resistencia interna de las baterías se calcula la resistencia de todas
las baterías para estimar la caída de voltaje. A partir de la caída de voltaje es
posible calcular la eficiencia de las baterías.
Rcell = 25·10−3 Ω (73)
R1bat = 8·Rcell = 0.2 Ω (74)
1/Rbat = 40·1/R1bat → Rbat = R1bat/40 = 5·10−3 Ω (75)
Teniendo en cuenta que la energía que almacenan las baterías, se calcula la inten-
sidad, considerando que se agota toda la energía en 24 horas a ritmo constante:
Energıa = mbat·ρ = 3.260·550 = 1796 Wh (76)
Potencia = Energıa/T iempo = 1796 Wh/24 h = 74.41 W (77)
I = P/V = 74.41/17.2 = 4.33 A (78)
De esta manera la caída de voltaje es de:
Vcaida = I·Rbat = 4.33·5·10−3 = 0.02165 V (79)
Siendo el rendimiento:
ηbat =17.2− 0.02165
17.2·100 % = 99.87 % (80)
Alejandro Domínguez Moreno 206
ANNEX
El valor es superior al considerado inicialmente, en torno al 97 %, debido a la gran
disposición de baterías en paralelo. De esta manera se mejoran los resultados
obtenido en los cálculos energéticos.
Alejandro Domínguez Moreno 207
ANNEX
ANEXO IV
ESTUDIO ESTRUCTURAL
Alejandro Domínguez Moreno 208
ANNEX
IV.1. Base del estudio estructural
El estudio estructural tiene la finalidad de asegurar que las modificaciones realiza-
das en la aeronave no afectan al cumplimiento de los requisitos estructurales. Para
ello, se analizan los elementos modificados más críticos de la aeronave original,
los largueros del ala, las barras que unen la cola con el ala y el fuselaje, mediante
un estudio analítico considerando dichos elementos como barras prismáticas. Ade-
más, al tratarse de una aeronave con autonomía infinita, la condición de estudio
más relevante es la de crucero.
IV.1.1. Materiales
Siguiendo el principio de mantener la mayor cantidad de características del UAV
original, los materiales empleados para el nuevo UAV no sufren ningún cambio
respecto a la aeronave inicial.
Para la piel de las alas se utiliza material compuesto de 4 capas de fibra de carbono
con resina epoxi. Para los largueros y las barras cola-ala, material compuesto de 8
capas de fibra de carbono con resina epoxi.
Propiedades Límites de tensiónMódulo elástico Tensión de roturaE1 (GPa) 160 T1 (MPa) 2860E2 (GPa) 8 T2 (MPa) 100E3 (GPa) 8 T3 (MPa) 100
Coeficiente de Poisson Tensión de compresiónv12 0.28 C1 (MPa) -1790v13 0.28 C2 (MPa) -206v23 0.4 C3 (MPa) -206
Módulo de cizalladura Tensión cortanteG12 (GPa) 4.6 S12 (MPa) 121G13 (GPa) 4.6 S13 (MPa) 121G23 (GPa) 4.6 S23 (MPa) 121
Densidad (g/cm3) 1.58 Espesor de capa (mm) 0.184
Tabla IV.1.1: Propiedades del material compuesto
En lo referente al fuselaje, estabilizador vertical y horizontal, el material utilizado es
Menzolit®.
Alejandro Domínguez Moreno 209
ANNEX
Densidad (g/cm3) 0.810Tensión última de rotura (MPa) 13Límite elástico (MPa) 13Elongación el límite elástico 0.70 %
Módulo elástico (GPa) 3.4Tensión de rotura a flexión (MPa) 50Módulo de flexión (GPa) 3Coeficiente de Poisson 0.3Módulo de cizalladura (GPa) 1.3Energia impacto de Charpy(J/cm2) 1.9
Tabla IV.1.2: Propiedades del Menzolit®
Las propiedades de ambos materiales (Tabla IV.1.1 y Tabla IV.1.2) han sido extraí-
das del Technical Sheet del proyecto Phoenix.
IV.1.2. Hipótesis del estudio
El estudio analítico se realiza en la condición más representativa de la aeronave,
vuelo en crucero. En esta condición, el ala se ve afectada por los esfuerzos causa-
dos por la sustentación, la resistencia aerodinámica y su propio peso. Las barras
ala-cola, se ven afectadas por el peso y la sustentación de la cola, así como su
propio peso. En cuanto al fuselaje, sufre los esfuerzos causados por su propio pe-
so y el de los componentes de su interior. Las demás condiciones estudiadas en
la aeronave original no resultan importantes para un UAV de estas características,
con autonomía infinita, pues está diseñado para pasar prácticamente la totalidad
del tiempo de vuelo en la condición de crucero.
Los componentes estudiados experimentan principalmente los efectos de la fle-
xión. En el caso del ala, la torsión podría tener un papel importante. Sin embargo,
al incrementar el alargamiento, la envergadura del ala aumenta significativamente
mientras que la cuerda decrece relativamente. De esta manera, los efectos de la
flexión del ala se ven incrementados en gran medida, al contrario que los de la tor-
sión, cuyo valor decrece proporcionalmente con la disminución de la cuerda. Por
este motivo, el estudio del ala se centra únicamente en el fenómeno de la flexión y
se considera la hipótesis de que la torsión no es crítica para el ala modificada de
gran alargamiento.
Para simplificar los cálculos del ala, se modelizan los largueros a modo de dos vi-
gas, piezas prismáticas, y no como parte de un cajón de torsión. De esta manera,
se hace posible estudiar los efectos de la flexión, con la desventaja de no tener en
Alejandro Domínguez Moreno 210
ANNEX
cuenta los efectos de la torsión. Sin embargo, como se ha mencionado anterior-
mente, se espera que la torsión devenga poco significativa frente la flexión. Cabe
indicar que el motivo por el cual se descarta la modelización del ala como un cajón
de torsión, es que los largueros tienen forma de ‘I’. Este hecho se traduce en que
tienen un área de sección uniforme, y no concentrado en los extremos, como en el
caso de los largueros en forma de ‘L’ o ‘T’, dificultando así su representación como
los cordones del cajón.
Así pues, para evitar que la modelización y la hipótesis resulten imprecisas, se
elabora un estudio de la aeronave original, con el fin de encontrar una correlación
entre los resultados obtenidos analíticamente y los obtenidos por el grupo Phoenix
–a través del software de elementos finitos ANSYS- en dos condiciones: crucero
y estática. Por tanto, comparando los resultados obtenidos en ambas condiciones,
se espera encontrar una relación constante entre la tensión máxima analítica y la
computacional. De ser así, la modelización del ala y la hipótesis de la importancia
de la flexión se darían como válidas, y sería posible calcular la tensión máxima
hipotética, del ala modificada en la condición de crucero, mediante la relación en-
contrada a partir del resultado analítico.
En cuanto a la modelización de las barras de unión ala-cola y el fuselaje, la con-
sideración de pieza prismática resulta en principio lo suficientemente precisa para
nivel de profundidad de este estudio debido a sus geometrías y las fuerzas aplica-
das.
IV.1.3. La pieza prismática
La pieza prismática es un sólido elástico sobre el cual trabaja la Resistencia de
Materiales. A su vez, la Resistencia de Materiales es una simplificación de la Teoría
de la Elasticidad, pero sus resultados son de un nivel de precisión suficiente para
la mayor parte de los casos prácticos [32].
Las hipótesis generales aplicadas son las siguientes:
· Pequeños desplazamientos y deformaciones.
· Principio de superposición de efectos.
· Principio de Saint-Venant.
· Hipótesis de Navier-Bernouilli.
Alejandro Domínguez Moreno 211
ANNEX
Sin embargo, se pueden determinar las tensiones que existen en las secciones
sin resolver el problema elástico a partir de los esfuerzos [34]. Mediante las ecua-
ciones de los momentos flectores se obtiene la ecuación del cálculo de la tensión
cuando hay se aplica flexión (Ecuación 81), si el sistema de ejes coincide con las
direcciones principales de inercia, como es el caso de los distintos elementos es-
tudiados:
σ = −Mz
Iz·y +
My
Iy·z (81)
De aquí, se obtiene el factor de seguridad como:
Fs =σmaxpermisible
σ(82)
Para que sea válida la Ecuación 82, se debe cumplir que el punto de máxima
solicitación no se vea sometido a tensión cortante.
En el caso del material compuesto, la σmaxpermisiblees el límite de tensión, que se
diferencia según si el esfuerzo es a tracción o compresión. En el caso del mate-
rial plástico, es el valor de la tensión última de rotura, pues por la naturaleza del
material, dicha tensión coincide con la tensión de límite elástico. Al igual que en la
aeronave original, el factor de seguridad mínimo admisible es de 1.5.
Alejandro Domínguez Moreno 212
ANNEX
IV.2. Estudio preliminar
La finalidad de este análisis preliminar es la de limitar el alargamiento de las dife-
rentes alas según el perfil utilizado durante el estudio aerodinámico del ala [Véase
apartado II.1]. El estudio se basa en la proporción de la tensión máxima en función
del fenómeno más crítico que soporta el ala en la condición de crucero, la flexión
debido a la sustentación y el peso del ala. A partir de la Ecuación 81, se obtiene:
σ ∝ Carga Alar·b2·(c·tperfil)(c·tperfil)3
(83)
Hay que tener en cuenta, que el momento de una carga distribuida, como es el ca-
so de la sustentación y el peso del ala, se relaciona con el cuadrado de la distancia,
y esta está relacionada con la envergadura. La carga distribuida se considera que
es proporcional a la carga alar. Además, se sabe que la altura de los largueros
varía según el grosor del perfil, y este es igual a c·tperfil. De ahí su presencia en
lugar de y en el cálculo de la inercia. En el cálculo de la inercia no se incluye el
espesor de los largueros porque es una constante, al no variar el número de capas,
manteniéndose en 8.
De esta manera, referenciando todos los cálculos al ala original, del cual se cono-
ce su factor de seguridad, se puede obtener un resultado bastante aproximado del
factor de seguridad de las nuevas alas suponiendo un factor de proporcionalidad
constante (Ecuación 84). Debido a que se trata de un cálculo preliminar y apro-
ximado, se consideran como válidos, factores de seguridad superiores a 2.5 para
incrementar el margen de seguridad de los resultados.
Fs = (k·σ)orig·Fsorig(k·σ)
(84)
AR Carga alar (kg/m2) b(m) c(m) tperfil k · σ Fs
AR original 13.75 3.2 0.25 0.148 102849 8.00x2 5.0125 8.7526 0.3419 0.104 303713 2.71x2.25 5.0125 9.2835 0.3223 0.104 384495 2.14x2 5.1252 8.6559 0.3381 0.12 233283 3.53x2.25 5.1253 9.1809 0.3188 0.12 295183 2.79x2.5 5.1272 9.6757 0.3024 0.12 364518 2.26
Tabla IV.2.1: Resultados del estudio preliminar del ala
Los resultados del estudio (Tabla IV.2.1) muestran que el alargamiento máximo
para el perfil de grosor 0.10 es 2 veces el original, y para el de grosor 0.12, 2.25
Alejandro Domínguez Moreno 213
ANNEX
veces.
Alejandro Domínguez Moreno 214
ANNEX
IV.3. Estudio del centro de gravedad
Durante el estudio aerodinámico se realiza la hipótesis de que el centro de grave-
dad del avión modificado se mantiene en la misma posición de la cuerda que el
avión original 0.38-0.39c (se modifica ligeramente debido al cambio de perfiles).
Sin embargo, a la práctica, las modificaciones introducidas producen un desajuste
del centro de gravedad, retrasándolo sensiblemente. Por ese motivo, es necesario
realizar alguna modificación para avanzar el centro de gravedad.
Con la finalidad de lograr el avance necesario, se plantea una modificación que
repercuta lo menos posible a las demás modificaciones realizadas en la aeronave.
Así pues, la propuesta consiste en el incremento de la longitud del fuselaje, apro-
vechando la baja densidad del material que lo forma, para ubicar las baterías en
el punto más avanzado posible y lograr un gran brazo de palanca que ubique el
centro de gravedad en la posición necesaria, 0.158 m.
Para realizar el estudio se computan todas las masas de los distintos componentes
mediante las funciones elaboradas en MATLAB. En el caso del nuevo fuselaje,
se calcula el área de la sección teniendo en cuenta que sus dimensiones son
constantes, 0.120x0.120 m y con 2 mm de espesor, al igual que la sección más
avanzada del fuselaje original. De esta manera se obtiene la masa como:
Mfuselaje = 4·2/100·0.120·ρmaterial·Lfuselaje (85)
Mfuselaje = 9.6·10−4·810·Lfuselaje (86)
Referenciando los CG de los componentes respecto el punto más avanzado del
nuevo fuselaje, se obtiene que dicho punto debe situarse a 0.835 m del borde de
ataque del ala.
Alejandro Domínguez Moreno 215
ANNEX
Componente Masa (kg) CG(m) Momento(kg ·m)
Paneles 0.792 1.017 0.805Piel 10.772 1.017 10.955Largueros 2.139 0.918 1.964Motor y hélice 0.711 1.235 0.878Barras 0.677 2.435 1.648Cola 0.940 4.035 3.793Baterías 2.646 0.075 0.198Fuselaje 0.973 0.626 0.608Componentes 1.757 0.225 0.395Total 21.407
Tabla IV.3.1: Centro de gravedad y momento de cada componente
CG =∑
Momento/Mtotal = 0.993 m (87)
CGrespecto borde de ataque = 0.993 m− 0.835 m = 0.158 m (88)
Así pues, la nueva masa de la aeronave es de 21.41 kg.
IV.3.1. Cálculo del centro de gravedad final
Debido a la decisión de no incluir en la carga de pago la cámara, el transmisor y
el receptor que lleva la aeronave original, el centro de gravedad se ve de nuevo
afectado. Estos componentes, jugaban el papel, al igual que las baterías, de “con-
trapeso” para avanzar el CG. Por este motivo, la solución pasa por aumentar la
longitud del fuselaje y la masa de baterías. Incrementado la masa hasta 3.260 kg y
situando el inicio del fuselaje a 1 m del borde de ataque, se consigue el equilibro
en el punto deseado.
Componente Masa (kg) CG(m) Momento(kg ·m)
Paneles 0.792 1.182 0.936Piel 10.772 1.182 12.733Largueros 2.139 1.0832 2.317Motor y hélice 0.711 1.4 0.995Barras 0.677 2.6 1.760Cola 0.940 4.2 3.948Baterías 3.260 0.075 0.245Fuselaje 1.2 0.708 0.850Componentes del fuselaje 0.06 0.225 0.014Total 20.551
Tabla IV.3.2: Centro de gravedad y momento de cada componente final
Alejandro Domínguez Moreno 216
ANNEX
CG =∑
Momento/Mtotal = 1.158 m (89)
CGrespecto borde de ataque = 1.158 m− 1.000 m = 0.158 m (90)
Por consiguiente, la nueva masa de la aeronave es de 20.55 kg.
Alejandro Domínguez Moreno 217
ANNEX
IV.4. Estudio del ala original
Para poder llevar a cabo la correlación, se realiza el estudio analítico del ala ori-
ginal. Para que sea válida, como se ha explicado en la hipótesis del estudio, la
relación entre la tensión máxima analítica y la computacional debe ser constante
en las condiciones de crucero y estática.
A continuación se muestra el proceso llevado a cabo para realizar el estudio analí-
tico estructural del ala. El procedimiento es idéntico tanto para las condiciones de
crucero y estático del UAV original, como para la de crucero del UAV modificado
en el caso de que se cumpla la hipótesis. Se explica el proceso con el estudio de
la aeronave original para la condición de crucero.
IV.4.1. Crucero
IV.4.1.1. Cargas aplicadas
En esta condición, el ala debe proporcionar una sustentación igual al peso total del
UAV. Además, se afectada por la resistencia aerodinámica -que es igual al empuje-
y por su propio peso y el de las baterías, que encuentran en su interior. En la Tabla
IV.4.1 se muestran los valores de las cargas.
Carga (kg)
Sustentación 11Ala 2.495Baterías 4.8Resistencia 0.632
Tabla IV.4.1: Cargas sobre el ala original en la condición de crucero
Al igual que en el análisis realizado en ANSYS, las cargas aplicadas se consideran
que están uniformemente repartidas a lo largo de la envergadura, de 3.212 m.
Siguiendo el criterio de la mano derecha, y que el eje x es paralelo a la envergadura
y el z a la cuerda, se clasifican las fuerzas según su dirección:
Fy(N) fy(N/m) Fz(N) fz(N/m)
Sustentación 107.91 33.596 0 0Ala -24.48 -7.620 0 0Baterías -47.09 -14.660 0 0Resistencia 0 0 -6.200 -1.930
Tabla IV.4.2: Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición decrucero
Alejandro Domínguez Moreno 218
ANNEX
IV.4.1.2. Cálculo de esfuerzos y momentos
El siguiente paso consiste en el cálculo de los esfuerzos cortantes y los momentos
flectores que se originan por la flexión. Realizando el estudio sobre media ala debi-
do a la simetría de la misma, y analizando desde la punta del ala hasta el encastre
se obtienen los siguientes resultados:
x(m) fy(N/m) Ty(N) Mz(Nm) fz(N/m) Tz(N) My(Nm)1.6060 11.3157 0 0 -1.9303 0 01.4454 11.3157 1.8173 0.0486 -1.9303 -0.3100 0.00831.2848 11.3157 3.6346 0.1946 -1.9303 -0.6200 0.03321.1242 11.3157 5.4519 0.4378 -1.9303 -0.9300 0.07470.9636 11.3157 7.2692 0.7783 -1.9303 -1.2400 0.13280.8030 11.3157 9.0865 1.2161 -1.9303 -1.5500 0.20740.6424 11.3157 10.9038 1.7512 -1.9303 -1.8600 0.29870.4818 11.3157 12.7211 2.3835 -1.9303 -2.1700 0.40660.3212 11.3157 14.5384 3.1132 -1.9303 -2.4800 0.53110.1606 11.3157 16.3557 3.9401 -1.9303 -2.7900 0.6721
0 11.3157 18.1730 4.8643 -1.9303 -3.1000 0.8298
Tabla IV.4.3: Resultados del estudio del ala original para la condición de crucero
Figura IV.4.1: Diagramas del ala original para la condición de crucero por las fuer-zas en el eje y
Alejandro Domínguez Moreno 219
ANNEX
Figura IV.4.2: Diagramas del ala original para la condición de crucero por las fuer-zas en el eje z
Siendo:
Ty(x) = (b/2− x)·fy (91)
Fmedia(x) = ·(b/2− x)·1/2·Ty(x) (92)
Mz(x) = 1/3·(b/2− x)·1/2·Ty(x) (93)
Tz(x) = (b/2− x)·fy (94)
My(x) = −1/3·(b/2− x)·1/2·Ty(x) (95)
Para el cálculo de los momentos, que es el producto entre la fuerza media aplicada
por el brazo de palanca, hay que tener en cuenta, que el cortante, al tener una
distribución “triangular”, la fuerza media viene representada por la Ecuación 92.
Esto implica que el centroide, el punto donde se aplica la fuerza media, esté a 1/3
de la distancia entre la punta de ala y el punto estudiado, obteniendo así el brazo
de palanca.
Alejandro Domínguez Moreno 220
ANNEX
IV.4.1.3. Cálculo de las inercias
Partiendo de la simplificación de que ambos largueros son idénticos, se procede
al cálculo de las inercias. Con los parámetros de la Tabla IV.4.4, siendo h la altura
de un larguero, b el ancho y d la distancia entre ambos largueros se calculan las
inercias mediante las Ecuaciones 96 y 97.
h(m) 0.037b(m) 0.0014d(m) 0.025
Tabla IV.4.4: Parámetros de la sección de los largueros originales
Iz = −1/12·b·h3·2 (96)
Iy = (1/12·h·b3 + h·b·d2)·2 (97)
Obteniéndose:
Iz = 1.1819 · 10−8 m4 (98)
Iy = 6.4767 · 10−8 m4 (99)
IV.4.1.4. Cálculo de la tensión máxima
A partir de la Ecuación 81 se obtiene la tensión máxima del ala, la cual se en-
cuentra en la sección del encastre. Teniendo en cuenta que la tensión máxima a
tracción se encuentra en el larguero delantero en –h/2 y b/2, se obtiene:
σMax = 7.94 · 106 Pa = 7.94 MPa (100)
La tensión máxima a compresión tiene el mismo módulo pero con signo negativo,
y se encuentra a h/2 y –b/2 del larguero retrasado.
Se considera que la fibra más de la sección es aquella más alejada del eje neutro,
donde la tensión normal causada por los momentos flectores es mayor. En ese
punto de la sección, la tensión cortante, tau, es 0. Por ese motivo, no es necesario
Alejandro Domínguez Moreno 221
ANNEX
calcular la tensión equivalente del estado tensional (Ecuación 101), pues la tensión
equivalente es la propia tensión normal calculada mediante la ecuación sigma.
σeq =√σ2 + 4 · τ2 (101)
La ecuación anterior (Ecuación 101) muestra el cálculo de la tensión equivalente
según el criterio de Tresca. Debido a que es más conservador que el criterio de Von
Mises, sería el criterio empleado en el caso del cálculo de la tensión equivalente
con tensión cortante.
Así pues, partir del resultado analítico y el obtenido mediante ANSYS por el grupo
Phoenix, se calcula la relación entre ambos método:
σMaxANSY S= 75.2 Mpa (102)
RelacionAnalıtico−Ansys = σMax/σMaxANSY S= 0.106 (103)
IV.4.2. Estática
IV.4.2.1. Cargas aplicadas
En condición estática, las cargas aplicadas simplifican el procedimiento de cálculo
al tener la misma componente. En la Tabla IV.4.5 se muestran sus valores, y en
la Tabla IV.4.6 la fuerzas según la dirección siguiendo el mismo criterio que en la
condición anterior.
Carga (kg)
Ala 2.495Baterías 4.8
Tabla IV.4.5: Cargas sobre el ala original en la condición estática
Fy(N) fy(N/m)
Ala -24.48 -7.620Baterías -47.09 -14.660
Tabla IV.4.6: Fuerzas según su dirección sobre el ala original en la condición está-tica
IV.4.2.2. Cálculo de esfuerzos y momentos
Repitiendo el procedimiento de la condición anterior por con las cargas aplicadas,
se obtienen los siguientes esfuerzos y momentos:
Alejandro Domínguez Moreno 222
ANNEX
x(m) fy(N/m) Ty(N) Mz(Nm)
1.6060 -22.2802 0 01.4454 -22.2802 -3.5782 -0.09581.2848 -22.2802 -7.1564 -0.38311.1242 -22.2802 -10.7346 -0.86200.9636 -22.2802 -14.3128 -1.53240.8030 -22.2802 -17.8910 -2.39440.6424 -22.2802 -21.4692 -3.44800.4818 -22.2802 -25.0474 -4.69300.3212 -22.2802 -28.6256 -6.12970.1606 -22.2802 -32.2038 -7.7579
0 -22.2802 -35.7820 -9.5776
Tabla IV.4.7: Resultados del estudio del ala original para la condición estática
Figura IV.4.3: Diagramas del ala original para la condición estática
IV.4.2.3. Cálculo de la tensión máxima
A partir de la Ecuación 81 se obtiene la tensión máxima del ala, la cual se en-
cuentra en la sección del encastre. Teniendo en cuenta que la tensión máxima a
tracción encuentra en ambos largueros en h/2, se obtiene
σMax = 1.499·106 Pa = 14.99 MPa (104)
La tensión máxima a compresión es idéntica pero de signo negativo, y se encuentra
a −h/2.
Alejandro Domínguez Moreno 223
ANNEX
Como en la condición anterior se considera que la fibra más de la sección es aque-
lla más alejada del eje neutro, donde la tensión normal causada por los momentos
flectores es mayor. En ese punto de la sección, la tensión cortante, tau, es 0. De
esta manera, la tensión calculada es la máxima equivalente.
A partir del resultado analítico y el obtenido mediante ANSYS por el grupo Phoenix,
se calcula la relación entre ambos método:
σMaxANSY S= 134 Mpa (105)
RelacionAnalıtico−ANSY S = σMax/σMaxANSY S= 0.112 (106)
IV.4.3. Conclusiones de la hipótesis
Así pues, se observa que realizando la hipótesis de que los largueros resisten
principalmente las tensiones causadas por el momento flector, la relación entre
la tensión máxima obtenida analíticamente y mediante el análisis en ANSYS se
mantiene constante para ambas condiciones (crucero y estático). Concretamente,
para un caso es 0.106 y el otro 0.112, con un margen de error de un 5.36 %.
De esta manera, se verifica que son los largueros los encargados de soportar di-
chos esfuerzos, y que la modelización es válida. Además, al mantenerse constante
la relación entre ambos método, realizando la hipótesis de que también se mantie-
ne constante para las modificaciones introducidas en el ala, se puede calcular la
tensión máxima soportada.
El motivo por el cual existe una diferencia de un orden de magnitud entre el estudio
analítico y el computacional puede residir en el hecho de que la modelización no
tiene en cuenta los orificios en los largueros para unir las barras con el ala ni
que el larguero delantero es más pequeño que el trasero. Sin embargo, como se
ha mencionado anteriormente, si se ha encontrado que la modelización guarda la
proporción de tensiones, de ahí su validez.
Alejandro Domínguez Moreno 224
ANNEX
IV.5. Estudio de la solución
IV.5.1. Estudio del ala
Para el caso del ala modificada, como bien se ha explicado en la Hipótesis del
estudio, se estudia únicamente la condición más representativa, la de crucero.
IV.5.1.1. Cargas aplicadas
Las cargas del ala modificada (Tabla IV.5.1) son completamente diferentes que
las del original. En primer lugar, la sustentación es mayor debido al aumento del
peso del UAV; ya no alberga las baterías, pero sí paneles solares; y la resistencia
también aumenta, calculándose para el caso de 16 m/s a 1000 m de altura, un
cálculo a alta velocidad para que la resistencia sea elevada y obtener un resultado
en las condiciones más perjudiciales posible:
Carga (kg)
Sustentación 20.551Ala 12.911Paneles 0.792Resistencia 1.600
Tabla IV.5.1: Cargas sobre el ala modificada en la condición de crucero
Siguiendo el mismo criterio que para el estudio de la aeronave original, pero re-
ferenciando sobre la nueva envergadura, 10.6745 m, se obtienen las siguientes
fuerzas:
Fy(N) fy(N/m) Fz(N) fz(N/m)
Sustentación 201.605 18.935 0 0Ala -126.657 11.895 0 0Baterías -7.770 0.730 0 0Resistencia 0 0 -15.700 -1.930
Tabla IV.5.2: Fuerzas según su dirección sobre el ala modificada en la condiciónde crucero
IV.5.1.2. Cálculo de esfuerzos y momentos
El siguiente paso consiste en el cálculo de los esfuerzos cortantes y los momentos
flectores que se originan por la flexión. Realizando el estudio, al igual que con el
Alejandro Domínguez Moreno 225
ANNEX
UAV original, sobre media ala debido a la simetría de la misma, y analizando desde
la punta del ala hasta el encastre se obtienen los siguientes resultados:
x(m) fy(N/m) Ty(N) Mz(Nm) fz(N/m) Tz(N) My(Nm)5.3238 6.3094 0 0 -1.4745 0 04.7914 6.3094 3.3589 0.2980 -1.4745 -0.7850 -0.06974.2590 6.3094 6.7179 1.1921 -1.4745 -1.5700 -0.27863.7266 6.3094 10.0768 2.6823 -1.4745 -2.3550 -0.62693.1943 6.3094 13.4358 4.7686 -1.4745 -3.1400 -1.11442.6619 6.3094 16.7947 7.4509 -1.4745 -3.9250 -1.74132.1295 6.3094 20.1537 10.7293 -1.4745 -4.7100 -2.50751.5971 6.3094 23.5126 14.6038 -1.4745 -5.4950 -3.41301.0648 6.3094 26.8716 19.0743 -1.4745 -6.2800 -4.45780.5324 6.3094 30.2305 24.1409 -1.4745 -7.0650 -5.6418
0 6.3094 33.5894 29.8036 -1.4745 -7.8500 -6.9652
Tabla IV.5.3: Resultados del estudio del ala modificada para la condición de crucero
Figura IV.5.1: Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por lasfuerzas en el eje y
Alejandro Domínguez Moreno 226
ANNEX
Figura IV.5.2: Diagramas del ala modificada para la condición de crucero por lasfuerzas en el eje z
IV.5.1.3. Cálculo de las inercias
Partiendo de la misma simplificación que en el ala original, la de que ambos lar-
gueros son idénticos, se procede al cálculo de las inercias. Con los parámetros de
la Tabla IV.5.4, siendo h la altura de un larguero, b el ancho y d la distancia entre
ambos largueros se calculan las inercias mediante las Ecuaciones 96 y 97.
h(m) 0.0433b(m) 0.0014d(m) 0.0416
Tabla IV.5.4: Parámetros de la sección de los largueros originales
Obteniéndose:
Iz = 1.1880 · 10−8 m4 (107)
Iy = 2.0969 · 10−7 m4 (108)
Alejandro Domínguez Moreno 227
ANNEX
IV.5.1.4. Cálculo de la tensión máxima
A partir de la Ecuación 81 se obtiene la tensión máxima del ala, la cual se en-
cuentra en la sección del encastre. Teniendo en cuenta que la tensión máxima a
tracción se encuentra en el larguero delantero en –h/2 y b/2, se obtiene:
σMax = 3.553 · 107 Pa = 35.53 MPa (109)
La tensión máxima a compresión tiene el mismo módulo pero con signo negativo,
y se encuentra a h/2 y –b/2 del larguero retrasado.
Como en el caso del ala original, se considera que la fibra más de la sección
es aquella más alejada del eje neutro, donde la tensión normal causada por los
momentos flectores es mayor. En ese punto de la sección, la tensión cortante, tau,
es 0. De esta manera, la tensión calculada es la máxima equivalente.
Con de obtener un resultado más preciso, se aplica la correlación Analítico-Computacional,
a partir de la cual se obtiene la tensión máxima corregida:
σMaxCorregida= 35.53 · 1/0.106 = 335.19 MPa (110)
Para el cálculo del factor de seguridad del ala, hay que tener en cuenta que los
largueros están formados por 8 capas de material compuesto con la orientación
[0,45,90,-45]1s. De esta manera, el material tiene un comportamiento cuasi-isótropo,
pero con una tensión máxima más crítica para compresión [7]. El valor de la ten-
sión máxima admisible se puede obtener a partir de los resultados en ANSYS del
grupo Phoenix, y dicho valor estaría en torno a los 602MPa.
Así pues, a partir de la tensión máxima corregida de compresión, que tiene el
mismo modulo que la de tracción, se obtiene el factor de seguridad:
Fs = 602 MPa/335.19 MPa = 1.8 (111)
De esta manera, al obtenerse un factor de seguridad de 1.8, mayor que 1.5, se
comprueba que el ala modificada cumple con los requisitos estructurales.
IV.5.2. Estudio de la cola
El análisis de la cola tiene como objetivo comprobar que las barras que unen la
cola con el ala, del UAV modificado, cumplen con el requisito estructural. Al igual
Alejandro Domínguez Moreno 228
ANNEX
que en el caso del ala, y por lo mismos motivos, el estudio se realiza únicamente
en la condición de crucero.
IV.5.2.1. Cargas aplicadas
Las barras se encargan de soportar el peso y la sustentación de la cola, además de
su propio peso (Tabla IV.5.5) . Se realiza la hipótesis de que la resistencia aerodi-
námica de la cola es despreciable frente las demás cargas. Además, se considera
las cargas de la cola como puntuales mientras que el peso de la barras, como una
carga distribuida.
Para el cálculo de la sustentación que produce la cola se tiene en cuenta que du-
rante el vuelo crucero la aeronave se encuentra condición de equilibrio. El momen-
to que producen el ala y la cola deben ser iguales en modulo. De esta condición
se obtiene que la sustentación que produce el ala por la distancia entre el centro
de gravedad y el centro aerodinámico, debe ser igual a la sustentación de la cola
por la distancia entre centro aerodinámico de la cola y el centro de gravedad de la
aeronave.
Lcola = Momentoala/dcola = 10.8917/3.0443 = 3.5778 N
Siguiendo el criterio de la mano derecha, y que el eje x es paralelo a la dirección
de la barra y el z a la envergadura, se clasifican las fuerzas según su dirección, y
teniendo en cuenta que únicamente el peso de las barras es una fuerza distribuida:
Fy(N) fy(N/m)
Sustentación de la cola 3.5778 -Peso de la cola -9.2214 -
Peso de las barras -6.6384 -2.1426
Tabla IV.5.5: Fuerzas según su dirección sobre las barra de la cola modificada enla condición de crucero
Para el cálculo de la fuerza distribuida se tiene en cuenta que la longitud de la
barra es igual que a la longitud entre el centro aerodinámico del ala y el de la cola,
3.083 m.
Debido a la simetría del conjunto, se elabora el análisis sobre una de las barras
considerando que soporta la mitad del peso y mitad la sustentación producida por
la cola. De esta manera, las cargas que se aplican a la barra estudiada, son la
mitad de las obtenidas en la Tabla IV.5.5.
Alejandro Domínguez Moreno 229
ANNEX
IV.5.2.2. Cálculo de esfuerzos y momentos
El siguiente paso consiste en el cálculo de los esfuerzos cortantes y los momentos
flectores que se originan por la flexión. Se realiza el estudio de la barra y media
cola desde la unión cola-barra hasta la unión ala-cola, y se obtienen los siguientes
resultados:
x(m) Lh(N) Pesobarras(N/m) Pesocola(Nm) Ty(N) Mz(Nm)0.0000 0 -1.0713 0 -6.1410 -10.45680.3098 0 -1.0713 0 -5.8091 -9.25690.6197 0 -1.0713 0 -5.4772 -8.09120.9295 0 -1.0713 0 -5.1453 -6.95981.2393 0 -1.0713 0 -4.8133 -5.86271.5492 0 -1.0713 0 -4.4814 -4.79991.8590 0 -1.0713 0 -4.1495 -3.77142.1688 0 -1.0713 0 -3.8176 -2.77712.4786 0 -1.0713 0 -3.4857 -1.81712.7885 0 -1.0713 0 -3.1537 -0.89143.0983 1.7889 -1.0713 -4.6107 -2.8218 0
Tabla IV.5.6: Resultados del estudio de la cola modificada para la condición decrucero
Siendo:
Ty(3.0983) = Lh + Pesocola (112)
Ty(x) = (3.0983− x)·Pesobarras + Ty(3.0983) (113)
Mz(x) = 1/3·(b/2− x)·1/2·(Ty(x)− T (3.0983)) + T (3.0983)·(3.0983− x) (114)
El cálculo es similar al realiza para los largueros, pero además se le superpone el
esfuerzo y momento de las cargas puntuales en la cola.
A continuación se muestran los gráficos elaborados a partir de la Tabla IV.5.6:
Alejandro Domínguez Moreno 230
ANNEX
Figura IV.5.3: Diagrama de fuerzas distribuidas a lo largo de la barra de la colamodificada para la condición de crucero
Figura IV.5.4: Diagrama de Ty a lo largo de la barra de la cola modificada para lacondición de crucero
Alejandro Domínguez Moreno 231
ANNEX
Figura IV.5.5: Diagrama de Mz a lo largo de la barra de la cola modificada para lacondición de crucero
IV.5.2.3. Cálculo de las inercias
El cálculo de las inercias de la barras se calculan con los datos de la Tabla IV.5.7,
teniendo en cuenta que se trata de un cilindro hueco por dentro 115 . La inercia de
la barra es la diferencia entre la inercia de una barra hipotética de diámetro igual al
exterior117 a la de una con el diámetro del interior116.
Dint(m) 0.012Dext(m) 0.015
Tabla IV.5.7: Parámetros de la sección de las barras
Iz = Iy = π/4·(D/2)4 (115)
Iint = 1.0179 · 10−9 m4 (116)
Iint = 2.4851 · 10−9 m4 (117)
Obteniéndose:
Iz = Iy = Iext − Iint = 1.4672 · 10−8 m4 (118)
Alejandro Domínguez Moreno 232
ANNEX
IV.5.2.4. Cálculo de la tensión máxima
A partir de la Ecuación 81 se obtiene la tensión máxima la barra, la cual se encuen-
tra en la unión con el ala. Teniendo en cuenta que la tensión máxima a tracción se
encuentra en y = –Dext/2, se obtiene:
σMax = 5.345 · 107 Pa = 53.45 MPa (119)
La tensión máxima a compresión tiene el mismo módulo pero con signo negativo,
y se encuentra en y = Dext/2. Al igual que en el caso del ala, en ese punto de la
sección, el más solicitado, la tensión cortante es nula.
La tensión máxima obtenida no necesita ser corregida, debido a que el resultado
es lo suficientemente preciso para el nivel de detalle que requiere el estudio, al
realizarse una modelización fiel de las barras, sin simplificaciones, a diferencia del
caso del ala con los largueros.
Para calcular el factor de seguridad de las barras ala-cola, al igual que con los
largueros del ala, hay que tener en cuenta que están formadas por material com-
puesto de 8 capas. Así pues, de la misma manera que en los largueros, se computa
el factor de seguridad referenciando a la tensión máxima admisible más crítica, la
de compresión:
Fs = 602 MPa/53.45 MPa = 11.3 (120)
El estudio verifica que la nueva cola cumple con el requisito estructural al tener un
factor de seguridad mayor a 1.5.
IV.5.3. Estudio del fuselaje
Para realizar el análisis estructural del fuselaje, se realiza la hipótesis de que es de
sección constante de 0.120x0.120 m. Además, para simplificar los cálculos, pero a
la vez obtener un resultado conservador, se considera que el fuselaje se somete a
dos fuerzas puntuales: el peso de las baterías, el de sus componentes y el de su
propio peso aplicado en su centro de gravedad.
En la Tabla IV.5.8 se muestran las cargas puntales a las que está sometida el fuse-
laje. El CG está referenciando al morro del fuselaje, pero debido a que el estudio
se realiza sobre la que previsiblemente sea la sección más crítica, la de unión ala-
fuselaje, que se encuentra en c/4, se referencia el brazo de palanca, d, a dicha
sección.
Alejandro Domínguez Moreno 233
ANNEX
Masa (kg) CG(m) d(m) Mz(Nm)
Baterías 3.26 0.075 1.029 32.9080Fuselaje 1.2 0.708 0.396 4.6617
Componentes del fuselaje 0.06 0.225 0.879 0.5174
Tabla IV.5.8: Cargas puntales del fuselaje
Teniendo en cuenta que la teoría de pieza prismática permite la superposición de
esfuerzos, se calcula el momento total que sufre la sección como:
Mz = 32.9080 + 4.6617 + 0.5174 = 38.0871 Nm (121)
A continuación se calcula la inercia de la sección:
Iy = 1/12 · t · h3 · 2 + 2 · (1/12 · (b− 2t) · t3 + (b− 2t) · t · ((h− t)/2)2 (122)
Siendo la altura h, ancho b y espeso t de la sección:
h(m) 0.120b(m) 0.120t(m) 0.002
Tabla IV.5.9: Parámetros de la sección del fuselaje
Se obtiene:
Iy = 2.1913 · 10−6 m4 (123)
A partir de la Ecuación 81, se obtiene la tensión máxima en y = h/2 y y = −h/2:
σMax = 1.04 · 106Pa = 1.04 Mpa (124)
Como en los casos anteriores, se considera que el punto más solicitado de la
sección es el más alejado del eje neutro. En ese punto de esta sección, la tensión
cortante es 0.
Por los mismos motivos que para el estudio de la cola, la tensión máxima del fuse-
laje no necesita corregirse.
Para calcular el factor de seguridad, se tiene en cuenta que para el caso del ma-
terial de fuselaje, Menzolit®, no hay diferencia entre la tensión máxima admisible
para tracción y compresión. Así pues se calcula el factor de seguridad:
Alejandro Domínguez Moreno 234
ANNEX
Fs = 13 MPa/1.04 MPa = 12.5 (125)
El estudio verifica que el fuselaje modificado cumple con el requisito estructural al
tener un factor de seguridad mayor a 1.5.
Alejandro Domínguez Moreno 235
ANNEX
ANEXO V
ESTUDIO DE LA AVIÓNICA
Alejandro Domínguez Moreno 236
ANNEX
V.1. Conexión del sistema de potencia
La aviónica de la aeronave se ve altamente modificada debido a la incorporación de
las placas solares. En la aeronave original, las baterías jugaban el papel de fuente
primaria de energía. Sin embargo, ahora son las placas solares la fuente primaria,
mientras que las baterías realizan la función de fuente secundaria almacenando
la energía extra que generan los paneles para utilizar durante las horas de baja, o
nula, irradiación solar.
Figura V.1.1: Diagrama de bloques con las conexiones del sistema de potencia deaeronave modificada
De esta manera, la aeronave requiere un nuevo sistema de potencia que incluya
los paneles solares y un sistema de gestión de energía solar (Figura V.1.1).
En los siguientes apartados se explica el funcionamiento de cada uno de los com-
ponentes.
Alejandro Domínguez Moreno 237
ANNEX
V.2. Controlador de Velocidad Electrónico
El controlador de velocidad electrónico regula el voltaje de entrada al motor, que es
a la vez, el parámetro del cual depende la velocidad de giro del motor. El principio
de funcionamiento del dispositivo es la PWM , o Modulación por Ancho de Pulsos.
Este método transforma la señalDC que proviene de las fuentes de energía en una
señal periódica de onda cuadrada cuya construcción se basa su ciclo de trabajo,
que se define como:
D = τ/T (126)
Siendo:
· D es el ciclo de trabajo
· τ es el tiempo en que la función es positiva (ancho del pulso)
· T es el período de la función
Figura V.2.1: Esquema de la entrega de potencia de un controlador PWM . Fuente:Apex Microtechnology
De esta manera, y como se puede observar en la Figura V.2.1, variando el ciclo
de trabajo, se cambia el voltaje que recibe la carga, comprendiendo unos valores
entre 0 V cuando D = 0 y V f , el voltaje de las fuentes de energía, cuando D = 1.
El modelo recomendado por el fabricante del motor escogido es el Jeti Advance
Pro 77A. La eficiencia de estos componentes se encuentra en torno al 99.9 % [33].
Alejandro Domínguez Moreno 238
ANNEX
V.3. Sistema de Gestión de Energía Solar
El componente seleccionado para ser el encargado de la gestión de energía so-
lar es el LT8490 (Figura V.3.1), elaborado por Linear Technology. Este dispositivo
realiza conjuntamente las funciones [15]de dos sistemas que bien podrían ser dos
dispositivos separados, el sistema MPPT y el sistema de gestión de batería.
Figura V.3.1: Esquema simplificado del LT8490. Fuente: Linear Technology
A continuación se explica el funcionamiento de ambos sistemas.
V.3.1. Maximum Power Point Tracker
La principal meta de los paneles fotovoltaicos es la de ser los más eficientes posi-
bles, o dicho de otro modo, aprovechar la mayor cantidad de energía prominente
del Sol posible. Sin embargo, no se puede asegurar la mayor de las eficiencias de
los paneles por sí solo. Esto se debe a que la tensión y corriente de salida de las
células fotovoltaicas son fuertemente dependientes de las condiciones ambienta-
les, es decir, de la radiación solar y la temperatura. La finalidad de un Maximum
Power Point Trackers (MPPT ), es la de controlar que el voltaje y corriente de los
paneles sean lo que producen la máxima potencia en cada condición.
Para llevar a cabo su función, el sistema MPPT debe estar compuesto por un
algoritmo que encuentre el punto de máxima potencia en cada instante (software)
y un convertidor DC-DC (hardware) [6].
Alejandro Domínguez Moreno 239
ANNEX
El objetivo del convertido DC-DC es el de ajustar el voltaje de la terminal de carga
generando el que le marca el algoritmo en todo momento. El convertidor óptimo
para esta función es uno tipo buck–boost [28][6].
El motivo se encuentra en el hecho de este convertidor, cuya polaridad del voltaje
de salida es inversa al de la entrada, permite variar linealmente el voltaje de salida
desde 0 hasta −∞.
El principio básico de funcionamiento del convertidor buck–boost es el siguiente
[18](Figura V.3.2):
· Durante el estado On, la fuente de entrada de voltaje está directamente co-
nectada al inductor (L). Por lo que se almacena la energía en L a la vez que
se eleva la corriente. En este paso, el condensador proporciona corriente a
la carga de salida.
· Durante el estado Off , el inductor está conectado a la carga de salida y el
condensador, por lo que transfiere a la carga a través de la diodo de L a C y
R, cayendo la corriente del inductor.
Figura V.3.2: Esquema del funcionamiento del convertidor buck-boost. Fuente: Wi-kipedia Commons
Un microcontrolador regula el estado del interruptor. Al igual que sucede con el
controlado PWM , la fracción de tiempo que pasa el interruptor cerrado genera
Alejandro Domínguez Moreno 240
ANNEX
un ciclo de trabajo, y este a la vez influye en el voltaje de salida de la siguiente
manera:
Vout = Vin ·−D
1−D (127)
En cuanto al algoritmo, existen diversos para un sistema MPPT , pero de los más
extendidos es el de Perturb and Observe (P&O). El algoritmo calcula la potencia
de salida del panel y perturba el ciclo de trabajo del convertidor, aumentándolo o
disminuyéndolo. Después de la perturbación, la potencia de salida del panel se
vuelve a calcular y, si se había aumentado, la perturbación se repite en la misma
dirección, de lo contrario, se invierte.
La eficiencia de este tipo de sistemas puede estar por encima del 97 % [28]. Sin
embargo, se considera el valor de 97 % para los cálculos energéticos.
V.3.2. Gestor de batería
El Battery Management, Gestor de Batería, se encarga de regular la carga y des-
carga de las baterías. Está compuesto por tres bloques [28]:
· Control de carga
· Módulos de baterías
· Convertidor DC-DC
V.3.2.1. Control de carga
El bloque de control de carga está compuesto principalmente por un microcontro-
lador que comprueba el estado de carga de las baterías. A partir del estado de
carga, aumenta o disminuye el voltaje que genera el convertidor DC-DC. También
es el encargado de activar o desactivar los relés que conmutan las baterías para
disponerlas en modo de carga o descarga.
V.3.2.2. Módulos de baterías
El bloque de módulos de baterías está formado por las conexiones de las baterías
en paralelo y una serie de relés que actúan como protectores de las baterías y
permiten pasar de modo de carga a descarga y viceversa.
Alejandro Domínguez Moreno 241
ANNEX
V.3.2.3. Convertidor DC-DC
El componente principal de este bloque es un convertidor buck-boost cuya función
es similar a la que realiza en el sistema MPPT . En esta ocasión, el voltaje que
debe generar proviene de la información que recoge el microcontrolador. El valor
del voltaje a la salida del convertidor debe ser tal que permita una carga correcta de
la batería. La principal ventaja de su utilización, es que en el caso de que el voltaje
prominente del MPPT sea muy bajo, este convertidor incrementaría el voltaje sin
ningún tipo de problema.
V.3.3. Unidad de conversión de potencia
Adecua el voltaje para el correcto funcionamiento de los sistemas de a bordo. Para
el caso del autopilot, dicho voltaje podría ser regulado por un controlador PWM .
Alejandro Domínguez Moreno 242
ANNEX
ANEXO VI
ESTUDIO DE LA CARGA DE PAGO
Alejandro Domínguez Moreno 243
ANNEX
VI.1. Base del estudio
Una vez se ha logrado dotar a la aeronave de autonomía infinita durante el mes
de Diciembre, se plantea el estudio de la incorporación de carga de pago. Como
ya se ha visto durante el desarrollo de la solución, el UAV tiene la energía justa
para alimentar su sistema propulsivo. Ese ha sido el motivo por el cual la solución
encontrada no incorpora parte de la carga de pago inicial, como es la cámara, el
transmisor y el receptor, por ser pesados y consumir demasiada energía.
No obstante, viendo que la aeronave consigue la autonomía infinita con cierto mar-
gen, se valora la posibilidad de albergar carga de pago mediante un estudio de las
prestaciones con carga adicional.
Además, el propósito del estudio es el de intentar colocar una carga de pago que
necesite energía,- como es el caso de una cámara- para aumentar el campo de
aplicaciones de la aeronave modificada.
Alejandro Domínguez Moreno 244
ANNEX
VI.2. Incorporación de una cámara
Primero de todo se requiere tener en cuenta el consumo de un componente de a
bordo fundamental como es el autopilot, que es de 2.4 W [30]. Conociéndolo, se
analiza la incorporación de una cámara, un transmisor y un receptor que son se-
leccionados por ser ultraligeros y tener un bajo consumo energético (Tabla VI.2.1).
Componente Masa (g) Consumo (W )
optris® PI LightWeight[21] 380 12.3PST1 Transmitter[2] 28 2.4PSR1 Receiver[1] 28 2.4
Tabla VI.2.1: Características de la carga de pago incorporada
La nueva masa de la aeronave seria de:
Masa = 20.571 kg + 0.380 kg + 0.028 kg ·2 = 21.007 kg (128)
Cabe decir que estructuralmente, la incorporación de unos componentes de menos
de 500 g, en conjunto, al fuselaje no supone un problema, pues con si con la carga
de la baterías, de 3 kg de peso, el factor de seguridad es de 12.5, en ningún caso
con los adición de los nuevos componentes sería inferior a 1.5.
Debido a que son componentes que van situados en el fuselaje y más adelantados
que el centro de gravedad, su colocación no supone un problema, pues retrasando
la posición de las batería se puede resituar el centro de gravedad sin requerir más
modificaciones. Aunque cabe decir que en ese caso, sería mejor acortar la longitud
de fuselaje para aligerar peso.
Con la nueva masa de despegue, el consumo de la carga de pago y del autopi-
lot, se realiza un estudio energético [Véase apartado I.6.3] (Figura VI.2.1 y Figura
VI.2.2)
Alejandro Domínguez Moreno 245
ANNEX
Figura VI.2.1: Balance energético a 100 m con carga de pago
Figura VI.2.2: Balance energético a 1000 m con carga de pago
Debido a que no se logra la autonomía infinita de ninguna manera (Figura VI.2.1 y
Alejandro Domínguez Moreno 246
ANNEX
Figura VI.2.2), se planea el cálculo de cuantas horas podría mantenerse la carga
de pago operativa a lo largo del día. Por ello se repite el estudio energético pero
considerando únicamente el consumo del autopilot, pues siempre requiere estar
encendido [Véase apartado I.6.3].
Figura VI.2.3: Balance energético a 100 m con autopilot
Alejandro Domínguez Moreno 247
ANNEX
Figura VI.2.4: Balance energético a 1000 m con autopilot
Los resultados para las alturas límite muestra una energía extra de 50.39 Wh para
1000 m (Figura VI.2.4) y 93.45 Wh para 100 m (Figura VI.2.3).
Teniendo en cuenta que el consumo de los nuevos componentes (Tabla VI.2.1), se
obtiene la cantidad de horas que pueden operar a lo largo de un día:
A 100 m:
Nhoras = 93.45Wh/(12.3W+2.4W+2.4W ) = 5.465 horas = 5 horas y 28minutos
A 1000m:
Nhoras = 50.39Wh/(12.3W+2.4W+2.4W ) = 2.947 horas = 2 horas y 57minutos
De esta manera se verifica que es posible albergar carga de pago, pero durante un
tiempo limitado durante el mes de Diciembre.
Alejandro Domínguez Moreno 248
ANNEX
ANEXO VII
ESTUDIO ECONÓMICO
Alejandro Domínguez Moreno 249
ANNEX
VII.1. Análisis de costes del UAV modificado
VII.1.1. Consideraciones
· Debido a que la aeronave modificada conserva los materiales originales, se
considera el mismo coste unitario de la materia prima que el del UAV original.
· Los cálculos de superficie necesaria de cada material se realizan según las
superficies de la solución final. En el caso de la fibra de carbono, se tiene en
cuenta que la superficie del ala está formada por 4 capas, mientras que las
barras y los largueros por 8.
· Se considera un factor de seguridad de 1.2 en el cálculo del coste de los
materiales debido a las posibles pérdidas del material.
· El fabricante del transmisor y del receptor seleccionados para el UAV modifi-
cado no facilita los precios de los componentes. Por ese motivo, se considera
el coste del transmisor y receptor de la aeronave original.
· Tanto el autopilot como la estación de control se conservan respecto la aero-
nave original. Por consiguiente, se aplica el mismo coste para el UAV modifi-
cado.
VII.1.2. Estimación del material del UAV modificado
Fibra de carbonoPrecio Unitario Superficies111 C/m2 Ala 8.857 m2
Largueros 0.921 m2
Barras 0.317 m2
Coste total6038.54 C
Tabla VII.1.1: Cálculos de fibra de carbono
PoliésterPrecio Unitario Superficies1 C/m2 Fuselaje 0.369 m2
Estabilizador vertical 0.443 m2
Estabilizador horizontal 0.332 m2
Coste total1.37 C
Tabla VII.1.2: Cálculos de poliéster
Alejandro Domínguez Moreno 250
ANNEX
VII.1.3. Estimación de los costes de las fuentes de energía
Debido a que el fabricante que elabora las células fotovoltaicas seleccionadas no
facilita el coste de su producto, se lleva a cabo una estimación de su coste. A
partir de un estudio que calcula los coste de producción comercial de células de
GaAs[14],- misma tecnología que la de Alta Devices-, se evalúan los costes con un
factor de seguridad de 2.
Para el cálculo de la potencia producida por los paneles, se estima como el produc-
to entre el número de células totales, 4540, por la potencia generada por cada cel-
da en condiciones estándar, 25 C y 1000 W/m2 de irradiación solar, 246.5 mW [4].
Células fotovoltaicasPrecio Unitario Potencia2.57 C/W 1119.11 W
Coste total2880.59 C
Tabla VII.1.3: Coste de las células fotovoltaicas
Para estimar el precio de las baterías, debido a que se encuentran en fase de
desarrollo, se tiene en cuenta las predicciones realizas a cerca de la tecnología
Li-S. Se espera que tengan un coste incluso menor que las de Li-ion [8]. De esta
manera, se considera que el precio será el mismo que el de una batería de voltaje
similar.1
BateríasPrecio Unitario Cantidad72 C/u 40Coste total2880 C
Tabla VII.1.4: Coste de baterías
VII.1.4. Presupuesto del UAV modificado
A partir de las estimaciones anteriores, los componentes que se mantiene respecto
el original, y teniendo en cuenta los precios de los distintos componentes terciarios
introducidos (motor2, hélice3, Sistema de Gestión de Energía Solar4 y la cámara5),1Fuente:http://www.batteryspace.com/li-ion-18650-battery-18-5v-2600mah-48-1wh-7-0a-rate-
battery-pack—-un38-3-passed.aspx2Fuente:http://www.effektmodell.de/index.php?main_page=product_info&products_id=9770&language=en3Fuente:https://www.apcprop.com/ProductDetails.asp?ProductCode=LP20018 %28F1-GT %294Fuente:http://www.linear.com/product/LT84905Fuente:http://www.optris.com/product-configurator-pi-lightweight
Alejandro Domínguez Moreno 251
ANNEX
se obtiene una estimación del coste del UAV modificado.
Ítem Coste (e)Fibra de carbono (M21/41 Prepreg) 6039Poliéster 1Materiales 6040Motor 209Hélice 24Baterías 2880Células fotovoltaicas 2881Propulsión 5994Sistema de Gestión de Energía Solar 16Transmisor y receptor 88Cámara 4900Autopiloto 3900Sistemas 8904Estación de control 6900TOTAL 27900
Tabla VII.1.5: Coste del UAV modificado
Alejandro Domínguez Moreno 252
ANNEX
VII.2. Estudio de mercado
En el panorama actual del mercado de los UAV solares, se pueden observar dos
tipos de aeronave bien diferenciadas, tanto en aplicaciones, como en precio.
En primer lugar, se encuentran los UAV solares de pequeñas dimensiones y bajo
peso, menos de 25 kg, cuyos campos de aplicación son similares a los de la aero-
nave de este estudio. Se caracterizan por tener una mayor autonomía frente a UAV
convencionales y un precio no superior a los 400000 e(Tabla VII.2.1).
Por otro lado, están los UAV solares de gran altitud, los cuales se encuentran en
fase de desarrollo y son de gran interés debido a su competitividad frente a los
satélites en el campo de las telecomunicaciones. No obstante, el precio de este
tipo de aeronave supera el millón de euros.
Así pues, se decide buscar precios de venta de aeronaves solares de una masa
menor a 25 kg, debido a tener una mayor similitud con el UAV modificado obtenido
durante este estudio.
Silent Falcon ($)[11] 250000-300000RQ-20A Puma AE® ($)[35] 250000
Tabla VII.2.1: Precio de venta de aeronaves similares
Las aeronaves que se toman como ejemplo para llevar a cabo la comparación son
el Silent Falcon y el RQ-20A Puma AE®. Cabe decir, que aunque logran un gran
autonomía, ninguna de las dos obtiene la autonomía infinita [31][25].
Alejandro Domínguez Moreno 253
ANNEX
ANEXO VIII
IMPACTO AMBIENTAL
Alejandro Domínguez Moreno 254
ANNEX
Debido a que el UAV modificado cuenta con un sistema de propulsión eléctrica
alimentado por paneles fotovoltaicos, la aeronave no emitiría ningún tipo de gas
contaminante para la atmósfera.
Gracias a su capacidad para realizar vuelos ininterrumpidos, podría permanecer
volando durante días, semanas y meses generando 0 kg de CO2 . Asimismo, no se
generaría ningún tipo de residuo sólido, pues posee una batería recargable, esto
es, es posible su reutilización. Por lo tanto, éstos serían algunos de los grandes
beneficios a obtener mediante las modificaciones realizadas.
Por otro lado, uno de los campos de aplicación posibles para este UAV sería el
de apoyo aéreo durante las campañas de extinción de incendios. Por ello, podría
evitar la propagación de fuegos, así como también sería de gran ayuda a la ho-
ra de extinguirlos. Cada fuego extinguido significa una importante disminución de
pérdidas de flora y fauna en el terreno; es decir, conllevaría un beneficio extra pa-
ra el ecosistema, puesto que además de no perjudicarlo, también contribuiría a
protegerlo.
Otro de los beneficios del sistema de propulsión eléctrico es que el motor produce
unos niveles de contaminación acústica menores a los que produciría un motor de
combustión. Además, gracias a la alta eficiencia de la aeronave, las revoluciones a
las que debe girar la hélice para llevar a cabo el vuelo son muy bajas, favoreciendo
así la reducción del ruido.
Alejandro Domínguez Moreno 255
ANNEX
ANEXO IX
PLANIFICACIÓN
Alejandro Domínguez Moreno 256
ANNEX
IX.1. Calendario de planificación inicial
1. Estudio previo
a) Estudio del estado del arte: Identificación de los principales UAVs que
se encuentran en el mercado, así como la tecnología en que se basan.
b) Definición de los requisitos: Definición de los requisitos del proyecto a
partir del estado del arte, la normativa y los requerimientos iniciales.
2. Hipótesis inicial
a) Cálculos energéticos previos: Estimaciones preliminares de superficies
de células fotoeléctricas necesarias para obtener autonomía infinita. Cálcu-
los preliminares de sistemas de propulsión eléctrica.
b) Identificación de problemas: A partir de los cálculos energéticos previos
encontrar los factores limitantes en el diseño del UAV para cumplir los
requisitos.
3. Selección de UAV
a) Elección de candidatos: Elección de varios UAVs candidatos para ser
modificados durante el proyecto.
b) Valoración de los candidatos: Mediante los factores limitantes identifica-
dos, realizar una valoración de los candidatos y seleccionar el modelo
más adecuado.
4. Desarrollo de la solución
a) Definición de las modificaciones: Realización de cálculos energéticos
para el UAV seleccionado. Identificación de las modificaciones necesa-
rias para obtener autonomía infinita y cumplir con los requisitos.
b) Características de las modificaciones: Elaboración de las modificacio-
nes que se realizaran en el UAV seleccionado para el cumplimiento de
los requisitos y alcanzar el objetivo.
5. Análisis de las propuestas:
a) Estudio aerodinámico: Análisis computacional de los parámetros aero-
dinámicos modificados en el UAV.
b) Estudio del sistema propulsivo: Análisis de los componentes del sistema
de propulsión eléctrico instalado.
Alejandro Domínguez Moreno 257
ANNEX
c) Estudio de la aviónica: Estudio de las modificaciones en la aviónica de
la aeronave.
d) Estudio estructural: Análisis estructural de las partes modificadas.
e) Estudio de la capacidad de albergar carga de pago: Valoración de la
posibilidad de albergar carga de pago. Realización de un estudio de las
prestaciones con carga.
6. Decisión final
a) Valoración de las soluciones encontradas: Análisis comparativo de las
diferentes modificaciones estudiadas a lo largo del proyecto. Conclusión
final del trabajo.
b) Estudio económico: Elaboración de un presupuesto y un análisis de cos-
tes.
c) Revisión de documentos escritos: Control de calidad de todos los docu-
mentos escritos realizados durante el proyecto.
Alejandro Domínguez Moreno 258
ANNEX
IX.1.1. Tabla de tareas
Código Tarea Duración(horas)
Predecesoras
EP Estudio previo 26EP1 Estudio del estado del arte 13EP2 Definición de requisitos 13HI Hipótesis inicial 26 EP
HI1 Cálculos energéticos previos 14 EPHI2 Identificación de problemas 12 HI1SU Selección de UAV 28 HI
SU1 Elección de candidatos 18 HISU2 Valoración de los candidatos 10 SU1DS Desarrollo de la solución 68 SU
DS1 Definición de las modificaciones 34 SUDS2 Características de las modificaciones 34 DS1AP Análisis de las propuestas 110 DSAP1 Estudio aerodinámico 15 DSAP2 Estudio del sistema propulsivo 50 AP1AP3 Estudio de la aviónica 20 AP2AP4 Estudio estructural 10 AP3AP5 Estudio de la capacidad de
albergar carga de pago15 AP4
DF Decisión final 42DF1 Valoración de las soluciones
encontradas8 AP
DF2 Estudio económico 14DF3 Revisión de documentos
escritos20 AP;DF2
El cómputo inicial de total de horas es de 300.
Alejandro Domínguez Moreno 259
ANNEX
IX.1.2. Diagrama de Gantt
Alejandro Domínguez Moreno 260
ANNEX
IX.2. Desarrollo del trabajo
A continuación, se presenta la tabla de tareas y el diagrama de Gantt que ha sido
desarrollado durante el trabajo. Debido al gran número de modificaciones introdu-
cidas en la aeronave seleccionada, el cómputo total de horas aumenta hasta las
470 horas.
IX.2.1. Tabla de tareas
Código Tarea Duración(horas)
Predecesoras
EP Estudio previo 30EP1 Estudio del estado del arte 15EP2 Definición de requisitos 15HI Hipótesis inicial 35 EP
HI1 Cálculos energéticos previos 25 EPHI2 Identificación de problemas 10 HI1SU Selección de UAV 32 HI
SU1 Elección de candidatos 8 HISU2 Valoración de los candidatos 24 SU1DS Desarrollo de la solución 62 SU
DS1 Definición de las modificaciones 14 SUDS2 Características de las modificaciones 48 DS1AP Análisis de las propuestas 244 DSAP1 Estudio aerodinámico 70 DSAP2 Estudio del sistema propulsivo 80 DSAP3 Estudio de la aviónica 34 DSAP4 Estudio estructural 45 DSAP5 Estudio de la capacidad de
albergar carga de pago15 AP1;AP2;AP3;AP4
DF Decisión final 67 APDF1 Valoración de las soluciones
encontradas25 AP
DF2 Estudio económico 12 APDF3 Revisión de documentos
escritos30 DF1;DF2
El cómputo total de horas es de 470.
Alejandro Domínguez Moreno 261
ANNEX
IX.2.2. Diagrama de Gantt
Alejandro Domínguez Moreno 262
ANNEX
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