Disseño de un dron mediante técnicas CFD

Grado en ingeniería mecánica

DISSEÑO DE UN DRON MEDIANTE

TÉCNICAS CFD Trabajo de Final de Grado

Autor: BRYAN CANABAL ARCE

Director: JORDI VIVES COSTA

EPSEM, Escola Politècnica Superior d’Enginyeria de Manresa

Grado en Ingeniería Mecánica

Curso 2019/2020

Agradecimientos

Diseño de un dron mediante técnicas CFD Página 1 de 86

Agradecimientos

En primer lugar, me gustaría agradecer al mi director el Dr. Jordi Vives Costa por su constante

apoyo y consejos que me han ayudado a descubrir y entender una rama de la ingeniería

desconocida hasta el momento para mí.

También agradecer a mis compañeros por toda la ayuda y paciencia que han tenido conmigo,

compartir sus conocimientos y experiencia en el sector que han sido vitales para el desarrollo

del trabajo.

Finalmente dar las gracias a mi pareja, familia y amigos por todos esos días de apoyo infinito,

risas y ánimos que me han ayudado a llegar al final de este proyecto.

Resumen


Resumen

El trabajo consiste en el diseño aerodinámico de un dron de transporte de bienes materiales,

mediante la simulación en un programa CFD. Para llegar a esto, se empezará explicando las

bases teóricas esenciales de la aerodinámica que proporcionará al lector del conocimiento

necesario para que este tenga su propio criterio al juzgar el trabajo. De la misma manera, se

introducirá el mundo de los drones con una serie de explicaciones sobre los diferentes tipos y

aplicaciones que existen.

Una vez adquiridos estos conocimientos, se ha procedido a la selección de un perfil alar con la

ayuda del software XFLR5, una herramienta capaz de comparar de manera rápida las

características aerodinámicas generales de varios perfiles y, como veremos más adelante, no es

del todo fiable para una representación con las condiciones de contorno propias a las que se

someterá el dron en cuestión.

Cuando seleccionamos el perfil que presentará nuestro dron, fijamos ciertos parámetros para

poder realizar una serie de simulaciones que irán desde una geometría básica sin ningún

elemento de mejora aerodinámica, hasta un perfil con la incorporación de dos perfiles distintos,

elegidos a conciencia, para que el ala tenga capacidad de respuesta frente a un cambio brusco

en las condiciones de vuelo, además de la adhesión de un dispositivo de punta alar que mejore

la eficiencia.

Finalmente obtenemos un ala funcional, optimizada en cierta medida para realizar la tarea de

transporte de bienes materiales con la capacidad de adaptarse a ciertas situaciones como es la

de entrar en pérdida.

Abstract


Abstract

My final degree consists in the aerodynamic design of a goods transport drone, through CFD

software simulator. The first step, we will explain the essentials aerodynamics bases that will

they give the necessary knowledge to value what are they reading. In the same way, we will

show the different types and the large range of applications that have drones.

Once we gain these basic knowledge, we will select the airfoil with the aid of a software named

XFLR5, that tool allow us to compare in a short period of time the aerodynamic characteristics

of each airfoil, but these results are not entirely reliable for a complete study because when we

introduce the boundary conditions, that aerodynamics characteristics will change.

When we select the drone airfoil, we fix some parameters in order to perform some simulations,

starting with a basic wing design and we will introduce another different airfoil in order to give

to the drone wing the capability of response against a sudden fly conditions change and the final

implementation of a wingtip device.

Finally, we get a functional drone wing specially optimized for the task of goods transport, with

the capability to adapt to critic situations like stalling.

Índice de Contenidos



Contenido de Figuras ................................................................................................................ 6

Contenido de Tablas ................................................................................................................. 8

Contenido de Ecuaciones .......................................................................................................... 9

1. Introducción ...................................................................................................................... 1

1.1. Objetivo..................................................................................................................... 1

1.2. Alcance proyecto ....................................................................................................... 2

2. Bases de la aerodinámica .................................................................................................. 3

2.1. Streamtube y la ley de la continuidad de masa en los fluidos ..................................... 4

2.2. Principio de Bernoulli ................................................................................................. 4

2.3. Teoría de la capa límite .............................................................................................. 6

2.4. Les fuerzas de la aerodinámica .................................................................................. 9

2.4.1. Sustentación (Lift) ............................................................................................ 11

2.4.2. Peso (Weight) .................................................................................................. 13

2.4.3. Resistencia (Drag) ............................................................................................ 14

2.4.4. Empuje (Thrust) ............................................................................................... 15

3. Introducción a los drones o VANT .................................................................................... 16

3.1. Definición y funcionalidades .................................................................................... 16

3.2. Clasificación y tipos de drones ................................................................................. 17

3.2.1. Clasificación según el tipo de ala ...................................................................... 17

3.2.2. Clasificación según la función ........................................................................... 22

4. Diseño y simulación por CFD ........................................................................................... 24

4.1. Introducción al CFD ................................................................................................. 24

4.1.1. Proceso de simulación CFD............................................................................... 25

4.2. Análisis propiedades iniciales ................................................................................... 27

4.2.1. Objetivo del estudio ......................................................................................... 27

4.2.2. Características iniciales aeronave ..................................................................... 27

4.2.3. Condiciones atmosféricas de vuelo .................................................................. 32



4.3. Perfil aerodinámico ................................................................................................. 34

4.3.1. Definición del perfil aerodinámico.................................................................... 34

4.3.2. Clasificación de perfiles .................................................................................... 35

4.3.3. Selección del perfil alar .................................................................................... 38

4.3.4. Análisis de características aerodinámicas ......................................................... 42

4.4. Preprocesamiento ................................................................................................... 46

4.4.1. Diseño 3D ........................................................................................................ 46

4.4.2. Generación de Malla (Mesh) ............................................................................ 47

4.5. Procesamiento......................................................................................................... 50

4.6. Postprocesamiento .................................................................................................. 53

4.6.1. Análisis individuales NACA 4415 y NACA 2418 .................................................. 54

4.6.2. Análisis del ala resultante de los dos perfiles .................................................... 57

4.6.3. Análisis del ala resultante con winglet .............................................................. 61

5. Conclusión ...................................................................................................................... 65

6. Bibliografía ...................................................................................................................... 67

7. Anexos ............................................................................................................................ 70

7.1. Anexo A ................................................................................................................... 70

7.2. Anexo B ................................................................................................................... 74

Contenido de Figuras



FIGURA 1: EFECTO DE UN AIRFLOW SOBRE DIFERENTES GEOMETRÍAS. (1) ................................ 3

FIGURA 2: STREAMTUBE Y ECUACIÓN DE CONTINUIDAD. (2) .................................................... 4

FIGURA 3: SUSTENTACIÓN DE UN PERFIL ALAR DEBIDO A BERNOULLI. (3) ................................. 6

FIGURA 4: ESQUEMA DEL GRADIENTE DE VELOCIDADES DENTRO DE LA CAPA LÍMITE. (4) ......... 7

FIGURA 5: REPRESENTACIÓN DE AMBOS REGÍMENES Y SUS GRADIENTES DE VELOCIDAD. (5) ... 8

FIGURA 6: TRANSICIÓN DE CAPA LÍMITE LAMINAR A TURBULENTA. (6) ..................................... 9

FIGURA 7: FUERZAS AERODINÁMICAS QUE AFECTAN A UNA AERONAVE. (7)............................ 9

FIGURA 8: NOMENCLATURA DE UN PERFIL ALAR SEGÚN NACA. (8) ......................................... 10

FIGURA 9: REPRESENTACIÓN DEL ÁNGULO DE ATAQUE RESPECTO AL VIENTO RELATIVO. (9) .. 10

FIGURA 10: ENTRADA EN PÉRDIDA SEGÚN VARIACIÓN DEL ÁNGULO DE ATAQUE. (10) ........... 12

FIGURA 11: DISTRIBUCIÓN DE PRESIONES Y SITUACIÓN DEL CP SEGÚN EL ÁNGULO DE ATAQUE.

(11) ................................................................................................................................. 13

FIGURA 12: EVOLUCIÓN DE LA RESISTENCIA EN FUNCIÓN DE LA VELOCIDAD. (12) .................. 15

FIGURA 13: EJEMPLO DE DRON DE ALA FIJA DESTINADO AL REPARTO DE MEDICAMENTOS. (13)

....................................................................................................................................... 17

FIGURA 14: MANIOBRABILIDAD DE UN DRON SEGÚN SUS ROTORES. (14) ............................... 19

FIGURA 15: DRON DE ALA ROTATORIA CON SEIS ROTORES DESTINADO A TRABAJOS DE

FUMIGACIÓN .................................................................................................................. 20

FIGURA 16: DRON AMBULANCIA DISEÑADO POR ALEC MOMONT, ESTUDIANTE DE INGENIERÍA

HOLANDÉS ...................................................................................................................... 20

FIGURA 17: EJEMPLO DE DRON DE ALA HÍBRIDA. (17) ............................................................. 21

FIGURA 18: DIAGRAMA DE LA CLASIFICACIÓN CIVIL Y MILITAR SEGÚN LA EPRS. (18)............... 22

FIGURA 19: PERFIL ALAR SIMULADO MEDIANTE TÉCNICAS CFD REALIZADO EN LA ASIGNATURA

DE FLUIDODINÁMICA. ..................................................................................................... 26

FIGURA 20: WINGCOPTER. (22) ............................................................................................... 28

FIGURA 21: AVY AERA ............................................................................................................. 28

FIGURA 22: DHL PARCELCOPTER 3.0........................................................................................ 29

FIGURA 23: GOOGLE WING ..................................................................................................... 29

FIGURA 24: ZIPLINE DRON ....................................................................................................... 29

FIGURA 25: NOMENCLATURA DE UN PERFIL ALAR SEGÚN NACA. (8) ....................................... 34

FIGURA 26: PERFIL SIMÉTRICO NACA 0012 (VERDE) Y DEL PERFIL ASIMÉTRICO NACA 4412

OBTENIDO EN EL SOFTWARE XFLR5. ................................................................................ 36

FIGURA 27: PERFIL NACA 2415 OBTENIDO DE XFLR5. .............................................................. 40






FIGURA 31: GRÁFICA CL/CD VS Α DE LOS CUATRO PERFILES A ESTUDIAR ................................. 42

FIGURA 32: GRÁFICA DE CL VS Α DE LOS CUATRO PERFILES A ESTUDIAR ................................. 44

FIGURA 33: GEOMETRÍA OBTENIDA PARA SIMULACIÓN .......................................................... 46

FIGURA 34: DIMENSIONES DEL VOLUMEN DE AIRE ................................................................. 47

FIGURA 35: NOMENCLATURA MALLADO (9) ............................................................................ 48

FIGURA 36: EJEMPLO DE MALLA HÍBRIDA (10) ........................................................................ 49

FIGURA 37: MALLADO GENERADO EN TODA LA GEOMETRÍA................................................... 49

FIGURA 38: REFINAMIENTO DE LA MALLA CERCANA AL OBJETO DE ESTUDIO .......................... 50

FIGURA 39: EJEMPLO DE FLAPS EN EL AVY AERA ..................................................................... 51

FIGURA 40: VÓRTICES GENERADOS EN PUNTA DE ALA ............................................................ 52

FIGURA 41: WINGLETS UTILIZADOS PARA AIRBUS A319 (11) ................................................... 52

FIGURA 42: MEDIA ALA DEL DRON CON EL WINGLET EN EL EXTREMO ..................................... 53

FIGURA 43: GRÁFICA CL VS Α DE LOS DOS PERFILES ESTUDIADOS............................................ 54

FIGURA 44: GRÁFICA CL/CD VS Α DE LOS DOS PERFILES ESTUDIADOS ...................................... 55

FIGURA 45: GRÁFICA CL VS Α DE LOS DOS PERFILES ESTUDIADOS Y EL PERFIL RESULTANTE .... 57

FIGURA 46: GRÁFICA CL/CD VS Α DE LOS DOS PERFILES ESTUDIADOS CON EL PERFIL

RESULTANTE ................................................................................................................... 58

FIGURA 47: IMAGEN DE LAS STREAMLINES EN EL EXTREMO DE NACA 4415 CON Α = 12º ........ 59

FIGURA 48: IMAGEN DE LAS STREAMLINES EN EL EXTREMO DEL PERFIL RESULTANTE CON Α =

12º .................................................................................................................................. 59

FIGURA 49: AMPLIACIÓN BORDE DE SALIDA NACA 4415 CON Α = 12º ..................................... 60

FIGURA 50: AMPLIACIÓN BORDE DE SALIDA NACA 4415 CON Α = 12º ..................................... 60

FIGURA 51: GRÁFICA CL VS Α DEL PERFIL RESULTANTE Y DEL PERFIL RESULTANTE + WINGLET 61

FIGURA 52: GRÁFICA CL/CD VS Α DEL PERFIL RESULTANTE CON EL PERFIL RESULTANTE +

WINGLET ......................................................................................................................... 62

FIGURA 53: IMAGEN DE LAS STREAMLINES EN EL EXTREMO DEL PERFIL RESULTANTE +

WINGLET CON Α = 12º ..................................................................................................... 63

FIGURA 54: IMAGEN EN PERSPECTIVA PARA VISUALIZAR LOS VÓRTICES EN LOS EXTREMOS DEL

WINGLET ......................................................................................................................... 64

Contenido de Tablas


Contenido de Tablas

TABLA 1: VENTAJAS DE UTILIZAR MÉTODOS NUMÉRICOS FRENTE A LA RESOLUCIÓN

EXPERIMENTAL ............................................................................................................... 24

TABLA 2: DATOS ENCONTRADOS SOBRE DRONES DE ALA FIJA Y ALA HÍBRIDA UTILIZADOS PARA

EL TRANSPORTE Y REPARTE DE MATERIAL ....................................................................... 27

TABLA 3: DATOS DE PARTIDA A LOS QUE ASPIRA EL DISEÑO DEL DRON .................................. 31

TABLA 4: CONDICIONES DE LA ATMOSFERA A UNA H1 = 1000 M ............................................. 33

TABLA 5: PARÁMETROS A LOS QUE AFECTA EL DISEÑO DE LA AERONAVE ............................... 38

TABLA 6: PERFILES NACA DE 4 DÍGITOS UTILIZADOS EN AERONAVES SIMILARES ..................... 39

TABLA 7: PERFILES SELECCIONADOS PARA EL ESTUDIO INICIAL ............................................... 40

TABLA 8: VALORES CUANDO NOS ENCONTRAMOS EN EL PICO MÁXIMO DE EFICIENCIA .......... 43

TABLA 9: VALORES CUANDO NOS ENCONTRAMOS EN EL PICO MÁXIMO DE CL ....................... 44

TABLA 10: VALORES CUANDO CL > 0,62 .................................................................................. 45

TABLA 11: VALORES CUANDO ENCONTRAMOS EL CL MÍNIMO NECESARIO .............................. 54

TABLA 12: VALORES CUANDO NOS ENCONTRAMOS EN MÁXIMA EFICIENCIA .......................... 56





TABLA 17: TABLA CON LOS RESULTADOS DE NACA 2415 EN XFLR5 .......................................... 70




TABLA 21: TABLA CON LOS RESULTADOS DE NACA 4415 EN ANSYS ......................................... 74

TABLA 22: TABLA CON LOS RESULTADOS DE NACA 2418 EN ANSYS ......................................... 74

TABLA 23: TABLA CON LOS RESULTADOS DE NACA 4415 & 2418 EN ANSYS ............................. 75

TABLA 24: TABLA CON LOS RESULTADOS DE NACA 4415 & 2418 CON WINGLET EN ANSYS ...... 75

Contenido de Ecuaciones


Contenido de Ecuaciones

ECUACIÓN 1: ECUACIÓN CONSERVACIÓN DE LA MASA ............................................................. 4

ECUACIÓN 2: ECUACIÓN CONTINUIDAD .................................................................................... 4

ECUACIÓN 3: ECUACIÓN DE LA CONSERVACIÓN DE ENERGÍA .................................................... 5

ECUACIÓN 4: ECUACIÓN CONSERVACIÓN DE PRESIONES .......................................................... 5

ECUACIÓN 5: ECUACIÓN DE BERNOULLI .................................................................................... 5

ECUACIÓN 6: ECUACIÓN NÚMERO DE REYNOLDS ..................................................................... 8

ECUACIÓN 7: ECUACIÓN SUSTENTACIÓN ................................................................................ 11

ECUACIÓN 8: ECUACIÓN SUSTENTACIÓN CON PRESIÓN DINÁMICA ........................................ 11

ECUACIÓN 9: ECUACIÓN PESO ................................................................................................ 13

ECUACIÓN 10: ECUACIÓN RESISTENCIA ................................................................................... 14

ECUACIÓN 11: ECUACIÓN RESISTENCIA TOTAL ........................................................................ 14

ECUACIÓN 12: ECUACIÓN DIFERENCIA TEMPERATURAS .......................................................... 32

ECUACIÓN 13: ECUACIÓN DIFERENCIA DE PRESIONES ............................................................. 32

ECUACIÓN 14: ECUACIÓN DIFERENCIA DE DENSIDADES .......................................................... 32

ECUACIÓN 15: ECUACIÓN NÚMERO DE MACH ........................................................................ 33

ECUACIÓN 16: CÁLCULO CUERDA A TRAVÉS DE LA ECUACIÓN DE REYNOLDS .......................... 34

ECUACIÓN 17: CÁLCULO DEL PESO DE LA AERONAVE .............................................................. 38

ECUACIÓN 18: CÁLCULO DEL CL MÍNIMO PARA VELOCIDAD DE CRUCERO ............................... 38

Introducción


1. Introducción

1.1. Objetivo

Este proyecto pretende encontrar mediante el uso de un software CFD, en este caso el ANSYS

Fluent, diseñar la aerodinámica del perfil alar de un dron designado al transporte de bienes

materiales y, finalmente, implementar ciertas mejoras y criterios con el fin de optimizar su

desempeño en la tarea para la que fue diseñado. Para alcanzar este objetivo principal, es

necesario seguir un conjunto de objetivos parciales que nos ayudará a seguir una ruta óptima

para alcanzar el objeto de este trabajo.

El primer objetivo parcial será hacer un pequeño estudio de mercado analizando los parámetros

y características que utilizan los drones actuales diseñados para la tarea del transporte de bienes

materiales, sobre todo para tener una idea general sobre qué tipo de aeronave se utilizan, en

que velocidades se desplazan, dimensiones, etc.

El segundo objetivo parcial busca realizar una selección del tipo de perfil alar que utilizará el

dron en cuestión, mediante la comparativa de sus características aerodinámicas obtenidas con

la ayuda del software XFLR5, dándole total prioridad a la eficiencia del perfil debido al tipo de

tarea que tiene que realizar. Una vez seleccionado el perfil y realizado el estudio de mercado, se

fijarán ciertos parámetros de diseño tales como: la cuerda y envergadura del perfil y la velocidad

y la altura de vuelo crucero.

Como tercer objetivo parcial, tenemos realizar una simulación CFD mediante el software ANSYS

Fluent para verificar los resultados obtenidos previamente del XFLR5, introduciendo las

condiciones de contorno encontradas en apartados anteriores con tal de poder crear unas

gráficas propias más cercanas a la realidad.

Y finalmente, el cuarto objetivo parcial es el de implementar ciertas mejoras aerodinámicas en

el perfil, mediante modificaciones concretas en su geometría, con tal de realzar los parámetros

que nos interesan, sobre todo la eficiencia, que se le da un peso bastante importante a lo largo

de este trabajo.

Una vez realizados esta serie de objetivos parciales, estaremos en disposición de analizar el

resultado obtenido y si cumple con el objetivo marcado en un inicio. También seremos críticos

y se plantearán mejoras fuera del alcance del trabajo más elaboradas y complejas de

implementar si se ven necesarias para un diseño más óptimo del planteado en un principio.

Introducción


1.2. Alcance proyecto

La estructura del trabajo y el orden de los capítulos a lo largo de todo el trabajo seguirá una

curva de aprendizaje con tal de implementar los conocimientos adquiridos en la elaboración de

cada apartado en el siguiente, de esta forma se espera llegar con un alto nivel conceptual a los

últimos compases del escrito para tener un mejor criterio a la hora de analizar y determinar

resultados.

Debido a esta estructura de trabajo que queremos seguir, empezaremos introduciendo

conceptos básicos de la aerodinámica necesarios para el entendimiento de futuros procesos que

habrá que realizar. No se pretende en ningún momento entrar en materia avanzada, sino tener

unas bases sólidas en las que sepamos qué pasa y porqué pasa.

Siguiendo la estela del apartado anterior, se introducirá el concepto de dron o VANT para tener

constancia sobre qué tipos de aeronaves hay, que aplicaciones son capaces de resolver y si es

viable la propuesta hecha en el objetivo.

En el proceso de selección del perfil alar que utilizaremos, nos centraremos solamente en la

familia de las NACA, debido a que es la más estandarizada en el diseño aerodinámico.

Específicamente utilizaremos una NACA de cuatro dígitos con la finalidad de simplificar el

proceso de selección.

Debido a las limitaciones del hardware y del software ANSYS para estudiantes, se tendrá que

simplificar ciertas operaciones que, o no son accesibles por la versión del programa, o requiere

cierta potencia computacional que no disponemos.

Cuando nos disponemos a diseñar y a optimizar el ala de la aeronave, se tendrá en cuenta la

implementación de ciertos dispositivos, pero no se realizará el diseño de estos debido a la falta

de conocimientos y del tiempo necesario para un desarrollo óptimo. Estas implementaciones se

dejarán abiertas para una futura posible continuación.

Bases de la aerodinámica


2. Bases de la aerodinámica

Antes de comenzar a explicar los principios fundamentales que vamos a utilizar en este trabajo,

vamos a ver que es la aerodinámica y la manera a la que nos vamos a referir a ella:

La aerodinámica por definición es “La parte de la mecánica que estudia el movimiento de los

gases sobre cuerpos estacionados y el comportamiento de cuerpos que se mueven en el aire”.

Estos gases de los que habla la definición se ven afectados por los cambios de temperatura,

presión, densidad y velocidad a la que se desplazan. Se dice que la corriente de aire (airflow) se

comporta de manera uniforme cuando todas las partículas de este fluido mantienen las

propiedades mencionadas anteriormente constantes durante un periodo de tiempo concreto.

El recorrido que dejan estas partículas se les llama streamlines y cabe destacar que en un flujo

uniforme ninguna streamline se cruza entre ellas. Las podemos ver representadas en la

ilustración 1.

Hay que decir también que todo cuerpo dentro de un flujo de aire, sea o no uniforme, ofrece

una resistencia al aire (drag) relacionada directamente con la geometría de este cuerpo, esto

deriva principalmente en unas fuerzas de fricción y presión que más adelante retomaremos para

explicarlas con más detalle.

Figura 1: Efecto de un airflow sobre diferentes geometrías. (3)



2.1. Streamtube y la ley de la continuidad de masa en los fluidos

Llamamos streamtube a un conjunto de streamlines próximas que, en un airflow constante, se

considera a este tubo un sistema cerrado, lo que conlleva a una conservación de la masa que

pasa a través de él, lo que da lugar a la ecuación de continuidad (1):

𝜌1𝐴1𝑣1 = 𝜌2𝐴2𝑣2

Ecuación 1: Ecuación conservación de la masa

Siendo ρn la densidad en el punto n, An el área del streamtube en el punto n y vn la velocidad que

tienen las partículas en el punto n.

Figura 2: Streamtube y ecuación de continuidad. (4)

Considerando que el fluido es incompresible la densidad del aire se mantiene constante dentro

del streamtube, por lo tanto, la ecuación de continuidad nos queda con la forma siguiente (2):

𝐴1𝑣1 = 𝐴2𝑣2

Ecuación 2: Ecuación continuidad

Por lo que podemos ver que en un streamtube la superficie y la velocidad son inversamente

proporcionales, lo que quiere decir es que en una reducción del área las partículas aumentan su

velocidad con el fin de mantener su masa. Visto de otra manera, podemos decir que el caudal

en el punto 1 y en punto 2 son iguales.

2.2. Principio de Bernoulli

El principio de Bernoulli describe la ley de la conservación de la energía aplicada en fluidos, este

científico comprobó que “la presión interna de un fluido, tanto gas como líquido, decrece en la

medida en que la velocidad del fluido se incrementa” por lo que, en un fluido en movimiento, la

suma de la presión y la velocidad en un punto “n” permanece constante siempre y cuando al

sistema no se le agregue ni extraiga energía.



Esto se aplica para todo fluido ideal, sin rozamiento ni viscosidad, además de que tiene que ser

incompresible. A continuación, veremos cómo aplicando la ley de la conservación de la energía

llegamos a tal conclusión.

Podemos decir que la ecuación de la energía (3) de un fluido en movimiento tiene tres

componentes:

- Energía cinética debido a la velocidad del fluido. (Ec)

- Energía potencial debido a la altura a la que está el fluido. (U)

- Energía de presión debido a la presión que tiene el fluido. (Epresión)

𝐸𝑡 = 𝐸𝑐 + 𝑈 + 𝐸𝑃𝑟𝑒𝑠𝑖ó𝑛 → 𝐸𝑡 =1

2𝑚𝑣2 + 𝑚𝑧𝑔 + 𝐸𝑃𝑟𝑒𝑠𝑖ó𝑛

Ecuación 3: Ecuación de la conservación de energía

Donde m es la masa, v es la velocidad del fluido, z es la altura a la que se encuentra el fluido en

la dirección de la gravedad y g es la constante gravitatoria.

Para trabajar con fluidos dividimos esta ecuación entre el volumen del fluido con tal de trabajar

con densidades (ρ), pasando de una ecuación de conservación de energía en una ecuación de

conservación de presiones (4):

𝐸𝑡

𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒𝑛=

𝐸𝑐

𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒𝑛+

𝑈

𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒𝑛+

𝐸𝑝𝑟𝑒𝑠𝑖ó𝑛

𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒𝑛 → 𝑃𝑡 =

1

2𝜌𝑣2 + 𝜌𝑧𝑔 + 𝑃

Ecuación 4: Ecuación conservación de presiones

A la expresión obtenida de dividir la energía cinética entre el volumen se le llama presión

dinámica (q) y a la expresión obtenida de dividir la energía potencial entre el volumen se le llama

presión estática (Ps). Por lo que finalmente la expresión de la ecuación de Bernoulli (5):

𝑃𝑡 = 𝑞 + 𝑃𝑆 + 𝑃 =1

2𝜌𝒗𝟐 + 𝜌𝑧𝑔 + 𝑷 = 𝑐𝑜𝑛𝑠𝑡𝑎𝑛𝑡𝑒

Ecuación 5: Ecuación de Bernoulli

Analizando la ecuación obtenida podemos ver que a una altura (z) constante, la velocidad y la

presión quedan relacionadas de la manera en la que nos explicaba Bernoulli y, cuando aumenta

la velocidad, por ejemplo, por un cambio de sección como hemos visto en el apartado del

streamtube, la presión del fluido decrece siguiendo la ecuación obtenida. Teniendo en cuenta la

ecuación de la continuidad de la masa (2) y la ecuación de Bernoulli (5), podemos explicar la

sustentación del ala de un avión:



Figura 3: Sustentación de un perfil alar debido a Bernoulli. (7)

Según el principio de conservación de la masa y de la ecuación de la continuidad (2) el caudal

tanto a la entrada del perfil alar como a la salida ha de ser constante, por lo tanto y gracias a la

geometría del perfil, el aire que circula por la parte superior ha de hacerlo a más velocidad que

el aire que viaje por la parte inferior para cumplir esta condición.

Si añadimos el principio de Bernoulli y su ecuación (5), sabemos que a una altura (z) constante

la presión y la velocidad están relacionadas de manera que si una disminuye la otra ha de

aumentar para cumplir con dicha ecuación (5). Por lo que en la parte inferior del perfil alar donde

la velocidad baja, la presión aumenta, y en la parte superior donde la velocidad aumenta la

presión disminuye. Esta diferencia de presiones es lo que provoca la sustentación del perfil alar

como podemos ver en la ilustración 3.

2.3. Teoría de la capa límite

El concepto de capa limite fue introducido por el científico alemán Ludwing Prandtl en su

búsqueda por explicar el comportamiento de un de fluido en movimiento que tiene contacto

con un objeto sólido. Prandlt demostró que, dividiendo el flujo en dos regiones, una adyacente

al sólido y la otra comprendiendo el resto de flujo, solamente en la primera hay que considerar

los efectos viscosos del fluido, siendo despreciables en esta segunda región. La región donde

interviene la viscosidad del fluido se le llama capa límite.

Dado que solo dentro de la capa limite se consideran los efectos de la viscosidad del fluido,

también se dice que, para un fluido en movimiento, todas las perdidas por fricción se dan dentro

de esta capa límite ya que fuera de ella se considera al flujo carente de viscosidad.



Figura 4: Esquema del gradiente de velocidades dentro de la capa límite. (9)

En esta región cercana a la superficie del sólido y debido una vez más a la consideración de la

viscosidad, aparece un gradiente de velocidades del flujo que va desde 0 (en el punto de

contacto del flujo con el sólido) hasta 99% de la velocidad de la corriente libre, fuera de la capa

límite, (en el punto que hace de “frontera” entre ambas regiones) como podemos ver en la

siguiente ilustración.

Antes de continuar con los diferentes tipos de capa limite, hablaremos de Reynolds y de los dos

regímenes a los que está sometido un fluido en movimiento, el laminar y el turbulento:

- Régimen laminar: se dice que un flujo se encuentra en régimen laminar cuando el

movimiento es suave, ordenado y se presenta en “láminas paralelas” donde cada

partícula sigue una trayectoria. La velocidad de las partículas es menor respecto al

régimen turbulento debido al contacto fluido-contorno.

- Régimen turbulento: se dice que el flujo se encuentra en régimen turbulento cuando las

partículas se mueven de forma caótica, es decir, que se entrelazan entre ellas formando

“remolinos”. Este régimen las partículas se mueven a más velocidad puesto que se

mueven sin más limitación que el contacto que tienen entre ellas, ya que en este

régimen no influye el contorno.



Figura 5: Representación de ambos regímenes y sus gradientes de velocidad. (13)

Para poder determinar la frontera entre estos dos regímenes, el ingeniero y físico Osborne

Reynolds desarrolló una expresión adimensional cociente de las fuerzas de inercia, que

aumentan la turbulencia, y los esfuerzos viscosos, que disminuye la turbulencia.

𝑅𝑒 =𝑣 · 𝐿 · 𝜌

𝜇⁄

Ecuación 6: Ecuación número de Reynolds

Donde v es la velocidad promedio del fluido, L es la longitud característica (si es un tubo, su

diámetro), ρ es la densidad del fluido y μ es la viscosidad dinámica.

El resultado de esta expresión (6) da el conocido número de Reynolds, que como hemos dicho

antes es adimensional. Para una tubería circular se considera:

- Para un número de Reynolds Re ≤ 2300 el flujo se considera laminar.

- Para un número de Reynolds 2300 < Re < 4000 se considera que el flujo es encuentra en

la transición de laminar a turbulento.

- Para un número de Reynolds Re ≥ 4000 el flujo se considera turbulento.

Una vez visto estos conceptos, necesarios para entender el siguiente paso, explicaremos los dos

tipos de capa límite, la capa limite laminar y la capa limite turbulenta:

Realmente lo que ocurre es una transición de la capa limite laminar a la turbulenta, como

podemos ver a la ilustración 6 más adelante, la secuencia general empieza cuando el fluido en

movimiento entra en contacto con un objeto, en este momento se crea la capa limite laminar,

una zona con un Reynolds bajo donde la velocidad del flujo cambia uniformemente a medida

que se aleja de la pared del objeto (de 0% a un 99% de la velocidad del flujo libre) además de

tener un movimiento prácticamente paralelo al perfil del objeto. A medida que aumenta el



número de Reynolds el flujo se vuelve inestable hasta llegar a una zona de transición donde

finalmente, para los Reynolds más altos, la capa límite se torna turbulenta lo que causa que el

movimiento del fluido de lugar a remolinos inestables que disipan una cantidad mayor de

energía, haciendo que la fuerza de fricción en esta capa sea mucho mayor que en la laminar.

Figura 6: Transición de capa límite laminar a turbulenta. (15)

Como podemos ver en el interior de la capa limite aparece un gradiente de velocidades (sea para

un régimen laminar como turbulento) causada por la viscosidad del fluido, factor que influye

directamente con las fuerzas aerodinámicas debido a la variación de presión que produce este

gradiente según la ecuación de Bernoulli (5).

2.4. Les fuerzas de la aerodinámica

Dado que este trabajo se centrará en el diseño de un dron, se hará una explicación más

exhaustiva de las fuerzas aerodinámicas que afectan a una aeronave. En la siguiente ilustración

podemos ver las cuatro fuerzas principales que afectan a este tipo de cuerpos: sustentación (lift),

peso (weight), empuje (thrust) y resistencia (drag).

Figura 7: Fuerzas aerodinámicas que afectan a una aeronave. (16)



Antes de explicar en detalle cada una de las fuerzas aerodinámicas, se definirán unos pocos

conceptos necesarios y la nomenclatura del perfil alar para la comprensión de estas:

Figura 8: Nomenclatura de un perfil alar según NACA. (40)

- Trayectoria de vuelo: es la dirección que tiene la aeronave en su desplazamiento por el

aire, la trayectoria que siguen las alas por así decirlo.

- Viento relativo: es el flujo del aire que produce la aeronave al desplazarse y siempre

tiene la dirección de la trayectoria de vuelo, pero de sentido contrario.

- Ángulo de incidencia: es el ángulo formado por la cuerda del ala y el eje longitudinal del

avión. Este ángulo es fijo y es dado en el proceso de diseño de la aeronave.

- Ángulo de ataque: es el ángulo formado por la cuerda del ala y la dirección del viento

relativo. El ángulo de ataque es variable ya que depende de la posición de las alas y de

la dirección del viento relativo (recordemos que la dirección del viento no siempre es

horizontal), ambas variables controlables por el piloto si la maquinaria lo permite. El

ángulo de ataque está estrechamente relacionado con la fuerza de sustentación que

explicaremos más adelante.

Figura 9: Representación del ángulo de ataque respecto al viento relativo. (14)



2.4.1. Sustentación (Lift)

Es la fuerza que se desarrolla en un perfil aerodinámico moviéndose por el aire ejercida de abajo

a arriba con dirección perpendicular al viento relativo (por tanto, a la trayectoria de la aeronave).

Se suele representar con la letra L y sigue la siguiente fórmula.

𝐿 =𝜌 · 𝑣2 · 𝑆 · 𝐶𝐿

2

Ecuación 7: Ecuación sustentación

𝐿 = 𝐶𝐿 · 𝑞 · 𝑆 𝑑𝑜𝑛𝑑𝑒 𝑞 =1

2𝜌 · 𝑣2

Ecuación 8: Ecuación sustentación con presión dinámica

Donde ρ es la densidad del aire, v es la velocidad del viento relativo, S es la superficie del perfil

alar, CL es el coeficiente de sustentación y q es la llamada presión dinámica.

Podemos ver que la fuerza de sustentación es proporcional al cuadrado de la velocidad tal y

como vimos anteriormente en la ecuación de Bernoulli (5) y que por lo tanto es el factor que

más influencia tiene en la fuerza de sustentación.

Además de la velocidad del viento relativo, una de las variables que influye directamente con

esta fuerza es el ángulo de ataque y también está relacionada con la ecuación de Bernoulli. A

efectos prácticos, un aumento en el ángulo de ataque se puede considerar como un aumento

en el radio de curvatura de la parte superior del perfil, provocando eso una diferencia de

presiones entre la parte superior (extradós) e inferior (intradós) de nuestra ala que aumenta

nuestra fuerza de sustentación. Concretamente, el coeficiente de sustentación CL es el que

aumenta cuando hacemos más grande el valor del ángulo de ataque.

No obstante, hay que tener en cuenta que no podemos aumentar el ángulo de ataque tanto

como queramos, ya que, llegados a un punto llamado ángulo de ataque crítico, el coeficiente de

sustentación cae de manera brusca y entraríamos en pérdida como podemos ver en la siguiente

ilustración:



Figura 10: Entrada en pérdida según variación del ángulo de ataque. (14)

Antes de nada, explicaré en que consiste el término “entrar en pérdida”: se dice que un perfil

alar entra en pérdida cuando esta es incapaz de seguir produciendo fuerza de sustentación

debido a que se ha sobrepasado el ángulo de ataque crítico, provocando que la capa límite que

fluye por el borde de ataque (parte frontal del perfil alar) pase de flujo laminar a flujo turbulento,

impidiendo que se genera la fuerza de sustentación necesaria para soportar el peso de la

aeronave.

En la figura 10 podemos ver la progresión del coeficiente de sustentación respecto a un

incremento del ángulo de ataque en un perfil alar standard, donde en el punto (3) nos

encontramos en el momento de coeficiente de sustentación máximo, por tanto, en el ángulo de

ataque crítico, y que si seguimos aumentando dicho ángulo la capa límite acabará por

desprenderse debido a un gradiente adverso de presión entrando así, en pérdida.

También hay que mencionar al llamado centro de presiones (CP) que es el punto teórico del

perfil alar donde se considera aplicada toda fuerza de sustentación. La posición del CP también

varía dependiendo del ángulo de ataque, a medida que aumenta, el CP se desplaza hacia

adelante debido al aumento de velocidad en el extradós respecto a la corriente libre, y una

disminución en el intradós lo que conlleva un mayor gradiente de presiones y una fuerza de

sustentación más elevada, hecho que coincide con lo que hemos podido observar

anteriormente.



Figura 11: Distribución de presiones y situación del CP según el ángulo de ataque. (1) & (25)

En la figura 11 podemos observar lo comentado anteriormente, al aumentar el ángulo de ataque

aumenta el gradiente de presión y el CP se desplaza por la cuerda del perfil hacia el borde de

ataque a medida que aumenta el ángulo de ataque.

2.4.2. Peso (Weight)

Como cualquier otro cuerpo con masa, las aeronaves están sujetas a la fuerza de atracción

gravitatoria de intensidad proporcional a la masa del cuerpo de estudio. La dirección es siempre

perpendicular a la superficie de la tierra con su sentido hacia abajo.

Esta es la fuerza que tiene que superar la fuerza de sustentación explicada anteriormente para

mantener la aeronave en el aire.

𝑃 = 𝑚𝑎𝑒𝑟𝑜𝑛𝑎𝑣𝑒 · 𝑔

Ecuación 9: Ecuación peso

Donde P es la fuerza gravitatoria o peso, m es la masa de la aeronave y g es la constante

gravitatoria con g = 9.81 m/s2

El centro de gravedad (CG) es el punto de la aeronave donde se considera que se aplica toda la

fuerza de la gravedad, la situación de este, al contrario que el centro de presiones del apartado

anterior, depende del diseño de la aeronave más que del perfil alar escogido para generar

sustentación.

La situación de este centro de gravedad respecto al anteriormente mencionado centro de

presiones tiene una gran relevancia en la estabilidad y control de la aeronave debido a que al



ser fuerzas contrarias generarían un par de fuerza que aumentaría a más distancia haya entre

los dos centros.

2.4.3. Resistencia (Drag)

En todo sistema existe un trabajo adicional no deseado que se disipa a causa del porcentaje de

eficiencia que tenga este, en nuestro caso esa fuerza es la de Resistencia o Drag que se opone

al movimiento del aeroplano siendo paralela y de dirección opuesta a la trayectoria:

𝐷 = 𝐶𝐷 · 𝑞 · 𝑆

Ecuación 10: Ecuación resistencia

Donde D es resistencia, CD es el coeficiente de resistencia, q es la presión dinámica (ver ecuación

8) y S la superficie de las alas.

Además, la resistencia total se divide en dos componentes, resistencia parásita y resistencia

inducida:

𝐷 = 𝐷𝑝 + 𝐷𝑖

Ecuación 11: Ecuación resistencia total

Se le llama resistencia parásita a la resistencia originada por los efectos de la viscosidad

(resistencia de fricción) y la creada por la distribución de presiones que se creaba en el perfil

(resistencia de presión). La resistencia parásita se produce por todos los componentes del avión,

tanto alas como fuselaje, además de una pequeña parte llamada resistencia de interferencias

originada por la interacción de un componente con otro, el más representativo es el de la unión

del fuselaje con las alas. Por estos motivos se puede ver que esta resistencia parasita aumenta

a medida que incrementamos la velocidad.

Por otra parte, tenemos la resistencia inducida que la origina el ala y proviene del hecho de que

esté produciendo fuerza de sustentación ya que esta no es uniforme a lo largo del ala, sino que

varía desde la raíz más cercana del fuselaje hasta el extremo contrario, así como la existencia de

un diferencial de presiones entre la superficie superior (extradós) y la inferior (intradós), por ese

motivo está íntimamente ligada al ángulo de ataque o en su defecto al coeficiente de

sustentación CL.

De la misma manera que el coeficiente de sustentación, el coeficiente de resistencia aumenta

con el ángulo de ataque, por lo que, si queremos disminuir la resistencia inducida manteniendo

la misma fuerza de sustentación, hay que reducir el ángulo de ataque y aumentar la velocidad.



Dado que la resistencia parásita aumenta con la velocidad y la resistencia inducida podemos

decir que disminuye con la velocidad, existe un punto donde la suma de ambas sea la más

pequeña posible y encontrar así la velocidad a la que tiene que ir nuestra aeronave para

encontrar una menor resistencia:

En la ilustración de la derecha podemos ver como evoluciona las diferentes resistencias en

función de la velocidad y de cómo existe un punto donde la resistencia total es mínima.

Figura 12: Evolución de la resistencia en función de la velocidad. (26)

2.4.4. Empuje (Thrust)

La fuerza de empuje o Thrust es la que se obtiene la aeronave acelerándola mediante un motor

donde la fuerza propulsora la generan la rotación de las hélices, o un reactor en lo que la

propulsión se logra por la violenta expulsión de gases quemados por la turbina. Además, para

que esta fuerza consiga acelerar la aeronave ha de superar la fuerza de resistencia explicada en

el apartado anterior.

Esta fuerza tiene el sentido de la trayectoria y la misma dirección a la que apunta el sistema

propulsor, siendo prácticamente paralela al eje longitudinal del avión en la gran mayoría de

casos.

En este caso el parámetro que más influye en esta fuerza es la potencia del motor, ya que a más

potencia mayor capacidad de aceleración y por ende más velocidad. De esto podemos sacar

que, a ángulo de ataque constante, si incrementamos la potencia del motor aumentado así la

velocidad, la fuerza de sustentación crecerá haciendo que la aeronave comience a ascender. Por

otra parte, la nave comenzará a descender si disminuimos la potencia por la misma suposición.

Introducción a los drones o VANT


3. Introducción a los drones o VANT

3.1. Definición y funcionalidades

Un dron o VANT (Vehículo Aéreo No Tripulado) como su nombre indica, se define como

cualquier aeronave capaz de mantenerse en el aire sin la necesidad de cargar con el piloto de

dicha aeronave, volando de manera autónoma o pilotada remotamente ya sea utilizando

motores eléctricos, de combustión o reacción.

Esta idea, como muchas otras, surgió principalmente para usos militares con el propósito de

evitar poner en peligro vidas humanas, lo que llevó a desarrollar una gran variedad de drones

par todo tipo de usos, aplicaciones orientadas en vigilancia i espionaje como el meramente

ofensivo. Una vez la tecnología del dron estuvo suficientemente desarrollada, se empezó a darle

un uso enfocado a mejorar la calidad de vida de la sociedad en general.

En cuanto a diseño, los drones no han dejado de evolucionar dando a lugar un amplio abanico

de formas, tamaños y propósitos. Dado a este constante crecimiento, se han podido encontrar

muchas funciones que se le puede dar a un dron, facilitando sobretodo los trabajos más

peligrosos para el ser humano y sustituyendo otras máquinas más costosas.

A continuación, daremos una serie de funciones que desempeñan los drones actualmente:

- Búsqueda de personas

- Control de incendios forestales

- Control de obras

- Control agricultura

- Filmación profesional

- Recreativo

- Transporte de productos

- Topografía

- Vigilancia de uso policial

Al ser una tecnología en constante desarrollo, las aplicaciones de los drones crecen cada día con

cada descubrimiento y avance en su tecnología.



3.2. Clasificación y tipos de drones

Viendo la gran cantidad de funciones que pueden desempeñar estas aeronaves se puede

esperar una amplia variedad en formas, diseños y tamaños. Esto hace que realizar una

clasificación que los englobe a todos y aporte información relevante sea complicado, por eso,

en este trabajo se ha optado por presentar las dos clasificaciones que ayudaran a definir el tipo

de dron que se presentará en el proyecto: la clasificación por el tipo de ala, y por la función.

3.2.1. Clasificación según el tipo de ala

El tipo de ala que presenta un dron es una característica esencial que definirá las propiedades

de la aeronave, tanto incrementar la maniobrabilidad o reducir consumo de batería son

ejemplos de lo que se puede conseguir escogiendo el tipo de ala correcta.

Podemos distinguir entre tres tipos principales en los que se engloban la mayoría de los drones:

- Drones de tipo ala fija

- Drones de tipo ala rotatoria

- Drones de tipo de ala híbrida

Los drones de ala fija son todas las aeronaves que poseen unas alas unidas de manera indivisible

al resto de los componentes que lo forman, por lo que no pueden permitirse un movimiento

libre. Estas aeronaves que se aprovechan de la fuerza de sustentación descrita por el principio

de Bernoulli, vista en el apartado anterior, para poder desplazarse por el aire utilizando un perfil

alar y un pequeño motor. Al utilizar los mismos principios que los aeroplanos más sencillos,

estéticamente se asemeja mucho a ellos.

Figura 13: Ejemplo de dron de ala fija destinado al reparto de medicamentos. (18)



Cuando buscamos un dron de ala fija para una determinada función, es que necesitamos una

aeronave que se desplace a una alta velocidad de manera estable, pero con un consumo

reducido, alargando el tiempo de vuelo de manera considerable respecto a otro tipo de drones

que veremos más adelante. Esta reducción del consumo tan notable se debe a que utiliza la

fuerza de sustentación para mantener el vuelo, lo que evita el gran consumo que producen los

motores que incorporan los drones de ala rotatoria.

El gran inconveniente que presenta este tipo de aeronaves es la imposibilidad de mantener un

vuelo estacionario, lo que implica que necesita de una infraestructura para alzar el vuelo y

aterrizar, como, por ejemplo, una lanzadera específica para que el dron consiga despegar, o unas

redes para atrapar al dron si no cuenta con la capacidad de aterrizar por sí mismo, lo que los

hace poco versátiles y aumenta la complejidad de estas maniobras.

Con sus ventajas y desventajas encima de la mesa se puede ver que los drones de ala fija están

destinados a funciones que requieran cubrir un gran terreno al aire libre, trabajo que

desempeñan de manera muy eficiente, gracias principalmente a su gran autonomía.

Se utilizan en el campo de la topografía, donde en un solo vuelo, la aeronave logra sobrevolar

cientos de hectáreas, en el área de vigilancia tanto militar, policial como forestal, en la

agricultura comprobando de manera rápida el estado de las plantaciones o incluso en el reparto

de medicamentos tal y como podemos ver en la ilustración 13, donde la empresa Zipline ha

conseguido desarrollar drones que son capaces de transportar medicamentos y bolsas de sangre

para apoyar a poblaciones de difícil acceso con escasos recursos.

Por casi contraparte encontramos los drones de ala rotatoria o multirrotores, que a diferencia

de los de ala fija, utilizan la fuerza de las hélices de sus rotores para generar la sustentación. Es

el tipo de dron más popular entre la población debido a su bajo coste y al poco mantenimiento

que requiere, lo que los convierte en aeronaves ideales para actividades recreativas.

La maniobrabilidad la conseguimos alternando el sentido de giro de sus rotores en función de la

dirección que quieras que tome el dron. Existen drones con diferente número de rotores,

dependiendo del peso que quieras elevar para la función que necesites, desde tri-rotores hasta

octo-rotores, pero todos utilizan este mecanismo para maniobrar.



Figura 14: Maniobrabilidad de un dron según sus rotores. (19)

Los drones de ala rotatoria suplen prácticamente a la perfección las carencias de los drones de

ala fija, al ganar la fuerza de sustentación mediante los rotores, este tipo de aeronave tiene la

capacidad de realizar vuelo estacionario, lo que permite despegar y aterrizar completamente en

vertical de manera muy cómoda sin necesidad de grandes espacios para la maniobra. Además,

no solo permite el vuelo estacionario, sino que otorga un control preciso al piloto sobre cada

movimiento del dron, lo que lo hace ideal para aplicaciones que demanden exactitud o en

espacios reducidos con obstáculos, consiguiendo imágenes mucho más cercanas al objetivo que

los drones de ala fija.

Por otra parte, los fuertes que tenía el anterior tipo de dron, son exactamente las carencias que

presentan los drones de ala rotatoria: la necesidad de los rotores para generar fuerza de

sustentación provoca una disminución drástica en la autonomía del dron, llegando de media a

unos 30 minutos de vuelo, lo que acorta muchísimo la distancia útil que puede recorrer la

aeronave, además de que no alcanza con facilidad las velocidades de los drones de ala fija.

Antes hemos mencionado la posibilidad de que los drones de ala rotatoria contasen con

diferentes números de rotores, esto es, principalmente, para aumentar la capacidad de carga

del propio dron, ayudando así de manera indirecta a cargar con más baterías y prolongando su

autonomía. El tener más o menos capacidad de carga dependerá de la tarea en la que este

enfocada la aeronave, ya sea portar un equipo de grabación de más calidad o un depósito y los

mecanismos pertinentes para poder fumigar un cultivo.



Figura 15: Dron de ala rotatoria con seis rotores destinado a trabajos de fumigación. (24)

Dicho esto, se puede ver que los drones de ala rotatoria están enfocados a labores de precisión,

donde se requiera una aproximación a tu objetivo para una filmación estable y exacta u

orientados a trabajos que no requieran cubrir grandes zonas. A pesar de esto, existen drones de

ala rotatoria que se equipan con bastantes baterías y consiguen tiempos de vuelo bastante

excelsos, lo que en contrapartida los vuelve muy costosos de fabricar.

Debido a la gran maniobrabilidad que presentan este tipo de drones, se están empezando a ver

drones de ala rotatoria que puedan cargar con objetos pequeños para transportarlos, tarea

difícil debido a los inconvenientes nombrados anteriormente, pero se están empezando a

estudiar su uso en casos de emergencia, por ejemplo, cargar un desfibrilador y otro material de

primeros auxilios fue una propuesta de un estudiante de ingeniería holandés.

Figura 16: Dron ambulancia diseñado por Alec Momont, estudiante de ingeniería holandés. (20)



Después de ver estos dos tipos de drones, podemos apreciar que sus virtudes y defectos se

complementan a la perfección, es por eso que los drones de tipo de ala híbrida buscan de alguna

manera juntar en una sola aeronave todas las ventajas de los drones de tipo de ala fija y los de

ala rotatoria.

Los drones de tipo ala híbrida, también llamados VTOL, (Vertical Take-Off and Landing) son

capaces de despegar y aterrizar en vertical tal y como lo hacen los drones de ala rotatoria, y por

lo que respecta a los de tipo ala fija, se ve una reducción en el coste de las infraestructuras

requeridas para alzar el vuelo y tomar tierra (como lanzaderas, pistas de aterrizaje de gran

envergadura...) teniendo después la capacidad de propulsarse en horizontal cubriendo grandes

distancias aprovechándose de la fuerza de sustentación que le proporciona el perfil alar.

Figura 17: Ejemplo de dron de ala híbrida. (23)

A efectos prácticos, son drones de tipo ala fija que se les ha dado la capacidad de vuelo en

vertical, ya que solamente con este cambio, los transforma en una aeronave mucho más versátil

y cómoda de pilotar. La única desventaja frente a los drones de ala fija, es que al incluir unos

rotores para elevar el dron tiene una peor aerodinámica en su desplazamiento horizontal, lo que

los hace menos eficientes, además de que su coste de diseño y fabricación se incrementa en

gran medida.

Por otra parte, estos drones híbridos siguen sin ser capaces de reproducir las funciones de un

dron de ala rotatoria, ya que sus rotores no están enfocados a la gran maniobrabilidad que

precisan ciertos trabajos.



3.2.2. Clasificación según la función

Otra clasificación común en los VANT es la de la función para la cual han sido diseñada, se suele

dividir en función civil, siendo todos los drones destinados a satisfacer las necesidades de la

sociedad, y función militar son los que se han creado para desempeñar una amplia variedad de

funciones tanto de soporte como de ataque dentro del ámbito militar.

Figura 18: Diagrama de la clasificación civil y militar según la EPRS. (27)

En la anterior imagen presentada por el parlamento europeo podemos ver un ejemplo de

funciones tanto militares, civiles como compartidas (Dual en la ilustración). Cada función la

desempeña, normalmente, un dron diseñado específicamente para ese trabajo, ajustando las

capacidades del VANT al objetivo a conseguir.

De las funciones civiles cabe destacar:

- Realizar trabajos de agricultura de precisión

- Fotografía y filmación aérea

- Ocio y entretenimiento

- Inspección de obra civil

- Elaboración de mapeado



De las funciones militares destacamos:

- Vigilancia, inteligencia y reconocimiento

- Misiones de combate defensivas /ofensivas

- Ataques de precisión

- Transporte de carga militar

Por ultimo vemos en el diagrama una serie de funciones que se puede considerar una

combinación de militar y civil, destacando:

- Búsqueda y rescate

- Vigilancia aérea, marítima y terrestre

- Transporte de bienes y materiales

Diseño y simulación por CFD


4. Diseño y simulación por CFD

4.1. Introducción al CFD

Se le llama CFD (del inglés Computational Fluid Dynamics) al área que trata sobre la simulación

numérica de flujos de fluidos tales como el agua o el aire, transferencias de calor y fenómenos

relacionados con reacciones químicas, aeroacústica, combustión, etc.

El CFD es una herramienta que se utiliza principalmente para resolver las ecuaciones que rigen

el flujo de un fluido obtenidas de la mecánica de fluidos, con una serie de diferentes métodos

numéricos.

Los resultados a los que llegamos al realizar una simulación por CFD es una aproximación de los

valores que obtendríamos de forma experimental en un laboratorio, con un seguido de ventajas

en la obtención de resultados:

Experimental CFD (métodos numéricos)

Solo para un tiempo concreto cada vez Obtención para todos los valores de tiempo

necesarios

Limitado a un número finito de puntos y

tiempos

Gran resolución tanto en espacio como en

tiempo

El objeto de estudio limitado al tamaño del

laboratorio

Estudio de un modelo a escala real con el

flujo de fluido completo

Solo para un pequeño rango de problemas y

condiciones

Ningún problema en incluir todo tipo de

condiciones y problemas

Mayor coste económico Menor coste económico

Método que requiere más tiempo físico y

únicamente para el propósito del estudio

Simulación más rápida con la ventaja de

reutilizar el modelo y la simulación

Obtención de datos secuencial Obtención de datos paralela

Errores vinculados a errores de medición,

perturbación del flujo de estudio, etc.

Errores vinculados a fallos en el modelo, en

la discretización, implementación, etc.

Tabla 1: Ventajas de utilizar métodos numéricos frente a la resolución experimental



A pesar de lo visto en la Tabla anterior nunca podemos afirmar que una simulación CFD es

correcta 100% debido a que:

- Los datos introducidos inicialmente puedan tener un gran gado de imprecisión.

- El modelo matemático encontrado a mano puede no ser el adecuado.

- La precisión de los resultados está limitada a la capacidad computacional del ordenador

donde estamos realizando la simulación.

También tenemos que tener en cuenta que una simulación CFD será más fiable en los siguientes

casos:

- Para flujos laminares o baja velocidad frente a flujos turbulentos o de altas velocidades.

- Pala flujos de una sola fase frente a flujos con diferentes fases.

- Para sistemas químicamente inertes frente a flujos reactivos.

4.1.1. Proceso de simulación CFD

Para lograr una correcta simulación mediante CFD, normalmente se sigue una secuencia de tres

etapas fundamentales: preprocesamiento, procesamiento y postprocesamiento. También es

recomendable que la persona o el equipo de trabajo tenga nociones de los métodos numéricos

que utiliza el software internamente y los fenómenos mecánicos que procede a estudiar, sobre

todo para identificar posibles errores y resultados incoherentes.

El preprocesamiento es la primera etapa de la simulación y la parte donde tenemos que

introducir nuestro sistema al software que utilizaremos para realizar la simulación. El

preprocesamiento está estructurado de la siguiente manera:

- Definir objetivos de la simulación, introduciendo los datos de salida de los análisis y

modelos físicos necesarios, intentando simplificar en la medida de los posible el

problema de estudio para facilitar los siguientes pasos.

- Generar el modelo CAD mediante un software específico o importar un modelo

previamente diseñado, teniendo en cuenta que solo se debe mantener la geometría que

nos interesa, el volumen de control que va a ser simulado.

- Crear la malla computacional determinando el tipo de elementos y la calidad de la malla,

basándonos en la capacidad de nuestro recurso informático (hardware) la precisión que

requiere el estudio y el tiempo del que disponemos para este.



- Configurar la simulación definiendo los materiales que constituyen el fluido, el objeto a

estudiar y las propiedades de este, e introducir los modelos físicos y las condiciones de

contorno en el software.

El procesamiento es la parte donde el calculamos la solución al sistema introducido y,

dependiendo del software utilizado podremos evaluar la convergencia de la solución y el

comportamiento del proceso a través de diagramas de residuos y archivos “log”.

Y finalmente una vez terminado el procesamiento que, depende de la complejidad del sistema

puede tardar varías horas, obtenemos los resultados comenzando con el postprocesamiento.

En esta fase podremos visualizar los resultados obtenidos de diferentes formas, tano gráficas,

tablas e incluso videos animados con los contornos de presión temperatura a lo largo del flujo.

Una vez obtenido los resultados toca validar el modelo comparándolo con datos experimentales

y/o analíticos para verificar la nuestra simulación tiene sentido y se aproxima a lo esperado.

Figura 19: Perfil alar simulado mediante técnicas CFD realizado en la asignatura de fluidodinámica.



4.2. Análisis propiedades iniciales

4.2.1. Objetivo del estudio

El objetivo de este trabajo es el de diseñar un perfil aerodinámico apto para un VANT de ala fija

o ala híbrida que tenga la capacidad de transportar pequeñas cargas a largas distancias,

mediante una simulación CFD.

He optado por esta vertiente del ámbito de los drones porque le veo un futuro prometedor,

buscando información he encontrado varias empresas que se dedican actualmente al reparto

de material mediante estas pequeñas aeronaves de una manera bastante solvente, sobretodo

en el campo de la medicina, abasteciendo a regiones de difícil acceso con los medicamentos y

bolsas de sangre que necesiten en cuestión de minutos.

Grandes empresas como Google o Amazon tienen planes de futuro para el transporte aéreo

mediante diferentes tipos de drones, Google con su proyecto Wing desarrollado en Australia y

Amazon con su innovador servicio de Prime air, e incluso una empresa de carácter nacional

como Correos está desarrollando un dron de ala híbrida capaz de transportar pequeñas cargas.

Mi elección ha sido la de diseñar un dron de ala híbrida, debido a que este tipo de aeronaves

tiene la capacidad de viajar largas distancias con un bajo consumo y la capacidad de despegar y

aterrizar verticalmente, por lo que considero la opción más viable y la tendencia que están

siguiendo los drones destinados a este tipo de tareas. Los drones con tipo de ala rotatoria

quedarían en un segundo plano debido a las limitaciones en la autonomía de vuelo, relevados a

un transporte urbano de poco recorrido.

4.2.2. Características iniciales aeronave

Al realizar el estudio he buscado las aeronaves que se están utilizando para este fin en el

mercado actual para poder basar mi diseño con unas especificaciones cercanas a estos:

Modelo de dron Tipo Vcrucero/Vmax

[km/h]

Carga

max [kg]

Trayecto

[km]

Peso

[kg]

Longitud (ala) x

Ancho [mm]

WINGCOPTER VTOL ~100/150 6 ~120 12 1780x1320

AVY AERA VTOL 70/130 2,2 70-100 10 2400x1300

DHL PARCELCOPTER 3.0 VTOL 70/126 2 8,3 12 2000X2200

GOOGLE WING VTOL 113 1.5 20 4,8 1000x1300

ZIPLINE Ala fija 101/128 1,75 160 21 3300x2180

Tabla 2: Datos encontrados sobre drones de ala fija y ala híbrida utilizados para el transporte y reparte de material



A continuación, añado las imágenes de los drones escogidos para este estudio, estos son drones

que actualmente están operativos y ofreciendo el servicio de entrega de materiales, algunos

están enfocados en la entrega urbana como es el caso del Google Wings, otros exclusivamente

en la entrega de material médico como los drones de Zipline, DHL Parcelcopter fue diseñado

para un entorno montañoso de difícil acceso, y algunos están explorando ya los vuelos de largo

recorrido para entrega de todo tipo de productos como es el caso del Wingcopter y el Avy Aera.

Figura 20: Wingcopter. (34)

Figura 21: AVY AERA. (33)



Figura 22: DHL Parcelcopter 3.0. (36)

Figura 23: Google Wing. (37)

Figura 24: Zipline dron. (31)



Analizando los datos recogidos en la tabla anterior, se puede ver una gran predominancia en el

tipo de dron que se utiliza, siendo el VTOL o de ala híbrida el más popular en este aspecto.

Esto se debe a las ventajas que tiene el sistema VTOL respecto a los drones de ala fija

convencionales en el momento de entrega de material, ya que la capacidad de aterrizar

verticalmente, permite dejar la carga que porta el dron directamente en el suelo y volver a

despegar sin necesidad de una infraestructura previamente instalada.

El único caso en el que se ha optado por un dron de ala fija es en Zipline, cuyos drones cuentan

con la infraestructura necesaria para poder despegar y aterrizar en sus centros de distribución,

además la entrega del producto la hacen soltándola desde el cielo con un pequeño paracaídas,

ya que no tiene la capacidad de vuelo vertical de los otros drones.

En cuanto a la velocidad máxima que alcanzan estos drones vemos que se mueven más o menos

en el mismo rango, destacar sobre todo la velocidad del Wingcopter que ostenta el record de

velocidad en un dron de este tipo y los bajos números del Parcelcopter 3.0, ya que fue diseñado

para moverse en climas adversos y es de los modelos más antiguos de la tabla. La velocidad

mostrada en la tabla es la máxima que alcanzan los drones, pero todo depende de la carga que

porten y hay que tener en cuenta que su velocidad de crucero es menor a la máxima.

La mayor limitación que encontramos actualmente en este campo es el de la poca carga que son

capaces de transportar estas aeronaves, por eso muchas de ellas están limitadas al transporte

de medicamentos ya que estos no pesan en exceso. En la tabla podemos ver que el rango de

carga que son capaces de mover son de entre unos 1,5 y 2 kg de media, lo que permite a drones

como los de Zipline cargar con suministros médicos y al Google Wings, dado a su carácter

urbano, a repartir un desayuno de la cafetería des de la otra punta de la ciudad. Volvemos a

resaltar el caso del Wingcopter que sobresale por bastante de la media con la capacidad máxima

de carga de unos 6 kg, obviamente afectando a su rango de entrega, pero igualmente destacable

viendo la competencia.

La autonomía de vuelo es un factor importante a tener en cuenta, en la tabla lo podemos ver

reflejado en el trayecto en km que son capaces de hacer, pensando siempre en que el dron

debería hacer el camino de ida y vuelta. Podemos ver que los drones diseñados para distancias

cortas como el Google Wing y el DHL Parcelcopter tienen un rango mucho inferior que los

pensados para repartir en distancias largas como el Wingcopter y el Avy Aera. El dron de Zipline

debido a su tipo de dron de ala fija, al realizar la entrega no detiene el vuelo ni utiliza parte de

su energía en el despegue y en el aterrizaje, hecho que se ve reflejado en la tabla en una mayor

autonomía de vuelo.



Limitándonos ahora a las propiedades físicas como el peso o la envergadura, observamos que

los drones de largo recorrido son similares entre ellos, siendo el de Zipline el más grande y

pesado. El DHL Parcelcopter tiene también un gran peso y envergadura para soportar las duras

condiciones climatológicas para lo que fue diseñado. Coincidiendo con el propósito de entrega

urbana y sus otras características mencionadas anteriormente, el Google Wing presenta solo un

peso de 4,8 kg mucho más pequeño de lo esperado pero comprensible viendo la poca autonomía

que tiene, refiriéndome al peso añadido que supone una gran batería.

En drones destinados a esta función, es interesante también analizar la manera en la que se hace

la entrega de la carga que transporta. En los cinco modelos presentados hay tres maneras de

proceder diferentes en este aspecto: el Wingcopter, Avy Aera y el DHL Parcelcopter necesitan

aterrizar obligatoriamente para poder realizar la entrega y con la necesidad de que un operario

retire el paquete, en cambio, el Google Wing es capaz de bajar el producto que transporta con

un cable hasta el suelo y dejarlo en sitio deseado sin necesidad de aterrizar, finalmente como

hemos comentado anteriormente, el dron de Zipline no se detiene para hacer la entrega, sino

que directamente suelta la carga con un pequeño paracaídas que cae suavemente a la zona de

entrega, con más o menos precisión.

Desde mi punto de vista, la aeronave que resuelve mejor el problema de la entrega de la carga

es el Google Wing, ya que no pierde tiempo ni combustible en aterrizar ni despegar y es capaz

de soltar el paquete con precisión y acto seguido volver a su centro de distribución para realizar

otro pedido.

Después de analizar la tabla con los cinco ejemplos mostrados, definiré los parámetros iniciales

que en principio tendrá el dron a diseñar:

Estos datos son aproximados y serán modificados a medida que se progrese en la simulación,

pero son una media de los datos encontrados anteriormente, centrándonos sobre todo en crear

un dron óptimo aerodinámicamente con la función de entrega de material en media/larga

distancia. He optado por un diseño de VTOL porque actualmente es el tipo de aeronave en el

que se aspira para desempeñar esta función.

Modelo de dron Tipo Vcrucero/Vmax

[km/h]

Carga

max [kg]

Trayecto

[km]

Peso

[kg]

Longitud (ala) x

Ancho [mm]

Dron a diseñar VTOL 90/120 2,5 100 10 2000x?

Tabla 3: Datos de partida a los que aspira el diseño del dron



4.2.3. Condiciones atmosféricas de vuelo

Para realizar una simulación más cercana a la realidad hace falta buscar las condiciones en las

que el dron tiene pensado volar, en nuestro caso, establecemos que la altura a la que se moverá

el dron estará de media en una altura h1 = 1000 m, por lo que a continuación definiremos los

valores de temperatura, presión, densidad y viscosidad a la que se enfrentará en esa condición.

Para encontrar esos parámetros utilizamos los datos proporcionados por la ISA (International

Standard Atmosphere) y una serie de ecuaciones que veremos a continuación.

Definimos los siguientes parámetros iniciales y a una altitud h = 0 m (al nivel del mar):

- Temperatura: T0 = 15 ºC = 288,15 K

- Presión: p0 = 101325 Pa

- Densidad: ρ0 = 1,225 kg/m3

- Incremento de temperatura: a = -0,0065 K/m (en la Troposfera)

- Gravedad: 9,81 m/s2

- Constante gases ideales: R = 286,9 J/kg ·K

Para encontrar la temperatura, presión y densidad para una h1 = 1000 m, utilizamos las

siguientes ecuaciones:

𝑇1 = 𝑇0 + 𝑎 · (ℎ1 − ℎ0)

Ecuación 12: Ecuación diferencia temperaturas

𝑝1 = 𝑝0 · (𝑇1

𝑇0)

−𝑔𝑎·𝑅

Ecuación 13: Ecuación diferencia de presiones

𝜌1 = 𝜌0 · (𝑇1

𝑇0)

(−𝑔𝑎·𝑅

−1)

Ecuación 14: Ecuación diferencia de densidades

La viscosidad del aire y la velocidad del sonido a la altura deseada la encontramos en la tabla de

la ISA, por lo que los resultados obtenidos se muestran recogidos en la siguiente tabla:



Parámetro Valor a h1 = 1000 m

Temperatura (T1) 281,65 K

Presión (p1) 89029,08 Pa

Densidad (ρ1) 1,10 kg/m3

Viscosidad dinámica (µ1) 1,581 · 10-5 m2/s

Velocidad del sonido (vsonido) 336,4 m/s

Tabla 4: Condiciones de la atmosfera a una h1 = 1000 m

Con estos parámetros podemos calcular dos números importantes para el diseño de la

aeronave, el número de Reynolds y el número de Mach.

El número de Mach se define como la medida de velocidad relativa que delimita el régimen en

el que las aeronaves vuelan siguiendo el siguiente criterio:

- Hipersónico M > 5

- Supersónico 1,2 < M < 5

- Transónico 0,7 < M < 1,2

- Subsónico M < 0,7

Con la siguiente fórmula que relaciona la velocidad de crucero de la aeronave con la del sonido

a la altura a estudiar encontramos dicho parámetro:

𝑀 =𝑣𝑑𝑟𝑜𝑛

𝑣𝑠𝑜𝑛𝑖𝑑𝑜=

25

336,4=> 𝑀 = 0,07 (16)

Ecuación 15: Ecuación número de Mach

Con un M = 0,07 nos movemos en un régimen subsónico, resultado totalmente coherente dado

que la velocidad a la que viaja nuestra aeronave es baja. Además, podemos considerar que el

fluido de estudio es incompresible, ya que hemos obtenido un valor de M < 0,3 lo que facilita

mucho el posterior análisis.

En aeronáutica el número de Reynolds se considera laminar a valores menores a 5 · 105, por lo

que, a la hora de diseñar nuestro dron, buscamos que la capa límite sea laminar y que el punto

de transición a turbulenta esté lo más cerca posible del borde de salida de nuestro perfil alar, ya

que haciendo esto, conseguimos reducir la resistencia que provoca una capa limite turbulenta.



Por ello, vamos a buscar una cuerda “c” para que el Reynolds no supere este valor, con una

velocidad de crucero vdron= 25 m/s:

𝑅𝑒 =𝜌 · 𝑣𝑑𝑟𝑜𝑛 · 𝑐

𝜇1=> 𝑐 =

5 · 105 · 1,581 · 10−5

1,10 · 25=> 𝑐 ≤ 0,287 𝑚 (17)

Ecuación 16: Cálculo cuerda a través de la ecuación de Reynolds

Obtenemos que en un principio nuestra cuerda no debería de sobrepasar los 0,287 m si

queremos que la aeronave se mantenga en los valores de Reynolds deseados, consiguiendo una

mayor eficiencia en el vuelo, lo que se traduce en un rango más amplio que podremos recorrer

antes de que descarguemos baterías.

4.3. Perfil aerodinámico

4.3.1. Definición del perfil aerodinámico

Podemos definir el perfil alar o perfil aerodinámico a la forma de la sección transversal de un

elemento que, al moverse a través de un fluido, es capaz de generar sustentación gracias a la

distribución de presiones que se crea a su alrededor. El correcto diseño de este perfil

aerodinámico es de gran importancia a la hora de crear superficies sustentadoras tales como las

propias alas o hélices de una aeronave o los alerones de un vehículo de competición.

En el apartado donde se explica la fuerza sustentadora o Lift se hizo una pequeña mención a las

características geométricas que describen los perfiles, en este punto entraremos en más detalle

ya que es de suma importancia definir correctamente estos parámetros y encontrar el diseño

adecuado. La siguiente imagen muestra la nomenclatura establecida por la NACA en los años 30

cuando empezó a experimentar con diferentes perfiles:

Figura 25: Nomenclatura de un perfil alar según NACA. (40)



- Borde de ataque: punto más adelantado de la sección (B. A).

- Borde de salida: punto más retrasado de la sección (B. S).

- Extradós: parte superior del perfil alar, normalmente asociada a la cara de succión.

- Intradós: parte inferior del perfil alar, normalmente asociada a la cara de presión.

- Cuerda: línea recta que una el borde de ataque con el borde de salida. Es uno de los

parámetros principales de todo perfil alar.

- Línea de curvatura media: línea formada por los equidistantes entre extradós e intradós.

Esta línea es de gran importancia en las características del perfil, ya que nos proporciona

la curvatura de la sección. Se dice que la curvatura es positiva si la línea de curvatura

media está por encima de la cuerda, es negativa cuando está por debajo de esta y de

doble curvatura si hay tramos en los que va por arriba y otros tramos en los que va por

abajo.

- Radio del borde de ataque: define la forma del borde de ataque como un circulo

tangente al extradós, con el centro situado en la línea tangente del origen de la línea de

curvatura media. Esta variable determina la agudeza del borde de ataque lo que conlleva

a efectos sobre la entrada en pérdida.

- Punto de máximo espesor: es el punto sobre la cuerda cuya distancia entre extradós e

intradós es máxima de forma perpendicular. Este parámetro suele expresarse en

porcentaje de la cuerda y suele variar entre el 3% y al 18% dependiendo de lo esbelto o

grueso que sea el perfil.

- Curvatura máxima: es la máxima distancia entre la línea de curvatura media y la propia

cuerda del perfil. Este valor y su posición a lo largo de la cuerda suele darse en forma de

porcentaje de la cuerda.

4.3.2. Clasificación de perfiles

Existen una gran variedad de nomenclaturas que intentan estandarizar los perfiles de manera

que se puedan identificar fácilmente, sin embargo, cada familia de perfiles utiliza un código

diferente donde cada dígito corresponde a una característica anteriormente mencionada del

perfil en cuestión, pero en este trabajo nos centraremos en los perfiles NACA debido a que es la

familia de perfiles más extendida en la industria aeronáutica.

La serie de perfiles NACA fueron las primeras en ser desarrolladas de forma sistemática, ya que,

hasta el momento, el diseño de estos perfiles era arbitrario basado completamente en la

experimentación y modificación de formas ya conocidas.



Las primeras series que realizó NACA, fueron las de 4 y 5 dígitos que consiguieron generar

utilizando ecuaciones analíticas que describen la línea de curvatura media y la distribución de

espesor a lo largo del perfil. Para explicar cómo funciona la nomenclatura NACA de 4 dígitos

presentaré un ejemplo a continuación con la ayuda de la ilustración anterior:

Para un perfil NACA 4412 tenemos que sus valores indican (NACA XYZZ):

- 1º dígito (X): indica el valor de curvatura máxima en porcentaje de cuerda (4% del valor

total de la cuerda).

- 2º dígito (Y): indica la posición de la curvatura máxima en décimas del porcentaje de la

cuerda respecto el borde de ataque. (posición situada a un 40% del valor total de la

cuerda empezando por el borde de ataque).

- 3º y 4º dígito (Z): indica el espesor máximo del perfil en porcentaje de cuerda (espesor

total es 12% del valor total de la cuerda).

La clasificación numérica que presenta NACA y otras familias son las más correctas y formales a

la hora de identificar un perfil, de todas maneras, existe otra clasificación según otros criterios:

Según la forma del perfil:

- Simétrico: los perfiles simétricos son los que no tienen una diferente curvatura entre el

intradós y el extradós, por lo que la línea de curvatura media (camber) y la cuerda

(chord) coinciden completamente. Estos perfiles necesitan de cierto ángulo de ataque

para generar sustentación.

- Asimétrico: son los perfiles que tienen curvatura, por lo que tienen la capacidad de

generar sustentación a un ángulo de ataque nulo. Estos generan más sustentación y

tienen mejor comportamiento que los simétricos a la hora de entrar en pérdida.

Figura 26: Perfil simétrico NACA 0012 (verde) y del perfil asimétrico NACA 4412 obtenido en el software XFLR5.



Según las propiedades del perfil:

- Flujo laminar: son secciones que debido a sus formas delgadas consiguen una baja

resistencia manteniendo un flujo laminar durante una gran parte de la cuerda con un

gran control en su punto de transición a turbulenta.

- Alta sustentación: son perfiles simétricos que otorgan una gran carga alar, permitiendo

a aviones de gran tamaño tengan alas más pequeñas con alto alargamiento.

- De bajo momento: este tipo de perfil se caracteriza por un bajo momento de cabeceo,

lo que los hace ideales para aplicaciones como rotores de helicópteros.

- Críticos: son los perfiles cuyo ángulo crítico (ángulo de entrada en perdida) es

radicalmente superior a la de otros perfiles.

Según la velocidad a la que opera:

- Subsónico: son los perfiles que trabajan a velocidades inferiores a las del sonido.

Normalmente se caracterizan por tener los bordes de ataque redondeados.

- Transónicos o supercríticos: estos perfiles están diseñados para retrasar la aparición de

ondas de choque cuando operan a velocidades cercanas a la del sonido.

- Supersónicos: perfiles utilizados para velocidades superiores a las del sonido, se

caracterizan por tener secciones delgadas con bordes de ataque y salida más afilados.



4.3.3. Selección del perfil alar

Con los parámetros encontrados en los anteriores apartados vamos a empezar a buscar el perfil

alar óptimo para nuestro dron de transporte de bienes materiales. Determinamos que

pertenecería a la familia NACA de 4 dígitos debido a que es la familia y la serie de uso general

en la aeronáutica.

Recopilamos en la siguiente tabla los datos encontrados y a los que aspira nuestra aeronave:

Parámetro Valor

Velocidad de crucero [m/s] Vcrucero = 25

Velocidad máxima [m/s] Vmáx = 33,33

Masa máxima [kg] mmáx = 12,5

Masa dron [kg] Mdron = 10

Trayecto máximo [m] Tr = 100 000

Envergadura [m] Env = 2

Cuerda [m] c ≤ 0,287

Superficie alar [m2] S ≤ 0,574

Altura de vuelo [m] h1 = 1000

Temperatura a altura de vuelo [K] T1 = 281,465

Presión a altura de vuelo [Pa] p1 = 89029,08

Densidad del aire a altura de vuelo [kg/m3] ρ1 = 1,10

Viscosidad dinámica del aire a altura de vuelo [m2/s] µ1 = 1,581 · 10-5

Número de Reynolds Re = 5 · 105

Número de Mach M = 0,07

Tabla 5: parámetros a los que afecta el diseño de la aeronave

Antes de empezar a estudiar qué perfil utilizar, con los datos de la tabla anterior, podemos

buscar el Cl aproximado que debemos encontrar ya que para que el dron consiga alzarse el vuelo

es necesario que la fuerza de sustentación sea mayor o igual a la fuerza peso:

𝑃 = 𝑚𝑚á𝑥 · 𝑔 = 12,5 · 9,81 → 𝑷 = 𝟏𝟐𝟐, 𝟔𝟐𝟓 𝑵

Ecuación 17: Cálculo del peso de la aeronave

𝐿 =𝜌 · 𝑣2 · 𝑆 · 𝐶𝐿

2= 122,625 𝑁 → 𝐶𝐿 =

2 · 122,625

𝜌 · 𝑣2 · 𝑆→ 𝑪𝑳 ≥ 𝟎, 𝟔𝟐

Ecuación 18: Cálculo del CL mínimo para velocidad de crucero



Podemos ver que el CL mínimo que debemos de encontrar es de 0,62 para poder superar a la

fuerza que nos genera el peso del dron. Hay que tener en cuenta que la velocidad utilizada ha

sido la de crucero, por lo que este CL deberíamos de obtenerlo a bajos ángulos de ataque para

poder aumentar la eficiencia lo máximo posible.

Para la selección del perfil que vamos a utilizar primero presentaremos las NACAS de 4 dígitos

encontradas que se han utilizado en aeronaves de características similares y que pueden ofrecer

una posible solución a nuestros problemas:

NACA Tipo de perfil Espesor [% cuerda]

0010 Simétrico 10

0012 Simétrico 12

2412 Asimétrico 12

2415 Asimétrico 15

2418 Asimétrico 18

4412 Asimétrico 12

4415 Asimétrico 15

4418 Asimétrico 18 Tabla 6: Perfiles NACA de 4 dígitos utilizados en aeronaves similares

En principio se puede descartar de base los perfiles NACA simétricos, debido a su baja

sustentación a ángulos de ataque bajos, lo que implica que su eficiencia en principio es mucho

menos que los demás competidores. Los perfiles simétricos como el NACA 0010 y el NACA 0012

se suelen utilizar en los perfiles de las colas de las aeronaves, ya que hay ocasiones en la que

necesitas producir sustentación positiva o negativa y un perfil simétrico tiene más facilidad para

ese trabajo.

Por otra parte, deberíamos de darle prioridad a los perfiles con un espesor superior al 14% de la

cuerda debido que a partir de este espesor se cumplen una serie de características que nos

interesa que nuestro perfil disponga:

- Los espesores mayores a un 14% de la cuerda permiten que se coloquen con más

facilidad los equipos electrónicos de navegación y baterías, además en nuestro caso da

más espacio para almacenar la carga.

- Los espesores mayores a un 14% de la cuerda proporcionan a la superficie sustentadora

una mayor rigidez estructural ideal para soportar las cargas generadas por el peso extra

de la carga y de la propia aeronave.

- Los espesores mayores a un 14% de la cuerda generan una mayor sustentación sin un

incremento exagerado en el arrastre, por lo que son más eficientes.



- Los espesores mayores a un 14% de la cuerda otorgan al perfil unas curvas más

suavizadas de entrada en perdida a medida que aumentas el valor del coeficiente de

sustentación máximo.

Por lo que, aplicando estos dos criterios, podemos descartar la mitad de la tabla presentada

anteriormente, quedándonos solamente por estudiar los 4 siguientes perfiles:

NACA Tipo de perfil Espesor [% cuerda]

2415 Asimétrico 15

2418 Asimétrico 18

4415 Asimétrico 15

4418 Asimétrico 18 Tabla 7: Perfiles seleccionados para el estudio inicial

Figura 27: Perfil NACA 2415 obtenido de XFLR5.






Por último, se utilizará el software XFLR5 para determinar cuál de los cuatro perfiles que hemos

encontrados son los que se ajustan mejor a nuestras necesidades. El programa de XFLR5 nos

muestra las características aerodinámicas de los perfiles seleccionados tales como los

coeficientes de sustentación y de arrastre además de mostrarnos la eficiencia del perfil.

Estos resultados que nos da el programa XFLR5 no son completamente verídicos, pero nos

facilitará la selección del perfil que pasaremos a hacer un análisis más exhaustivo mediante CFD.

A continuación, presentaré las gráficas que veremos durante el análisis y de qué manera se

interpretan para dar con el perfil adecuado para nuestros valores dados:

- Gráfica CL vs α: esta gráfica nos muestra la evolución del coeficiente de sustentación a

medida que va aumentando el ángulo de ataque. Por la teoría explicada anteriormente

sabemos que el coeficiente de sustentación aumenta a medida que incrementamos el

ángulo de ataque, por lo que veremos la manera en la que crece este CL y en qué

momento y manera alcanza el ángulo de ataque crítico antes de entrar en pérdida.

Estudiar esta gráfica nos ayudará a ver que perfiles generan más sustentación dentro

del rango de ángulos de ataque que nos convenga.

- Gráfica CD vs α: en este caso nos muestra la evolución del coeficiente de resistencia a

medida que va aumentando el ángulo de ataque. Sabemos que, al igual que el

coeficiente de sustentación, el coeficiente de resistencia también aumenta con un

incremento de ángulo de ataque, con un valor mucho más pequeño, pero con un

crecimiento exponencial. La curva que genera esta gráfica deberíamos de mantenerla lo

más pequeña posible.

- CL/CD vs α: esta gráfica nos muestra la evolución de la llamada eficiencia aerodinámica,

definida como de la sustentación sobre la resistencia, a medida que aumenta el ángulo

de ataque. El valor más alto de esta gráfica nos dará el ángulo de crucero, ángulo a la

que nuestra aeronave debería viajar con el menor arrastre y la mayor sustentación.

Debemos de tener cuidado con el ángulo de crucero que escogemos dado que, si es un

ángulo cercano al ángulo crítico, una ráfaga de viento que nos aumente puntualmente

el ángulo de ataque hará que entremos en pérdida, lo que lleva a la consecuente caída

de fuerza de sustentación.

- CM vs α: esta gráfica indica como el coeficiente de momento evoluciona a medida que

va aumentando el ángulo de ataque. Nos indica la facilidad que tiene el perfil alar a girar,

lo que no contemplamos en este trabajo, pero es útil a la hora de un análisis completo

de la aeronave.



4.3.4. Análisis de características aerodinámicas

El análisis se ha hecho bajo las condiciones de vuelo de crucero y con el Reynolds más

desfavorable sabiendo que queremos una capa límite principalmente laminar, por lo que se

consideró que Re = 5 · 105, recordado que necesitamos un mínimo de un CL ≥ 0,62.

En este programa, se han obtenido las gráficas explicadas más arriba con las que comparando

resultados podemos encontrar el perfil idóneo para el dron que buscamos. En el Anexo A se

adjuntan todas las tablas de resultados y gráficas de los cuatro perfiles estudiados.

En primer lugar, analizaremos la gráfica de la eficiencia CL/CD vs α, buscando que perfil tiene el

valor más alto y si consigue este valor en un ángulo de ataque bajo, alejado del ángulo de ataque

crítico evitando que una ráfaga de viento o algún imprevisto provoque un aumento de este

ángulo sobrepasando el crítico, y la consecuente entrada en pérdida.

En las siguientes páginas, se mostrarán los gráficos obtenidos y una tabla resumen de los valores

buscados donde se otorgará una puntuación de uno a cuatro puntos en función de lo óptimo

que sea el perfil en ese aspecto para finalmente seleccionar uno de los cuatro.

Figura 31: Gráfica CL/CD vs α de los cuatro perfiles a estudiar

0,000

20,000

40,000

60,000

80,000

100,000

120,000

-5,000 0,000 5,000 10,000 15,000 20,000

CL/

CD

ALPHA

CL/CD VS ALPHA

NACA 2415 NACA 2418 NACA 4415 NACA 4418



A primera vista podemos observar que los perfiles de mayor curvatura como son el NACA 4415

y el NACA 4418, presentan un coeficiente de sustentación notablemente más elevado que los

perfiles NACA 2415 y NACA 2418 en el punto de mayor eficiencia. También se aprecia un

incremento en el valor del coeficiente de resistencia, pero en este caso la diferencia entre ellos

es menor haciendo que los perfiles NACA 4415 y el NACA 4418 presenten los máximos valores

de eficiencia.

Por otra parte, también cabe resaltar que el ángulo de ataque con el que se llega a la máxima

eficiencia es similar en todos los casos, siendo el más pequeño 6º y el más alto 7º en el perfil

NACA 2415 y en el NACA 4415 y el NACA 4418 respectivamente. Una diferencia de un grado,

como es este caso, no creo que sea relevante, aunque sí que es cierto que el ángulo de ataque

a velocidad de crucero debería de ser el menor posible. Veremos en la siguiente gráfica el ángulo

de ataque crítico de cada perfil y si esta diferencia de un grado al final acaba siendo significativa.

Valorando estos datos, de momento el perfil que sobresale de los demás es el NACA 2415 gracias

a un alto valor de eficiencia llegando con un ángulo de ataque similar al resto de los perfiles

analizados, sobre todo por el tipo de trabajo que tiene pensado desempeñar el dron, que al

transportar material es fundamental que vuele de la manera más eficiente para así aumentar su

alcance.

A continuación, veremos la gráfica y los datos destacados del crecimiento del CL respecto al

ángulo de ataque:

Valores en el pico de máxima eficiencia

Perfil alpha CL CD CL/CD Puntuación

NACA 2415 6 0,9269 0,0105 88,2761905 3

NACA 2418 6,5 1,0153 0,01197 84,8203843 1

NACA 4415 7 1,2017 0,01171 102,621691 4

NACA 4418 7 1,1727 0,01256 93,3678344 2

Tabla 8: Valores cuando nos encontramos en el pico máximo de eficiencia



Figura 32: Gráfica de CL vs α de los cuatro perfiles a estudiar

Estos valores nos muestran los parámetros a estudiar en el punto donde cada uno de nuestros

perfiles llegan a su coeficiente de sustentación máxima, viendo así cuál es su ángulo de ataque

crítico.

Analizando los valores de la tabla, encontramos que el perfil que genera más sustentación de

los cuatro es el NACA 4418 seguido de cerca del perfil NACA 4415. Como hemos visto en la

gráfica de la eficiencia, estos dos perfiles son los que consiguen una mayor sustentación al tener

más curvatura que los demás. Por otra parte, esta curvatura también provoca que encontremos

el ángulo crítico en valores más pequeños que en el caso de los perfiles NACA 2415 y NACA 2418.

0,000

0,200

0,400

0,600

0,800

1,000

1,200

1,400

1,600

1,800

-5,000 0,000 5,000 10,000 15,000 20,000

CL

ALPHA

CL VS ALPHA

NACA 2415 NACA 2418 NACA 4415 NACA 4418

Valores en el pico de máxima CL


NACA 2415 15,5 1,4074 0,04866 28,9231402 1

NACA 2418 16,5 1,4082 0,05645 24,9459699 3

NACA 4415 14,5 1,5359 0,04365 35,1867125 2

NACA 4418 15 1,5738 0,04286 36,719552 4 Tabla 9: Valores cuando nos encontramos en el pico máximo de CL



Cabe destacar el perfil NACA 2418 ya que es el que obtiene el coeficiente de sustentación

máximo en el mayor ángulo de ataque de los cuatro, además es el perfil en el que hay más

distancia entre su ángulo de ataque crítico y el de máxima eficiencia, por lo que podemos decir

que es el que más le costará entrar en pérdida, convirtiéndose en el más seguro de los perfiles

analizados. En el caso contrario encontramos al perfil NACA 4415, que a pesar de haber obtenido

el valor máximo de eficiencia en este caso podemos ver que llegamos a su ángulo de ataque

crítico muy pronto y relativamente cerca de su ángulo de máxima eficiencia, lo que hace que sea

más vulnerable a la entrada en pérdida.

Valores cuando CL > 0,62


NACA 2415 3,500 0,652 0,009 72,860 3

NACA 2418 4,000 0,647 0,010 65,799 1

NACA 4415 1,500 0,635 0,008 76,550 4

NACA 4418 2,000 0,650 0,009 69,550 2 Tabla 10: Valores cuando CL > 0,62

En esta tabla se muestran los valores cuando obtenemos el coeficiente de sustentación

directamente superior al mínimo más desfavorable del que partíamos que es 0,62. Podemos ver

que los perfiles de mayor curvatura obtienen este valor a ángulos de ataque más pequeños

respecto a los otros dos perfiles con una eficiencia similar en los cuatro casos, pero destacable

en el caso del perfil NACA 4415 donde es el que alcanza este valor de CL en tan solo un ángulo

de ataque de 1,5º y además lo hace con la mayor eficiencia de los perfiles estudiados.

Utilizando estos criterios, vemos que el perfil con mayor puntuación es el NACA 4415, siendo el

perfil que alcanza una mayor eficiencia tanto en su ángulo de ataque de máxima eficiencia, como

en el ángulo de ataque donde superamos CL > 0,62.

La desventaja que presenta es que tiene un ángulo de ataque crítico pequeño y relativamente

cercano al ángulo de ataque de máxima eficiencia, pero que, bajo mi punto de vista, queda

compensado gracias a que a bajos ángulos de ataque sigue generando más sustentación y de

manera más eficiente que los demás perfiles.

Por lo que el perfil alar seleccionado para nuestro dron será el NACA 4415 y en el que se

procederá a estudiar por métodos CFD en el software ANSYS con el fin de optimizarlo aún más

modificando ciertos parámetros.

De todas maneras, en el Anexo A podemos encontrar tabulados todos los datos obtenidos por

perfil.



4.4. Preprocesamiento En los apartados anteriores se han ido indicando las características y condiciones iniciales para

la simulación de la aeronave a estudiar, por lo que a continuación se presenta el diseño 3D

utilizado para el estudio y la malla generada para un correcto análisis.

4.4.1. Diseño 3D

Se ha optado por simular un ala de longitud igual a la mitad de la envergadura total de la

aeronave, es decir de 1000 mm con una cuerda de 250 mm. El diseño en un primer momento es

el de un ala recta y rectangular sin cambios en la cuerda a lo largo de su longitud y manteniendo

el perfil elegido NACA 4415, pero podríamos optimizarlo añadiendo unos dispositivos de punta

de ala llamados winglets o endplates.

Realizamos la geometría del ala básica en el software de dibujo 3D Autodesk Inventor para

exportarlo seguidamente al programa de simulación CFD ANSYS, añadiendo en este último el

volumen que representa el aire como podemos ver en la siguiente imagen:

Figura 33: Geometría obtenida para simulación

Por limitaciones del sistema, el volumen del rectángulo que representa el túnel de viento es de

unas dimensiones menores a lo recomendado, de todas maneras, suficiente para poder realizar

una correcta simulación. En la siguiente imagen vemos estas dimensiones:



Figura 34: Dimensiones del volumen de aire

Donde H1, V3 y V4 son cuatro veces la cuerda, en nuestro caso, 1000 mm y H2 es ocho veces la

longitud de la cuerda, 2000mm. Con estas dimensiones seremos capaces de observar el

comportamiento del flujo de aire al entrar en contacto con nuestra ala y poder sacar posteriores

conclusiones.

Como podemos ven en la figura 33, el ala del dron está encastada a uno de los laterales del

prisma que hace de túnel de viento, simulando la conexión con el fuselaje.

4.4.2. Generación de Malla (Mesh)

Una vez tenemos el volumen generado, procedemos a escoger el mallado que haremos para

asegurar una correcta simulación. Hay gran variedad de mallados con sus virtudes y defectos,

por lo que a continuación haré una breve introducción a lo que es y los diferentes tipos de malla

para tener el conocimiento necesario para entender y elaborar una correcta simulación:

La principal función del mallado es la de dividir la geometría a estudiar en diferentes y pequeñas

partes, en las que luego el programa resuelve para cada una de ellas una serie de ecuaciones en

las que luego proyecta en un resultado global.

En la siguiente imagen podemos ver la nomenclatura utilizada a la hora de nombrar las

diferentes partes de una malla:



Figura 35: Nomenclatura mallado. (42)

- Celda (cell): volumen de control en el que dividimos la geometría de estudio.

- Nodo (node): punto de la cuadricula formada por las celdas.

- Punto central de la celda (cell center): centro geométrico de la celda.

- Borde (edge): línea límite de una superficie mallada.

- Cara interior y límite (cell face & boundry face): superficie límite de una celda. Cuando

es la cara que queda más al exterior de la geometría se le llama cara límite.

También podemos decir que tenemos principalmente dos tipos de mallado, el mallado

estructurado y el desestructurado:

- Mallado estructurado: se definen como mallas estructuradas a la discretización en la

que la conectividad de las celdas sigue un patrón, dando a lugar a una mejor

convergencia y precisión, siendo normalmente celdas cuadriláteras si hablamos de 2D o

hexaedros en 3D. La desventaja es que no siempre podemos implementar este tipo de

malla debido a la dificultad que requiere adaptarlo a geometrías complejas, haciendo

incluso que el tiempo requerido de ingeniería humana resulte más costoso que el

tiempo máquina.

- Mallado desestructurado: cuando la conectividad entre celdas no sigue ningún patrón,

hablamos de mallas desestructuradas y debido a esta carencia es evidente que

presentará una precisión menor y un cálculo menos eficiente. Por otra parte,

encontramos que el proceso de mallado se vuelve mucho más ágil y automático,

además, cuenta con una variedad más diversa en la forma de las celdas siendo la más

típica la del triángulo en 2D y el tetraedro en 3D, aunque si buscamos precisión,

podemos generar una malla compleja utilizando poliedros.

- Mallado híbrido: dependiendo de nuestro tipo de estudio, es normal mezclar estos dos

tipos de malla, haciendo que zonas críticas en las que necesitamos más precisión tengan

una malla estructurada y en el resto de zonas generar una malla desestructurada para

agilizar este proceso de mallado.



En la siguiente imagen podemos ver un ejemplo de malla hibrida en la que se diferencia

claramente la zona estructurada de la desestructurada:

Figura 36: Ejemplo de malla híbrida. (43)

Una vez hecha esta pequeña introducción del mallado en CFD, la malla generada para simular el

perfil alar a estudiar fue una malla desestructurada tetraédrica. Esta decisión está basada en la

limitación del software ANSYS en su versión de estudiante, que pone un número límite de celdas

que puede contener tu malla, por lo que un mallado complejo como el estructurado queda

descartado, además que de esta manera agilizamos el proceso.

Figura 37: Mallado generado en toda la geometría



Figura 38: Refinamiento de la malla cercana al objeto de estudio

En la figura 37 y 38 podemos ver el mallado desestructurado de forma tetraédrica generada en

toda la geometría. Con más detalle podemos ver en la figura 38 como el mallado es más fino

alrededor del perfil alar para que la precisión de la simulación sea mayor ya que es el objeto con

el que interactúan las fuerzas que buscamos.

De todas maneras, disponiendo de un hardware más competente y de la licencia completa del

programa ANSYS, la malla que habría escogido es una híbrida que alrededor del perfil fuese más

fina y estructurada de manera similar a lo visto en el ejemplo de la figura 36. También valoraría

la implementación de diferentes bloques donde mallar más fino con la finalidad de estudiar con

más detalle esa zona, como podría ser la parte que sigue el borde de salida para poder ver en

detalle la estela que deja el ala del dron.

4.5. Procesamiento

Una vez generado la geometría 3D y el mallado desestructurado mostrado en el apartado

anterior, nos disponemos a simular el perfil NACA 4415 introduciendo las condiciones de

contorno definidas en la tabla 5.

El primer paso ha sido buscar las gráficas de Alpha vs CL y Alpha vs CL/CD del perfil NACA 4415

con las condiciones de contorno introducidas, ya que en el programa XFLR5 obteníamos estas

gráficas de forma ideal y al encastar el perfil y darle una geometría cercana a la realidad lo más

probable es que estas varíen.

Una vez obtengamos estos resultados la idea es implementar una pequeña mejora en el ala del

dron introduciendo un segundo perfil alar NACA en los extremos del ala. Esto es una práctica

habitual ya que en los extremos del ala y cercano al borde de salida, normalmente se instala un



Flap

dispositivo hipersustentador llamado flap con la función de variar la superficie sustentadora

cuando nos desplazamos a bajas velocidades, especialmente para el aterrizaje y el despegue de

la aeronave. Podemos ver en el ejemplo de la ilustración 39 los flaps que presentan las alas del

AVY AERA.

Figura 39: Ejemplo de flaps en el AVY AERA. (33)

Este dispositivo es controlado por el piloto de la aeronave o automáticamente por la CPU del

propio dron para generar más o menos fuerza sustentadora cuando lo vea necesario, con el

problema de que, si la aeronave se encuentra en pérdida, tanto por un ángulo de ataque mayor

a lo normal o por bajas velocidades, el flap no responderá de la manera correcta y resultará

complicado el manejo de la aeronave.

Para solucionar este problema, en el ala aparecen dos perfiles diferentes con un ángulo crítico

distinto, situando el perfil que entra más tarde en pérdida en los extremos del ala donde se

instalan los flaps, para que cuando el resto del ala entre en pérdida, el piloto o la CPU tenga un

absoluto control sobre el dispositivo y pueda corregir la situación en el momento.

En este trabajo no se ha contemplado el diseño e implementación de este dispositivo

hipersustentador debido a la falta de conocimiento del tema y al propio alcance del proyecto,

pero pretendo diseñar el ala dejando previsto una futura modificación introduciendo los flaps.

Ya que el perfil de los extremos ha de entrar en pérdida más tarde, selecciono de entre los

perfiles estudiados (apartado 4.3. Perfil aerodinámico) la NACA con el ángulo crítico más grande,

véase la NACA 2418.

A continuación, simulo de la misma manera que el perfil NACA 4415, el nuevo perfil NACA 2418

para obtener las curvas y poder compararlos entre ellos.



Realizo el mismo procedimiento para la combinación resultante donde el perfil NACA 2418 está

en el extremo del ala y para poder comparar los resultados con los dos perfiles anteriores.

Para acabar, en este perfil resultante le añado un dispositivo de punta alar llamado winglet. Su

uso afecta en la estructura de los vórtices generados en la punta del ala, modificando además la

distribución a lo largo de este, por lo que al final obtenemos una reducción en la deflexión de la

corriente hacia abajo por detrás del ala y, por tanto, una disminución en la resistencia inducida.

Figura 40: Vórtices generados en punta de ala. (1)

Hay muchos diseños diferentes de winglets pensados para desempeñar más funciones aparte

de las mencionadas más arriba, en este caso he optado por un diseño básico para comprobar la

funcionalidad de este dispositivo y en qué medida ayuda a optimizar el diseño del dron.

De la misma manera que en la implementación de la primera mejora, en este trabajo no

buscamos desarrollar el mejor winglet para el ala del dron ya que eso formaría parte de un

estudio diferente y más complejo. De todas formas, introduzco esta idea como futra propuesta

de mejora al trabajo iniciado aquí.

Figura 41: Winglets utilizados para Airbus A319. (46)



Figura 42: Media ala del dron con el winglet en el extremo

En la figura 41 podemos ver un ejemplo de winglet utilizado para el Airbus A319 con una

geometría similar al utilizado finalmente en el ala de nuestro dron mostrado en la figura 42. En

la figura 39 donde se enseñaba al AVY AERA también podemos ver en los extremos de sus alas

otro tipo diferente de winglet.

4.6. Postprocesamiento

Antes de ver resultados, vamos a volver a plantear las ecuaciones de la fuerza de sustentación

para fijarnos en que valores nos tenemos que mover. En apartados anteriores definimos que

para mantenernos en un número de Reynolds laminar, nuestra cuerda tenía que ser menor a

0,287 metros, por lo que esta simulación se hizo con una cuerda de 0,25 metros. Además,

recordamos que el peso definido para nuestra aeronave es de 122,625 N. Teniendo en cuenta

estos datos, presentamos la ecuación de la sustentación:

𝐿 =𝜌 · 𝑣2 · 𝑆 · 𝐶𝐿

2= 122,625 𝑁 → 𝐶𝐿 =

2 · 122,625

1,1 · 252 · 2 · 0,25→ 𝑪𝑳 ≥ 𝟎, 𝟕𝟏

Ecuación 19: Cálculo del CL mínimo para una cuerda de 0,25m

Podemos ver que para una cuerda de 0,25 m necesitamos un CL mínimo de 0,71 en unas

condiciones de velocidad de crucero. Teniendo claro este valor, pasamos a mostrar los datos

obtenidos en la simulación con ANSYS.

En el Anexo B encontraremos todos los resultados completos en sus respectivas tablas.



4.6.1. Análisis individuales NACA 4415 y NACA 2418

Empezaremos presentando los resultados de la simulación de los perfiles que queremos utilizar

para el ala del dron, NACA 4415 para la parte más cercana al fuselaje, y NACA 2418 para el

extremo del ala.

Figura 43: Gráfica CL vs α de los dos perfiles estudiados

La gráfica de la figura 43 nos muestra la evolución del CL de ambos perfiles a medida que

aumentamos el ángulo de ataque.

Debido a las interferencias que genera la transición de la capa límite cuando comienza a

desprenderse, no podemos tomar como válidos los valores obtenidos en ángulos superiores a

13º ya que la propia simulación no converge en ningún valor. Es por ese motivo que nos obliga

0,000

0,200

0,400

0,600

0,800

1,000

1,200

1,400

1,600

0 2 4 6 8 10 12 14

CL

ALPHA

CL VS ALPHA

NACA 4415 ANSYS NACA 2418 ANSYS


Perfil α CL CD CL/CD

NACA 2418 6 0,719 0,03297 21,813

NACA 4415 4 0,719 0,03000 23,967

Tabla 11: Valores cuando encontramos el CL mínimo necesario



a considerar por precaución que los ángulos críticos de ambos perfiles son menores a lo

esperado debido a la introducción del perfil en unas condiciones de contorno semejantes a la

realidad.

De todas maneras, considero que el ángulo de ataque crítico del perfil NACA 2418 es bastante

mayor al del perfil NACA 4415 debido al estudio previo en XFLR5, aunque en la simulación con

ANSYS no sea capaz de determinarlo con exactitud.

Ahora observando la gráfica, vemos como ambos perfiles tienen una pendiente muy similar, solo

que el perfil NACA 4415 parte de un coeficiente de sustentación mayor, dato que coincide con

el apartado de selección del perfil alar.

Si nos fijamos en los valores de la tabla, destacamos los ángulos y los valores de eficiencia cuando

alcanzamos el coeficiente de sustentación mínimo necesario. El perfil NACA 4415 alcanza este

valor antes que el perfil NACA 2418 además de hacerlo a una eficiencia mayor, por lo que en

principio son buenas noticias ya que esta NACA 4415 será el perfil principal de la aeronave

mientras que el NACA 2418 queda relegado a aparecer solamente en las puntas de las alas para

retrasar la entrada en pérdida.

Figura 44: Gráfica CL/CD vs α de los dos perfiles estudiados

0,000

5,000

10,000

15,000

20,000

25,000

30,000

0 2 4 6 8 10 12 14

CL/

CD

ALPHA

CL/CD VS ALPHA

NACA 4415 ANSYS NACA 2418 ANSYS



Ahora que sabemos en qué punto alcanza ese CL de 0,71 que necesitamos para superar a la

fuerza peso, vamos a ver cómo se comportan las curvas de eficiencia y si estamos muy alejados

de ese valor de máximo CL/CD.

Lo primero que llama la atención de la gráfica de eficiencia representada en la figura 44, es el

desplazamiento a la izquierda respecto a las curvas obtenidas del programa XFLR5. Este

desplazamiento del pico de eficiencia hacia ángulos de ataque más pequeños, además de un

valor en general de CL/CD mucho más bajo, es debido a un incremento muy importante en el

coeficiente de arrastre CD a medida que aumentamos el ángulo de ataque.

Al implementar las condiciones de contorno en las que la aeronave va a trabajar, parece que

este valor se ha disparado especialmente a ángulos de ataque más altos, lo que quiere decir que

tenemos un incremento de resistencia inducida respecto al análisis inicial en el XFLR5 que hemos

podido observar en ANSYS. Además, otro factor que incrementa esta resistencia, es la velocidad

de crucero de 25 m/s, baja en comparación a otras aeronaves, por lo que este incremento en la

resistencia, es comprensible que aparezca en los análisis.

Si volvemos a mirar la gráfica de la figura 44, tenemos que el NACA 4415 obtiene un pico más

alto de eficiencia en un ángulo de ataque más cercano a cero que el de la NACA 2418, por lo

que, aunque los valores de CD se hayan visto incrementados vemos que se mantiene esta

superioridad.

Al comparar las tablas 11 y 12 podemos ver que la NACA 4415 dista solamente dos grados en su

ángulo de ataque del punto de máxima eficiencia al de ángulo con un CL > 0,71, en cambio el

perfil NACA 2418 lo separa un a distancia de tres grados y además el ángulo donde alcanza el

CL > 0,71 es dos grados superiores al de su competidor NACA 4415.

Al analizar estos perfiles individualmente hemos podido ver como las condiciones de contorno

afectan y cambian los análisis hechos inicialmente en XFLR5. También hemos podido

reafirmarnos en la hipótesis hecha al seleccionar el perfil, que le NACA 4415 es más eficiente y

aporta más sustentación que el NACA 2418, por lo que fue una decisión correcta hacerlo nuestro

perfil principal.

Valores cuando CL/CD es máximo


NACA 2418 3 0,454 0,01913 23,750

NACA 4415 2 0,537 0,02000 26,850

Tabla 12: Valores cuando nos encontramos en máxima eficiencia



4.6.2. Análisis del ala resultante de los dos perfiles

Después de confirmar y analizar los datos obtenidos en ambos perfiles individualmente,

veremos los resultados del perfil resultante obtenido de poner la NACA 4415 en el lado del

fuselaje y la NACA 2418 en el extremo del ala:

Figura 45: Gráfica CL vs α de los dos perfiles estudiados y el perfil resultante

En la gráfica mostrada en la figura 45, se nos muestra la evolución del coeficiente de

sustentación del perfil resultante comparado con sus dos componentes individuales que hemos

visto en el apartado anterior. Vemos que al haber realizado la geometría 50% de la envergadura

del ala, la curva del perfil resultante queda prácticamente en el centro de las curvas de los dos

0,000

0,200

0,400

0,600

0,800

1,000

1,200

1,400

1,600

0 2 4 6 8 10 12 14

CL

ALPHA

CL VS ALPHA

NACA 4415 ANSYS NACA 2418 ANSYS Perfil resultante



NACA 2418 6 0,719 0,03297 21,813

NACA 4415 4 0,719 0,03000 23,967

Perfil resultante 5 0,718 0,03100 23,161




perfiles que la forman, llegando al valor de CL > 0,71 a un ángulo de ataque de 5, justo la media

de los ángulos en los que alcanzaba ese valor los otros dos perfiles. Podemos ver también que

la eficiencia está entre los dos valores anteriores, acercándose levemente a los valores de la

NACA 4415.

Que la curva del perfil resultante esté entre las otras dos curvas de los perfiles que lo componen

significa que la transición está hecha correctamente y que, si en vez de ser 50% del ala un perfil

diferente hiciésemos 75% de la NACA 4415 y 25% NACA 2418, la curva resultante tendería a

acercarse más a los valores del coeficiente de sustentación de la NACA 4415.

Figura 46: Gráfica CL/CD vs α de los dos perfiles estudiados con el perfil resultante

0,000

5,000

10,000

15,000

20,000

25,000

30,000

0 2 4 6 8 10 12 14

CL/

CD

ALPHA

CL/CD VS ALPHA

NACA 4415 ANSYS NACA 2418 ANSYS Perfil resultante



NACA 2418 3 0,454 0,01913 23,750

NACA 4415 2 0,537 0,02000 26,850

Perfil resultante 2 0,462 0,01800 25,693




Analizando las curvas de eficiencia, podemos ver qué pasa algo parecido al caso anterior, alcanza

el máximo ángulo de ataque los dos grados de la misma manera que el perfil NACA 4415 y,

además, se puede observar un pequeño repunte en el ángulo de ataque cuatro, sobrepasando

incluso a los perfiles que lo forman en ese ángulo. Gracias a ese repunte en el ángulo de ataque

de cuatro grados, obtenemos un buen valor de eficiencia para un ángulo de ataque de cinco

grados, que es en el que alcanzamos ese CL > 0,71.

Al ver los resultados obtenidos en estás dos gráficas, podemos concluir con que el cambio en la

geometría implementando dos perfiles diferentes no ha derivado en una bajada en los valores

de los coeficientes, sino que se ha mantenido estable y en la media esperada de los resultados

de los perfiles individuales que lo forman.

Para comprobar si el extremo del perfil resultante entra en pérdida más tarde que el perfil NACA

4415 sin ninguna modificación, vamos a utilizar los recursos gráficos que ofrecen los resultados

de ANSYS:

Figura 47: Imagen de las Streamlines en el extremo de NACA 4415 con α = 12º

Figura 48: Imagen de las Streamlines en el extremo del perfil resultante con α = 12º



Podemos ver en las imágenes de las figuras 47 y 48 la representación gráfica de las streamlines

y como se ven afectadas al aproximarse al perfil. Destacamos el vórtice que se genera en el

borde de salida de ambos perfiles que provoca una pérdida de sustentación, en los dos casos es

un vórtice prácticamente igual y el futuro objetivo en el siguiente apartado de mejoras.

Para saber si hemos logrado retrasar la entrada en pérdida al añadir el perfil NACA 2418 en el

extremo, nos podemos fijar en el grosor de la capa límite de ambas imágenes, ya que al mismo

ángulo de ataque (12º en este caso) el que tenga más grosor es el que en un futuro entrará en

perdida con más antelación. Para observarlo mejor hacemos un zoom cerca del borde de salida

en las imágenes para apreciar más el detalle:

Figura 49: Ampliación borde de salida NACA 4415 con α = 12º

Figura 50: Ampliación borde de salida NACA 4415 con α = 12º

Podemos ver como las streamlines se ajustan bastante más al contorno del perfil resultante

mostrado en la figura 50 que en el perfil NACA 4415 de la figura 49, por lo que, en principio, el

extremo del perfil resultante entrará en pérdida más tarde que el perfil NACA 4415 sin ninguna



modificación, asegurando que los futuros flaps que se implementaran tengan un control

absoluto de la aeronave incluso si esta entra en pérdida.

4.6.3. Análisis del ala resultante con winglet

Finalmente vamos a ver los resultados de implementar este dispositivo de punta alar,

recordamos que la característica que buscamos al hacer esta mejora es el incremento de la

eficiencia, valor realmente importante ya que nuestro dron estará destinado a la entrega de

bienes y más eficiencia equivale a un mayor rango de reparto.

Como hemos explicado antes, hay diversos tipos de winglets, pero hemos optado por colocar el

más básico solamente para verificar el incremento de eficiencia. A continuación, compararemos

los resultados obtenidos del perfil resultante del apartado anterior con ese mismo perfil

añadiéndole el winglet mostrado en la figura 42:

Figura 51: Gráfica CL vs α del perfil resultante y del perfil resultante + winglet

0,000

0,200

0,400

0,600

0,800

1,000

1,200

1,400

0 2 4 6 8 10 12

CL

ALPHA

CL VS ALPHA

Perfil resultante Perfil resultante+winglet



Antes de nada, comentar que en este apartado solo se ha podido simular hasta ángulos de

ataque de diez porque a partir de este valor, los valores de las simulaciones no convergían en

ningún número concreto por lo que no podíamos dar los datos obtenidos por buenos.

Observando la gráfica mostrada en la figura 51, vemos que la implementación del winglet no ha

provocado un aumento en la sustentación, la pendiente es prácticamente idéntica a la del perfil

resultante sin winglet y alcanzan los dos el valor de CL > 0,71 en un ángulo de ataque 5º.

Lo que sí que llama la atención es la gran bajada en el coeficiente de resistencia en el perfil con

winglet, haciendo mejorar en gran medida la eficiencia. A continuación, en el propio gráfico de

la eficiencia hablaremos más en detalle de estos valores.

Figura 52: Gráfica CL/CD vs α del perfil resultante con el perfil resultante + winglet

0,000

10,000

20,000

30,000

40,000

50,000

60,000

70,000

80,000

90,000

0 2 4 6 8 10 12

CL/

CD

ALPHA

CL/CD VS ALPHA

Perfil resultante Perfil Resultante+winglet



Perfil Resultante 5 0,718 0,03100 23,161

Perfil Resultante con winglet

5 0,754 0,02114 35,667




Llama mucho la atención el gran incremento en la eficiencia que ha supuesto la integración del

winglet en la geometría, siendo incluso demasiado optimistas, pero sí que queda claro que

hemos conseguido más eficiencia en todo el rango de ángulos de ataque.

También se ve una caída exponencial de la eficiencia a medida que crece el ángulo de ataque

(con el que incrementa la resistencia también) y tiende a converger en el valor que obtendría si

no dispusiese del winglet.

Vemos en la tabla 16 que ha conseguido la máxima eficiencia en un ángulo de ataque de un

grado, esto es normal debido a que, a ángulos de ataque pequeños, el coeficiente de resistencia

ya es menor por sí mismo y además al añadir el dispositivo de punta alar reducimos en general

la resistencia inducida que generan los vórtices situados en los extremos del ala.

Para poder ver el comportamiento de los vórtices una vez tenemos instalado el winglet,

volveremos a utilizar los resultados gráficos del análisis en ANSYS y lo compararemos con la

figura 48 en la que se apreciaba el vértice del perfil resultante.

Figura 53: Imagen de las Streamlines en el extremo del perfil resultante + winglet con α = 12º



Perfil Resultante 2 0,462 0,018 25,693

Perfil Resultante con winglet

1 0,413 0,005 82,528




En la imagen de la figura 53 podemos ver un gran cambio respecto a la imagen de la figura 48,

en la representación de las streamlines del perfil con winglet vemos como el vórtice no se genera

en el borde de salida del perfil, sino que se genera en la parte inferior del winglet evitando el

contacto con el ala y disminuyendo la resistencia que este generaba.

Además, también se crea otro vórtice en la parte superior del winglet que no se acaba de ver en

la figura 53 pero que en la siguiente imagen se aprecia mejor:

Figura 54: Imagen en perspectiva para visualizar los vórtices en los extremos del winglet

En la imagen presentada en la figura 54 podemos ver levemente el vórtice que se forma en la

parte superior e inferior del winglet. Con un diseño más elaborado de este dispositivo se puede

llegar a redirigir los vórtices en direcciones en las que no solo evitas esa pérdida de resistencia,

sino que incrementas la sustentación o el empuje.

Como conclusión final tras todo este proceso de simulación, hemos pasado de un ala con un

único perfil alar, a una con dos perfiles adaptados para la implementación de flaps y con un

dispositivo de punta de ala capaz de reducir con creces la resistencia que sufre la aeronave.

Debido a la necesidad de alcanzar un coeficiente de sustentación de 0,71 la decisión ha sido

darle un ángulo de ataque de diseño de 5º para que en condiciones de vuelo crucero no haya

que movilizar ningún dispositivo. Con la futura implementación de los flaps y otros mecanismos

hipersustentadores, será más sencillo controlar la sustentación necesaria para el despegue o el

aterrizaje que pueden ser los momentos en los que más varíe de velocidad.

Conclusión


5. Conclusión

La conclusión más importante a la que he llegado al realizar este trabajo es, que a pesar de la

falta de conocimiento en ciertos campos, con esfuerzo y dedicación uno es capaz de progresar

y realizar una tarea digna, siempre con margen de mejora, pero este trabajo ha sido un gran

punto de partida personal en el mundo de la aerodinámica y el aeromodelismo, que espero en

un futuro seguir aprendiendo y mejorando.

En cuanto al propósito del trabajo, el objetivo era el de realizar el diseño aerodinámico de un

dron, centrándonos sobre todo en la parte de las alas que al fin y al cabo es el primer y más

importante paso en el desarrollo de una aeronave. Y tras haber finalizado, podemos decir que

se ha conseguido desarrollar un ala funcional para el propósito que tiene el dron, con unas

características promedias dentro del pequeño estudio de la competencia y, además se ha

conseguido implementar de manera satisfactorias dos mejoras respecto al ala más básica,

especialmente modificando la geometría para adaptarla en un futuro a posibles dispositivos que

mejoran las capacidades aerodinámicas de la aeronave como son los flaps y los winglets.

A pesar de estas mejoras que acabamos de comentar, existen muchas más maneras de optimizar

el ala de la aeronave, y por falta de tiempo, recursos y conocimientos iniciales no se han podido

ni plantear. De igual manera, para simplificar el trabajo se optó a valorar solo los perfiles NACA,

habiendo muchas otras familias disponibles con posibilidades de convertirse en un resultado

válido también.

También aprendemos de esta experiencia a no confiar 100% en programas como XFLR5 o XFOIL

cuando tratamos de diseñar una aeronave funcional a alto nivel, ya que hemos podido

comprobar que al introducir las condiciones de contorno han empezado a variar coeficientes.

Considero que ha sido un gran programa de soporte y ha sido de gran utilidad al hacer la

selección del perfil a estudiar, ya que al estar todos bajo las mismas condiciones ha sido muy

rápido y fácil compararlos entre ellos.

En cuanto a la experiencia con las simulaciones CFD, la verdad es que iniciaba con un nulo

conocimiento sobre la materia y el procedimiento, pero con la ayuda del tutor, compañeros y a

buscar información de manera autodidacta considero que he podido aprender a desenvolverme

de manera competente en el Software además de entender e interpretar los resultados

obtenidos.

Conclusión


De todas maneras, pese al aprendizaje hecho en el ámbito de simulación CFD, también he

podido descubrir que hay un mundo detrás de esto, y que tengo muchísimo margen de mejora,

tanto en el diseño de geometría, mallado y parametrizado de la simulación. Más que

desanimare, esto me inspira a introducirme en este mundo

Después de finalizar el trabajo, mi curiosidad e interés acerca del mundo del dron solo ha hecho

que crecer, me parece una tecnología con un futuro brillante por delante debido al gran abanico

de prestaciones que presenta y con un gran margen de mejora, en el que a medida que el nivel

tecnológico crezca, se van a ver cosas que para nosotros parecían imposibles. Trabajar en el

ámbito también me ha dejado ver lo difícil y duro que es un proyecto de estas características,

sobre todo si quieres tenerlo todo controlado al milímetro, esto exige un gran conocimiento

multidisciplinario pero que sin duda ofrece una gran recompensa.

Bibliografía


6. Bibliografía

[1] A. I. Carmona. “Aerodinámica y Actuaciones del Avión”. Ed. Thomson Spain Paraninfo

(2004).

[2] J. Mesaguer, A. Sanz. “Aerodinámica básica”. Ed. Garceta (2010).

[3] Slideshare, https://www.slideshare.net/soulstalker/easa-part66-module-82-

aerodynamics. Consultada el 17 de marzo del 2020.

[4] Slideplayer, https://slideplayer.com/slide/14509551/. Consultada el 17 de marzo del

2020.

[5] Galileo, http://galileo.phys.virginia.edu/classes/311/notes/fluids1/node7.html.

Consultada el 17 de marzo del 2020.

[6] Grupocarman, https://grupocarman.com/blog/2014/04/09/aerodinamica/. Consultada

el 17 de marzo del 2020.

[7] Experimentoscientificos, https://www.experimentoscientificos.es/principio-de-

bernoulli/. Consultada el 18 de marzo del 2020.

[8] Universidad de Guanajuato,

http://www.dicis.ugto.mx/profesores/agallegos/documentos/Cap.%209_Flujo%20viscos

o%20externo.pdf. Consultada el 19 de marzo del 2020.

[9] Cmdsport, https://www.cmdsport.com/patin-vela/consejos-patin-vela/como-funciona-

una-vela/. Consultada el 19 de marzo del 2020.

[10] Monografias, https://www.monografias.com/trabajos82/teoria-capa-limite-

sustentacion-arrastre/teoria-capa-limite-sustentacion-arrastre.shtml. Consultada el 24

de marzo del 2020.

[11] Valvias, http://www.valvias.com/numero-de-reynolds.php . Consultada el 24 de marzo

del 2020.

[12] Aquaproomnibus, http://aquaproomnibus.blogspot.com/2018/09/reynolds-y-la-capa-

limite.html. Consultada el 24 de marzo del 2020.

[13] Intech-gmbh, https://intech-gmbh.es/pipelines_calc_and_select/. Consultada el 24 de

marzo del 2020.

[14] Manualvuelo, https://www.manualvuelo.es . Consultada el 24 de marzo del 2020.

[15] Thermal-engineering, https://www.thermal-engineering.org/es/que-es-la-capa-limite-

definicion/. Consultada el 25 de marzo del 2020.

[16] Taller3ufm, https://taller3ufm.wordpress.com/2015/02/25/clase-sobre-aviacion/.

Consultada el 1 de abril del 2020.

https://www.slideshare.net/soulstalker/easa-part66-module-82-aerodynamics

https://www.slideshare.net/soulstalker/easa-part66-module-82-aerodynamics

https://slideplayer.com/slide/14509551/

http://galileo.phys.virginia.edu/classes/311/notes/fluids1/node7.html

https://grupocarman.com/blog/2014/04/09/aerodinamica/

https://www.experimentoscientificos.es/principio-de-bernoulli/

https://www.experimentoscientificos.es/principio-de-bernoulli/

http://www.dicis.ugto.mx/profesores/agallegos/documentos/Cap.%209_Flujo%20viscoso%20externo.pdf

http://www.dicis.ugto.mx/profesores/agallegos/documentos/Cap.%209_Flujo%20viscoso%20externo.pdf

https://www.cmdsport.com/patin-vela/consejos-patin-vela/como-funciona-una-vela/

https://www.cmdsport.com/patin-vela/consejos-patin-vela/como-funciona-una-vela/

https://www.monografias.com/trabajos82/teoria-capa-limite-sustentacion-arrastre/teoria-capa-limite-sustentacion-arrastre.shtml

https://www.monografias.com/trabajos82/teoria-capa-limite-sustentacion-arrastre/teoria-capa-limite-sustentacion-arrastre.shtml

http://www.valvias.com/numero-de-reynolds.php

http://aquaproomnibus.blogspot.com/2018/09/reynolds-y-la-capa-limite.html

http://aquaproomnibus.blogspot.com/2018/09/reynolds-y-la-capa-limite.html

https://intech-gmbh.es/pipelines_calc_and_select/

https://www.manualvuelo.es/1pbav/13_fuerz.html

https://www.thermal-engineering.org/es/que-es-la-capa-limite-definicion/

https://www.thermal-engineering.org/es/que-es-la-capa-limite-definicion/

https://taller3ufm.wordpress.com/2015/02/25/clase-sobre-aviacion/

Bibliografía


[17] Primealdia, https://www.pimealdia.org/es/15-aplicacions-dels-drons-a-la-nostra-

societat/. Consultada el 28 de junio del 2020.

[18] Infodron, http://infodron.es/id/2018/04/09/noticia-zipline-lanza-veloz.html. Consultada

el 28 de julio del 2020.

[19] Aerobot,

http://aerobotclubderobticadeaeronuticos.blogspot.com/2012/01/introduccion-

cuadricoptero.html. Consultada el 28 de julio del 2020.

[20] Cadena Ser, https://cadenaser.com/ser/2014/11/03/ciencia/1415037746_526003.html.

Consultada el 28 de julio del 2020.

[21] Hispadrones, https://www.hispadrones.com/principiantes/aprendizaje-consejos/tipos-

de-drones/. Consultada el 1 de agosto del 2020.

[22] Aerial insights, https://www.aerial-insights.co/blog/tipos-de-

drones/#:~:text=Los%20drones%20de%20ala%20fija,a%20los%20aeromodelos%20de%2

0radiocontrol. Consultada el 1 de agosto del 2020.

[23] Newatlas, https://newatlas.com/drones/hydrogen-vtol-griflion-h-15-hour-flight-time/.

Consultada el 1 de agosto del 2020.

[24] Agroptima, https://www.agroptima.com/es/blog/drones-para-fumigacion-agricola-son-

viables/. Consultada el 3 de agosto del 2020.

[25] Alasewm, http://www.alasewm.com.ar/limewm.htm. Consultada el 1 de agosto del 2020.

[26] GreatBustardsFlight, https://greatbustardsflight.blogspot.com/2016/09/aerodinamica-

basica-para-pilotos-ii.html. Consultada el 10 de agosto del 2020.

[27] Parlamento Europeo,

https://www.europarl.europa.eu/RegData/etudes/BRIE/2019/642230/EPRS_BRI(2019)6

42230_EN.pdf. Consultada el 12 de agosto del 2020.

[28] Esss, https://www.esss.co/es/blog/dinamica-de-fluidos-computacional-que-es/ .


[29] Watpoint, https://waypoint.sensefly.com/buy-fixed-wing-drone-or-rotary/. Consultada

el 16 de agosto del 2020.

[30] Amazon, https://www.amazon.com/Amazon-Prime-Air/b?ie=UTF8&node=8037720011.


[31] Zipline, https://flyzipline.com/how-it-works/#. Consultada el 16 de agosto del 2020.

[32] Todrone, https://www.todrone.com/correos-ensaya-reparto-drones-zonas-aisladas/.


[33] Avy, https://www.avy.eu/bvlos-vtol-drone-aircraft#specs. Consultada el 16 de agosto del

2020.

https://www.pimealdia.org/es/15-aplicacions-dels-drons-a-la-nostra-societat/

https://www.pimealdia.org/es/15-aplicacions-dels-drons-a-la-nostra-societat/

http://infodron.es/id/2018/04/09/noticia-zipline-lanza-veloz.html

http://aerobotclubderobticadeaeronuticos.blogspot.com/2012/01/introduccion-cuadricoptero.html

http://aerobotclubderobticadeaeronuticos.blogspot.com/2012/01/introduccion-cuadricoptero.html

https://cadenaser.com/ser/2014/11/03/ciencia/1415037746_526003.html

https://www.hispadrones.com/principiantes/aprendizaje-consejos/tipos-de-drones/

https://www.hispadrones.com/principiantes/aprendizaje-consejos/tipos-de-drones/

https://www.aerial-insights.co/blog/tipos-de-drones/#:~:text=Los%20drones%20de%20ala%20fija,a%20los%20aeromodelos%20de%20radiocontrol.



https://newatlas.com/drones/hydrogen-vtol-griflion-h-15-hour-flight-time/

https://www.agroptima.com/es/blog/drones-para-fumigacion-agricola-son-viables/

https://www.agroptima.com/es/blog/drones-para-fumigacion-agricola-son-viables/

http://www.alasewm.com.ar/limewm.htm

https://greatbustardsflight.blogspot.com/2016/09/aerodinamica-basica-para-pilotos-ii.html

https://greatbustardsflight.blogspot.com/2016/09/aerodinamica-basica-para-pilotos-ii.html

https://www.europarl.europa.eu/RegData/etudes/BRIE/2019/642230/EPRS_BRI(2019)642230_EN.pdf

https://www.europarl.europa.eu/RegData/etudes/BRIE/2019/642230/EPRS_BRI(2019)642230_EN.pdf

https://www.esss.co/es/blog/dinamica-de-fluidos-computacional-que-es/

https://waypoint.sensefly.com/buy-fixed-wing-drone-or-rotary/

https://www.amazon.com/Amazon-Prime-Air/b?ie=UTF8&node=8037720011

https://flyzipline.com/how-it-works/

https://www.todrone.com/correos-ensaya-reparto-drones-zonas-aisladas/

https://www.avy.eu/bvlos-vtol-drone-aircraft#specs

Bibliografía


[34] Wingcopter, https://wingcopter.com/technology. Consultada el 16 de agosto del 2020.

[35] Esss, https://www.esss.co/es/blog/proceso-de-simulacion-fluidodinamica-cfd/.


[36] Vdr, https://vdr.one/dhl-parcelcopter-

3/#:~:text=The%20drone%20has%20an%20average,of%20a%20composite%20carbon%2

0fiber. Consultada el 16 de agosto del 2020.

[37] CNN, https://edition.cnn.com/videos/business/2019/04/09/wing-google-drone-

delivery-australia-orig.cnn-business. Consultada el 18 de agosto del 2020.

[38] Universidad de Sevilla,

http://www.aero.us.es/adesign/Slides/Extra/Aerodynamics/Software/XFLR5/Manuals/X

FLR5%20Manual%20-%20Dept%20GIA%20v%202.0.pdf. Consultada el 28 de agosto del

2020.

[39] Engineeringtoolbox, https://www.engineeringtoolbox.com/international-standard-

atmosphere-d_985.html. Consultada el 28 de agosto del 2020.

[40] Wikipedia, https://es.wikipedia.org/wiki/Perfil_alar. Consultada el 18 de agosto del 2020.

[41] PubilcacionesFac,

https://publicacionesfac.com/index.php/cienciaypoderaereo/article/view/4/106 .


[42] Manchester CFD, https://www.manchestercfd.co.uk/post/all-there-is-to-know-about-

different-mesh-types-in-cfd . Consultada el 30 de agosto del 2020. 9

[43] Scielo, https://scielo.conicyt.cl/scielo.php?script=sci_arttext&pid=S0718-

07642018000400291. Consultada el 3 de septiembre del 2020. (10)

[44] Universidad Politécnica de Valencia,

https://repositorio.upct.es/bitstream/handle/10317/772/adm.pdf;jsessionid=F59916B7

612BAE48E4B815418EF7D2D9?sequence=1. Consultada el 3 de septiembre del 2020.

[45] Universidad Politécnica de Valencia,

https://riunet.upv.es/bitstream/handle/10251/146219/Garc%C3%ADa-

Cuevas%3BGil%3BNavarro%20-

%20Mec%C3%A1nica%20de%20fluidos%20computacional%3A%20tipos%20de%20malla

s%20y%20calidad%20del%20mall....pdf?sequence=1. Consultada el 3 de septiembre del

2020.

[46] Wikipedia, https://commons.wikimedia.org/wiki/File:Easyjet_a319-100_g-

ezbv_winglet_arp.jpg Consultada el 3 de septiembre del 2020 (11)

https://wingcopter.com/technology

https://www.esss.co/es/blog/proceso-de-simulacion-fluidodinamica-cfd/

https://vdr.one/dhl-parcelcopter-3/#:~:text=The%20drone%20has%20an%20average,of%20a%20composite%20carbon%20fiber.



https://edition.cnn.com/videos/business/2019/04/09/wing-google-drone-delivery-australia-orig.cnn-business

https://edition.cnn.com/videos/business/2019/04/09/wing-google-drone-delivery-australia-orig.cnn-business

http://www.aero.us.es/adesign/Slides/Extra/Aerodynamics/Software/XFLR5/Manuals/XFLR5%20Manual%20-%20Dept%20GIA%20v%202.0.pdf

http://www.aero.us.es/adesign/Slides/Extra/Aerodynamics/Software/XFLR5/Manuals/XFLR5%20Manual%20-%20Dept%20GIA%20v%202.0.pdf

https://www.engineeringtoolbox.com/international-standard-atmosphere-d_985.html

https://www.engineeringtoolbox.com/international-standard-atmosphere-d_985.html

https://es.wikipedia.org/wiki/Perfil_alar

https://publicacionesfac.com/index.php/cienciaypoderaereo/article/view/4/106

https://www.manchestercfd.co.uk/post/all-there-is-to-know-about-different-mesh-types-in-cfd

https://www.manchestercfd.co.uk/post/all-there-is-to-know-about-different-mesh-types-in-cfd

https://scielo.conicyt.cl/scielo.php?script=sci_arttext&pid=S0718-07642018000400291

https://scielo.conicyt.cl/scielo.php?script=sci_arttext&pid=S0718-07642018000400291

https://repositorio.upct.es/bitstream/handle/10317/772/adm.pdf;jsessionid=F59916B7612BAE48E4B815418EF7D2D9?sequence=1

https://repositorio.upct.es/bitstream/handle/10317/772/adm.pdf;jsessionid=F59916B7612BAE48E4B815418EF7D2D9?sequence=1

https://riunet.upv.es/bitstream/handle/10251/146219/Garc%C3%ADa-Cuevas%3BGil%3BNavarro%20-%20Mec%C3%A1nica%20de%20fluidos%20computacional%3A%20tipos%20de%20mallas%20y%20calidad%20del%20mall....pdf?sequence=1




https://commons.wikimedia.org/wiki/File:Easyjet_a319-100_g-ezbv_winglet_arp.jpg

https://commons.wikimedia.org/wiki/File:Easyjet_a319-100_g-ezbv_winglet_arp.jpg

Anexos


7. Anexos

7.1. Anexo A

NACA 2415

Alpha CL CD CL/CD

-1,000 0,127 0,008 16,395

-0,500 0,179 0,008 23,588

0,000 0,231 0,008 30,706

1,000 0,334 0,008 44,290

1,500 0,385 0,008 50,196

2,000 0,439 0,008 55,296

2,500 0,500 0,008 60,642

3,000 0,573 0,009 66,694

3,500 0,652 0,009 72,860

4,000 0,737 0,009 79,247

4,500 0,804 0,010 84,121

5,000 0,846 0,010 86,208

5,500 0,887 0,010 87,599

6,000 0,927 0,011 88,276

6,500 0,967 0,011 88,131

7,000 1,006 0,012 87,242

7,500 1,045 0,012 85,829

8,000 1,085 0,013 83,898

8,500 1,123 0,014 81,377

9,000 1,160 0,015 78,557

9,500 1,192 0,016 75,322

10,000 1,221 0,017 72,053

10,500 1,250 0,018 68,520

11,000 1,277 0,020 64,855

11,500 1,302 0,021 60,993

12,000 1,324 0,023 56,784

12,500 1,345 0,026 52,626

13,000 1,364 0,028 48,666

13,500 1,380 0,031 44,534

14,000 1,388 0,035 39,791

14,500 1,400 0,039 36,240

15,000 1,400 0,044 31,877

15,500 1,407 0,049 28,923

16,000 1,404 0,055 25,603

16,500 1,400 0,061 22,817

17,000 1,398 0,068 20,565

17,500 1,391 0,075 18,468

18,000 1,379 0,083 16,541 Tabla 17: Tabla con los resultados de NACA 2415 en XFLR5

Anexos


NACA 2418

Alpha CL CD CL/CD

-1,000 0,123 0,009 14,069

-0,500 0,175 0,009 20,161

0,000 0,227 0,009 26,311

0,500 0,279 0,009 32,419

1,000 0,331 0,009 38,343

1,500 0,383 0,009 43,927

2,000 0,435 0,009 49,499

2,500 0,486 0,009 54,362

3,000 0,537 0,009 58,614

3,500 0,589 0,009 62,196

4,000 0,647 0,010 65,799

4,500 0,715 0,010 69,844

5,000 0,796 0,011 74,295

5,500 0,877 0,011 78,858

6,000 0,954 0,012 82,491

6,500 1,015 0,012 84,820

7,000 1,042 0,012 84,817

7,500 1,067 0,013 84,031

8,000 1,092 0,013 82,979

8,500 1,113 0,014 81,226

9,000 1,141 0,014 79,436

9,500 1,171 0,015 77,002

10,500 1,232 0,017 70,950

11,000 1,261 0,019 67,444

11,500 1,287 0,020 63,404

12,000 1,312 0,022 59,357

12,500 1,333 0,024 54,969

13,000 1,353 0,027 50,815

13,500 1,370 0,029 46,474

14,000 1,383 0,033 42,271

14,500 1,394 0,036 38,265

15,000 1,402 0,041 34,498

15,500 1,405 0,046 30,861

16,000 1,407 0,051 27,631

16,500 1,408 0,056 24,946

17,000 1,400 0,063 22,104

17,500 1,401 0,069 20,214


Anexos


NACA 4415

Alpha CL CD CL/CD

-1,000 0,360 0,009 39,911

-0,500 0,412 0,009 46,864

0,000 0,463 0,008 55,191

0,500 0,511 0,008 62,972

1,000 0,558 0,008 69,526

1,500 0,635 0,008 76,550

2,000 0,716 0,009 83,399

2,500 0,763 0,009 86,353

3,000 0,810 0,009 89,163

3,500 0,858 0,009 91,786

4,000 0,908 0,010 94,268

4,500 0,958 0,010 96,358

5,000 1,008 0,010 98,236

5,500 1,058 0,011 99,680

6,000 1,107 0,011 100,976

6,500 1,155 0,011 102,023

7,000 1,202 0,012 102,622

7,500 1,246 0,012 102,500

8,000 1,290 0,013 102,122

8,500 1,327 0,013 100,128

9,000 1,363 0,014 97,511

9,500 1,397 0,015 93,662

10,000 1,428 0,016 88,996

10,500 1,454 0,017 83,158

11,000 1,476 0,019 76,755

11,500 1,494 0,021 69,944

12,000 1,508 0,024 63,039

13,000 1,526 0,030 50,254

13,500 1,531 0,034 44,584

14,000 1,535 0,039 39,726

14,500 1,536 0,044 35,187

15,000 1,535 0,049 31,218

15,500 1,532 0,055 27,818

16,000 1,527 0,062 24,815

16,500 1,515 0,069 21,956

17,000 1,511 0,076 19,955

17,500 1,497 0,084 17,823


Anexos


NACA 4418

Alpha CL CD CL/CD

-1,000 0,350 0,010 35,394

-0,500 0,402 0,010 41,187

0,000 0,453 0,010 47,624

0,500 0,503 0,009 53,901

1,000 0,553 0,009 59,816

1,500 0,601 0,009 65,217

2,000 0,650 0,009 69,550

2,500 0,713 0,010 73,713

3,000 0,793 0,010 78,719

3,500 0,881 0,010 84,549

4,000 0,926 0,011 87,121

4,500 0,965 0,011 88,676

5,000 1,005 0,011 89,803

5,500 1,047 0,011 91,353

6,000 1,090 0,012 92,555

6,500 1,133 0,012 93,243

7,000 1,173 0,013 93,368

7,500 1,212 0,013 93,174

8,000 1,252 0,014 92,650

8,500 1,291 0,014 91,590

9,000 1,329 0,015 90,014

9,500 1,365 0,016 87,864

10,000 1,400 0,016 84,945

10,500 1,431 0,018 81,134

11,000 1,461 0,019 77,098

11,500 1,488 0,021 72,590

12,000 1,511 0,022 67,490

12,500 1,531 0,025 62,303

13,000 1,548 0,027 56,988

13,500 1,559 0,030 51,334

14,000 1,569 0,034 46,340

14,500 1,573 0,038 41,262

15,000 1,574 0,043 36,720

15,500 1,571 0,048 32,504

16,000 1,566 0,054 28,922

16,500 1,558 0,061 25,679

17,000 1,547 0,068 22,903

17,500 1,536 0,075 20,538


Anexos


7.2. Anexo B

NACA 4415 - encastada

Alpha Lift Drag Cl Cd Cl/Cd

0 31,902 1,313 0,371 0,01530 24,248

1 38,872 1,484 0,452 0,01730 26,127

2 46,119 1,746 0,537 0,02000 26,850

3 55,440 2,220 0,645 0,02580 25,000

4 61,802 2,541 0,719 0,03000 23,967

5 69,156 2,992 0,805 0,03500 23,000

6 76,751 3,598 0,893 0,04180 21,364

7 85,281 4,308 0,992 0,05012 19,798

8 93,101 4,996 1,083 0,05814 18,627

9 100,040 5,708 1,164 0,06423 18,124

10 107,490 6,618 1,251 0,07001 17,866

11 114,300 7,481 1,330 0,08705 15,279

12 120,030 8,269 1,397 0,09622 14,517

13 127,990 9,495 1,489 0,11489 12,962

Tabla 21: Tabla con los resultados de NACA 4415 en ANSYS

NACA 2418 - encastada


0 15,493 1,022 0,180 0,01189 15,164

1 23,897 1,149 0,278 0,01337 20,796

2 30,546 1,328 0,355 0,01545 23,001

3 39,035 1,644 0,454 0,01913 23,750

4 45,963 1,969 0,535 0,02291 23,350

5 54,537 2,366 0,635 0,02754 23,046

6 61,811 2,834 0,719 0,03297 21,813

7 68,059 3,223 0,792 0,03750 21,119

8 76,261 3,903 0,887 0,04541 19,541

9 84,399 4,670 0,982 0,05434 18,075

10 92,036 5,289 1,071 0,06125 17,486

11 99,055 6,091 1,153 0,07087 16,264

12 106,110 6,843 1,235 0,07960 15,513

13 112,680 7,802 1,311 0,09070 14,456

Tabla 22: Tabla con los resultados de NACA 2418 en ANSYS

Anexos


NACA 4415 & 2418 - encastada


0 25,471 1,127 0,296 0,01310 22,625

1 32,735 1,327 0,381 0,01545 24,656

2 39,745 1,548 0,462 0,01800 25,693

3 46,643 1,833 0,513 0,02132 24,047

4 55,447 2,237 0,645 0,02602 24,792

5 61,741 2,640 0,718 0,03100 23,161

6 68,937 3,076 0,802 0,03580 22,410

7 77,241 3,696 0,899 0,04300 20,903

8 84,060 4,271 0,978 0,04970 19,681

9 91,358 4,954 1,063 0,05764 18,443

10 100,350 5,889 1,168 0,06852 17,042

11 106,530 6,612 1,240 0,07690 16,120

12 113,440 7,446 1,320 0,08664 15,235

13 119,460 8,342 1,390 0,09707 14,321

Tabla 23: Tabla con los resultados de NACA 4415 & 2418 en ANSYS

NACA 4415 & 2418 con winglet - encastada


0 27,371 0,266 0,319 0,00394 80,879

1 35,461 0,430 0,413 0,00500 82,528

2 43,033 0,665 0,501 0,00770 65,065

3 50,287 0,995 0,585 0,01157 50,567

4 57,782 1,330 0,669 0,01548 43,210

5 64,791 1,817 0,754 0,02114 35,667

6 71,678 2,333 0,834 0,02714 30,729

7 78,114 2,864 0,909 0,03333 27,275

8 84,671 3,493 0,985 0,04065 24,237

9 89,688 4,151 1,044 0,04831 21,606

10 94,605 4,818 1,101 0,05606 19,637

Tabla 24: Tabla con los resultados de NACA 4415 & 2418 con winglet en ANSYS

Disseño de un dron mediante técnicas CFD

Documents

Transcript of Disseño de un dron mediante técnicas CFD