Paramotor a control remoto a escala con sistema de video inalámbrico

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(1)PARAMOTOR A CONTROL REMOTO A ESCALA CON SISTEMA DE VIDEO INALÁMBRICO. DAVID ANDRÉS RUIZ HENAO. UNIVERSIDAD DE LOS ANDES FACULTAD DE INGENIERÍA DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA BOGOTÁ D.C. 2006.

(2) PARAMOTOR A CONTROL REMOTO A ESCALA CON SISTEMA DE VIDEO INALÁMBRICO. DAVID ANDRÉS RUIZ HENAO. Proyecto de grado para optar al título de Ingeniero Mecánico. Asesor Ing. TOMAS URIBE R.. UNIVERSIDAD DE LOS ANDES FACULTAD DE INGENIERÍA DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA BOGOTÁ D.C. 2006.

(3) Bogotá D.C., 21 de junio de 2006. Ingeniero: TOMAS URIBE R. Profesor del Departamento de Ingeniería Mecánica UNIVERSIDAD DE LOS ANDES Ciudad.. Apreciado Profesor: Por medio de la presente someto a consideración suya el Proyecto de Grado titulado ”Paramotor a Control Remoto a Escala con Sistema de Video Inalámbrico” que tiene como objetivo el diseño y la construcción de un prototipo de esta aeronave. Considero que este Proyecto de Grado cumple con los objetivos propuestos y por lo tanto lo presento como requisito parcial para optar por el título de Ingeniero Mecánico.. Cordialmente, DAVID ANDRÉS RUIZ H. COD. 200123228.

(4) Bogotá D.C., 21 de junio de 2006. Doctor: LUIS MARIO MATEUS. Director del Departamento de Ingeniería Mecánica UNIVERSIDAD DE LOS ANDES Ciudad.. Apreciado Doctor: Por medio de la presente someto a consideración suya el Proyecto de Grado titulado ”Paramotor a Control Remoto a Escala con Sistema de Video Inalámbrico” que tiene como objetivo el diseño y la construcción de un prototipo de esta aeronave. Considero que este Proyecto de Grado cumple con los objetivos propuestos y por lo tanto lo presento como requisito parcial para optar por el título de Ingeniero Mecánico.. Cordialmente, DAVID ANDRÉS RUIZ H. COD. 200123228.

(5) Nota de aceptación ________________________________. ________________________________. Asesor. _____________________________. Bogotá D.C., 21 de junio de 2006.

(6) AGRADECIMIENTOS. Ingeniero Tomas Uribe R. por su colaboración al prestarme todos los elementos de radio control y el motor que se utilizó en este proyecto. Por su asesoría y disponibilidad durante todo el proyecto.. Al personal del laboratorio de Ingeniería Mecánica y en especial a Pilar por su colaboración en la etapa de instrumentación.. Manuel A. Prado por su colaboración al manejar el paramotor en la etapa de pruebas y por aportar sugerencias valiosas a partir de su amplia experiencia en el aeromodelismo.. A mis padres que siempre estuvieron atentos para ayudarme en lo que pudieran..

(7) IM-2006-I-30. 1. CONTENIDO LISTADO DE FIGURAS...........................................................................................4 LISTADO DE TABLAS.............................................................................................7 INTRODUCCIÓN .....................................................................................................8 ANTECEDENTES ................................................................................................8 OBJETIVOS .......................................................................................................10 UTILIDAD ...........................................................................................................12 DESARROLLO...................................................................................................12 1. SISTEMA DE PROPULSIÓN.............................................................................13 1.1 EL MOTOR...................................................................................................13 1.2 EL MOTOR UTILIZADO ...............................................................................15 1.3 LA HÉLICE ...................................................................................................15 1.4 SELECCIÓN DE LA HÉLICE .......................................................................18 1.5 PRUEBAS DEL MOTOR Y HÉLICE.............................................................20 1.5.1 El Banco de Pruebas .............................................................................20 1.5.2 Equipos..................................................................................................24 1.5.3 Procedimiento........................................................................................24 1.5.4 Datos y Resultados...............................................................................27 1.5.5 Análisis ..................................................................................................29 1.6 CONCLUSIONES.........................................................................................32 2. LA INSTRUMENTACIÓN...................................................................................33 2.1 INTRODUCCIÓN .........................................................................................33 2.2 MEDICIÓN DE LA VELOCIDAD DEL MOTOR ............................................34 2.2.1 Introducción ...........................................................................................34 2.2.2 Procedimiento de medición....................................................................34 2.2.3 Calibración.............................................................................................39 2.3 MEDICIÓN DE LA ALTURA .........................................................................39 2.3.1 Introducción ...........................................................................................39 2.3.2 Diseño....................................................................................................41 2.3.3 Calibración.............................................................................................42 2.4 MEDICIÓN DE LA VELOCIDAD AÉREA .....................................................45.

(8) IM-2006-I-30. 2. 2.4.1 Introducción ...........................................................................................45 2.4.2 Diseño....................................................................................................46 2.4.3 Calibración.............................................................................................47 2.5 MEDICIÓN DE ACELERACIÓN ...................................................................49 2.5.1 Introducción ...........................................................................................49 2.5.2 Diseño....................................................................................................49 3. FUSELAJE.........................................................................................................53 3.1 DISPOSICIÓN GENERAL............................................................................53 3.2 MATERIALES...............................................................................................53 3.3 DISEÑO FINAL ............................................................................................54 3.3.1 Soporte del parapente ...........................................................................55 3.3.2 Ubicación y Control del Motor................................................................56 3.3.3 Montaje de la Cámara............................................................................57 3.3.4 Sistema de Dirección en Tierra..............................................................57 3.3.5 Ubicación de los sensores .....................................................................58 3.4 ESTIMACIÓN DEL ARRASTRE...................................................................59 3.4.1 Parámetros de la simulación..................................................................60 3.4.2 Resultados de la simulación ..................................................................62 4. EL PARAPENTE................................................................................................65 4.1 INTRODUCCIÓN .........................................................................................65 4.2 OBJETIVOS DE DISEÑO.............................................................................66 4.3 ELECCIÓN DEL PERFIL AERODINÁMICO.................................................67 4.3.1 Número de Reynolds ............................................................................67 4.3.2 Coeficiente de Momento ........................................................................68 4.3.3 Ubicación del Punto de Estancamiento Frontal .....................................69 4.3.4 Forma ....................................................................................................70 4.3.5 El Perfil Seleccionado ............................................................................70 4.4 DISEÑO DEL PARAPENTE .........................................................................72 4.4.1 Relaciones Geométricas........................................................................72 4.4.2 Dimensionamiento .................................................................................74 4.4.2 Validación del diseño .............................................................................75 4.5 LAS CUERDAS ............................................................................................79 4.5.1 Disposición General...............................................................................79 4.5.2 Cálculo del arrastre...............................................................................80 4.5.3 Calado ..................................................................................................81 4.6 CONSTRUCCIÓN ........................................................................................83 5. PREDICCIÓN DEL RENDIMIENTO AERODINÁMICO .....................................88.

(9) IM-2006-I-30. 3. 5.1 INTRODUCCIÓN .........................................................................................88 5.2 CALADO DEL PARAPENTE ........................................................................89 5.3 FUENTES DE ARRASTRE ..........................................................................93 6. PRUEBAS DEL PARAMOTOR..........................................................................94 6.1 INTRODUCCIÓN .........................................................................................94 6.2 PRIMERA SESIÓN.......................................................................................94 6.3 SEGUNDA SESIÓN .....................................................................................95 6.4 TERCERA SESIÓN......................................................................................96 6.5 ANÁLISIS DE LAS PRUEBAS .....................................................................99 7. CONCLUSIONES ............................................................................................102 7.1 CONCLUSIONES GENERALES ................................................................102 7.2 CONCLUSIONES PUNTUALES ................................................................103 7.2.1 Sistema de propulsión .........................................................................103 7.2.2 Fuselaje ...............................................................................................103 7.2.3 Parapente ............................................................................................103 7.2.4 Instrumentación ...................................................................................104 BIBLIOGRAFÍA ....................................................................................................105.

(10) IM-2006-I-30. 4. LISTADO DE FIGURAS Figura 1 Foto de un paramotor Skymaster ..............................................................9 Figura 2 Sistema de video .....................................................................................11 Figura 1.1 Motor GS-40 (Sitio Web de Supertigre, 2006) ......................................15 Figura 1.2 Eficiencia de una hélice ........................................................................17 Figura 1.3 Coeficiente de empuje ..........................................................................18 Figura 1.5 Esquema del montaje - vista lateral ......................................................21 Figura 1.6 Esquema del montaje - vista frontal......................................................22 Figura 1.7 Foto del banco de pruebas – vista lateral .............................................23 Figura 1.8 Foto del banco de pruebas – vista frontal .............................................23 Figura 1.9 Empuje vs. Velocidad de Giro...............................................................29 Figura 1.10 Momento Par vs. Velocidad de Giro ...................................................29 Figura 1.11 Potencia vs. Velocidad........................................................................30 Figura 1.12 Coeficientes Adimensionales..............................................................30 Figura 2.1 Circuitos de acondicionamiento de señal..............................................34 Figura 2.2 Intervalos de medición ..........................................................................36 Figura 2.3 Análisis por medio de Sonogram 6.0 ....................................................37 Figura 2.4 Análisis de Fourier en Excel .................................................................38 Figura 2.5 Presión vs. Altura..................................................................................40 Figura 2.6 Esquema del diseño .............................................................................42 Figura 2.7 Transductor de presión .........................................................................42 Figura 2.8 Calibración del Transductor de Presión ................................................43 Figura 2.9 Comparación de Transductores............................................................44 Figura 2.10 Esquema del Diseño...........................................................................46 Figura 2.11 Foto del Anemómetro .........................................................................47 Figura 2.12 Calibración Tunel de Viento................................................................48 Figura 2.13 Calibración del Anemómetro...............................................................48 Figura 2.14 Esquema del diseño ...........................................................................49 Figura 2.15 Foto del acelerómetro .........................................................................50 Figura 2.16 Montaje de Calibración .......................................................................51 Figura 2.17 Calibración del Acelerómetro..............................................................51.

(11) IM-2006-I-30. 5. Figura 3.1 Foto del fuselaje ...................................................................................54 Figura 3.2 Foto del fuselaje ...................................................................................54 Figura 3.3 Foto de planta del soporte del parapente .............................................55 Figura 3.4 Foto del sistema de dirección ...............................................................55 Figura 3.5 Foto del motor.......................................................................................56 Figura 3.6 Foto del montaje de la cámara .............................................................57 Figura 3.7 Foto del sistema de dirección en tierra .................................................57 Figura 3.8 Foto del anemómetro............................................................................58 Figura 3.9 Foto del acelerómetro ...........................................................................59 Figura 3.8 Modelo del fuselaje para simulación CFD.............................................60 Figura 3.9 Fronteras enmalladas ...........................................................................61 Figura 3.10 Magnitud de la velocidad sobre el plano de simetría ..........................63 Figura 3.11 Detalle de vectores de velocidad sobre el plano de simetría ..............64 Figura 4.1 Foto de un parapente (Les Moulins d'Isaby, 2006) ...............................65 Figura 4.2 Fuerzas sobre un perfil y convención de magnitudes positivas ............69 Figura 4.3 Vectores de presión alrededor de un perfil ...........................................69 Figura 4.4 Perfil MH-91..........................................................................................71 Figura 4.5 Diagrama polar del perfil MH-91 (Hepperle, 2004) ...............................71 Figura 4.6 Migración del Punto de Estancamiento - MH-92...................................72 Figura 4.7 Dimensiones Importantes de un Modelo de Paladin (Galería de Imágenes, Website Paladin, 2004) .................................................................73 Figura 4.8 Vista Isométrica del Ala Analizada en XFLR5.......................................76 Figura 4.9 Coeficientes del Ala vs. Ángulo de Ataque ...........................................77 Figura 4.10 Distribución del coeficiente de sustentación local a 15° .....................78 Figura 4.11 Disposición de una fila de cuerdas .....................................................79 Figura 4.12 Diagrama de fuerzas sobre el parapente y las cuerdas......................81 Figura 4.13 Construcción de los soportes de la cuerdas .......................................85 Figura 4.14 Unión de las cuerdas ..........................................................................86 Figura 4.15 Foto del parapente..............................................................................87 Figura 4.16 Acercamiento sobre el parapente .......................................................87 Figura 5.1 Relación L/D vs. Ángulo de Ataque .....................................................89 Figura 5.2 Velocidad de Crucero vs. Ángulo de Ataque ........................................90 Figura 5.3 Potencia Requerida para Mantener Velocidad de Crucero...................91 Figura 5.4 Ilustración del ascenso .........................................................................91 Figura 5.5 Velocidad de Ascenso vs. Peso............................................................92 Figura 5.6 Fuentes de Arrastre ..............................................................................93 Figura 6.1 Foto aérea de la pista (Website Club Vértigo, 2006) ............................95.

(12) IM-2006-I-30. 6. Figura 6.2 Paramotor antes del despegue .............................................................97 Figura 6.3 Paramotor volteado después de un choque .........................................98 Figura 6.4 Indicador del viento durante la tercera sesión de pruebas....................99.

(13) IM-2006-I-30. 7. LISTADO DE TABLAS Tabla 1.1 Especificaciones del Motor GS-40 (Sitio Web de Supertigre, 2006) ......15 Tabla 1.2 Datos prueba estática ............................................................................27 Tabla 1.3 Cálculos prueba estática........................................................................27 Tabla 1.4 Datos prueba Wells................................................................................28 Tabla 1.5 Cálculos prueba Wells ...........................................................................28 Tabla 2.1 Comparación de mediciones..................................................................39 Tabla 2.2 Características del Transductor MPX2010DP........................................41 Tabla 2.3 Características del Acelerómetro MMAD2260D.....................................49 Tabla 4.1 Especificaciones de un Paramotor.........................................................74 Tabla 4.2 Objetivos y Parámetros del Diseño ........................................................75 Tabla 4.3 Resultados del Diseño ...........................................................................75 Tabla 4.4 Parámetros de la simulación..................................................................76 Tabla 4.5 Resultados de la Simulación en XFLR5.................................................77 Tabla 5.1 Arrastre de cuerdas y fuselaje ...............................................................88.

(14) IM-2006-I-30. 8. INTRODUCCIÓN ANTECEDENTES El parapente es un vehículo reciente dentro de la aviación. En los años 70’s, el parpentismo empezó su desarrollo con paracaidistas que saltaban desde montañas. Estos paracaídas no tenían un buen control y su relación de planeo era de 3:1 aproximadamente. En los años 80’s, se descubrió que se podía mantener a estos paracaídas en vuelo en zonas de corrientes de aire ascendientes como las laderas de las montañas o las corrientes de convección térmica ascendientes en la atmósfera. Para 1986, este deporte ya se había establecido en Europa. Desde ese entonces se ha perfeccionado el diseño de los parapentes y hoy en día estos tienen un rendimiento y seguridad muy superior al de sus inicios. La adición de un motor al parapente fue un paso posterior que se dio en 1987. Esta nueva configuración de paramotor le proporcionó una mayor autonomía al parapente al permitir su vuelo sin depender de corrientes de aire ascendentes y de montañas para el despegue. El parapente se destaca por varias características. Es el medio de vuelo humano más compacto, liviano y transportable. También tiene la menor velocidad y el menor radio de giro en el aire aparte del helicóptero. En conjunto, estas características permiten que un parapente opere en espacios reducidos. Estas.

(15) IM-2006-I-30. 9. mismas características también limitan su utilidad en ciertos casos. El parapente es muy sensible al viento y debe operar bajo condiciones atmosféricas apropiadas por seguridad.. Figura 1 Foto de un paramotor Skymaster La dinámica de vuelo de los parapentes difiere de la de los aviones. Su configuración similar a un péndulo, la existencia de una única superficie de sustentación y control, y la simplicidad de sus controles restringe su capacidad de maniobra y a la vez simplifica su control. Para su manejo se cuenta con tres entradas principales: la deformación de los dos lados del ala para modificar su combadura y el desplazamiento del centro de gravedad. La adición de un motor y una hélice constituye una entrada adicional. Este sistema de propulsión también introduce indirectamente un momento par por causa del arrastre de la hélice al.

(16) IM-2006-I-30. 10. girar. En algunos paramotores, el manejo se simplifica aún más manteniendo la superficie del parapente sin deformar. En este segundo caso el control se realiza por medio de la inclinación del parapente completo (esto modifica la ubicación del centro de gravedad) y el empuje del motor. Los paramotores se dividen en dos clases principales. En unos, el motor y la hélice van en la parte trasera del piloto, atados al arnés del mismo parapente. En los segundos, el motor y la hélice se ubican en la parte trasera de un vehículo con ruedas y el piloto se sienta cómodamente dentro de este vehículo; el parapente va amarrado a este fuselaje (Figura 1).. OBJETIVOS El objetivo del presente proyecto es crear un modelo de un paramotor en una escala reducida. Este modelo servirá de plataforma para un sistema de video inalámbrico. Se cuenta con una pequeña cámara de video a color con un peso de aproximadamente 60 g con una pila de 9V. Este sistema de video tiene un alcance teórico de 300 m y servirá para probar el concepto de video aéreo en el prototipo que se construirá. Este prototipo será controlado por medio de un sistema de control remoto estándar de aeromodelismo. Este sistema incluye el control transmisor, un receptor y los servomotores que funcionan como actuadores..

(17) IM-2006-I-30. 11. Figura 2 Sistema de video Los objetivos puntuales de este proyecto son los siguientes: Realizar pruebas a un motor de aeromodelismo Supertigre GS-40 y seleccionar una hélice adecuada para el paramotor. Las pruebas deben proporcionar información sobre el empuje y la potencia que entrega este sistema de propulsión. Diseñar y construir un sistema de instrumentación que mida altura de vuelo sobre el lugar de despegue, velocidad del motor, aceleración en la dirección de vuelo y velocidad del aire en la dirección de vuelo. Diseñar y construir un fuselaje con sus mecanismos de control para el motor y el parapente. Este fuselaje debe sostener el sistema de video y el sistema de instrumentación. Diseñar y construir un parapente. El diseño debe tomar en cuenta los requerimientos específicos de un parapente en una escala reducida..

(18) IM-2006-I-30. 12. Predecir algunas características de vuelo del paramotor y verificar que estas se cumplan en la etapa de pruebas mediante la instrumentación.. UTILIDAD Este paramotor a control remoto con un sistema de video tiene aplicaciones en varios ámbitos. Vigilancia: Esta labor de vigilancia sería especialmente útil en las industrias de seguridad y agricultura. Recates: Puede servir como unidad de apoyo en operaciones de búsqueda en lugares inaccesibles. Filmación aérea: La baja velocidad de vuelo del paramotor es una ventaja para filmar un objetivo por un mayor tiempo. Aeromodelismo: El paramotor no es un aeromodelo común. La seguridad y facilidad de manejo de un parapente son características que hacen que un paramotor sobresalga dentro del hobby del aeromodelismo.. DESARROLLO Al aplicar la práctica de la ingeniería a este proyecto, se espera emplear herramientas teóricas, experimentales y computacionales para llegar a un diseño funcional y obtener un entendimiento adecuado sobre esta aeronave y sus componentes individuales. Este documento presenta el proceso de diseño en el mismo orden en que aparecen los objetivos puntuales previemente..

(19) IM-2006-I-30. 13. 1. SISTEMA DE PROPULSIÓN 1.1 EL MOTOR La fuente de potencia de este modelo es un motor tipo glow para aeromodelo de dos tiempos. Estos motores son fuentes de potencia livianas, confiables y sencillas. Están diseñados con potencias específicas altas y por su tamaño giran a velocidades que pueden alcanzar las 18 000 RPM. Estas velocidades permiten que el motor genere una potencia elevada con un momento par bajo. Esto es muy deseable para un motor de un avión, ya que este momento par tiende a girar el avión y esta tendencia se debe compensar de alguna manera. Este motor funciona con un sistema de ignición por compresión similar a un motor diesel y no requiere una chispa para encender el combustible. Sin embargo, no tiene un sistema de inyección, el motor funciona con carburador. El bloque del motor tiene un glow plug, similar a una bujía, que se enrosca en la parte superior del cilindro. Este elemento tiene un alambre de aleación de platino que se mantiene a una temperatura elevada y enciende el combustible al final del ciclo de compresión. El alambre se calienta principalmente por medio de una reacción catalítica con el combustible y además absorbe calor de la combustión y la compresión dentro del cilindro. El combustible para este tipo de motor es una mezcla de metanol, nitro-metano y.

(20) IM-2006-I-30. 14. aceite. El metanol constituye aproximadamente 70% de la mezcla por volumen. Este alcohol es el componente principal del combustible y es el que reacciona con el platino del glow plug para encender la mezcla. El nitro-metano es un combustible que produce una presión media indicada aproximadamente 60% mayor que el metanol (Ferguson & Kirkpatrick, 2001). Su principal función es incrementar la potencia del motor, aunque la proporción que se utiliza de este combustible está limitada por razones estructurales del motor, ya que produce presiones y temperaturas elevadas. Su elevado costo en comparación con el metanol también es un factor que limita la cantidad que se mezcla en el combustible. Este componente normalmente representa entre 5% y 15% de la mezcla, aunque es posible no utilizar nitro-metano en algunos motores. El aceite completa la mezcla con un 15% a 22% y es el lubricante del motor. Estos motores de dos tiempos no tienen un carter con aceite y por lo tanto es necesario que el combustible mismo lubrique las partes del motor. Tradicionalmente se ha utilizado un aceite de castor de origen vegetal. (Sitio Web de Supertigre, 2006) Este aceite tiene la capacidad de proteger el motor aún cuando la combustión sea de una mezcla pobre. La tendencia actual es utilizar aceites de origen sintético y mezclas de aceite Castor y sintético. Esto se debe a que el aceite sintético es más económico y mejora el rendimiento del motor, aunque esto va en detrimento de la protección al desgaste y la corrosión (Johnson, 2003)..

(21) IM-2006-I-30. 15. 1.2 EL MOTOR UTILIZADO. Figura 1.1 Motor GS-40 (Sitio Web de Supertigre, 2006) El motor seleccionado para el paramotor es el modelo GS-40 de Supertigre. Las especificaciones de este motor se muestran en la siguiente tabla. Desplazamiento 0.39 in3 (6.46 cm3) Diámetro del pistón 0.846 in (21.5 mm) Carrera 0.701 in (17.8 mm) Rango de velocidades 3 000 RPM – 17 000 RPM Potencia 1.15 HP a 15 500 RPM Masa (con silenciador) 0.541 kg Tabla 1.1 Especificaciones del Motor GS-40 (Sitio Web de Supertigre, 2006) 1.3 LA HÉLICE Las hélices para un aeromodelo se identifican por cuatro parámetros principales: diámetro, paso, material y número de aspas. Los primeros dos parámetros generalmente se identifican por medio de un código de dos números, como por ejemplo 9x6. En este código el primer número es el diámetro de la hélice y el segundo es el paso, ambas cantidades en pulgadas. El paso se define de la.

(22) IM-2006-I-30. 16. misma manera que en un tornillo, es el avance de la hélice en una revolución si esta se atornillara en el fluido sin deslizamiento. Dado que el paso varía como función de la posición radial de la hélice, la industria del aeromodelismo ha definido el paso a 75% del radio como la posición que se reporta en el código de la hélice. (Sitio Web de Master Airscrew, 2006) La NACA ha definido varios coeficientes adimensionales para las hélices. Estos coeficientes se enuncian a continuación (Hepperle, 2003):. Empuje: CT =. T ρn 2 D 4. Potencia: CP =. (1.1). P ρn3 D 5. Relación de Avance: J = Eficiencia: η = J. (1.2). V nD. CT CP. Donde (en unidades SI): V: Velocidad del fluido [m/s] D: Diámetro [m] n: Revoluciones por segundo [Hz] ρ: Densidad del fluido [kg/m3] P: Potencia transmitida por el eje [W] T: Empuje [N]. (1.3). (1.4).

(23) IM-2006-I-30. 17. La relación de avance relaciona las componentes de velocidad del fluido incidente y la velocidad del aspa. Una hélice de paso fijo se optimiza para una relación de avance. La eficiencia se maximiza en este punto óptimo.. 100. 80. 60. 40. 20. 0.4. 0.8. 1.2. 1.6. 2.0. Relación de avance Figura 1.2 Eficiencia de una hélice La figura 1.2 es un ejemplo de la forma general de las curvas de eficiencia contra relación de avance para una hélice. Este ejemplo corresponde a una hélice bien diseñada con una eficiencia máxima cercana al 85% para la relación de avance de 1.5..

(24) IM-2006-I-30. 18. 0.4. 0.8. 1.2. 1.6. 2.0. Relación de avance Figura 1.3 Coeficiente de empuje La figura 1.3 ilustra un comportamiento típico de la variación del coeficiente de empuje con respecto a la relación de avance. El coeficiente de potencia tiene un comportamiento muy similar (Hepperle, 2003).. 1.4 SELECCIÓN DE LA HÉLICE La selección de una hélice apropiada para el paramotor se debe realizar tomando en cuenta las hélices recomendadas para el motor. Cada fabricante de hélices tiene una lista de hélices recomendadas para distintos tamaños de motor. En el caso de un motor con 0.40 pulgadas cúbicas de desplazamiento de dos tiempos se recomiendan las hélices: 9.5x6, 10x4, 10x5, 10x6, 10x7, 10x8 y10x9 (Sitio Web de Master Airscrew, 2006). Estas hélices recomendadas se acoplan correctamente.

(25) IM-2006-I-30. 19. con el motor, ya que el conjunto opera en un rango de velocidad donde el motor entrega una potencia adecuada. Una hélice mal seleccionada puede hacer que el motor se desboque fácilmente o por el contrario que nunca llegue a una velocidad donde entrega una potencia adecuada. El procedimiento de selección ideal sería ensayar estas hélices con el motor disponible a la velocidad de diseño del paramotor. La hélice seleccionada sería la que de un empuje adecuado con la mayor eficiencia, o simplemente el mayor empuje, de acuerdo la necesidad que prime. Sin embargo, el diseño del paramotor impone una restricción que no permite realizar este proceso de selección. El motor de este paramotor se encuentra en la parte trasera y debe operar empujando el vehículo. Este diseño requiere de una hélice distinta denominada pusher. Las hélices tipo pusher son escasas y de la lista de hélices recomendadas para el motor GS-40, la única que se consigue en Colombia es la hélice 10x6 pusher. Se seleccionó esta hélice marca Master Airscrew de referencia 10x6 pusher serie G/F..

(26) IM-2006-I-30. 20. Fuerza. (Sitio Web de Master Airscrew, 2006). Hélice en la configuración típica. Fuerza. Hélice en tipo pusher. Figura 1.4 Configuraciones de una hélice. 1.5 PRUEBAS DEL MOTOR Y HÉLICE 1.5.1 El Banco de Pruebas Para realizar pruebas sobre el conjunto del motor y la hélice seleccionada se utilizó un banco de pruebas para motores de aeromodelo que originalmente fue diseñado para un motor Wankel para aeromodelismo. Esté banco de pruebas está diseñado para medir el empuje y el momento par del montaje de motor y hélice. La.

(27) IM-2006-I-30. 21. velocidad del motor se midió por medio de la técnica de Fourier que se describe en la sección 2.2.. La tensión en la cuerda balancea el empuje. Los rodamientos permiten el movimiento horizontal. Figura 1.5 Esquema del montaje - vista lateral El motor está montado sobre un soporte rodante que permite el desplazamiento en el sentido del empuje. La tensión en la cuerda, la cual frena el montaje, se mide como el empuje..

(28) IM-2006-I-30. 22. topes. El motor gira libremente sobre el montaje. Un peso conocido balancea el momento par de la hélice. Figura 1.6 Esquema del montaje - vista frontal El montaje también se ubica de tal manera que puede girar. El motor se monta de manera que el eje del motor coincida con el eje de giro del montaje. La barra que sale del montaje hacia los lados permite medir el momento par de la hélice y motor como el producto de la longitud del brazo y el peso que balancea el montaje. Es necesario asegurarse de que el sistema esté balanceado antes de prender el motor para medir el momento par correctamente..

(29) IM-2006-I-30. 23. Figura 1.7 Foto del banco de pruebas – vista lateral. Figura 1.8 Foto del banco de pruebas – vista frontal.

(30) IM-2006-I-30. 24. 1.5.2 Equipos Los equipos utilizados fueron los siguientes: Banco de pruebas Motor Supertigre GS-40 Tanque de combustible para aeromodelo Servo Futaba S3003 + Control electrónico de radio control para controlar el acelerador del motor. Control Remoto Futaba FP-T4NBL Pesos Balanza electrónica aculab Tutor de turbina Wells Tubo pitot Grabadora de sonido. Combustible marca MFP con 5% de nitrometano 1.5.3 Procedimiento 1. Ubicar el banco de pruebas y sujetarlo firmemente por medio de prensas o pesos sobre la base. Si se está midiendo el empuje con viento relativo, debe ubicarse con el eje del motor alineado con la salida de la turbina Wells. 2. Balancear la barra para medir el momento par añadiendo pesos a los extremos y medir la distancia desde el eje de giro de la misma, hasta el punto donde se agregan los pesos para balancear..

(31) IM-2006-I-30. 25. 3. Ubicar la cuerda que balancea el empuje sobre la polea y sujetar el extremo de la cuerda a pesas que sumen 2 kg. Estas pesas deben reposar sobre la balanza electrónica y la cuerda debe caer en forma vertical sobre la misma. Anotar el valor que mide la balanza en este momento. 4. Prender la turbina Wells. (Omitir en la prueba estática) 5. Medir la velocidad del aire a la salida de la turbina. (Omitir en la prueba estática) 6. Prender el motor y dejarlo que corra un tiempo a una velocidad media-baja para calentarlo. 7. Estabilizar el motor a una velocidad baja. 8. Tomar la medición del empuje, restando el peso que indica la balanza del peso que marcaba inicialmente con el motor apagado. 9. Agregar pesos al extremo de la barra que mide el momento par hasta que se balancee. Anotar el peso añadido. 10. Grabar el sonido del motor y calcular la velocidad por medio de la transformada de Fourier. Este procedimiento se repite desde el paso 7, incrementando la velocidad del motor y tomando nuevas mediciones. Una vez se cubre el rango de velocidades que proporciona el conjunto de motor y hélice, se cambia la velocidad de la turbina Wells, se mide la velocidad del aire y nuevamente se vuelve al paso 7..

(32) IM-2006-I-30. 26. Con los datos tomados se realizan los siguientes cálculos: T = mT g. (1.5). M = mm gL. (1.6). ω=. 2π ⋅ RPM 60. (1.7). P = Mϖ. (1.8). PH = TV. (1.9). η=. PH P. (1.10). Donde: g: Constante de aceleración de la gravedad. 9.8 [m/s] mT: Masa medida por la balanza para balancear el empuje [kg] mm: Masa agregada a la barra transversal para balancear el momento par [kg] RPM: Velocidad angular de la hélice [RPM] ω: Velocidad angular de la hélice [rad/s] V: Velocidad del aire a la salida de la turbina Wells [m/s] P: Potencia al eje del motor [W] PH: Potencia entregada por la hélice [W] T: Empuje [N].

(33) IM-2006-I-30. 27. η: Eficiencia de la hélice La velocidad del aire no perturbado es cero en la prueba estática y por esta razón no se calcula la potencia y eficiencia de la hélice en este caso. 1.5.4 Datos y Resultados Longitud de la barra transversal (L) = 167 mm Densidad (ρ) = 0.88 kg/m3 Prueba estática Medición 1 2 3 4 5 6. Velocidad Peso empuje Peso momento par (RPM) mT (g) mm (g) 5 140 ± 120 243 ± 15 70 ± 3 6 930 ± 120 399 ± 15 90 ± 3 7 920 ± 120 553 ± 15 97 ± 3 9 030 ± 120 719 ± 15 101 ± 12 10 320 ± 120 974 ± 15 138 ± 3 11 340 ± 120 1129 ± 15 150 ± 3 Tabla 1.2 Datos prueba estática. Nota: el montaje del motor entra en resonancia a la velocidad de la medición 4 y por esta razón aumenta la incertidumbre de mm. Medición Velocidad ω Empuje T (N) Momento par Potencia motor P (W) (rad/s) M (N⋅m) 1 538.3 ± 12.6 2.4 ± 0.15 0.041 ± 0.005 22.0 ± 2.7 2 725.7 ± 12.6 3.9 ± 0.15 0.074 ± 0.005 53.4 ± 3.7 3 829.4 ± 12.6 5.4 ± 0.15 0.085 ± 0.005 70.6 ± 4.2 4 945.6 ± 12.6 7.0 ± 0.15 0.092 ± 0.005 86.7 ± 18.6 5 1 080.7 ± 12.6 9.5 ± 0.15 0.152 ± 0.005 164.5 ± 5.7 6 1 187.5 ± 12.6 11.1 ± 0.15 0.172 ± 0.005 204.1 ± 6.3 Tabla 1.3 Cálculos prueba estática.

(34) IM-2006-I-30. 28. Prueba con la turbina Wells Velocidad del aire (V) = (6.4 ± 0.1) m/s (Esta es la velocidad máxima de salida que proporciona la turbina) Velocidad Peso Empuje Peso momento par (RPM) mT (g) mm (g) 1 4 870 ± 120 119 ± 15 72 ± 3 2 8 340 ± 120 549 ± 15 106 ± 3 3 10 020 ± 120 919 ± 15 148 ± 3 Tabla 1.4 Datos prueba Wells. Medición. Medición 1 2 3. Velocidad ω (rad/s) 538,3 ± 12.6 725,7 ± 12.6 829,4 ± 12.6. Medición. Potencia motor Potencia hélice Eficiencia hélice η (%) P (W) PH (W) 22,5 ± 2.6 7,4 ± 0.9 33,0 ± 17.1 87,2 ± 4.5 34,4 ± 1.1 39,4 ± 6.0 176,9 ± 5.7 57,5 ± 1.3 32,5 ± 3.9 Tabla 1.5 Cálculos prueba Wells. 1 2 3. Empuje T (N) 1,17 ± 0.15 5,38 ± 0.15 9,01 ± 0.15. Momento par M (N⋅m) 0,044 ± 0.005 0,100 ± 0.005 0,169 ± 0.005.

(35) IM-2006-I-30. 29. 1.5.5 Análisis. Empuje vs. Velocidad Giro 12 Empuje (N). 10 8 Estática. 6. Turbina Wells. 4 2 0 4000. 6000. 8000. 10000. 12000. Velocidad de motor (RPM). Figura 1.9. Momento Par vs. Velocidad Giro. Momento par (Nm). 0,2 0,15 Estática. 0,1. Turbina Wells. 0,05 0 0. 5000. 10000. Velocidad de motor (RPM). Figura 1.10. 15000.

(36) IM-2006-I-30. 30. Potencia vs. Velocidad Giro. 200. Motor - Estática. 150. Motor - Turbina Wells 100. Hélice - turbina Wells. 50 0 0. 5000. 10000. 15000. Velocidad de motor (RPM). Figura 1.11. Coeficientes Adimensionales 2,00 Eficiencia. Coeficiente. Potencia (W). 250. 1,50 Coeficiente de empuje x 10. 1,00 0,50. Coeficiente de potencia. 0,00 0. 0,1. 0,2. 0,3. Relación de Avance J (V/nD). Figura 1.12. 0,4.

(37) IM-2006-I-30. 31. Las figuras anteriores muestran que la tendencia general es de un crecimiento aproximadamente lineal del empuje y la potencia como función de la velocidad del motor. Se observa un leve aumento del momento par que requiere la hélice en la medición con la turbina Wells, y por esta razón se disminuye la velocidad máxima que puede alcanzar el motor. Aparentemente esta mayor carga sobre el motor es lo que limita un empuje mayor en la prueba con la turbina Wells, ya que los puntos de empuje de la esta prueba y la prueba estática caen sobre una misma recta en la figura 1.9. Es evidente que la hélice no es muy eficiente a la velocidad del aire disponible. Sería necesario obtener una hélice con un menor paso que proporcione mayor empuje a bajas velocidades si fuera posible. El empuje máximo que se obtuvo en la prueba estática es adecuado para la hélice y motor utilizados. Pruebas de la empresa Flyquiet reportan una velocidad máxima de 11 500 RPM y un empuje de 15 N para un motor de 0.4 pulgadas cúbicas de desplazamiento con una hélice 10x6 en una prueba estática (Website Flyquiet, 2002). La densidad en Bogotá es menor a la densidad al nivel del mar por un factor de 0.71. El empuje y momento par de la hélice y el motor dependen directamente de la densidad y se deberían reducir por este mismo factor. De esta manera, la disminución del momento par del motor se compensa con la reducción del par que requiere la hélice en la misma proporción, y se debería poder llegar a la misma velocidad con un menor empuje. El empuje máximo de acuerdo a esta reducción sería de 10.65 N. La diferencia entre esta aproximación y la medición.

(38) IM-2006-I-30. 32. realizada es de 3.7%. La potencia máxima medida de 204 W es mucho menor a la máxima potencia de 1.15 HP (857.5 W) a 15 500 RPM de las especificaciones del fabricante. La hélice utilizada no permite que el motor opere a este velocidad para poder probar su rendimiento. Aún así, las pruebas realizadas por Flyquiet con motor y hélice similares permiten validar en parte estos resultados.. 1.6 CONCLUSIONES El conjunto de motor y hélice disponibles proporcionan un empuje adecuado para el paramotor, si bien sería útil contar con una hélice más eficiente para la condición de diseño. Aunque no se realizaron pruebas a la velocidad de crucero objetivo de 8.3 m/s por las restricciones de la turbina Wells, no es de esperarse que el empuje que proporciona la hélice disminuya abruptamente a esta velocidad. Por ejemplo con una meta conservativa de utilizar aproximadamente 6 N de empuje en la condición de crucero, y con una relación de planeo de 4:1, típica en un paramotor de ala rectangular, se podría operar el paramotor con un peso total aproximado de 2.4 kg..

(39) IM-2006-I-30. 33. 2. LA INSTRUMENTACIÓN 2.1 INTRODUCCIÓN Dentro de las todas las variables que pueden medirse en un vehículo aéreo, se han seleccionado cuatro variables representativas: La velocidad del motor La altura con respecto al lugar de despegue La velocidad aérea Aceleración Con excepción de la velocidad del motor, la medición de estas variables se ajusta por medio de una etapa de acondicionamiento de señal que produce un voltaje que se registra con un data logger HOBO H8. Este HOBO registra voltajes en un rango de (0 – 2.5) V DC a una frecuencia de muestreo máxima de 2 Hz..

(40) IM-2006-I-30. 34. Figura 2.1 Circuitos de acondicionamiento de señal 2.2 MEDICIÓN DE LA VELOCIDAD DEL MOTOR 2.2.1 Introducción De acuerdo a la figura 1.9, la velocidad del motor permite estimar el empuje que está produciendo la hélice. La medición directa de la velocidad del motor por medio de algún dispositivo sobre el eje de salida se dificulta en este caso. El motor tiene un eje de salida pequeño y está completamente ocupado por la hélice. Teniendo esto en cuenta, se optó por utilizar el sonido emitido por el motor junto con un procesamiento posterior por medio de la transformada de Fourier para calcular la velocidad del motor. La cámara inalámbrica utilizada como parte del paramotor cuenta con un micrófono para grabar el sonido. 2.2.2 Procedimiento de medición La transformada de Fourier es una herramienta que permite representar cualquier función como una suma de senos y cosenos (Beckwith & Marangoni & Lienhard,.

(41) IM-2006-I-30. 35. 1993, cap. 4). Al procesar la señal de esta forma, se ve claramente la magnitud de cada frecuencia que la compone. En el caso del motor de aeromodelo se esperaría encontrar un pico en la intensidad del sonido alrededor de la frecuencia que corresponde a la velocidad de giro expresada en (revoluciones / unidad de tiempo) y probablemente otros picos en múltiplos de esta frecuencia base. En los casos donde no se tiene una función continua como entrada se utiliza una versión discreta de la transformada de Fourier. Este es el caso del sonido digital, ya que este sonido se muestrea a una frecuencia definida. Esta frecuencia de muestreo es muy importante dentro del algoritmo de la transformada discreta de Fourier. El criterio de Nyquist define que la frecuencia de muestreo debe ser al menos el doble de la frecuencia más alta que se desea detectar. El motor SuperTigre GS-40 utilizado en el paramotor opera a una velocidad máxima de 17 000 RPM o el equivalente a 283 Hz. Las frecuencias de muestreo típicas se encuentran entre 11 000 Hz y 44 000 Hz. Estas son más que suficientes para detectar la velocidad a la cual gira el motor y varios de sus armónicos. La frecuencia de muestreo también influye en la resolución que proporciona este algoritmo como lo explica la siguiente relación:. f´min =. 1 1 f = = s = ∆f T N∆T N. Donde: f min : Frecuencia mínima detectada. T: Tiempo total de medición. (2.1).

(42) IM-2006-I-30. 36. N: Número de datos en la muestra f s : Frecuencia de muestreo. ∆f : Resolución de la salida El algoritmo detecta frecuencias que van desde f min hasta f s / 2 en incrementos de. ∆f . La ecuación 2.1 muestra la importancia de la frecuencia de muestreo, especialmente en relación con la resolución ∆f a la salida de la transformada discreta de Fourier. Si la entrada es estable a través del tiempo, basta con cumplir con el requisito de Nyquist y medir por el tiempo que sea necesario para obtener la resolución deseada. En el caso del motor, la velocidad puede variar y por lo tanto la medición equivale a aplicar la trasformada de Fourier periódicamente para ver la evolución de las frecuencias a traves del tiempo. Este procedimiento se ilustra en la figura 2.1, en donde cada medición consiste en realizar una transformada discreta de Fourier para el intervalo de tiempo.. Figura 2.2 Intervalos de medición.

(43) IM-2006-I-30. 37. Esta medición se realizó por medio de un programa para análisis de sonido llamado Sepctrogram 6.0. Este programa analiza una entrada de sonido y en tiempo real crea una historia de las frecuencia presentes a través del tiempo. Este programa permite seleccionar la frecuencia de muestreo, el rango de frecuencias analizadas, el número de puntos que se incluyen en cada medición y la escala que se utiliza en la imagen que se produce. A continuación la figura 2.3 muestra un ejemplo de este análisis para el sonido del motor. La escala de colores se ha modificado para resaltar las frecuencias significativas.. Figura 2.3 Análisis por medio de Sonogram 6.0.

(44) IM-2006-I-30. 38. En la parte izquierda de la figura 2.3 se muestra el análisis para el sonido del motor por un intervalo de 2 segundos. La primera línea horizontal oscura cercana a los 90 Hz corresponde a la velocidad de giro del motor. Las demás líneas que le siguen ocurren en múltiplos de esta primera frecuencia. La información acerca de la posición del cursor sobre la imagen se detalla en la ventana Scan Input de la figura 2.3. Esta ventana reporta la frecuencia indicada, en este caso (88 ± 1.3) Hz o (5 280 ± 78) RPM. La incertidumbre es producto de la resolución que proporciona el número de puntos que se incluyen en esta medición.. Análisis Fourier 0,04 0,035. Amplitud. 0,03 0,025 0,02 0,015 0,01 0,005 0 0. 100. 200. 300. 400. 500. 600. Frecuencia (Hz). Frecuencia de muestreo (fs) 44100 Hz Tiempo de muestreo (T) 0.116 s Frecuencia de Nyquist (fnyq) 22050 Hz 8.613 Hz Resolución (∆f) Número de datos (N) 5120 Figura 2.4 Análisis de Fourier en Excel. 700.

(45) IM-2006-I-30. 39. Para verificar este resultado se creo un Macro en Excel que realiza la transformada de Fourier a una señal. La figura 2.4 muestra el resultado para un intervalo de 0.116 s del mismo sonido analizado en la figura 2.3. En las dos figuras (2.3 y 2.4) se observan los mismos picos de intensidad. 2.2.3 Calibración Se comparó este procedimiento de medición por sonido y transformada de Fourier contra una medición con un Estroboscopio Nova Strobe BB con una incertidumbre de ± 1 RPM, según su fabricante. Frecuencia Frecuencia Medición Estroboscopio (Hz) Fourier (Hz) Error (%) 1 85.67 ± 0.016 86.0 ± 0.7 0.39 2 115.15 ± 0.016 115.6 ± 0.7 0.39 3 81.17 ± 0.016 82.6 ± 0.7 1.77 Tabla 2.1 Comparación de mediciones Estas mediciones demuestran que es un procedimiento confiable. Es evidente que la incertidumbre es mayor que la de un estroboscopio, pero esta no es significativa en relación con la irregularidad misma de este motor de combustión interna. Este fenómeno es evidente en irregularidad que presenta el sonido en la figura 2.3.. 2.3 MEDICIÓN DE LA ALTURA 2.3.1 Introducción La presión atmosférica varía sensiblemente con la altura. Los meteorólogos utilizan un modelo (Ecuación 2.2) llamado la fórmula barométrica (Barometric.

(46) IM-2006-I-30. 40. formula, Wikipedia, 2006).. P = P0 e − Mg 0 z /( RT ). (2.2). Donde (en unidades SI) : P0: Presión a nivel del mar. 101 325 [Pa] e: Base del logaritmo natural M: Peso molecular del aire. 0.029 [kg/mol] z: Altura [m] R: Constante universal de los gases. 8.314 J/(K mol) T: Temperatura [K]. Presión (Pa). Presión vs Altura 78000 77000 76000 75000 74000 73000 72000 71000 2200. y = -8,6646x + 97416 R2 = 0,9999. 2400. 2600. 2800. 3000. Altura (m). Figura 2.5 La figura 2.5 muestra la evolución de la presión en un rango entre los 2 300 m y los 3 000 m sobre el nivel del mar suponiendo una temperatura de 293K. La sabana de Bogotá, el escenario de las pruebas de vuelo, se encuentra a un.

(47) IM-2006-I-30. 41. promedio de 2 600 m.s.n.m. En el rango mostrado se encuentra una variación lineal con una pendiente de –8.7 Pa/m. Dentro del rango ilustrado, el ajuste lineal a este modelo es excelente, como lo demuestra el coeficiente de la correlación (R2) muy cercano a 1. 2.3.2 Diseño El objetivo es medir un rango de al menos 200 m sobre el sitio de despegue, lo cual equivale a un diferencial de 1.733 kPa. Se define un objetivo de medición de 1.75 kPa dentro del rango de salida de (0 – 2.5) V que acepta el HOBO. Se utilizó el transductor de presión Motorola MPX2010DP que se encuentra disponible en el laboratorio. Característica Valor Unidad Entrada: Voltaje de alimentación 10 - 16 V Entrada: Rango de presión 0 - 10 kPa Salida: Rango completo - VFss 24 - 26 mV 2.5 mV/kPa Salida: Sensibilidad (∆V/∆P) Salida: Histéresis de presión 0.1% %VFss Salida: Tiempo de respuesta (10% - 90%) 1.0 ms Tabla 2.2 Características del Transductor MPX2010DP.

(48) IM-2006-I-30. 42. Transductor. -. Acondicionamiento de señal. + Presión atmosférica. Recipiente sellado a la presión del despegue. + Salida (0 - 2.5) V. Figura 2.6 Esquema del diseño Para medir un diferencial de presión es necesario contar con una referencia. El diseño de la figura 2.6 define como referencia la presión dentro de un recipiente sellado. A medida que el paramotor se eleva, la presión en el puerto negativo del transductor debe caer con respecto a la referencia. La etapa de acondicionamiento de señal eleva el voltaje de salida del transductor de (0 – 5) mV a (0 – 2.5) V para el rango de 1.75 kPa. Se utilizó un amplificador de instrumentación Texas Instruments INA128 con una ganancia de 437.5. 2.3.3 Calibración. Figura 2.7 Transductor de presión Para calibrar el transductor se dispuso una columna de agua sobre la entrada positiva. La presión se alteró cambiando la altura de la columna de agua. La figura 2.8 muestra los datos tomados y el ajuste lineal que se aplicó..

(49) IM-2006-I-30. 43. Calibración del Transductor de Presión 2,5. Salida (V). 2 Datos. 1,5. Ajuste Lineal 1 y = 0,0014x - 0,0053 R2 = 0,9997. 0,5 0 -0,5. 0. 500. 1000. 1500. 2000. Diferencial de presion (Pa). Figura 2.8 Para verificar el funcionamiento del recipiente sellado y observar las variaciones naturales de la presión atmosférica, se conectó una jeringa de 20 ml sellada por su émbolo al puerto positivo del transductor. El émbolo permite graduar la presión de referencia si es necesario. Como instrumento de referencia se utilizó un transductor Omega PX209-015A5V. Este transductor mide presión absoluta entre 0 psi y 15 psi. Los dos transductores se conectaron simultáneamente a una tarjeta de adquisición de datos Labjack. Las mediciones realizadas se muestran en la figura 2.9 como la presión manométrica con respecto al tiempo de inicio de la medición..

(50) IM-2006-I-30. 44. Diferencial de Presión (Pa). Comparación de Transductores 200 150 100 Omega PX209015A5V. 50 0. MPX2010DP. -50 -100 -150 -200 0. 2000. 4000. 6000. 8000. Tiempo (s). Figura 2.9 No hay concordancia entre los valores ni la tendencia que muestra cada transductor, aunque las variaciones en ambos casos son pequeñas. Los cambios instantáneos en la presión reportados por el transductor Omega no tienen mucho sentido. En otra prueba similar realizada con el transductor MPX2010DP únicamente se observaron variaciones en el voltaje equivalentes a 71 m de altura en menos de media hora. El alto nivel de incertidumbre observado no permite medir variaciones en la altura con la resolución deseada y por está razón se optó por no incluir esta medición como parte de la instrumentación de vuelo..

(51) IM-2006-I-30. 45. 2.4 MEDICIÓN DE LA VELOCIDAD AÉREA 2.4.1 Introducción Uno de los parámetros importantes que se definen en el diseño del paramotor es la velocidad de vuelo, particularmente la velocidad de crucero. Esta medición de velocidad del aire en un flujo libre generalmente se mide por medio de tres instrumentos principales: tubo de Pitot, turbina y anemómetro de hilo caliente (Beckwith & Marangoni & Lienhard, 1993, cap. 15). Por facilidad de construcción la selección inicial se limita al tubo de Pitot y la turbina. El tubo de Pitot funciona midiendo la presión dinámica del flujo.. Pd =. 1 ρV 2 2. (2.3). Donde: Pd: Presión dinámica. ρ: Densidad del fluido V: Velocidad del fluido Con una velocidad objetivo de 8.3 m/s y una densidad del 0.88 kg/m3 en Bogotá, la presión dinámica sería de 30.5 Pa. Medir adecuadamente un diferencial de presión tan bajo en vuelo es complicado y se descarta esta opción..

(52) IM-2006-I-30. 46. 2.4.2 Diseño El diseño consiste de un generador de voltaje, un pequeño motor DC diseñado para un reproductor de disco compacto, acoplado a una hélice en función de un molino eólico. El motor utilizado tiene la característica de operar a alta velocidad confiablemente y ofrece un momento par de arranque bajo, ideal para facilitar el arranque a una baja velocidad. A este motor se acopló una hélice de aeromodelo eléctrico de 110 mm de diámetro. Se agregó una segunda hélice idéntica para completar cuatro aspas y de esta manera duplicar el momento par de arranque.. Acondicionamiento de señal. + Salida (0 - 2.5) V. Figura 2.10 Esquema del Diseño El voltaje que sale del motor ingresa a la etapa de acondicionamiento de la señal, donde se divide entre cuatro por medio de un divisor de voltaje construido a partir de resistencias. Esta cuarta parte del voltaje de entrada se amplifica por medio de un amplificador operacional de tipo seguidor..

(53) IM-2006-I-30. 47. 2.4.3 Calibración. Figura 2.11 Foto del Anemómetro La calibración del anemómetro se realizó exponiéndolo a un flujo de aire en el túnel de viento del laboratorio. Primero se determinó la relación entre la velocidad del aire y la frecuencia del motor que genera el flujo. La velocidad del aire se midió por medio del tubo de Pitot disponible en el laboratorio. La figura 2.12 muestra el resultado de este procedimiento..

(54) IM-2006-I-30. 48. Calibración tunel de viento. Velocidad aire (m/s). 16 14 12. Mediciones Ajuste Lineal. 10 8 6. y = 0,3007x - 0,0703 2 R = 0,9987. 4 2 0 0. 20. 40. 60. Frecuencia (Hz). Figura 2.12. Calibración del Anemómetro 2,5. Salida (V). 2 Mediciones. 1,5. Ajuste Lineal. 1 y = 0,2091x - 0,1671 2 R = 0,9918. 0,5 0 0. 5. 10. 15. Velocidad aire (m/s). Figura 2.13 La figura 2.13 muestra el rango medido en la calibración. La velocidad mínima de arranque del anemómetro corresponde a 4.4 m/s..

(55) IM-2006-I-30. 49. 2.5 MEDICIÓN DE ACELERACIÓN 2.5.1 Introducción La medición de la aceleración permite verificar algunas características importantes de vuelo. De acuerdo a la orientación del acelerómetro es posible medir variables como la aceleración al despegue y freno y variaciones abruptas de la velocidad en vuelo causadas por ráfagas de viento. 2.5.2 Diseño La base del diseño es un acelerómetro micro mecanizado en un circuito integrado Motorola MMA2260D. Característica Valor Unidad Entrada: Voltaje de alimentación 4.75 – 5.25 V Entrada: Rango de aceleración ± 1.5 (14.7) g (m/s2) Salida: Cero g 2.5 V Salida: Sensibilidad 1200 mV/g Tabla 2.3 Características del Acelerómetro MMAD2260D. Aceleración. Acondicionamiento de señal. + Salida (0 - 2.5) V. Figura 2.14 Esquema del diseño El voltaje de salida del circuito integrado ingresa a la etapa de acondicionamiento.

(56) IM-2006-I-30. 50. de la señal, donde se divide entre dos por medio de un divisor de voltaje construido a partir de resistencias. Este voltaje se amplifica por medio de un amplificador operacional de tipo seguidor. 2.5.3 Calibración. Figura 2.15 Foto del acelerómetro El acelerómetro se calibró por medio de un montaje de inclinación para cubrir el rango ± 1 g. En este montaje, ilustrado en la figura 2.16, el acelerómetro detecta la componente vertical de la gravedad, de acuerdo a la ecuación 2.4.. a = g cosθ. (2.4). Donde: a: Aceleración detectada g: Aceleración de la gravedad. θ: Ángulo de inclinación, de acuerdo a la figura 2.16 El ángulo θ se varió en un rango de 0° a 180° en incrementos de 10°..

(57) IM-2006-I-30. 51. Figura 2.16 Montaje de Calibración. Calibración Acelerómetro 2. Voltaje (V). 1,5 Mediciones 1. Ajuste Lineal. 0,5. y = -0,0637x + 1,2299 R2 = 0,9997. 0 -10. -5. 0. 5. Aceleración (m/s2). Figura 2.17. 10.

(58) IM-2006-I-30. 52. No es posible cubrir todo el rango de ± 1.5g en la calibración con este montaje pero la característica lineal del sensor permite predecir el comportamiento aún por fuera del rango incluido en la calibración..

(59) IM-2006-I-30. 53. 3. FUSELAJE 3.1 DISPOSICIÓN GENERAL La disposición general del fuselaje diseñado es similar a la disposición de un paramotor real. Básicamente es un triciclo con una llanta delantera.. La. construcción generalmente se realiza a partir de un marco de tubos de acero o aluminio de aviación. Este diseño será modificado para proveer un espacio cerrado para ubicar la electrónica del control remoto, los servos y la electrónica de la instrumentación. Este espacio cerrado debe proteger a estos elementos en caso de un choque. En el diseño se utilizan elementos del hobby de aeromodelismo de una manera extensa por su idoneidad para estos modelos a escala.. 3.2 MATERIALES Se desea construir un modelo que resista los impactos esperados en la etapa de pruebas. Por esta razón se utilizó el aluminio y el policarbonato como los materiales principales para la construcción por su resistencia, peso, tenacidad y facilidad de procesamiento..

(60) IM-2006-I-30. 54. 3.3 DISEÑO FINAL. Figura 3.1 Foto del fuselaje. Figura 3.2 Foto del fuselaje.

(61) IM-2006-I-30. 55. El fuselaje mide aproximadamente 480 mm de largo, 420 mm de ancho y 340 mm de alto (sin el anemómetro). Los planos de ingeniería del diseño se encuentran en el Anexo F. El vehículo tiene una masa de 2020 g incluyendo la cámara y la instrumentación. 3.3.1 Soporte del parapente. Figura 3.3 Foto de planta del soporte del parapente. Figura 3.4 Foto del sistema de dirección.

(62) IM-2006-I-30. 56. El soporte del parapente se acopla por medio de un collarín que se sujeta a una eje que gira libremente. Este collarín permite desplazamientos en la dirección del eje mostrado en la figura 3.3 para acomodar cambios en el centro de gravedad. La figura 3.4 muestra el servo que controla la inclinación del soporte empotrado a la parte inferior del fuselaje. Este servo se conecta al soporte por medio de un pushrod que ejerce un momento par que lo hace girar. Al inclinar el soporte del parapente la fuerza aerodinámica actúa a un ángulo con respecto al centro de gravedad del fuselaje y este gira. 3.3.2 Ubicación y Control del Motor. Figura 3.5 Foto del motor El motor está sujeto a las dos placas de policarbonato en los lados. Un servo montado sobre el lado del fuselaje controla la apertura del carburador por medio de un pushrod..

(63) IM-2006-I-30. 57. 3.3.3 Montaje de la Cámara. Figura 3.6 Foto del montaje de la cámara La cámara está montada sobre un servo como se muestra en la figura 3.6. Se ha elevado para evitar que el fuselaje aparezca en la imagen. El servo la gira aproximadamente 30° en ambas direcciones. 3.3.4 Sistema de Dirección en Tierra. Figura 3.7 Foto del sistema de dirección en tierra.

(64) IM-2006-I-30. 58. La dirección en tierra se construyó con un sistema de tren de aterrizaje delantero Great Planes. El mismo servo de la cámara se conecta al tren de aterrizaje por medio de un pushrod para controlar la dirección. 3.3.5 Ubicación de los sensores. Figura 3.8 Foto del anemómetro El anemómetro se ubicó de manera que estuviera en una zona donde el aire no estuviera perturbado por la hélice. Para evitar esta perturbación se debe ubicar el anemómetro al menos a una distancia equivalente a el doble del área de la hélice (Álvaro Pinilla, comunicación personal, Abril de 2006).. Aa ra2 = = 2 → ra = rH 2 = 127 2 = 179.6 mm AH rH2 Donde: Aa: Área equivalente al doble del área de la hélice. (3.1).

(65) IM-2006-I-30. 59. Ah: Área de la hélice ra: Radio que produce el doble del área de la hélice rh: Radio de la hélice (127 mm) Se dejó un margen de seguridad adicional y se ubicó el anemómetro de manera que la punta de las aspas están ubicadas a una distancia de 250 mm del centro área de la hélice.. Figura 3.9 Foto del acelerómetro El acelerómetro se ubica sobre una de las paredes laterales del fuselaje. Está orientado para medir la aceleración en la dirección del movimiento.. 3.4 ESTIMACIÓN DEL ARRASTRE Para estimar el arrastre del fuselaje se realizó una simulación por medio de CFD. La geometría simulada se modeló en Solid Edge v. 15. El modelo utilizado no corresponde al diseño final ya que este se modificó durante la etapa de pruebas final y la licencia de CFX no estuvo disponible para repetir las simulaciones en este momento..

(66) IM-2006-I-30. 60. Figura 3.8 Modelo del fuselaje para simulación CFD 3.4.1 Parámetros de la simulación Programas utilizados: Ansys CFX Ansys Workbench CFX-MESH Propiedades del enmallado: Tipo de elementos: Tetrahedros Enmallado superficial: Delaunay Estrategia de enmallado: Advancing Front and Inflation 3D Número de nodos: 84 140 Número de elementos: 450 980.

(67) IM-2006-I-30. 61. Figura 3.9 Fronteras enmalladas Fronteras: Medio fuselaje en una zona de prueba de 3 m x 1.4 m x 0.7 m. Propiedades del fluido Tipo de fluido: Aire gas ideal Presión: 74.0 kPa Temperatura: 300 K Modelo de turbulencia: Shear Stress Transport Condiciones de frontera: Entrada (Inlet): Pared frontal, superior e inferior o Tipo: Subsónica o Velocidad cartesiana [m/s] (u, v, w): (-8.33, 0, 0) o Turbulencia: media (5%) Salida (Outlet): Pared trasera o Tipo: Subsónica.

(68) IM-2006-I-30. 62. o Presión relativa: 0 Pa Simetría (Symmetry): Plano de corte simétrico del carro Pared sin deslizamiento (No-slip wall):. Superficie del fuselaje. o Tipo: Pared suave 3.4.2 Resultados de la simulación Se realizaron dos simulaciones, una con una inclinación de 0° detallada en la sección 3.4.1 y otra igual en todo, excepto una inclinación con respecto al fluido de 15°.. Las componentes de la entrada de velocidad cartesiana son (-8.046, 0,. 2.083) [m/s] en este segundo caso. Los resultados que se muestran a continuación corresponden a medio fuselaje. Resultados a 0° Arrastre: 0.152 N Sustentación: 0 N Resultados a 15° Arrastre: 0.198 N Sustentación: 0.225 N Es evidente que el cambio en inclinación aumenta el arrastre significativamente y crea una nueva fuerza de sustentación del mismo orden de magnitud..

(69) IM-2006-I-30. Figura 3.10 Magnitud de la velocidad sobre el plano de simetría. 63.

(70) IM-2006-I-30. 64. Figura 3.11 Detalle de vectores de velocidad sobre el plano de simetría En la figura 3.10 se observa la estela que deja el fuselaje al perturbar el fluido. También se observa que dentro del fuselaje la velocidad es prácticamente cero aún teniendo la parte superior descubierta. Sin embargo se espera que con la hélice funcionando en la parte trasera el aire al interior del fuselaje sea perturbado. Aún con esta modificación, la simulación da una idea del arrastre esperado..

(71) IM-2006-I-30. 65. 4. EL PARAPENTE 4.1 INTRODUCCIÓN A través de su historia el parapente ha evolucionado desde un paracaídas hasta su estado actual. El parapente hoy en día se ha especializado y su diseño incluye mejoras como perfiles aerodinámicos especializados, plantas elípticas, relaciones de aspecto mayores, configuración de cuerdas a varios niveles para reducir el arrastre, tela sin porosidad que frena rasgaduras y líneas de kevlar. Todas estas mejoras han incrementado la seguridad, la vida útil y su rendimiento donde se ha llegado a velocidades superiores a 50 km/h y relaciones de planeo superiores a 9:1.. Figura 4.1 Foto de un parapente (Les Moulins d'Isaby, 2006).

(72) IM-2006-I-30. 66. Dentro del ámbito de los parapentes motorizados han convivido los parapentes modernos y los parapentes iniciales más parecidos a un paracaídas rectangular. Estos segundos, llamados paracaídas motorizados, tienen la ventaja de tener un menor costo inicial y un área mayor para una misma envergadura si se comparan con un parapente elíptico.. 4.2 OBJETIVOS DE DISEÑO El diseño que se propone es un prototipo simplificado con las siguientes características en la construcción: Planta rectangular Construcción con una sola pieza de tela Perfiles rígidos construidos en poliestireno expandido Dos filas de cuerdas a dos niveles Sistema de dirección por barra de inclinación El diseño debe cumplir las siguientes características de vuelo en las condiciones atmosféricas de la ciudad de Bogotá: Velocidad de vuelo estable: 30 km/h (8.33 m/s) Sustentación: 20 N.

(73) IM-2006-I-30. 67. 4.3 ELECCIÓN DEL PERFIL AERODINÁMICO 4.3.1 Número de Reynolds El número de Reynolds es un parámetro que relaciona las fuerzas inerciales con la fuerzas viscosas para un flujo. Este parámetro y el número de Mach son los parámetros que permiten establecer la similitud entre dos flujos alrededor de un mismo objeto (Anderson, 2001, p. 36). Re = VD / v. (4.1). M =V /a. (4.2). Donde: Re: Número de Reynolds V: Velocidad del flujo D: Dimensión representativa M: Número de Mach a: Velocidad del sonido en el medio v : Viscosidad cinemática. Para Números de Mach menores a 0.3, el flujo se considera incompresible y pierde importancia este número como parámetro de similitud. El número de Reynolds en un perfil aerodinámico utiliza la cuerda como la dimensión representativa. En un parapente real este número es del orden de 2 000 000 (Aupetit, 2001, p. 60). Para la escala reducida del paramotor se espera que el diseño opere con un número de Reynolds del orden de 200 000 a 400 000. No.

(74) IM-2006-I-30. 68. todos los perfiles se comportan adecuadamente bajo un número de Reynolds bajo y por esto es importante este parámetro en la selección de un perfil adecuado 4.3.2 Coeficiente de Momento El momento aerodinámico define la tendencia del perfil a girar sobre su propio eje. Esta tendencia generalmente se expresa en forma de coeficiente y normalmente se define con respecto al primer cuarto de cuerda a partir del borde de ataque (Ecuación 4.3). Este coeficiente de momento permite predecir la ubicación del centro de presión, el punto donde el momento aerodinámico es cero.. cm ,c / 4 =. 2M ' ρV 2c 2. ⎛1 c ⎞ xcp = c⎜⎜ − m , c / 4 ⎟⎟ cl ⎠ ⎝4. (4.3). (4.4). Donde:. cm ,c / 4 : Coeficiente de momento con respecto a la cuarta cuerda cl : Coeficiente de sustentación M’: Momento par aerodinámico por unidad de longitud. ρ: Densidad del fluido c: Cuerda L’: Sustentación por unidad de longitud D’: Arrastre por unidad de longitud. xcp : Posición del centro de presión.