ES2928138B2 - Aeronave ultraligera de propulsion solar - Google Patents
Aeronave ultraligera de propulsion solar Download PDFInfo
- Publication number
- ES2928138B2 ES2928138B2 ES202130432A ES202130432A ES2928138B2 ES 2928138 B2 ES2928138 B2 ES 2928138B2 ES 202130432 A ES202130432 A ES 202130432A ES 202130432 A ES202130432 A ES 202130432A ES 2928138 B2 ES2928138 B2 ES 2928138B2
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- aircraft
- wing
- maximum
- power
- solar
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000011068 loading method Methods 0.000 claims description 24
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 18
- 229910001416 lithium ion Inorganic materials 0.000 claims description 10
- HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N Lithium ion Chemical group [Li+] HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims description 6
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910021421 monocrystalline silicon Inorganic materials 0.000 claims description 4
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 claims 3
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 claims 3
- 210000004027 cell Anatomy 0.000 description 72
- 238000013461 design Methods 0.000 description 62
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 34
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 23
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 16
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 16
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 14
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 13
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 13
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 9
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 9
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 9
- 230000002860 competitive effect Effects 0.000 description 8
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 description 7
- 230000006399 behavior Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 6
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 239000003792 electrolyte Substances 0.000 description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical group C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 241000196324 Embryophyta Species 0.000 description 2
- 235000010599 Verbascum thapsus Nutrition 0.000 description 2
- 244000178289 Verbascum thapsus Species 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 238000004873 anchoring Methods 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 2
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 2
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 2
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 210000003205 muscle Anatomy 0.000 description 2
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 2
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 2
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 2
- 230000035899 viability Effects 0.000 description 2
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 2
- 241000173371 Garcinia indica Species 0.000 description 1
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 239000002952 polymeric resin Substances 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010703 silicon Substances 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 1
- 229920003002 synthetic resin Polymers 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C31/00—Aircraft intended to be sustained without power plant; Powered hang-glider-type aircraft; Microlight-type aircraft
- B64C31/02—Gliders, e.g. sailplanes
- B64C31/024—Gliders, e.g. sailplanes with auxiliary power plant
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L50/00—Electric propulsion with power supplied within the vehicle
- B60L50/50—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells
- B60L50/52—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells characterised by DC-motors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L50/00—Electric propulsion with power supplied within the vehicle
- B60L50/50—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells
- B60L50/60—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells using power supplied by batteries
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L8/00—Electric propulsion with power supply from forces of nature, e.g. sun or wind
- B60L8/003—Converting light into electric energy, e.g. by using photo-voltaic systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
- B64D27/35—Arrangements for on-board electric energy production, distribution, recovery or storage
- B64D27/353—Arrangements for on-board electric energy production, distribution, recovery or storage using solar cells
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L2200/00—Type of vehicles
- B60L2200/10—Air crafts
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L2220/00—Electrical machine types; Structures or applications thereof
- B60L2220/10—Electrical machine types
- B60L2220/16—DC brushless machines
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Transportation (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Sustainable Energy (AREA)
- Compositions Of Macromolecular Compounds (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
Description
DESCRIPCIÓN
AERONAVE ULTRALIGERA DE PROPULSIÓN SOLAR
CAMPO TÉCNICO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere al campo de la aviación, y más en concreto a una aeronave que utiliza la energía solar como fuente de su sistema de propulsión y que, además, cumple diversos criterios de diseño (legal, dimensional y energético) y una serie de características de vuelo que adscriben a la aeronave de la presente invención dentro del sector de la aviación ultraligera solar.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Desde la década de los años 70, muchos fabricantes e investigadores han trabajado en reducir el coste y aumentar las prestaciones (especialmente en términos de autonomía, alcance y velocidad de vuelo) de prototipos de aeronaves solares tripuladas.
Entre los diversos prototipos de aeronaves de propulsión solar tripuladas descritas en el estado de la técnica, se encuentran, por ejemplo, el Solar Challenger que era una aeronave ultraligera de diseño convencional: ala alta, 14,2 m de envergadura, con un peso en vacío de 100 kg y un sistema fotovoltaico con un 12,5 % de rendimiento medio. Uno de los avances importantes llevados a cabo en este prototipo fue el perfil aerodinámico empleado, dado que contaba con un perfil que se mantenía plano en el 85 % de la cuerda, facilitando en gran medida la integración del sistema fotovoltaico. La ganancia de potencia y el ahorro de peso compensaban la pérdida de eficiencia aerodinámica. El Solar Challenger realizó un vuelo de 5 horas y 23 minutos empleando únicamente energía solar (sin ningún sistema del almacenamiento a bordo), convirtiéndose así en la primera aeronave solar en cruzar el Canal de la Mancha. Sin embargo, las características aerodinámicas de este modelo eran muy pobres, traduciéndose, entre otras repercusiones, en una baja tasa de planeo. Además, esta aeronave no contaba con baterías a bordo, punto que incrementaba su vulnerabilidad energética al depender por completo de la radiación solar para volar, comprometiéndose así la seguridad. Finalmente, la velocidad de crucero que alcanzaba el Solar Challenger era de solo 74 km/h, valor que, aunque queda enmarcado dentro del rango habitual de las aeronaves ultraligeras, no se corresponde con una velocidad de vuelo atractiva para el piloto privado actual. La baja velocidad de este prototipo se debe principalmente a su extremada baja carga alar (8,3 kg/m2), a su pobre aerodinámica y a la limitada potencia del sistema de propulsión, que únicamente podía proporcionar un máximo de 2500 W a nivel del mar.
En la segunda mitad de los años 80 aparecieron motoveleros solares como el Sunseeker I y II, y el Sunseeker Duo (biplaza), siendo la envergadura de este último de 22 m. La elevada envergadura de estos modelos los desmarca del panorama de la aviación ultraligera, dado que una elevada envergadura limita la operatividad práctica. Por otro lado, el motovelero solar Icaré 2 de la Universidad de Stuttgart, presentado en 1996, tenía una envergadura alar de 25 m y contaba con células fotovoltaicas de silicio monocristalino (de un rendimiento medio del 17 %) repartidas por la superficie alar y el timón de profundidad, las cuales generaban 3,6 kW de potencia pico en condiciones estándar de medida (que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y temperatura de célula de 25°C). El Icaré 2 era capaz de mantener el vuelo horizontal con el aporte energético directo de la solución fotovoltaica mientras que el despegue se realizaba con el apoyo de las baterías, pero su envergadura era también demasiado elevada (25 m) y su peso, de 390 kg, superaba el límite estipulado para una aeronave ultraligera monoplaza.
Por otro lado, ya en el 2012 apareció el modelo Elektra Solar One, una aeronave certificada en Alemania como ultraligero (ULM) con una envergadura de 13 m y un peso máximo al despegue (MTOW) de 300 kg, con capacidad para volar durante 5 horas a una velocidad de crucero de 100 Km/h, logrando así llegar a los 500 km de alcance. Este ultraligero necesita una potencia de aproximadamente 3,5 kW para mantenerse en vuelo horizontal, sin embargo, las células instaladas proporcionan sólo 1,5 kW mientras que el resto de la energía necesaria es suministrada por las baterías. De este modo la aeronave conseguía una aportación energética del sistema fotovoltaico equivalente a aproximadamente el 42 % de la potencia necesaria para sostener una configuración de vuelo recto y nivelado.
Así, queda de manifiesto que todavía no se ha logrado desarrollar aeronaves solares tripuladas comercializables con capacidad real para integrarse en el campo de la aviación deportiva ultraligera. La raíz del problema se encuentra en que las aeronaves solares tripuladas construidas hasta la fecha no aúnan unas dimensiones y prestaciones capaces de satisfacer las demandas del piloto privado y, más concretamente, las del piloto de aeronaves ultraligeras.
La dimensión es una característica clave a la hora de garantizar la manejabilidad y capacidad operativa práctica de una aeronave. De este modo, resulta evidente que las dimensiones de un avión determinan drásticamente la aplicación o el uso que se pueden hacer del mismo. Así, por ejemplo, un Boeing 747 no sería gobernable de forma segura por un usuario
particular, pero, además, tampoco le sería posible llevar a cabo todas las operaciones de mantenimiento y de otras índoles necesarias para su correcto funcionamiento.
En el campo de la aeronáutica comúnmente se suele utilizar la envergadura (distancia existente entre las puntas de las alas) como parámetro de referencia para describir las dimensiones de una aeronave. Por un lado, la envergadura está ligada con la superficie alar y, a su vez, la superficie alar determina la potencia de origen solar generable (dado que cuanto mayor sea el área disponible para la instalación de células solares, mayor será la potencia producida por el sistema fotovoltaico). Por otro lado, las dimensiones de una aeronave generalmente están ligadas con su peso y, a su vez, el peso de una aeronave está directamente relacionada con la potencia que necesitará para sustentarse.
En conclusión, de cara a la viabilidad energética de una aeronave solar, sus dimensiones constituyen simultáneamente un aspecto positivo y negativo: cuanto más grande sea, mayor será la potencia de origen solar disponible y, al mismo tiempo, mayor será la potencia requerida para sustentarse. A lo largo de la historia del sector, esta encrucijada técnica se ha resuelto generalmente de dos modos opuestos: o bien con aeronaves solares de pequeño tamaño (normalmente no tripuladas) y dotadas, por tanto, de requerimientos energéticos mínimos o, a través de aeronaves de gran tamaño donde el diseño permitía disponer de un área muy extensa para la instalación de células solares, lo que suponía un incremento de la potencia solar disponible. Por este motivo y teniendo en cuenta las limitaciones energéticas propias del diseño de una aeronave solar, la gran mayoría de los aviones solares existentes no presentan dimensiones coherentes para su uso en el sector de la aviación privada recreativa.
Este es el caso de, por ejemplo, los motoveleros solares descritos anteriormente (Sunseeker I y II, Sunseeker Duo e Icaré 2), cuyas envergaduras, de entre 16 y 25 m, son demasiado elevadas como para que dichas aeronaves resulten atractivas para el usuario privado. No obstante, estos motoveleros tuvieron un papel importante en el campo de la experimentación, ya que ayudaron a impulsar el desarrollo de la aviación solar.
Por otro lado, las escasas aeronaves solares existentes con dimensiones aceptables dentro del sector de la aviación recreativa no presentan prestaciones de vuelo competitivas y, por ello, su proyección comercial es muy reducida. En particular, tal como se ha descrito en el párrafo anterior, la pésima relación entre la potencia generable por el sistema de propulsión
fotovoltaico y la potencia necesaria para sustentarse hace que dichas aeronaves se caractericen por una baja velocidad de vuelo, una baja tasa máxima de ascenso, una limitada contribución de potencia del sistema fotovoltaico y una escasa autonomía.
La problemática de las prestaciones de las aeronaves solares tripuladas de proyección comercial también puede verse ejemplificada en algunos de los prototipos descritos anteriormente, como es el caso del Solar Challenger y del Elektra Solar One. El primero de ellos, el Solar Challenger, estaba capacitado para volar a una velocidad de crucero de sólo 74 km/h, valor ciertamente limitado si se compara con los ultraligeros modernos, capaces de volar a velocidades comprendidas entre los 90 y los 150 km/h. Por otro lado, el Elektra Solar One era capaz de volar a una velocidad de crucero de entre 90 y 100 km/h, sin embargo, la aportación de potencia de su sistema fotovoltaico solo podía cubrir aproximadamente el 43% de la potencia que dicho ultraligero necesitaba para mantener un régimen de vuelo recto, nivelado y no acelerado. De esta forma, la aportación energética solar en condiciones estándar de medida no era suficiente para satisfacer los requisitos de potencia del Elektra Solar One, comprometiéndose así su sostenibilidad energética.
Por todo ello, uno de los principales retos pendientes de la aviación solar es el desarrollo de aeronaves comercializables que puedan integrarse en el sector deportivo/recreativo y que pueda combinar las dimensiones y prestaciones propias de una aeronave ultraligera actual.
DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN
Una aeronave de propulsión solar es, de acuerdo con la presente invención, un vehículo eléctrico aéreo de ala fija propulsado por medio de sistema fotovoltaico.
Una aeronave ultraligera es, de acuerdo con la presente invención y tal como se define en la normativa aplicable a las aeronaves de estructura ultraligera del Estado Español, y en las regulaciones de la Autoridad Conjunta de la Aviación (organismo regulador de la aviación civil en el territorio de la Unión Europea), un avión que no tiene más de dos plazas para ocupantes y cuya masa máxima al despegue es de no más de 300 kg para aviones terrestres monoplazas y de 450 kg para aviones terrestres biplazas.
Por otro lado, dado que, según la normativa actual, las aeronaves ultraligeras (ULM) deben operar a una altura de vuelo no superior a 300 m sobre tierra o agua, a efectos de la presente
invención, se ha elegido una altura de 300 m sobre el nivel del mar como referencia. Partiendo de los parámetros del aire a nivel del mar fijados por la Atmósfera Estándar Internacional (ISA (International Standard Atmosphere)), los valores atmosféricos asociados a la altura de referencia son los presentados en la siguiente tabla:
Tabla 1: Propiedades del aire a 300 m
A este respecto, es un objetivo de la presente invención proporcionar una aeronave ultraligera de propulsión solar, con dimensiones y características de vuelo competitivas en dicho sector. En concreto, el diseño de la aeronave de la presente invención resuelve varios de los problemas planteados en las aeronaves tripuladas de propulsión solar, cumpliendo diversos criterios de diseño (legal, dimensional y energético) y logrando obtener unas características de vuelo que adscriben la aeronave de la presente invención dentro del sector de la aviación ultraligera solar. Así, el diseño de la aeronave de la invención cumple:
- Criterio legal: la aeronave tiene una masa al despegue inferior a 300 kg en aviones monoplazas. Este criterio permite orientar el diseño de la aeronave solar hacia el sector de las aeronaves ultraligeras ya que, de esta forma, se promueve la concepción de un prototipo altamente accesible técnica y económicamente, capaz de llegar a un espectro de usuario más amplio.
- Criterio dimensional: la aeronave debe contar con una envergadura máxima de 15 metros.
A través de este criterio se garantiza la manejabilidad y capacidad operativa práctica de la aeronave ultraligera.
- Criterios energéticos: la aeronave debe ser capaz de mantener un régimen de vuelo recto, nivelado y no acelerado (SLF) en condiciones estándar de medida utilizando únicamente la aportación energética de la solución fotovoltaica diseñada. A través de este criterio se garantiza la sostenibilidad energética del diseño. Además, la aeronave también ha de ser capaz de lograr una autonomía mínima proporcionada por el sistema de baterías de 45 minutos (sin aporte de energía solar).
- Características objetivo de vuelo: la aeronave debe ser capaz de sustentar un régimen de vuelo recto, nivelado y no acelerado (SLF) manteniendo una velocidad mínima de 90 km/h a partir de la aportación energética de la solución fotovoltaica (de nuevo en condiciones estándar de medida). Este criterio de diseño garantiza que la aeronave de la presente invención sea capaz de proporcionar unas prestaciones de vuelo que puedan enmarcarse en el rango habitual de las aeronaves ultraligeras, logrando por tanto satisfacer las demandas del piloto privado. De este modo se promueve que la aeronave tenga una proyección comercial.
Así, la presente invención se refiere a una aeronave ultraligera de propulsión solar, que cumple dichos requisitos legales, dimensionales, energéticos y de características de vuelo, en donde dicha aeronave comprende:
- un fuselaje que comprende una cabina en un primer extremo de dicho fuselaje;
- un ala perpendicular al eje longitudinal L de dicho fuselaje,
- una estructura de cola situada sobre un segundo extremo del fuselaje comprende un timón de profundidad HT con una superficie Sht y un timón de dirección VT;
- un tren de aterrizaje; y
- un sistema de propulsión que comprende: células fotovoltaicas; un sistema de baterías;
al menos un regulador de carga; al menos un motor eléctrico; al menos un controlador del motor y al menos una hélice;
en el que la aeronave ultraligera presenta un peso máximo al despegue menor o igual a 300 kg; y en donde dicha aeronave está caracterizada porque:
S la relación entre el peso al despegue de la aeronave y la potencia de las células fotovoltaicas es de entre 40 kg/kW a 120 kg/kW en condiciones estándar de medida que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y una temperatura de célula de 25°C; S el ala tiene una envergadura (b) <15 m y una superficie alar Sw de 10 m2 a 20 m2;
S tiene una carga alar de entre 10 kg/m2 a 25 kg/m2; y
S las células fotovoltaicas están dispuestas sobre al menos 90% de la superficie alar Sw y de la superficie del timón de profundidad Sht.
De este modo, la aeronave de la presente invención constituye la primera aeronave solar tripulada con una proyección comercial real dentro del sector de la aviación recreativa, poniendo además de manifiesto que la tecnología disponible actualmente a nivel comercial (células solares, baterías, estructuras y otro componentes) permite el nacimiento de un nuevo sector aeronáutico: la aviación ultraligera solar.
Así, de acuerdo con los requisitos legales, la aeronave de la presente invención comprende una cabina monoplaza y tiene un peso al despegue < 300 kg (suponiendo un peso del piloto de 80 kg). Por otro lado, y de acuerdo con los requisitos de dimensiones anteriormente mencionados, dado que la aeronave de la presente invención se encuadra dentro de las aeronaves ultraligeras comprende una envergadura menor a 15 m y, más preferentemente, igual o menor a 14 m. En el sector de la aviación ultraligera es ventajoso el desarrollo de aeronaves con envergaduras inferiores a 15 metros debido a que una envergadura superior a dicho valor comprometería notablemente la capacidad operativa práctica de la aeronave.
Teniendo en cuenta la problemática asociada a los sistemas de propulsión solar, se procede a analizar los parámetros fundamentales que determinan la sostenibilidad energética de una aeronave solar a efectos de la descripción de la presente invención.
En una aeronave que opera en un régimen de vuelo SLF (Steady Level Flight) intervienen las fuerzas mostradas en la figura (1) de forma que la sustentación (L) se equilibra con el peso (W) y el empuje (T) con la resistencia (D), en donde
• L = Lift ( Sustentación ) = ^ x p x F 2 x Sw x CL
• W = Weight (Peso)
• T = Thrust (Empuje generado por el sistema de propulsión)
• D = Drag (Resistencia) = - x p x V x Sw x CD
• V = Velocidad respecto al aire
• Cl = Coeficiente de Sustentación
• Cd = Coeficiente de Resistencia
• p = Densidad del Aire
Por otro lado, la potencia requerida por una aeronave para mantener un régimen de vuelo SLF se rige por la expresión (1):
A su vez, la velocidad de una aeronave respecto al aire puede expresarse de la siguiente forma:
Sustituyendo la ecuación (2) en (1), y resolviendo dicha fórmula se llega a la ecuación (3):
en donde:
• P = Potencia requerida para vuelo SLF (W)
• W = Weight (Peso) (N)
• V = Velocidad relativa al aire (m/s)
• p = Densidad del aire (kg/m3)
• Sw = Superficie alar (m2)
• Cl= Coeficiente de sustentación (adimensional)
• Cd= Coeficiente de resistencia (adimensional)
A partir de las ecuaciones (1), (2) y (3) se puede deducir que la potencia requerida para sostener una configuración de vuelo SLF se reducirá si:
o La eficiencia aerodinámica o tasa de planeo (Cl/Cd) es elevada.
o El peso de la aeronave (W) es reducido.
o La aeronave opera en un régimen de velocidades de vuelo (V) lentas.
o La carga alar (W/Sw) de la aeronave es reducida.
Según la ecuación (2), la velocidad de vuelo depende de dos parámetros críticos: el coeficiente de sustentación (Cl) y la carga alar (W/Sw), que se define como la relación entre el peso de la aeronave (W) y su superficie alar (Sw).
Así, la velocidad de vuelo será menor cuanto mayor sea el coeficiente de sustentación (para un mismo ángulo de ataque) y menor sea la carga alar. Sin embargo, la carga alar es un parámetro que tiene diversas repercusiones y, según los objetivos de cada aeronave, pueden ser positivas o negativas. Una mayor carga alar implica que la potencia necesaria para sostener un régimen de vuelo recto y nivelado sea también mayor. Asimismo, una mayor carga alar se traduce también en velocidades de vuelo superiores. Existe por tanto un equilibrio que
define un rango óptimo de carga alar (y por consecuencia de superficie alar y peso) para cada tipo de aeronave.
Además, para mantener un régimen de vuelo SLF ha de existir un equilibrio entre la potencia disponible y la requerida. Para compensar la baja capacidad de generar potencia propia de las aeronaves de propulsión solar, estas presentan cargas alares y velocidades de vuelo reducidas, así como una elevada eficiencia aerodinámica (L/D). A través de estos criterios se promueve que la potencia necesaria para volar disminuya., consiguiéndose de este modo el equilibrio energético de la aeronave.
En este sentido, la aeronave de la presente invención satisface no solamente los requisitos legales y dimensionales anteriormente descritos, sino que, además, su diseño permite cumplir el criterio energético ya que la contribución de potencia mínima de su sistema fotovoltaico es muy superior al 100 % de la potencia que demanda para sostener una configuración de vuelo recto y nivelado. Concretamente, la contribución de potencia del sistema fotovoltaico de la aeronave de la presente invención es capaz de proporcionar (en condiciones estándar de medida) el 126% y el 138% de la potencia necesaria para volar en configuración de máximo alcance y máxima autonomía respectivamente (en este caso las configuraciones de máximo alcance y máxima autonomía se corresponden con una velocidad de vuelo de 97 km/h y 80 km/h respectivamente).
Asimismo, el sistema de baterías con el que está equipado la aeronave de la presente invención logra proporcionar una autonomía máxima de más de 45 minutos (y de hasta 80 minutos), tal y como queda especificado en los requisitos energéticos.
Por otro lado, la aeronave de la presente invención es capaz de mantener una velocidad mayor a 90 km/h (concretamente de 114 km/h) a partir de únicamente la aportación energética de la solución fotovoltaica (de nuevo en condiciones estándar de medida). De esta manera se evidencia, que se logra superar las características objetivo de vuelo marcadas para la aeronave de la presente invención.
En una realización de la aeronave de la presenta invención, la superficie alar de la aeronave de la invención es de 10 m2 a 20 m2. En una realización preferente la superficie alar Sw es de 15 m2. En consecuencia, la carga alar (W/Sw) de la aeronave de la invención es de 10 kg/m2 a 25 kg/m2, y preferentemente de 19 kg/m2.
Así, en una realización de la invención, la aeronave está caracterizada por tener una tasa de planeo máxima (CL/Cd)máx de entre 25 a 50. Más preferentemente, la tasa de tasa de planeo máxima (CL/Cd)máx es mayor de 40 (ver figura 8 B2).
Debido al diseño aerodinámico del prototipo, la tasa de planeo de la aeronave de la invención se acerca a la de un velero, los cuales presentan tasas de planeo (Cl/Cd) máximas en torno a un rango de 45 a 60, sin embargo, la aeronave de la presente invención es capaz de mantener los requisitos de envergadura de los aparatos ultraligeros, que los veleros no cumplen, consiguiendo al mismo tiempo superarlos requisitos legales (peso).
Otro de los factores clave que determina la sostenibilidad energética y la velocidad de vuelo es el perfil aerodinámico elegido, ya que éste condiciona el coeficiente de sustentación (Cl) y de resistencia (Cd). El perfil del ala es la forma de la sección transversal de dicha ala. El perfil alar viene definido por varias regiones y/o características. En primer lugar, el borde de ataque y de salida, que son los puntos más adelantados y más atrasados del perfil, respectivamente. En segundo lugar, el extradós e intradós son las superficies superior e inferior respectivamente, y se encuentran comprendidas entre el borde de ataque y el de salida. La cuerda es la línea recta que une los bordes de ataque y de salida, mientras que la línea de curvatura es aquella que une los puntos equidistantes entre el extradós y el intradós. Finalmente, el espesor máximo es la distancia máxima entre el intradós y el extradós, medida de manera perpendicular a la cuerda
Todos estos parámetros se representan en la figura 9A. Por otro lado, en la figura 9B se muestra un esquema de un perfil alar en el que se indica de manera gráfica el ángulo de ataque (a), es decir, el ángulo existente entre la cuerda del perfil y el vector del flujo del aire relativo. La selección de perfiles aerodinámicos determina drásticamente el comportamiento y las características de vuelo de la aeronave y, por ello, representa una parte fundamental del diseño aeronáutico.
En líneas generales, los perfiles estudiados para su implementación en la aeronave de la invención están diseñados para operar a un número de Reynolds bajo debido a las lentas velocidades de vuelo de los aviones solares. El número de Reynolds, que representa la relación entre las fuerzas de inercia y las fuerzas viscosas, se determina a través de la siguiente ecuación:
donde:
• p = Densidad del aire a una altura determinada (kg/m3)
• V = Velocidad de la aeronave respecto al aire (Velocidad de Crucero) (m/s)
• c = Cuerda media (m) (ver figuras 9A y 9B)
• ^ = Viscosidad del aire a una altura determinada (kg/ms)
El perfil del ala de la aeronave de la presente invención ofrece elevadas tasas de planeo (Cl/Cd) y coeficientes de resistencia (Cd) reducidos (especialmente a bajos ángulos de ataque). Estas características promueven que se reduzca la potencia necesaria para sostener el vuelo, siendo esto un aspecto prioritario del diseño ya que el suministro energético de los aviones solares es una cuestión crítica. Además, tal y como se ha mencionado anteriormente, los perfiles de la aeronave de la presente invención están especialmente concebidos para su uso a bajo número de Reynolds, lo que casa con el bajo régimen de velocidades de las aeronaves solares.
No obstante, la aeronave de la presente invención también presta atención a los coeficientes de sustentación (Cl) que ofrecen los perfiles alares en su régimen de máxima tasa de planeo (Cl/Cd) ya que, como se ha expuesto anteriormente, el coeficiente de sustentación condiciona no solo los requisitos de potencia sino también la velocidad de vuelo (cuanto mayor sea el coeficiente de sustentación, menor será la potencia demandada para volar y menor será también la velocidad de vuelo). Por este motivo, el perfil alar del aeronave de la presente invención ofrece un ventajoso compromiso en el que el coeficiente de sustentación asociado a la configuración de máximo alcance se encuentra en un rango idóneo, evitando por un lado que el consumo energético sea elevado y, permitiendo por otro lado, que la aeronave de la presente invención sea capaz de alcanzar velocidades de vuelo competitivas dentro del sector de la aviación ultraligera.
Dentro de los diferentes tipos de perfiles destacan los laminares, que son perfiles diseñados para maximizar el porcentaje de flujo laminar en la capa límite (zona del fluido perturbada por la presencia de un sólido con el que está en contacto). En una realización preferente de la invención el ala tiene un perfil aerodinámico laminar. Los perfiles laminares son capaces de, para ángulos de ataque reducidos, conservar el régimen laminar de la capa límite evitando además su desprendimiento de forma que el punto de transición se localice cerca del borde
de salida (ver figura 9C). Por este motivo, para ángulos de ataque bajos este tipo de perfiles presentan coeficientes de resistencia (Cd) inferiores a los perfiles clásicos, contribuyendo de este modo a la obtención de unas cualidades aerodinámicas más competitivas. Más preferentemente, el ala de la aeronave de la presente invención tiene un perfil aerodinámico laminar con un espesor máximo del 12% al 35% de la cuerda y una curvatura máxima del 2% al 50% de la cuerda. Aún más preferentemente, el ala de la aeronave de la presente invención tiene un perfil aerodinámico modelo NACA 63412.
Otro de los aspectos que determinan drásticamente las propiedades aerodinámicas de la aeronave, es la planta de las alas. Debido a la diferencia de presiones producida por la geometría del perfil aerodinámico entre el extradós (parte superior del ala y zona de baja presión) y el intradós (parte inferior del ala y zona de alta presión), el aire del intradós fluye alrededor de las puntas del ala siguiendo un movimiento circular para intentar igualar la diferencia de presiones existente. Este movimiento circular del aire forma los denominados vórtices de punta de ala, los cuales son la causa de la resistencia ligada a la sustentación también llamada resistencia inducida (ver figura 9D). Tal y como se verifica en la ecuación (5), la resistencia inducida se incrementa de forma significativa en alas de bajo alargamiento.
Donde:
• CDi = Coeficiente de resistencia inducida
• Cl = Coeficiente de sustentación
• e = Número de eficiencia de Oswald
• A = Alargamiento
El número de eficiencia de Oswald es un factor de corrección que representa el cambio que experimenta la resistencia inducida con la variación de la sustentación de un ala tridimensional en comparación con el sufrido por un ala ideal de igual alargamiento donde la distribución de la sustentación sigue una progresión elíptica. El alargamiento (A) es la relación entre el cuadrado de la envergadura (b) y la superficie del ala (Sw):
Así, preferentemente, el ala de la aeronave de la invención tiene un alargamiento (A) de entre 6 y 16, más preferentemente de entre 10 y 16 y, aún más preferente de 13. Dichos valores guardan un compromiso idóneo que permite reducir la resistencia inducida del ala manteniendo simultáneamente una envergadura comprendida dentro de los requisitos dimensionales y una superficie alar que permita obtener una elevada producción fotovoltaica. Además, la geometría de la planta del ala es de tipo elíptica o rectangular con progresión elíptica. En una realización preferente, el ala es un ala de planta elíptica que se encuentra situada encima del fuselaje y detrás de la cabina; y tiene alargamiento entre 10 y 16.
A efectos de la presente invención, se denomina el término "planta rectangular con progresión elíptica” a la forma de un ala con base rectangular que sufre un estrechamiento progresivo desde la raíz del ala hacia las puntas. De manera preferente la aeronave comprende un ala de planta rectangular con progresión elíptica que se encuentra situada encima del fuselaje y detrás de la cabina; y tiene alargamiento entre 10 y 16.
Preferentemente, el posicionamiento vertical del ala de la aeronave solar de la invención es de configuración de ala alta. A través de esta solución se evita que las sombras producidas por el contorno del fuselaje se proyecten sobre las células solares instaladas en las alas, maximizando de este modo la producción fotovoltaica.
Además, en una realización preferente, la aeronave de la invención comprende un ala con terminación o extremos de tipo recortada, es decir, con las puntas cortadas. Esta terminación supone un ventajoso compromiso entre rendimiento aerodinámico, solidez estructural, sencillez de fabricación y reducción de peso.
Por otro lado, el ángulo de flecha es el que forman las alas respecto del eje transversal del avión. Las alas en flecha se utilizan principalmente en régimen de vuelo transónico y supersónico con el objetivo de disminuir la aparición de las ondas de choque en las alas, ya que la flecha reduce la velocidad del flujo sobre el perfil. No obstante, un aumento de la flecha constituye también una reducción de la envergadura alar (distancia entre las puntas de las alas) y, por tanto, del alargamiento. En consecuencia, la flecha estimula el efecto de la resistencia inducida. Así, teniendo en cuenta que los aviones solares operan en un rango de velocidades subsónico donde el riesgo de la formación de ondas de choque es nulo, es preferible contar con un ala sin flecha. Por ello, preferentemente, el ala de la aeronave de la presente invención tiene un ángulo de flecha inferior a 1,5°.
Adicionalmente, en ocasiones, las alas se fabrican con una cierta torsión, es decir, el borde de ataque de la punta del ala presenta una incidencia negativa respecto a la raíz (dicho de otro modo, el borde de ataque de la punta del ala apunta hacia debajo). Debido a la modificación de la incidencia del perfil, un ala con torsión tenderá a entrar en pérdida por la raíz antes que por la punta. Además de prevenir una pérdida por la punta del ala (circunstancia que representa una acción de riesgo importante), la torsión del ala también se emplea para modificar la distribución de la sustentación ya que la variación de la incidencia a lo largo de la envergadura modifica el ángulo de ataque local del perfil. No obstante, la optimización de la distribución de la sustentación a partir de la torsión el ala sólo es válida para un coeficiente de sustentación de 1. Es decir, para Cl distintos a 1, el ala tendrá un peor comportamiento. Dado que la eficiencia aerodinámica es un parámetro vital para garantizar la viabilidad energética de los aviones solares, el ala de la aeronave de la invención tiene una torsión nula. Un ala sin torsión o sin ángulo de torsión es aquélla en la que la incidencia del borde de ataque de toda la envergadura del ala (desde la punta hasta la raíz) se mantiene constante.
El diedro se define como el ángulo del ala respecto a la horizontal y constituye un criterio de diseño empleado principalmente para promover la estabilidad lateral de la aeronave. Un diedro positivo (las puntas el ala están más altas que la raíz) ayuda a restablecer la posición neutral de un avión cuando éste alabea. No obstante, el diedro tiene un efecto negativo ligado a un aumento de la resistencia inducida ya que se disminuye el alargamiento del ala al reducirse la envergadura. Atendiendo al compromiso existente entre la estabilidad lateral y la resistencia inducida la aeronave de la presente invención comprende un diedro de 2° en la sección final de las alas.
Otro de los parámetros que definen el diseño del ala de la aeronave de la presente invención es el taper ratio o estrechamiento, que es la relación entre la cuerda de la punta y la cuerda de la raíz del ala:
El estrechamiento afecta a la distribución de la sustentación a lo largo de la envergadura del ala. Según la teoría de Prandlt, la mínima resistencia inducida se produce cuando las cargas de sustentación se distribuyen en base a una configuración elíptica. En el caso de un ala sin torsiónt ni flecha, la distribución elíptica de la sustentación se consigue cuando la propia ala tiene una planta elíptica. Se estima que un ala rectangular sin torsión del ala produce aproximadamente un 7 % más resistencia aerodinámica debido a la sustentación que un ala
elíptica del mismo alargamiento. Al "estrechar” o "afilar” un ala rectangular reduciendo la cuerda de las puntas del ala, se alivian los efectos indeseables de un ala rectangular de cuerda constante debido a que se reduce la sustentación generada en las puntas del ala. Sin embargo, se ha de tener en cuenta que la construcción de un ala con un elevado taper ratio supone un ahorro de peso respecto a un ala con mucho estrechamiento (bajo taper ratio) de la misma superficie. Por este motivo, se ha de llegar a un compromiso entre el ahorro de peso y la reducción de la resistencia inducida.
De manera preferente la aeronave de la invención comprende un ala con un estrechamiento comprendido entre 0,8 y 0,3. Más preferentemente el estrechamiento es de 0,5.
Así, en una realización preferente, la aeronave de la invención está caracterizada porque comprende un ala de planta rectangular con progresión elíptica que se encuentra situada encima del fuselaje y detrás de la cabina; y tiene alargamiento entre 10 y 16. Un ala situada encima del fuselaje se denomina también ala alta. Más preferentemente, la aeronave de la invención está caracterizada porque comprende un ala de 15 m2 de superficie, 14 m de envergadura, 1,10 m de cuerda media y dotada de un alargamiento de 13 y un estrechamiento de 0,5. El ala de la aeronave de la invención está situada encima del fuselaje (configuración de ala alta) y detrás de la cabina, tiene una planta rectangular con progresión elíptica, no presenta flecha ni torsión del ala, cuenta con un diedro de 2° en sus extremos y punta del ala de tipo recortada (ver figura 5A y 5B).
En una realización aún más preferente, la aeronave de la invención está caracterizada porque: S el ala se caracteriza porque es un ala alta de planta rectangular con progresión elíptica y porque, además, tiene una envergadura (b) de 14 m, una superficie alar Sw de 15 m2 y un alargamiento de 13;
S La longitud (L) del fuselaje L< 7,4 m;
S la relación entre el peso al despegue de la aeronave y la potencia de las células fotovoltaicas es de 81 kg/kW en condiciones estándar de medida (que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y temperatura de célula de 25°C);
S tiene una carga alar de 19 kg/m2.
Por otro lado, en perfiles aerodinámicos con curvatura, la sustentación se concentra por lo general en el 25 % aproximadamente de la cuerda del perfil. Sin embargo, al disminuir el ángulo de ataque (a), el centro aerodinámico del perfil (punto de aplicación del vector de la
sustentación) se retrasa produciendo de este modo un momento de cabeceo. Dicho con otras palabras, cuando se disminuye el ángulo de ataque (el avión baja el morro), la tendencia de picado se acentúa. Para contrarrestar este efecto es necesario instalar unas superficies de cola que compensen el momento de cabeceo generado por el ala.
La aeronave de acuerdo con la presente invención presenta una estructura de cola multieje situada sobre un segundo extremo del fuselaje que comprende un timón de profundidad HT con una superficie SHTy un timón de dirección VT de superficie Syr(ver figuras 6A1, 6A2 y 6B).
En una realización preferente, la configuración de cola de la aeronave de la presente invención es una cola en "T”. Para este tipo de estructura de cola, el Coeficiente de Volumen del Timón de Dirección (Cvt) puede ser reducido aproximadamente un 5 % debido al efecto end-plate, mientras que el Coeficiente de Volumen del Timón de Profundidad (Cht) puede ser reducido un 5 % debido a que el flujo de aire que incide sobre el estabilizador no presenta perturbaciones al no estar sometido a la sombra aerodinámica del fuselaje. El efecto end-plate se refiere al hecho que, debido a que la cola en "T” posee una superficie perpendicular a la superficie sustentadora, es más complicado para el flujo de aire trasladarse desde el intradós al extradós, disminuyendo así el efecto de la resistencia inducida.
Así, en una realización preferente, la aeronave de la presente invención está caracterizada porque la cola comprende un timón de dirección VT que forma una T con el timón de profundidad HT, y en donde el timón de dirección VT se encuentra unido sobre el fuselaje y de manera perpendicular al eje longitudinal de dicho fuselaje.
La configuración de cola en "T” permite maximizar la producción fotovoltaica y, por tanto, además de las alas, el timón de profundad también constituye una plataforma adecuada para la instalación de células solares. Mediante esta configuración se evita que las sombras producidas por el contorno del timón de dirección se proyecten en las células solares instaladas en el estabilizador. Por consiguiente, en una realización preferente, la aeronave de la presente invención está caracterizada porque la superficie del timón de profundidad es Sht^ 1,5 m2. Además, en una realización preferente la aeronave de la invención tiene una cola que comprende:
S un timón de profundidad HT con una superficie Sht de entre 1,5 m2 y 3,5 m2 y un perfil aerodinámico NACA 0009; y
S un timón de dirección VT con una superficie SVT de entre 0,8 m2 y 1,35 m2 y un un perfil aerodinámico NACA 0009.
Preferentemente, el timón de profundidad cuenta con un valor de alargamiento de entre 5 y 12, y aún más preferentemente de entre 9 y 12 con el objetivo de disminuir la resistencia inducida generada por el mismo (en el diseño del estabilizador se prioriza el criterio aerodinámico). Adicionalmente, de manera preferente, el timón de dirección tiene un estrechamiento (A) de entre 0,3 a 0,7; ya que un timón de dirección con un reducido estrechamiento proporcionará una estructura más sólida para el anclaje del sistema de propulsión, así como para el soporte del estabilizador (en el diseño del timón de dirección se prioriza el criterio estructural). De manera preferente la al menos una hélice y el al menos un motor, se instalan en timón de dirección.
A efectos de la presente invención, el término "comprende” indica que incluye un grupo de determinadas características (por ejemplo, un grupo de características A, B y C) se interpreta que significa que incluye esas características (A, B y C), pero que no excluye la presencia de otras características (por ejemplo, las características D o E), siempre que no hagan impracticable la reivindicación. Adicionalmente, los términos "contiene”, "incluye”, "tiene” o "engloba”, y las formas en plural de los mismos, deben tomarse como sinónimos del término "comprende” con los propósitos de la presente invención. Por otro lado, si se usa la expresión "consiste en”, entonces no están presentes características adicionales en el aparato/método/producto, aparte de las que siguen a dicha expresión. En este sentido, con los propósitos de la presente invención, el término "comprende” puede ser reemplazado por cualquiera de los términos "consiste en”, o "consiste esencialmente en”. Por consiguiente, "comprende” puede referirse a un grupo de características A, B y C, que pueden incluir adicionalmente otras características, tales como E y D, con la condición de que dichas características no hagan impracticable la reivindicación, pero dicho término "comprende” también incluye la situación en la que el grupo de características "consiste en” o "consiste esencialmente” en A, B y C.
En cuanto al fuselaje, la aeronave de la presente invención tiene un diseño inspirado en el fuselaje de los veleros por ser la configuración más aerodinámica. No obstante, dado que se desea disponer de una superficie de cola extensa con el objetivo de maximizar la captación de energía solar, se ha reducido la longitud del fuselaje (la longitud estructural del fuselaje es la distancia de un extremo a otro del mismo). Dicho acortamiento se traduce en una mayor
superficie del estabilizador ya que, si disminuye la distancia entre el centro aerodinámico del estabilizador y el centro de gravedad de la aeronave o brazo de momento, se ha de incrementar la sustentación generada por la superficie de cola (la cual depende de su superficie) para garantizar la estabilidad longitudinal. Por tanto, de manera preferente, el diseño (geometría) del fuselaje de la aeronave de acuerdo con la presente invención es de tipo velero, pero de menor longitud (ver figuras 7A, 7B y 7C).
Además, se ha diseñado el fuselaje de manera que el ala (el componente más pesado de la aeronave) queda apoyada sobre una superficie plana. De este modo y en base a un criterio estructural, la zona del fuselaje sobre la que se apoya el ala (sección justo detrás de la cabina) tiene una curvatura prácticamente nula.
La aeronave de la invención comprende un sistema de propulsión que comprende al menos un regulador de carga; al menos un motor eléctrico; al menos un controlador del motor y al menos una hélice.
En cuanto al sistema de propulsión, la superficie de la aeronave de la invención cubierta con células solares es mayor de 10 m2 (alas timón de profundidad), y preferentemente mayor de 15 m2 (ver figura 2A).
En una realización preferente, la aeronave de la invención se caracteriza porque las células fotovoltaicas tienen una eficiencia energética de al menos 18%. Este valor se corresponde con una eficiencia elevada dentro del rango existente en la tecnología actual. Algunos tipos de células fotovoltaicas (p.ej. de tipo multiunión) han permitido obtener rendimientos de hasta el 47 %. Sin embargo, las tecnologías utilizadas en éstas no se adaptan a los requisitos impuestos por el diseño de aeronaves solares en el que no sólo tiene importancia la eficiencia de las células fotovoltaicas, sino que también es fundamental el peso, el control de producción y la flexibilidad de dichas células. Por este motivo, de manera preferente las células fotovoltaicas son de silicio monocristalino.
En una realización preferente, la aeronave de la invención está caracterizada porque la potencia del sistema de propulsión fotovoltaico es de 2 kW a 5 kW en condiciones estándar de medida que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y una temperatura de célula de 25°C. Más preferentemente, la potencia del sistema de propulsión fotovoltaico es de 3,5 kW.
Así, la relación peso/potencia influye principalmente sobre el valor de la velocidad máxima alcanzable, el valor de la tasa máxima de ascenso y la contribución del sistema fotovoltaico sobre la demanda de potencia de la aeronave. La aeronave de la invención está caracterizada porque la relación entre el peso al despegue de la aeronave y la potencia de las células fotovoltaicas es de entre 40 kg/kW a 120 kg/kW. Preferentemente, la relación entre el peso al despegue de la aeronave y la potencia de las células fotovoltaicas es de 81 kg/kW.
Por otro lado, dado que el peso resulta un parámetro crítico para el cumplimiento de los requisitos energéticos, la tasa de energía específica de las baterías es, en consecuencia, otro aspecto fundamental en su diseño. Así, preferentemente el sistema de baterías proporciona una capacidad específica de al menos 150 Wh/kg. Más preferentemente, el sistema de baterías proporciona una energía máxima de al menos 4000 Wh.
En una realización preferente, la aeronave de la invención está caracterizada porque el sistema de baterías es de ion de litio (Li-ion) o de polímero de litio (Li-Po).
A efectos de la presente invención, el termino batería de ion de litio se refiere a una batería recargable que emplea iones de litio y un electrolito. En dichas baterías los iones de litio se mueven desde el electrodo negativo a través de un electrolito hasta el electrodo positivo durante la descarga y, a la inversa, cuando se recargan.
A efectos de la presente invención, el término "batería de polímero de litio” (Li-Po), también denominada "batería de polímero de iones de litio”, o "batería de ion de litio polímero” (abreviadamente Li-poli, Li-Pol, LiPo, LIP, PLI o LiP), se refiere a baterías recargables que usan la tecnología de ion de litio pero que contiene un electrolito polimérico en lugar de líquido. Dichas baterías Li-Po proporcionan las siguientes ventajas principales:
• Alta capacidad específica (Wh/kg)
• Elevada vida útil (número alto de ciclos de descarga)
• Buenas propiedades de descarga (voltaje constante y elevada corriente de descarga) • Nula necesidad de mantenimiento
• Rango extenso de temperatura de operación
• Baja auto-descarga (pueden ser almacenadas largos periodos de tiempo)
En una realización preferente, la aeronave de acuerdo con la presente invención está caracterizada porque el motor eléctrico es de corriente continua sin escobillas. Este tipo de motores son los más adecuados para el sector de la aviación eléctrica y solar debido a su alto rendimiento (85-95 %), relación peso/potencia, tiempo de vida y fiabilidad.
El sistema de propulsión también comprende un controlador del motor eléctrico. La función del controlador eléctrico es, a partir de la conmutación electrónica, garantizar el cambio lineal de la velocidad del motor, así como evitar la descarga profunda de las baterías.
Preferentemente la potencia nominal del motor es 15 a 25 kW y el peso conjunto del motor y del controlador del motor es de 8 a 12 kg. Más preferentemente, la potencia nominal del motor es 20 kW y el peso conjunto del motor y del controlador del motor es de 10 kg.
El regulador de carga, o regulador de carga solar se encarga de controlar el flujo de energía existente entre las células fotovoltaicas y el sistema de baterías. De manera preferente, el regulador de carga es de tipo Maximum Power Point Tracker (MPPT). La producción solar generada a partir de un sistema fotovoltaico dotado de un regulador de carga MPPT aumenta hasta en un 30 % respecto a las instalaciones basadas en reguladores solares de modulación por anchura de pulsos (PWM). Por este motivo, se ha seleccionado este tipo regulador de carga.
Más preferentemente, el regulador de carga comprende un diodo de protección, un convertidor de tensión y un seguidor del punto de máxima potencia.
El convertidor permite que la instalación fotovoltaica y el sistema de baterías trabajen a tensiones diferentes. Generalmente, la instalación fotovoltaica opera a alta tensión mientras que las baterías a baja. Al trabajar la instalación fotovoltaica a tensiones elevadas se consigue minimizar las pérdidas energéticas. El seguidor se encarga de adaptar la tensión de operación del sistema fotovoltaico de manera que, en cada momento, se opere en las condiciones de máxima potencia.
Gracias a las características definidas en la aeronave de la presente invención, ésta se caracteriza porque proporciona una autonomía y alcance de vuelo ilimitados en condiciones estándar de medida (que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y temperatura de célula de 25°C); y una autonomía de al menos 70 minutos y un alcance de vuelo de 110 km en ausencia de radiación solar; y además, la aeronave de la presente invención es capaz de
mantener una velocidad máxima en régimen de vuelo recto y nivelado de al menos 110 km/h utilizando únicamente el aporte de potencia de su sistema de fotovoltaico en condiciones estándar de medida que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y una temperatura de célula de 25°C.
Debido al diseño global y la buena eficiencia aerodinámica de la aeronave de la invención, la potencia mínima requerida para sostener una configuración de vuelo SLF es muy reducida (concretamente de 1630 W), lo que promueve la sostenibilidad energética de la aeronave de la presente invención.
Tal como se ilustra en el modo preferente de realización recogido en los ejemplos, la aeronaves de la invención cumplen el criterio legal y dimensional, teniendo la aeronave de la invención ilustrada en dicho ejemplo un peso al despegue de 288,33 kg (monoplaza) y una envergadura de 14 m.
Por otro lado, la aeronave de la presente invención es sostenible energéticamente a partir del suministro de las células solares, logrando una aportación energética en condiciones estándar de medida de origen fotovoltaico mayor al 100%. Así, tal como se muestra en el modo de realización de la invención preferente mostrado en los ejemplos, la aeronave alcanza una aportación del 126 % y 138 % para las configuraciones de máximo alcance y máxima autonomía respectivamente. Además, la autonomía máxima proporcionada por las baterías es de más de 45 minutos, alcanzando la aeronave de la invención ilustrada en los ejemplos una autonomía máxima de 80,90 minutos (en ausencia de aporte energético solar directo).
Además, las aeronaves de acuerdo con la presente invención alcanzan una velocidad de vuelo competitiva en el sector de la aviación recreativa ultraligera, tal como se puede ver en el modo de realización preferente del ejemplo incluido en la presente invención, con una velocidad de máximo alcance (usualmente llamada velocidad de crucero) de hasta 96,81 km/h. Esta velocidad de crucero puede enmarcarse en el rango de operación de los ultraligeros convencionales de segunda generación no propulsados por energía solar.
Asimismo, la aeronave de la presente invención es energéticamente sostenible, es decir, puede abastecerse directamente con el suministro de las células solares (sin el apoyo de las baterías) hasta una velocidad de 113 km/h (tal como se puede ver en el modo de realización preferente del ejemplo incluido en la presente invención), velocidad aún mayor que la
alcanzada por el Solar Challenger (74 Km/h). Además, la contribución energética de las baterías permite volar a una velocidad de 195 km/h durante un máximo de 13 minutos (tal como se puede ver en el modo de realización preferente del ejemplo incluido en la presente invención). De nuevo, puede concluirse así que la aeronave de la presente invención tiene un rango de velocidades competitivas en el sector de la aviación ultraligera.
Finalmente, la aeronave de acuerdo con la invención utiliza la aportación energética de la batería para mejorar la seguridad en parámetros críticos como la tasa de ascenso y la carrera de despegue.
Así, por un lado, tal como se muestra en una realización preferente de la invención descrita más adelante en los ejemplos, el diseño de la aeronave de la presente invención permite obtener una tasa de ascenso máxima de alrededor 2,81 m/s proporcionada por el 80% de la capacidad energética del sistema de baterías, superando así el límite establecido de 2 m/s, el límite mínimo para garantizar una capacidad razonable de operatividad práctica.
Por otro lado, el despegue de una aeronave es una maniobra crítica ya que se necesita invertir una gran cantidad de potencia para contrarrestar, no sólo la resistencia aerodinámica, sino también la fricción generada por la pista de despegue sobre las ruedas del tren de aterrizaje. Las aeronaves ultraligeras son capaces de despegar en un rango habitual de 90 a 200 metros. Sin embargo, es conveniente puntualizar que efectuar el despegue a partir del suministro energético proporcionado por el sistema fotovoltaico sería arriesgado ya que, al no contar con una reserva de potencia, cualquier imprevisto (como por ejemplo la presencia intermitente de nubes) podría provocar un descenso del empuje en un momento crítico, comprometiendo de este modo la seguridad del despegue. Así, la aeronave de acuerdo con la presente invención combina el suministro energético del sistema fotovoltaico y del sistema de baterías, logrando de este modo despegar invirtiendo un tiempo y espacio reducidos. Tal como se muestra en la realización preferente de los ejemplos, puede realizar el despegue en solamente 118,34 m. Esta carrera de despegue, la cual se ha calculado a partir de la energía proporcionada por el 50% de la capacidad de las baterías, se encuentra dentro del rango habitual de las aeronaves ultraligeras.
Así, la aeronave de la invención se caracteriza preferentemente porque:
- proporciona una autonomía y alcance de vuelo ilimitados en condiciones estándar de medida; y una autonomía de al menos 70 minutos y un alcance de vuelo de 110 km en ausencia de radiación solar; y porque, además,
- es capaz de mantener una velocidad máxima en régimen de vuelo recto y nivelado de al menos 110 km/h utilizando únicamente el aporte de potencia de su sistema de fotovoltaico.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
Las siguientes figuras muestran una realización preferente de la invención a efectos meramente ilustrativos y no limitantes. En las figuras que ilustran el diseño de la aeronave de acuerdo con la presente invención se han omitido, a efectos de claridad, el motor y la hélice.
Figura 1. Diagrama de Fuerzas en Configuración de Vuelo SLF, es decir, en régimen de vuelo recto, nivelado y no acelerado, de ahora en adelante SLF (Steady Level Flight). La aeronave representada, para ilustrar el diagrama de fuerzas, es una aeronave de referencia del estado de la técnica.
Figura 2: (A) Vista de la planta de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención, en la que se aprecian (en forma de rectángulos) la superficie cubierta por las células fotovoltaicas. La figura (B) es también una vista de la planta de dicha realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención, omitiendo la distribución de las células fotovoltaicas.
Figura 3: (A) Perspectiva axonométrica de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención, en la que se han omitido las distribución de las células fotovoltaicas. La figura (B) es la perspectiva axonométrica inversa de la misma realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención.
Figura 4 : (A) Vista del alzado (perspectiva frontal) de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención, en la que se han omitido la distribución de las células fotovoltaicas. La figura (B) es la correspondiente vista del alzado (perspectiva trasera) de la misma realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención. (C) Vista del perfil lateral de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención en el que se muestra el eje longitudinal L del fuselaje.
Figura 5: Vista de la planta (A) y perspectiva axonométrica (B) del ala correspondiente a una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención.
Figura 6: Superficies de cola correspondientes a una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención. La figura (A1) corresponde a la vista de la planta, la figura (A2) a la perspectiva axonométrica del timón de profundidad o estabilizador (HT); y la figura (B) corresponde a la vista del perfil lateral del diseño del timón de dirección (VT).
Figura 7: (A) Vista del perfil lateral del fuselaje de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención. (B). Vista de la planta y (C) perspectiva axonométrica del fuselaje de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención.
Figura 8: Simulación aerodinámica de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención. (A1) Gráfico Cd vs a; (A2) Gráfico Cl vs a; (B1) Gráfico Cl vs Cd; (B2) Gráfico Cl/Cd vs a.
Figura 9: (A) Perfil alar aerodinámico: definición de los parámetros principales. (B) Perfil alar: definición gráfica del ángulo de ataque (Alpha) existente entre la cuerda del perfil y el vector del flujo del aire relativo. (C) Comparación de los comportamientos aerodinámicos de un perfil convencional y un perfil laminar. (D) Curva I-V (Intensidad-Voltaje) de una célula solar. (E) Distribución de la resistencia aerodinámica respecto a la velocidad de una aeronave de ala fija.
Figura 10. (A) Representación de la resistencia aerodinámica frente a la velocidad de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención. (B) Representación de la potencia requerida frente a la velocidad de una realización preferente de la aeronave de acuerdo con la presente invención.
EJEMPLO DE REALIZACIÓN DE LA INVENCIÓN
El modo de realización descrito a continuación permite comprender en detalle la invención, pero tiene carácter ilustrativo y no pretende limitar el ámbito de la presente invención.
La aeronave diseñada puede certificarse como ultraligero (ULM). La Normativa Aplicable a las Aeronaves de Estructura Ultraligera (ULM) en el Estado Español emitida en el Boletín Oficial del Estado (BOE) por la Agencia Estatal de Seguridad Aérea (AESA) establece una masa máxima al despegue (masa de la estructura de la aeronave, piloto y combustible) de 300 kg para aviones monoplaza y 450 kg para aeronaves biplaza. A través de este criterio se consigue ubicar el diseño en un marco concreto dentro de la estructura legislativa de la aviación deportiva española.
En el sector de la aviación ultraligera no es habitual encontrar aeronaves con envergaduras superiores a 15 metros debido a que, como se ha comentado previamente, una envergadura elevada compromete la capacidad operativa práctica de la aeronave. Tomando este dato como referencia, la aeronave diseñada tiene un límite dimensional de una envergadura máxima de 14 m.
Además, la aeronave es capaz de mantener un régimen de vuelo recto, nivelado y no acelerado (Steady Level Flight) utilizando únicamente la aportación energética de la solución fotovoltaica diseñada. A través de este criterio se garantiza la sostenibilidad energética del diseño.
Por otro lado, la energía suministrada por las baterías proporciona una autonomía mínima de vuelo de 45 minutos (sin contar con el aporte solar). Este límite se ha establecido siguiendo un criterio de seguridad ya que, en caso de emergencia, una autonomía de 45 minutos de vuelo representa un margen razonable para localizar un aeródromo o, en su defecto, un campo alternativo en el que poder aterrizar.
Por último, la aeronave es capaz de sostener un régimen de vuelo recto, nivelado y no acelerado (SLF) manteniendo una velocidad de 114 km/h a partir de la aportación energética de la solución fotovoltaica (de nuevo en condiciones estándar de medida). De este modo se garantiza que la aeronave de la presente invención es capaz de proporcionar unas prestaciones de vuelo que casen con el rango habitual de las aeronaves ultraligeras, logrando por tanto satisfacer las demandas del piloto privado. De este modo se evidencia la proyección comercial de la aeronave.
Carga alar máxima relativa a la potencia solar
El punto de partida del diseño es el cálculo de la carga alar máxima relativa a la potencia solar disponible por área. Este parámetro representa la carga alar máxima con la que una aeronave solar con una eficiencia aerodinámica (Cl/Cd) determinada es capaz de ser energéticamente sostenible (contribución energética fotovoltaica del 100% para configuración de vuelo SLF) a partir de una potencia solar por área (P/S) concreta.
La naturaleza del sistema de propulsión de los aviones solares genera que la potencia disponible por los mismos sea reducida. En concreto, estudiando la ruta que comienza cuando la radiación solar incide sobre las células fotovoltaicas y finaliza con el empuje producido por la aceleración de la masa de aire provocada por el giro de la hélice, se obtiene un resultado de un 86% de pérdidas energéticas. La eficiencia global del sistema de propulsión es, por tanto, de 14%, obtenida a partir de los datos recogidos la Tabla 2:
Tabla 2: Eficiencia del sistema de propulsión
Esta observación acerca del porcentaje de pérdidas ratifica lo comentado previamente: la potencia disponible por las aeronaves solares está limitada de manera severa por la eficiencia global del sistema de propulsión solar y, particularmente, por el rendimiento de las células fotovoltaicas. Por ello, es evidente que para promover la sostenibilidad energética del prototipo es necesario optimizar las diferentes partes del sistema, así como elaborar un diseño aerodinámico con bajos requerimientos de potencia.
Una vez estimado la eficiencia global del sistema de propulsión y considerando una radiación solar de 1000 W/m2, se puede calcular la potencia solar disponible por área (P/S):
Pot. solar disponible por área (^/$) = Radiación Solar x Eficiencia del Sist. Propulsión
Se asume una tasa de planeo de 25 para el cálculo de la carga alar máxima. Además, se asume un valor del coeficiente de sustentación (Cl ) de 1. Una vez fijados los parámetros, se procede al cálculo de la carga alar máxima (W/S):
Ajustando las unidades mediante el valor de la aceleración de la gravedad se obtiene la siguiente carga alar máxima para garantizar el abastecimiento energético de la aeronave mediante el sistema de propulsión solar propuesto:
Estimación de la base de cálculo
Una vez calculada la carga alar máxima, se procede a estimar el peso al despegue (Wo) de la aeronave. Este dato constituirá la base de cálculo del diseño aeronáutico. Se toma como base de cálculo un peso al despegue de 285 kg.
Estudio aerodinámico y selección de perfiles aerodinámicos
La selección de perfiles aerodinámicos determina drásticamente el comportamiento y las características de vuelo de la aeronave y, por ello, representa una parte fundamental del diseño aeronáutico.
Con el objetivo de seleccionar un perfil adecuado para el ala se ha realizado una profunda búsqueda bibliográfica acerca de los perfiles aerodinámicos utilizados en aeronaves solares, escogiendo como candidatos los siguientes:
Tabla 3: Perfiles aerodinámicos candidatos para el ala
Como se puede comprobar, el perfil 1 (FX 76 MP 140) es un perfil utilizado en el sector de la aviación muscular. Al igual que en la aviación solar, el suministro de energía juega un papel crítico en las aeronaves propulsadas a pedales (propulsión muscular). Por este motivo este perfil presenta unas características adecuadas para las necesidades del prototipo solar, de ahí que se haya incluido como candidato.
En líneas generales, los perfiles candidatos están diseñados para operar a un número de Reynolds bajo, por ello, pueden acoplarse adecuadamente a las lentas velocidades de vuelo de los aviones solares. Además, presentan altas eficiencias aerodinámicas (CL/Cd) y coeficientes de resistencia (Cd) reducidos, lo que resulta un aspecto esencial si se tiene en cuenta que el suministro de energía de los aviones solares es un factor crítico.
Por último, además de generar poca resistencia aerodinámica, los perfiles candidatos presentan coeficientes de sustentación (Cl) relativamente altos, lo que promueve que la velocidad de vuelo y, por tanto, la energía requerida para sostener una configuración SLF disminuya.
A este respecto, recordamos que la velocidad de vuelo de una aeronave a una altura determinada depende de la carga alar (W/S) y del coeficiente de sustentación (Cl). A su vez, el coeficiente de sustentación (Cl) está ligado al perfil aerodinámico.
Así, en la Tabla 4 se recogen los valores obtenidos en la simulación aerodinámica para los perfiles candidatos:
Tabla 4: Características de perfiles aerodinámicos
Dado que en este diseño se prioriza la velocidad de vuelo, se escoge el perfil aerodinámico con el coeficiente de sustentación correspondiente a la configuración de máximo planeo (CL(CL/Cü)máx ) menor: el NACA 63412.
Este perfil pertenece a la familia de perfiles laminares diseñados por NACA (National Advisory Committee for Aeronautics). Como ya se expuso anteriormente, los perfiles laminares son capaces de conservar el régimen laminar del flujo evitando al mismo tiempo la separación de la capa límite.
El estudio aerodinámico del perfil del estabilizador se realiza de forma análoga al del ala, aunque esta vez a un Reynolds de 8,9105 debido a la menor cuerda del timón de profundidad. Es interesante puntualizar que los perfiles candidatos (NACA 0009 y NACA 63010) son simétricos ya que su principal función es garantizar la estabilidad longitudinal de la aeronave.
Por lo general, en los aviones solares los coeficientes de sustentación (Cl) asignados para una configuración de máximo alcance, así como de máxima autonomía están comprendidos en un rango aproximado de 0,4 - 1. El coeficiente de sustentación (Cl) del perfil NACA 0009 presenta valores de coeficiente de resistencia (Cd) menores al NACA 63010. Por este motivo, se elige el NACA 0009 como perfil del timón de profundidad.
Diseño del ala
Superficie Alar (Sw)
La superficie alar mínima se puede calcular a partir de la carga alar máxima y la masa al despegue definidas.
Resolviendo la ecuación se obtiene una superficie alar mínima de 14,43 m2.
Alargamiento (A)
Debido a la diferencia de presiones producida por la geometría del perfil aerodinámico entre el extradós (parte superior del ala y zona de baja presión) y el intradós (parte inferior del ala y zona de alta presión), el aire del intradós fluye alrededor de las puntas del ala siguiendo un movimiento circular para intentar igualar la diferencia de presiones existente. Este movimiento circular del aire constituye los denominados vórtices de punta de ala (ver figura 9D), los cuales son la causa de la resistencia ligada a la sustentación también llamada resistencia inducida.
Un mayor alargamiento contribuye a una menor generación de resistencia inducida, lo que mejora las características aerodinámicas de la aeronave. Con la intención de obtener el máximo alargamiento posible para reducir así la resistencia inducida del ala, se fija la envergadura (b) en el valor máximo permitido por el criterio dimensional (14 m). Una vez conocidos los valores de la envergadura y la superficie del ala, el cálculo del alargamiento se realiza de forma directa a través de la siguiente expresión:
Flecha (A)
Tal como se ha comentado en la descripción, las alas en flecha disminuyen la aparición de las ondas de choque en las alas ya que la flecha reduce la velocidad del flujo sobre el perfil. Dicho de otro modo, la flecha eleva el número de Mach Crítico (parámetro que define la velocidad a la que se forman las primeras ondas de choque), lo que permite a la aeronave volar más rápido sin que se produzca la formación de ondas de choque. No obstante, un aumento de la flecha constituye también una reducción de la envergadura alar (distancia entre las puntas de las alas) y, por tanto, del alargamiento. En consecuencia, la flecha estimula el efecto de la resistencia inducida.
Teniendo en cuenta que los aviones solares operan en un rango de velocidades subsónico donde el riesgo de la formación de ondas de choque es nulo, es preferible contar con un ala sin flecha.
Taper Ratio (Estrechamiento) (A) y Planta
El taper ratio o estrechamiento se define como la relación entre la cuerda de la punta del ala y la cuerda en la raíz del ala.
El estrechamiento afecta a la distribución de la sustentación a lo largo de la envergadura del ala. Según la teoría de Prandlt, la mínima resistencia inducida se produce cuando las cargas de sustentación se distribuyen en base a una configuración elíptica. En el caso de un ala sin torsión ni flecha, la distribución elíptica de la sustentación se consigue cuando la propia ala tiene una planta elíptica. Se estima que un ala rectangular sin torsión del ala produce aproximadamente un 7 % más resistencia debido a la sustentación que un ala elíptica del mismo alargamiento.
Tal como se ha comentado en la descripción, al “estrechar” o "afilar” un ala rectangular reduciendo la cuerda de las puntas del ala, se alivian los efectos indeseables de un ala rectangular de cuerda constante debido a que se reduce la sustentación generada en las puntas del ala. Sin embargo, recordamos que se ha de tener en cuenta que la construcción de un ala con un elevado taper ratio supone un ahorro de peso respecto a un ala con mucho estrechamiento (bajo taper ratio) de la misma superficie. Por este motivo, se ha llegado a un compromiso entre el ahorro de peso y la reducción de la resistencia inducida.
Además, se opta por un ala rectangular con progresión elíptica. De esta forma se pretende aproximar de manera más precisa el ala diseñada a una geometría elíptica con la intención de reducir el efecto de la resistencia inducida. El taper ratio del ala diseñada es de 0,5, muy próximo al valor de estrechamiento ideal de las alas sin flecha (0,4).
Torsión del ala
Tal y como se ha comentado en la descripción, la torsión del ala (es decir, cuando el borde de ataque de la punta del ala presenta una incidencia negativa respecto a la raíz), se utiliza para prevenir una pérdida por la punta del ala, así como para modificar la distribución de la sustentación, ya que la variación de la incidencia a lo largo de la envergadura modifica el ángulo de ataque local del perfil. No obstante, la optimización de la distribución de la sustentación a partir de la torsión del ala sólo es válida para un coeficiente de sustentación de 1.
Así, dado que la eficiencia aerodinámica es un parámetro vital para garantizar la viabilidad energética de los aviones solares, se decide establecer una torsión del ala nula para el ala del prototipo.
Posición Vertical del Ala
En el caso de los aviones solares, la captura de energía es un criterio primordial y en la aeronave de la invención, las células fotovoltaicas se instalan en las alas, así como en el estabilizador de la aeronave. El posicionamiento vertical del ala más adecuado para una aeronave solar es la configuración de ala alta, dado que mediante esta configuración se maximiza la producción fotovoltaica. A través de esta configuración se evita que las sombras producidas por el contorno del fuselaje se proyecten sobre las células solares instaladas en las alas.
Diedro
El diedro se define como el ángulo del ala respecto a la horizontal y constituye un criterio de diseño empleado principalmente para promover la estabilidad lateral de la aeronave.
Un diedro positivo (las puntas el ala están más altas que la raíz) ayuda a restablecer la posición neutral de un avión cuando éste alabea. No obstante, el diedro tiene un efecto negativo ligado a un aumento de la resistencia inducida ya que disminuye el alargamiento del ala al reducirse la envergadura. Atendiendo al compromiso existente entre la estabilidad lateral y la resistencia inducida se estudia la siguiente tabla:
Tabla 5: Rangos de diedro recomendados según el tipo de ala
En este caso se ha definido un ala sin flecha en configuración de ala alta, por lo tanto, se selecciona un diedro de 2° en la sección final de las alas.
Punta del ala
Se ha optado por elegir una punta del ala tipo Recortada. Esta terminación, aunque no es la solución más efectiva en términos aerodinámicos, supone un buen compromiso entre
rendimiento aerodinámico, solidez estructural y, especialmente, reducción de peso. A continuación, se recogen los resultados obtenidos mediante el software gratuito XLFR5 del diseño del ala:
Tabla 6: Características del ala
El ala diseñada se muestra en la figura 5.
Diseño de las superficies de cola. Estudio de estabilidad longitudinal Configuración de Cola
Se selecciona una cola en "T” con el objetivo de maximizar la producción fotovoltaica, ya que, mediante esta configuración se evita que las sombras producidas por el contorno del timón de dirección se proyecten en las células solares instaladas en el estabilizador.
Por otro lado, tal como se ha comentado en la descripción, es necesario instalar unas superficies de cola que compensen el momento de cabeceo generado por el ala. La estabilidad longitudinal de una aeronave comúnmente se define mediante los siguientes coeficientes:
donde:
• Cvt = Coeficiente de Volumen del Timón de Dirección (Vertical Tail)
• Cht = Coeficiente de Volumen del Timón de Profundidad o Estabilizador (Horizontal Tail)
• Lvt = Distancia entre el centro aerodinámico del timón de dirección y el centro de gravedad de la aeronave
• Lht = Distancia entre el centro aerodinámico del timón de profundidad y el centro de gravedad de la aeronave
• Svt =Superficie del timón de dirección
• Sht = Superficie del timón de profundidad
• S = Superficie Alar
• b = Envergadura Alar
• c = Cuerda media aerodinámica del ala
Se extrae de la bibliografía consultada (D. P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, Fifth Edit. Playa del Rey, California: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2012) los coeficientes de volumen de cola apropiados según el tipo de aeronave. En este caso, debido al diseño semejante de los aviones solares con los veleros (sailplane), se selecciona un Cht y un Cvt de 0,50 y 0,02 respectivamente.
No obstante, dado que la configuración de cola elegida para el prototipo es una cola en “T”, y según la bibliografía, el Coeficiente de Volumen del Timón de Dirección (Cvt) se puede reducir aproximadamente un 5 % debido al efecto end-plate, mientras que el Coeficiente de Volumen del Timón de Profundidad (Cht) puede reducirse un 5 % debido a que el flujo de aire que incide en el estabilizador no está perturbado dado que no está sometido a la sombra aerodinámica del fuselaje. Teniendo en cuenta esta información se calculan los coeficientes de volumen de cola apropiados para una aeronave solar:
CHT = 0,95 x 0,5 = 0,475
CVT = 0,95 x 0,02 = 0,019
Geometría de las Superficies de Cola
La geometría de la cola queda determinada mediante dos parámetros: alargamiento (A) y Taper Ratio o Estrechamiento (A). En la Tabla 7 se definen los valores adecuados de dichos parámetros según el tipo de aeronave (D. P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, Fifth Edit. Playa del Rey, California: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2012):
Tabla 7: Parámetro Geométricos de las Superficies de Cola
De nuevo, se eligen os valores correspondientes a los veleros (sailplane). En cuanto al timón de profundidad, es más interesante un valor de alargamiento elevado para disminuir la resistencia inducida generada por el mismo (criterio aerodinámico). En el diseño del timón de dirección tiene mayor relevancia el criterio estructural ya que será el lugar donde se instale el sistema de propulsión (hélice y motor). Por este motivo se prefiere un valor elevado del taper ratio, ya que un timón de dirección con poco estrechamiento proporcionará una estructura más sólida para el anclaje del sistema de propulsión, así como para el soporte del estabilizador.
• Cálculo de las Superficies de Cola
Las superficies mínimas se calculan a partir de las siguientes fórmulas:
Para la resolución de las ecuaciones es necesario conocer las dimensiones del ala. Estas se extraen de la Tabla 6:
• Superficie (S) = 15,03 m2
• Envergadura (b) = 14 m
• Cuerda Media Aerodinámica (c) = 1,10 m
También se ha de contar con los coeficientes de volumen de cola Cht y Cvt definidos previamente:
• Coeficiente de Volumen del Timón de Profundidad Mínirno(Cm- mínimo) = 0,475
• Coeficiente de Volumen del Timón de Dirección Mínimo (Cvt mínimo) = 0,019
Por último, es fundamental calcular los brazos de palanca Lht y Lvt. Estos datos se han hallado a partir de las coordenadas de posicionamiento del ala, del estabilizador y del timón de dirección. Los centros aerodinámicos del estabilizador y timón de dirección se ubican al 25 % de la cuerda de los mismos mientras que el centro de gravedad de la aeronave se puede situar aproximadamente al 25 % de la cuerda del ala. Las coordenadas de posicionamiento se han fijado en el diseño realizado con el software XLFR5.
A continuación, se muestran las coordenadas de los diferentes componentes de la aeronave:
• Ala (X= 0,300 m; Z= 0,825 m; Ángulo de inclinación= 0,000°)
• Timón de profundidad (X= 4,890 m; Z= 2,050 m; Ángulo de inclinación= -1,500°) • Timón de dirección (X= 4,500 m; Z= 0,640 m; Ángulo de inclinación= 0,000°)
A partir de los datos del panel de control mostrado, así como de las cuerdas medias del estabilizador (0,50 m) y del timón de dirección (0,82 m) se puede proceder al cálculo de los brazos de momento de las superficies de cola:
Sustituyendo los valores calculados en las ecuaciones se obtiene el siguiente resultado de superficies mínimas de cola:
En el caso del estabilizador, se aumenta la superficie un 15 % con el fin de instalar un mayor número de células solares. Realizando esta modificación se obtiene el siguiente valor de superficie mínima del timón de profundidad:
SHT = 1,15 X 1,78 = 2,04 m2
Como puede observarse en la Tabla 8, a continuación, los valores de taper ratio (A) y alargamiento (A) obtenidos están comprendidos dentro del rango apropiado establecido. Además, las superficies del timón de profundidad y de dirección diseñadas a través del software (representadas en la Tabla 8 como Sm-real y Svt real respectivamente) superan las superficies mínimas establecidas en el estudio realizado (Sht mínima y Svt mínima). El coeficiente de volumen del estabilizador obtenido a partir del software (Cht real) es de 0,57, superando así el valor mínimo definido previamente (Cht mín= 0,475) y garantizando, por tanto, la estabilidad longitudinal de la aeronave diseñada. Las superficies de cola diseñadas se muestran en la figura 6.
Tabla 8: características de la cola
Diseño del fuselaje
Se ha optado por un diseño inspirado en el fuselaje de los veleros por ser la configuración más aerodinámica. No obstante, dado que interesa disponer de una superficie de cola extensa con el objetivo de maximizar la captación de energía solar, se ha reducido la longitud del
fuselaje. Dicho acortamiento se traduce en una mayor superficie mínima del estabilizador (Sht mínima) ya que, si disminuye la distancia entre el centro aerodinámico del estabilizador y el centro de gravedad de la aeronave (Lht) o brazo de momento, se ha de incrementar la sustentación generada por la superficie de cola (la cual depende de su superficie) para garantizar la estabilidad longitudinal. Es decir:
i Longitud del Fuselaje; i LHT; í SHT; í Producción Fotovoltaica
Por otro lado, se ha diseñado el fuselaje de manera que el ala (el componente más pesado de la aeronave) queda acostada sobre una superficie plana. De este modo y en base a un criterio estructural, la zona del fuselaje sobre la que se apoya el ala (sección justo detrás de la cabina) tiene una curvatura prácticamente nula. A continuación, se exponen algunas de las características principales del fuselaje diseñado.
Longitud de la Cola (Tail Lenght, Lt)
Este parámetro se define como la distancia existente entre el centro aerodinámico del ala (situado al 25 % del cuerda del ala) y el centro aerodinámico del estabilizador (situado al 25 % del cuerda del estabilizador). Como puede comprobarse en los cálculos obtenidos en la sección "Diseño de las superficies de cola. Estudio de estabilidad longitudinal”, descrita anteriormente, la longitud de cola coincide con el brazo de momento del estabilizador (Lht) obteniéndose un valor de 4,44 m.
Longitud Estructural del Fuselaje (L)
La longitud estructural del fuselaje es la distancia de un extremo a otro del mismo y, a partir del diseño realizado mediante el software XLFR5, se obtiene un valor de 7,406 m.
Profundidad Estructural del Fuselaje (D)
Este parámetro se corresponde con la altura máxima del fuselaje. La sección de máxima altura se ubica en la zona trasera de la cabina y, según las coordenadas proporcionadas por el software de diseño, tiene una altura máxima aproximada de 1 m.
Superficie Mojada del Fuselaje (Sf)
La superficie mojada representa la superficie expuesta al fluido. Una de las formas más precisas de calcular la superficie mojada del fuselaje es mediante un proceso de integración gráfica de las secciones que, a efectos de realización de este cálculo, componen el fuselaje.
Si se representa el perímetro de las secciones frente a la localización longitudinal de cada una de ellas, el área integrada del gráfico resultante equivale a la superficie mojada. Las secciones del fuselaje están diseñadas en base a un forma elipsoide. El perímetro de una elipse se calcula mediante la siguiente ecuación:
donde:
• a = semieje mayor
• b = semieje menor
A continuación, se exponen los datos de las distintas secciones que componen el fuselaje:
Tabla 9: Geometría de las Secciones del Fuselaje
Tabla 10: Área Mojada del Fuselaje
El valor de superficie mojada ignorando el área en el que el ala se apoya en el fuselaje (sr (sin alas ) ) coincide con el calculado (10,71 m2). No obstante, la superficie mojada representa la superficie expuesta al fluido, por tanto, el área del fuselaje sobre la que se apoya el ala no computa como superficie mojada. Teniendo esto en cuenta, se obtiene el siguiente resultado:
A continuación, en la tabla 11 y en la figura 7 se presentan las características básicas, así como el diseño final del fuselaje diseñado:
Tabla 11: Características del Fuselaje
Selección de componentes
Células Fotovoltaicas
Se escogen células de silicio monocristalino (sin concentración) por ser la opción más competitiva en el campo de la aviación solar debido a su compromiso entre eficiencia, peso, flexibilidad y control de producción.
Las células solares elegidas son las denominadas Maxeon Gen III Solar Cells, fabricadas por la empresa Sunpower y empleadas también en la fabricación del prototipo de la Nasa Helios, así como en la construcción del Solar Impulse 2. Estas células alcanzan un rendimiento del 23% y su espesor es de 150 ^m (en ese rango de espesor el silicio tiene un alto grado de flexibilidad). Según las especificaciones proporcionadas por el fabricante, cada célula tiene un área de 153 cm2 y pesa aproximadamente 6,5 gr. Están dotadas de la tecnología IBC (Interdigitated Black Contact) con la que se consigue eliminar la cuadrícula de conexiones metálica de la superficie de la célula, maximizando de esta manera la captación de energía
solar. Además, las células solares están recubiertas con una resina polimérica que las preserva y, al formar una piel continua, constituye el medio de conexión con la subestructura alar (costillas del ala), de forma que las cargas mecánicas inducidas por el aire son transportadas a dicha subestructura. Esta disposición se denomina "Embedded Solar Cells” (Células Solares Incrustadas) y, el conjunto formado por las células solares y la resina protectora pesa 0,8 kg/m2 y es capaz de adaptarse a la geometría del perfil aerodinámico y a las deformaciones que sufre el ala inducidas por las cargas estructurales durante el periodo de vuelo.
Motor Eléctrico
Los motores eléctricos de corriente continua sin escobillas (Brushless DC Motors (BLDC)) son los idóneos para el campo de la aviación eléctrica/solar. Se ha seleccionado el motor Power Drive 20, de ahora en adelante PD 20. Este motor ha sido fabricado por la empresa Yuneec International y es capaz de proporcionar una potencia (input) máxima de 20 kW y, además, no es necesario acoplar un sistema de cambio de velocidad (reductora) debido a la baja velocidad rotacional de operación (2400 rpm), por lo que se evitan las pérdidas relacionadas con el sistema de transmisión.
Este motor ha sido fabricado por la empresa Yuneec International (compañía especializada en drones y ultraligeros) y ha sido probado en diferentes ultraligeros como el E-Spyder.
La potencia input máxima total (11818,26 W), suma de la aportación energética del sistema fotovoltaico y de las baterías, es menor a la potencia nominal del motor eléctrico (20 kW). De esta manera se garantiza que el motor trabaja en un rango de operación adecuado, siempre por debajo de su máxima capacidad. Esto se traduce en unas condiciones de trabajo óptimas en términos de generación de calor y rendimiento, promoviendo de este modo el alargamiento de la vida útil del motor.
Controlador del Motor Eléctrico
La función del controlador eléctrico es, a partir de la conmutación electrónica, garantizar el cambio lineal de la velocidad del motor, así como evitar la descarga profunda de las baterías. Para los motores Power Drive, la empresa Yuneec International ha diseñado sus propios controladores electrónicos. Con el objetivo de asegurar la compatibilidad de los componentes (motor - controlador) se selecciona el controlador Power Block 20 (PB 20) fabricado por Yuneec International.
Baterías
Las baterías más competitivas en la aviación eléctrica/solar son las baterías Li-Po debido principalmente a su alta energía específica (Wh/kg) y a las buenas características de descarga (elevada corriente de descarga y voltaje constante de descarga). Además, la larga vida útil de las baterías Li-Po alcanza un valor habitual de 500 ciclos, a partir de los cuales la batería es capaz de mantener el 80 % de su capacidad nominal.
La empresa Yuneec Internationa también proporciona las baterías para sus sistemas de propulsión. De nuevo, se opta por seleccionar una batería de Yuneec por sus buenas características y con el objetivo de garantizar la compatibilidad motor eléctrico - controlador -baterías. De esta modo, se escogen dos packs de baterías del modelo Kokam Lithium Polymer (31 Ah).
El voltaje proporcionado por la batería (66,6 V) concuerda con el voltaje de trabajo máximo del controlador motor eléctrico seleccionado (75 V). Por otro lado, la máxima corriente de operación del controlador del motor eléctrico es de 350 A y, teniendo en cuenta que la corriente de descarga máxima de la batería escogida es de 150 A, es viable instalar dos packs de baterías en paralelo. De esta forma, se obtiene una corriente de descarga total máxima de 300 A.
Además, al contar con dos packs de baterías conectados en paralelo se obtiene una capacidad máxima de 62 Ah (31 Ah cada una). El peso total del sistema de baterías es de 25,6 kg (12,8 kg cada una). La energía específica del sistema de baterías (2 packs) seleccionado se calcula de la siguiente forma:
Este valor de energía específica (161,3 Wh/kg) es acorde al rango de las baterías Li-Po.
Regulador Maximum Power Point Tracker (MPPT)
Un regulador MPPT es un tipo de controlador de carga que permite maximizar la potencia del sistema fotovoltaico modulando la corriente y el voltaje. La selección del regulador MPPT se realiza en función de la configuración fotovoltaica diseñada.
Interconexión del sistema fotovoltaico:
Con el objetivo de trabajar en la zona de máxima eficiencia, el diseño de la configuración fotovoltaica se ha realizado en función de las necesidades de operación del regulador de carga MPPT.
En primer lugar, es necesario definir la superficie destinada a la instalación de células fotovoltaicas. Partiendo de un criterio conservador, dicho área se define como el 90 % del extradós del ala y el estabilizador ya que, debido a la geometría de los perfiles aerodinámicos, en algunos casos no es posible acoplar células solares en la totalidad de su superficie.
Por otro lado, las células solares escogidas, tal como se ha comentado anteriormente, son las Maxeón Gen. III que proporcionan una eficiencia del 23 % y tienen la flexibilidad suficiente para adaptarse a perfiles aerodinámicos.
A continuación, se calcula la potencia pico del sistema fotovoltaico en condiciones estándar, es decir, a partir de una radiación solar de 1000 W/m2 a 25°C de temperatura. En una aeronave solar, dichas condiciones son alcanzables ya que se tenderá a volar en días de intensa radiación solar y en horas próximas al medio día. Además, las células solares están sometidas a una refrigeración natural debido a la velocidad del avión respecto al aire, lo que incrementa el rendimiento de las mismas.
El diseño de la configuración fotovoltaica se basa en organizar las células solares de forma que, a partir de las conexiones en serie o paralelo, se obtengan los valores de voltaje y corriente deseados. Teniendo en cuenta las necesidades de operación del regulador MPPT (las cuales se exponen en el siguiente apartado), el sistema fotovoltaico diseñado va a estar compuesto por 2 hileras. A su vez, cada hilera está formada por 502 células solares en serie.
Antes de proceder al cálculo de los voltajes y corrientes producidos en base al sistema fotovoltaico diseñado es necesario introducir los conceptos que definen el funcionamiento de las células solares. La curva I-V de una célula fotovoltaica recoge los pares de valores de
corriente y tensión en los que puede funcionar dicha célula (ver figura 9D). A su vez, la curva I-V está caracterizada por tres valores:
Tensión de Circuito Abierto (Voc): Se corresponde con la máxima tensión que la célula solar es capaz de proporcionar. Esta situación se produce cuando no se conecta ninguna carga al sistema fotovoltaico.
Corriente de Cortocircuito (Isc): Se define como la máxima corriente que puede circular por la célula al encontrarse ésta en cortocircuito.
Punto de Máxima Potencia (PMP). En inglés: (Maximum Power Point (MPP): Es el producto de la tensión máxima (Vmpp) y la corriente máxima (Impp). El producto de estos pares de valores (Vmpp e Impp) define la potencia máxima del sistema fotovoltaico.
A partir de la configuración fotovoltaica diseñada y las propiedades del modelo de célula fotovoltaica seleccionada se obtiene los siguientes valores de voltaje y corriente:
Voltaje del Sistemampp = V célulampp x Células enSerie = 0,612 x 502 = 307,22 V Voltaje del Sistemaoc = V célula0C x Células enSerie = 0,713 x 502 = 357,93 V Corriente del Sistemampp = I célulampp x Hileras en Paralelo = 5,79 x 2 = 11,58 A Corriente del Sistemasc = I eélulasc x Hileras en Paralelo = 6,11 x 2 = 12,22 A
A continuación, se comprueba si la potencia proporcionada por el sistema diseñado a partir de las características de las células solares concuerda con la calculada a partir de la superficie fotovoltaica (15,45 m2) y el rendimiento de las células (23%):
Potencia del Sistema = Voltaje del Sistemampp x Corriente del Sistemampp Potencia del Sistema = 307,22 V x 11,58 A = 3557,65 W « 3553,16 W
De forma análoga a la potencia, se comprueba la superficie fotovoltaica:
SuperficieFV = Células enSerie x Hileras en Paralelo x Superficie C éiu ia so lar SuperficieFV = 502 x 2 x 153 ■ 10_4 = 15,36 m2 « 15,45m2
En la Tabla 12 se recogen los resultados obtenidos:
Tabla 12: Características del Sistema Fotovoltaico Diseñado Como se demostrará en el siguiente apartado, los valores de operación del sistema fotovoltaico diseñado satisfacen las necesidades de operación del regulador de carga solar MPPT.
Selección del regulador de carga solar MPPT:
El regulador de carga solar se encarga de controlar el flujo de energía existente entre la instalación fotovoltaica y el sistema de baterías. Según la bibliografía consultada (Monsolar, "¿Cómo funcionan los reguladores de carga solares PWM y MPPT?,” 2016. [Online]. Available: https://www.monsolar.com/blog/como-funcionan-los-reguladores-de-carga-solarespwm-y-mppt/. [consultado el 05-Jul-2019]), la producción solar generada a partir de un sistema fotovoltaico dotado de un regulador de carga MPPT aumenta hasta en un 30 % respecto a las instalaciones basadas en reguladores solares PWM (modulación por anchura de pulsos). Por este motivo, se ha seleccionado este tipo regulador de carga.
Además del diodo de protección, un regulador de carga MPPT está caracterizado por disponer de dos componentes fundamentales: el convertidor de tensión y el seguidor del punto de máxima potencia:
Convertidor de tensión corriente continua - corriente continua (CC-CC): El convertidor permite que la instalación fotovoltaica y el sistema de baterías trabajen a tensiones diferentes. Generalmente, la instalación fotovoltaica opera a alta tensión mientras que las baterías a baja.
Al trabajar la instalación fotovoltaica a tensiones elevadas se consigue minimizar las pérdidas energéticas.
Seguidor del Punto de Máxima Potencia: El seguidor se encarga de adaptar la tensión de operación del sistema fotovoltaico de manera que, en cada momento, se opere en las condiciones de máxima potencia.
En base a todo ello, el regulador MPPT escogido fue el Context MPPT 80600 Solar Charge Controller, fabricado por Schneider. Dicha selección se realizó en función de cuatro parámetros básicos: corriente de salida (I output), voltaje de entrada (V input), voltaje de operación de las baterías y potencia máxima del sistema fotovoltaico.
Corriente de Salida (I output): La corriente de salida del regulador MPPT se corresponde con la corriente de carga del sistema de baterías. Se calcula de la siguiente forma:
Se comprobó que, según las condiciones de operación del sistema fotovoltaico diseñado, la corriente de carga del sistema de baterías (Ioutput) es inferior a la corriente de salida máxima permitida por el regulador MPPT seleccionado (Ioutput máxima mppt).
Voltaje de Entrada (V input): El voltaje de entrada al regulador MPPT se corresponde con el voltaje del sistema fotovoltaico.
Se comprobó que, según las condiciones de operación del sistema fotovoltaico diseñado, el voltaje máximo del sistema fotovoltaico (Vinput) es inferior al voltaje de entrada máximo permitido por el regulador MPPT seleccionado (Vinput máxima mppt).
Voltaje de Operación Del Sistema de Baterías (V Baterías):
Se comprobó que, según las condiciones de operación del sistema de baterías, el voltaje de operación del sistema de baterías (Vbaterías) es inferior al voltaje de operación del sistema de baterías máximo permitido por el regulador MPPT seleccionado (Vbaterías máximo mppt).
Potencia Máxima del Sistema Fotovoltaico
Se comprobó que la potencia máxima proporcionada por el sistema fotovoltaico diseñado es inferior la potencia máxima permitido por el regulador MPPT seleccionado.
De acuerdo con los cálculos realizados, los parámetros del sistema fotovoltaico diseñado se ajustan a las necesidades de operación del regulador MPPT seleccionado. En la Tabla 13 se recogen los resultados obtenidos (los límites de operación del regulador MPPT se presentan en negrita):
Tabla 13: Parámetros de Selección del Regulador MPPT
Paracaídas Balístico:
Es fundamental que el prototipo diseñado incorpore algún tipo de sistema de emergencia. En la actualidad, el sistema de seguridad más avanzado es el paracaídas balístico. En caso de emergencia, el piloto activa desde la cabina el sistema balístico de manera que un mini cohete instalado en el fuselaje de la aeronave propulsa el paracaídas hacia el exterior. Dicho
paracaídas es el encargado de sustentar a toda la estructura de la aeronave, incluido el piloto, que permanece en la cabina. Los paracaídas balísticos se eligen en función del peso y velocidad máxima permitida de la aeronave (VNE). Teniendo en cuenta estos datos se selecciona el sistema de paracaídas balístico GRS 350 tom 70 m2.
Recálculo de la masa al despegue a partir del diseño
Este proceso se ha llevado a cabo siguiendo el método denominado Aircraf Statistical Weights Method, propuesto por Daniel P. Raymer (Aircraft Design: A Conceptual Approach, Fifth Edit. Playa del Rey, California: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2012). A continuación se expone el cálculo del peso de los diferentes componentes de la aeronave (el resultado de cada correlación se muestra en letra negrita).
Peso del Ala
Donde:
• Wwíng = Peso del Ala (lb) = 196,63 lb = 89,19 kg
• Sw = Superficie del Ala Trapezoidal (ft2) = 15,03 m2 = 161,78 ft2
• Wfw = Peso de Combustible en las Alas (lb). Si no se almacena combustible en las alas ignorar este término.
• A = Alargamiento del Ala = 13,04
• A = Flecha del Ala = 0,31°
• q = Presión Dinámica a Velocidad de Crucero estimada (95 km/h) (lb/ft2)
• q = ± x p x V2 = ± X 1,18762 X 26,382 = 413,24 Pa = 8,63 p sf
• A = Taper Ratio (Estrechamiento) del Ala = 0,5
• t / c = Espesor/Cuerda del Perfil del Ala (NACA 63412)= 12 %
• Nz = Factor de Carga Final = 1,5 x Factor de Carga Límite = 1,5 x 3,5 = 5,25
• Wdg = Masa de Vuelo de Diseño = 285 kg = 628,32 lb
Peso del Estabilizador
Donde:
• Whorizontal tail = Peso del Estabilizador (Ib) = 9,45 Ib = 4,29 kg
• Sht = Superficie del Estabilizador (ft2) = 2,14 m2 = 23.04 ft2
• t /c ht = Espesor/Cuerda del Perfil del Estabilizador (NACA 0009) = 9 %
• Aht = Flecha del Estabilizador = 8,47°
• Aht = Alargamiento del Estabilizador = 9,89
• Aht = Taper Ratio (Estrechamiento) del Estabilizador = 0,37
Peso del Timón de Dirección
Donde:
• w verticaitan = Peso del Timón de Dirección (lb) = 8,64 lb = 3,92 kg
• Ht/Hv = (0 para cola convencional). (1 para cola en "T”) = 1
• Svt = Superficie del Timón de Dirección (ft2) = 1,12 m2 = 12,06 ft2
• t /c vt = Espesor/Cuerda del Perfil del Timón de Dirección (NACA 0009) = 9 %
• Avt= Flecha del Timón de Dirección = 12,09°
• Avt = Alargamiento del Timón de Dirección = 1,75
• Avt = Taper Ratio (Estrechamiento) del Timón de Dirección = 0,6
Peso del Fuselaje
Donde:
• Wfuseiage = Peso del Fuselaje (lb) = 47 lb = 21,32 kg
• Sf = Superficie Mojada del Fuselaje (ft2) = 10,50 m2 = 113,02 ft2
• Lt = Distancia entre el 25 % de la cuerda del ala y el 25% del cuerda del estabilizador (Longitud de la Cola) (ft2) = 4,44 m = 14,57 ft
• L = Longitud del Fuselaje = 7,406 m = 24,30 ft
• D = Anchura Máxima del Fuselaje = 1 m = 3,28 ft
• Wpress = Penalización de peso debido a presurización de la cabina = 0 (La cabina del SolarULM 1 no necesita presurización debido que las aeronaves ultraligeras operan a bajas altitudes).
Peso del Tren de Aterrizaje Principal
Donde:
• Wmain landing gear = Peso del Tren de Aterrizaje Principal (lb) = 23,27 lb = 10,56 kg • Ni = Factor de Carga de Aterrizaje Final = Factor de Carga del Tren de Aterrizaje x 1,5 = 1 x 1,5 = 1,5
• Wi = Masa de Aterrizaje de Diseño (Ya que un avión solar no consume combustible, la masa de despegue coincide con la masa de aterrizaje y la de vuelo) = Masa de Vuelo de Diseño = 285 kg = 628,32 lb
• Lm = Extensión del Tren de Aterrizaje Principal (inch) = 0,55 m = 21,65 inch
Peso del Patín de Cola = 0,5 kg
Peso de las Estructuras de Control de Vuelo
Donde:
• wfiíghtcontrois = Peso de las Estructuras de Control de Vuelo (lb) = 12,13 lb = 5,50 kg • Bw = Envergadura Alar = 14 m = 45,93 ft
Peso de los Instrumentos de Vuelo
Donde:
• Wavionics = Peso de los Instrumentos de Vuelo (lb) = 7,72 lb = 3,50 kg
• Wuav = Peso de los Instrumentos de Vuelo Complementarios (lb) = 4 lb
Peso del Motor Eléctrico Controlador = 9,7 kg
Peso del Sistema Fotovoltaico de las Alas
Peso del Sistema Fotovoltaico del Estabilizador
Peso del Sistema de Baterías = 25,6 kg
Peso del Regulador MPPT = 13,5 kg
Peso de la Hélice Buje = 2,5 kg
Peso del Sistema de Paracaídas Balístico = 9,6 kg
Peso del Piloto = 80 kg
Por último, se llevó a cabo un ajuste de la estimación del peso en función del material de fabricación seleccionado. Los coeficientes de ajuste correspondientes a la fabricación mediante materiales compuestos fueron los siguientes:
Tabla 14: Coeficientes de Estimación de Peso
Recálculo de peso:
• Wwing = 89,19 kg x 0,85 = 75,81 kg
• Whorizontal tail = 4,29 kg x 0,83 = 3,56 kg
• ^ v e r t i c a l ta i l = 3,92 kg x 0,83 = 3 , 25 kg
• Wfuselage = 21,32 kg x 0,9 = 19,19 kg
• W m a in la n d in g g e a r = 10,56 kg x 0,95 = 10,03 kg
En la Tabla 15 se recogen los resultados finales del cálculo de peso de la aeronave. El ala representa una fracción importante (28 %) del peso total de la aeronave (ver Tabla 15). Esto se debe a la masa asociada al larguero del ala, que constituye el elemento estructural encargado de absorber las cargas inducidas por la sustentación. Por otro lado, las baterías también suponen un incremento de peso significativo (9 %), especialmente en un avión solar, donde éstas son una de las fuentes de energía principales. Como puede observarse en la
Tabla 15, se ha decido añadir una nueva partida denominada Imprevistos de Fabricación correspondiente al 5 % de la masa total de la aeronave. De esta forma se pretende tener un cierto margen de seguridad al considerar aquellos incrementos de peso difícilmente predecibles como, por ejemplo: un piloto/a con un peso superior a 80 kg o la variabilidad de fabricación de los materiales compuestos.
Tabla 15: Estimación de Peso
Análisis del centro de gravedad
Antes de realizar la simulación aerodinámica de la aeronave diseñado es necesario definir su inercia con el objetivo de determinar la localización del centro de gravedad de la aeronave. Para ello, se debe ubicar las distintas masas calculadas a partir de un sistema de coordenadas. Este proceso se ha realizado mediante el software XLFR5. Se ha conseguido
que el centro de gravedad de la aeronave se localice próximo al centro aerodinámico del ala situado al 25 % de la cuerda del perfil aerodinámico. De esta forma se consigue maximizar el efecto de las superficies de cola promoviendo de este modo la estabilidad longitudinal de la aeronave.
Simulación aerodinámica
Una vez definida la inercia y la geometría del prototipo se procede a la simulación aerodinámica de la aeronave mediante el software XLFR5.
Se ha seleccionado un análisis tipo Fixed Lift en el que para cada ángulo de ataque se ajusta la velocidad de manera que la sustentación generada equilibra en todo momento al peso de la aeronave. Además, se ha seleccionado los parámetros atmosféricos definidos previamente (p=1,18762 y ^=1,8464-10-5). Los principales resultados de la simulación se exponen en la figura (8).
Cálculo de la performance de vuelo.
En primer lugar, se exportan a Excel los datos de la simulación aerodinámica realizada mediante XLFR5 con el objetivo de graficar el coeficiente de resistencia (Cd) frente al de sustentación (Cl). A continuación, se ajusta el gráfico obtenido en base a una ecuación parabólica de segundo orden. El coeficiente de determinación (R2 = 0,998854) muestra la validez del ajuste parabólico de segundo orden. La ecuación obtenida se define en aeronáutica como POLAR y, mediante ella, se describe el comportamiento aerodinámico de una aeronave. La polar de la aeronave es la siguiente:
CD = CDo k 1 x C L k2 x CL2 = 0,007439 - 0,010513 x C L 0 , 038706 x CL2
En la Tabla 16 se presentan las características generales y los parámetros aerodinámicos de la aeronave. Como puede observarse, los criterios legal y dimensional quedan satisfechos debido al peso (288,33 kg) y envergadura (14 m).
Tabla 16: Características generales y parámetros aerodinámicos En la Tabla 17 se exponen las características del sistema propulsión fotovoltaico/eléctrico y los valores de potencia proporcionada por sistema de propulsión de la aeronave:
Tabla 17: Características del sistema fotovoltaico/eléctrico
La superficie ocupada por células solares se calcula como el 90 % de la superficie alar y del estabilizador:
S'Up6VfÍCÍ6py 0,90 X (Sup. îa+ SupEstabilizador') 0,90 X (15,°25 2,14) 15,45 m
Asumiendo unas condiciones estándar de medida (que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y temperatura de célula de 25°C) y considerando las eficiencias definidas para cada componente, se calculan los parámetros clave del sistema de propulsión solar:
Potencia Disponible = Potenciare x % Hélice = Potenciainput X % Motor X % Hélice • PotenciaFV = Rad. Solar X Sup. FV X % Cel. FV = 1000 X 15,45 X 0,23 = 3553,5 W • Potenciainput maxFV = Pot.FVx % Reg. MPPT X % Líneas Eléctricas X % Baterías = 3553,5 X 0,95 X 0,995 X 0,965 = 3241,07 W
• PotenciaejemaxFV = Pot.inputmaxFVx % Motor = 3241,07 X 0,90 = 2916,96 W
• Pot&W'dQ'Propulsíónm.ax.FV P o t . eje m.ax.FV X % H é H c e 4299,40 X 0,77 2246,°6
Tabla 18: Potencia proporcionada por sistema de propulsión
Una vez deducida la ecuación polar y las características del sistema de propulsión solar, se procede a calcular el rendimiento de la aeronave diseñada.
Cálculo de parámetros de vuelo básicos
Velocidad Mínima
Para ángulos de ataque reducidos (ángulo existente entre la cuerda del perfil y el vector del flujo de aire relativo) (ver figura 9B), un aumento del ángulo de ataque se traduce en un incremento de la sustentación. Sin embargo, si se continúa elevando el ángulo de ataque existe un cierto valor límite en el que se produce la separación de la capa límite del perfil generando de esta forma un drástico desplome de la sustentación. En aeronáutica, este fenómeno se denomina ENTRADA EN PÉRDIDA (Stall). Cuando una aeronave entra en pérdida no es capaz de generar la sustentación necesaria para equilibrar su peso.
La velocidad a la que el perfil entra en pérdida (Velocidad de Pérdida (Vs)) se corresponde con la velocidad mínima de la aeronave y está ligada al coeficiente de sustentación máximo del ala (Cl max). A su vez, el coeficiente de sustentación máximo del ala (Cl max) se puede calcular como el 90 % del coeficiente de sustentación máximo del perfil aerodinámico (Cl max).
En la simulación aerodinámica del perfil aerodinámico (NACA 63412) se obtuvo que el coeficiente de sustentación máximo para un Reynolds de 1,9106 (Reynolds de la aeronave diseñado en configuración de crucero) es de 1,353559. Sustituyendo valores se calcula coeficiente de sustentación máximo del ala:
Una vez conocido el coeficiente de sustentación correspondiente a la configuración de mínima velocidad (Cl max) se procede a calcular la velocidad mínima o de pérdida mediante la ecuación (2):
Velocidad Máxima
La velocidad máxima que puede alcanzar una aeronave depende de sus propiedades aerodinámicas, así como de la máxima potencia que su sistema de propulsión es capaz de proporcionar. De nuevo, la ecuación que define la velocidad de vuelo (V) es la siguiente:
En configuración SLF de máxima velocidad, la potencia requerida (P req.) coincide con la potencia máxima que el sistema de propulsión puede suministrar (Pa max). La potencia requerida por una aeronave para volar en configuración SLF se calcula a partir de la siguiente fórmula:
Sustituyendo la ecuación de la velocidad en la de potencia se obtiene la siguiente expresión:
Tal y como se ha argumentado anteriormente, la polar es la ecuación que describe la aerodinámica de una aeronave y tiene la siguiente forma:
Sustituyendo la ecuación polar de la aeronave en la ecuación de potencia se llega a la siguiente ecuación:
Resolviendo esta fórmula se llega al siguiente resultado:
A partir de la ecuación (8) se puede calcular coeficiente de sustentación correspondiente a la configuración de máxima velocidad (Cl velocidad max).
La potencia de propulsión fotovoltaica máxima disponible (P fv max) es de 2246,06 W (Tabla 18). Por otro lado, al comienzo de esta sección se dedujo la polar que describe el comportamiento aerodinámico de la aeronave:
Sustituyendo los valores necesarios en la ecuación (8) se obtiene el siguiente resultado:
Resolviendo esta ecuación se halla el coeficiente de sustentación correspondiente a la configuración de máxima velocidad (Cl velocidad max):
A partir de la ecuación de velocidad se obtiene la velocidad máxima que puede alcanzar la aeronave de acuerdo con la invención a partir del suministro energético de la solución fotovoltaica:
Velocidad de Mínima Resistencia (Configuración de Máximo Alcance)
La configuración de máximo alcance define la distancia máxima que puede recorrer una aeronave a partir de un cierto suministro energético. Para volar en la configuración de máximo alcance se ha de operar en condiciones de mínima resistencia aerodinámica. La resistencia aerodinámica (Drag (D)) se puede expresar de la siguiente forma:
Asumiendo que el peso (W) es un parámetro constante, la resistencia aerodinámica (D) generada por una aeronave será mínima si la relación entre el coeficiente de resistencia y el de sustentación (Cd/Cl) también es mínima o, dicho de otro modo, si la tasa de planeo (Cl/Cd) es máxima. Es decir, la velocidad de máximo alcance coincide con la de mínima resistencia, que a su vez es idéntica a la velocidad para la cual la tasa de planeo es máxima:
La velocidad de máximo alcance (V máximo alcance) está en función del coeficiente de sustentación correspondiente a la máxima tasa de planeo. En primer lugar, la relación (Cd/Cl) se puede expresar de la siguiente forma:
A continuación, se halla la ecuación que define el coeficiente de sustentación (Cl) correspondiente a la tasa de planeo máxima ((Cl/Cd) máxima = (Cd/Cl) mínima):
Sustituyendo valores en la ecuación (9) se obtiene el siguiente resultado:
A partir de la ecuación de velocidad se calcula la velocidad de mínima resistencia (configuración de máximo alcance):
Velocidad de Mínima Potencia (Configuración de Máxima Autonomía)
La configuración de máxima autonomía define el tiempo máximo que una aeronave puede permanecer en vuelo a partir de un cierto suministro energético. Para volar en la configuración de máxima autonomía se ha de operar en condiciones de mínima potencia. Anteriormente se dedujo la ecuación que define la potencia requerida por una aeronave para sostener una configuración de vuelo SLF:
Ordenando parámetros en dicha ecuación:
Asumiendo que el peso (W), la superficie alar (S) y la densidad del aire a una determinada altura (p) son parámetros constantes, la potencia requerida (P) por una aeronave será mínima si la relación (Cd2/Cl3) también es mínima o, dicho de otro modo, si (Cl3/Cd2) es máxima. Es decir, la velocidad de máxima autonomía coincide con la de mínima potencia, que a su vez es idéntica a la velocidad para la cual la relación (Cl3/Cd2) es máxima:
A continuación, se halla la ecuación que define el coeficiente de sustentación (Cl) correspondiente a la relación (Cl3/Cd2) máxima:
Resolviendo la ecuación de segundo grado:
Sustituyendo valores en la ecuación (10):
A partir de la ecuación de velocidad se calcula la velocidad de mínima potencia (configuración de máxima autonomía):
Angulo Mínimo de Descenso (Vuelo Sin Motor)
El ángulo mínimo de descenso define, en un vuelo de planeo (sin motor), el ángulo que permitiría a una aeronave recorrer una mayor distancia. De forma análoga al apartado de Máximo Alcance, para planear con el ángulo mínimo de descenso recorriendo así la máxima distancia es necesario volar en configuración de mínima resistencia aerodinámica. En una trayectoria de vuelo recto y a velocidad constante, intervienen las siguientes fuerzas:
T = D + W x sin Y
L = W x cos Y
• L = Líft ( Sustentación )
• W = Weight (Peso)
• T = Thrust (Empuje generado por el sistema de propulsión)
• D = Drag (Resistencia)
• V = Velocidad respecto al aire
• Y = Ángulo de Ascenso (ángulo entre el vector de velocidad (V) y el horizonte (Xe)) • Y = Ángulo de Descenso (ángulo entre el vector de velocidad (V) y el horizonte (Xe))
Como el ángulo de ascenso (Y suele ser pequeño, se asume que cos Y « 1. Simplificando se obtiene:
T = D W x sin Y
L = W
Además, en un vuelo planeando (sin motor), el empuje generado por el sistema de propulsión (T) es nulo y, por ello:
El ángulo de ascenso
también se puede expresar de la siguiente manera:
Y, teniendo en cuenta que Y = -Y , se obtiene la siguiente fórmula:
A partir de la ecuación (11) se deduce que el ángulo de descenso será mínimo si la relación entre el coeficiente de resistencia y el de sustentación (Cd/Cl) también es mínima o, dicho de otro modo, si la tasa de planeo (Cl/Cd) es máxima. La ecuación que define el coeficiente de sustentación (Cl) correspondiente a la tasa de planeo máxima ((Cl/Cd) máxima = (Cd/Cl) mínima) se halló en la sección de Máximo Alcance:
Sustituyendo la ecuación (9) en la (11):
Resolviendo la ecuación anterior se llega al siguiente resultado:
Sustituyendo valores y resolviendo la ecuación (12) se obtiene el ángulo mínimo de descenso:
Tasa Máxima de Ascenso (ROC)
La tasa máxima de ascenso define la velocidad vertical máxima, es decir, el tiempo mínimo que se tarda en alcanzar una cierta altitud. De forma análoga al apartado de Máxima Autonomía, para ascender lo más rápido posible es necesario operar en configuración de mínima potencia. En primer lugar, se parte de las ecuaciones que definen una configuración de vuelo recto y no acelerado:
T = D + W X sin Y
L = W
Ordenando las ecuaciones:
Multiplicando por el vector de velocidad (V) se obtiene la siguiente expresión:
Donde:
• Pa = Potencia suministrada por el sistema de propulsión (W)
• Pr = Potencia requerida (W)
• W = Peso (kg)
• V = Velocidad (m/s)
• ROC = Tasa de Ascenso (m/s)
A partir de la anterior ecuación y asumiendo que el peso (W) es un parámetro constante, se puede deducir que la tasa de ascenso será máxima si la diferencia entre la potencia disponible
(Pa) y la requerida (Pr) también es máxima. Por un lado, tal como ya se ha calculado, la potencia máxima suministrada por la solución fotovoltaica (P fv max) en condiciones estándar de medida (que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y temperatura de célula de 25°C) es de 2246,06 W. En cuanto a la potencia requerida, en la sección Máxima Autonomía se dedujo que el coeficiente de sustentación de la aeronave correspondiente a una configuración de mínima potencia tiene el siguiente valor:
Como ya se halló anteriormente, este coeficiente se corresponde con la siguiente velocidad de vuelo:
Según la siguiente expresión, para calcular la potencia mínima requerida es necesario conocer la resistencia aerodinámica correspondiente a una configuración de mínima potencia:
La resistencia aerodinámica correspondiente a una configuración de mínima potencia se calcula de la siguiente forma:
A continuación, se calcula la potencia mínima:
Por último, sustituyendo los valores hallados en la ecuación (13) se obtiene la tasa de ascenso máxima:
Tasa Mínima de Descenso (ROD) (Vuelo Sin Motor)
La tasa mínima de descenso define la velocidad vertical mínima a la que una aeronave es capaz de planear que, a su vez, determina el tiempo máximo que una aeronave puede permanecer planeando.
En un vuelo de planeo (sin motor) la potencia suministrada por el sistema de propulsión (Pa) es nula. Teniendo esto en cuenta, la ecuación (13) se simplifica de la siguiente manera:
Y, sabiendo que ROC = -ROD, se obtiene la siguiente fórmula:
A partir de la ecuación (14) y asumiendo de nuevo que el peso es un parámetro constante, se deduce que la tasa de descenso (ROD) es mínima si la potencia requerida (Pr) también lo es. En el anterior apartado se llegó al siguiente resultado:
Sustituyendo valores en la ecuación (14) se obtiene la tasa de descenso mínima:
Cálculo de parámetros de vuelo en configuración de máximo alcance
La configuración de máximo alcance es aquella en la que la aeronave genera menos resistencia aerodinámica.
Aportación del Sistema Fotovoltaico en Configuración de Máximo Alcance
La potencia requerida para volar en configuración de máximo alcance se halla mediante la siguiente ecuación:
En primer lugar, es necesario conocer el coeficiente de sustentación asociado a la configuración de mínima resistencia. Este cálculo se realizó en apartados anteriores obteniendo el siguiente resultado:
La velocidad de mínima resistencia (VDragmín ), que también se halló en apartados anteriores, se obtiene directamente a partir de la ecuación de velocidad:
La resistencia mínima se calcula de la siguiente forma:
Con los datos obtenidos, la potencia para la configuración de máximo alcance se calcula de forma directa:
A continuación, se define la aportación del sistema fotovoltaico en configuración de máximo alcance:
Alcance Máximo proporcionado por el Suministro Energético de las Baterías
El alcance máximo proporcionado por las baterías se calcula mediante la siguiente ecuación:
A continuación, se halla la energía proporcionada por el sistema de baterías:
EnergíaBaterías = Voltaje de Operación X Capacidad = 66,6 V X 62 Ah = 4129,20 Wh Considerando que las descargas profundas de la batería reducen su vida útil, se establece una descarga máxima del 80% de la capacidad de las baterías. Para calcular la energía de propulsión proporcionada por el sistema de baterías también es necesario tener en cuenta el rendimiento de los diferentes componentes del sistema (ver Tabla 2):
Energía de Propulsión Baterías = 0,8 x 4129,2 x 0,995 x 0,965 x 0,90 x 0,77 = 2198,06 Wh Sustituyendo valores en la ecuación (15) se halla el alcance máximo proporcionado por las baterías:
Parámetros de Operación de la Batería en Configuración de Máximo Alcance
Como puede comprobarse, la corriente de descarga en configuración de máximo alcance se encuentra por debajo de la corriente de descarga máxima tolerada por la batería (150 A). De este modo se asegura el correcto funcionamiento de las baterías.
Cálculo de parámetros de vuelo en configuración de máxima autonomía
La configuración de máxima autonomía es aquella en la que la aeronave consume menos potencia.
Aportación del Sistema Fotovoltaico en Configuración de Máxima Autonomía
La potencia requerida para volar en configuración de máxima autonomía (Pot. Autonomía Máxima) coincide con la potencia mínima para sostener una configuración de vuelo SLF (Potencia Mín). Este parámetro se halló en el apartado relacionado con la Tasa Máxima de Ascenso (ROC) y tiene el siguiente valor:
Por otro lado, tal como se ha calculado anteriormente, la potencia de propulsión fotovoltaica máxima disponible (P fv max) es de 2246,06 W. Sustituyendo valores en la siguiente ecuación se calcula la aportación del sistema fotovoltaico en configuración de máxima autonomía:
Autonomía Máxima proporcionada por el Suministro Energético de las Baterías
La autonomía máxima proporcionada por las baterías se calcula mediante la siguiente ecuación: 
A continuación, se halla la energía proporcionada por el sistema de baterías:
EnergíaBaterías = Voltaje de Operación x Capacidad = 66,6 V x 62 Ah = 4129,20 Wh
La energía de propulsión proporcionada por el sistema de se calculó en el apartado anterior obteniendo el siguiente resultado:
Energía de Propulsión Baterías
= 0,8 x EnergíaBaterías x %Lín. Eléctricas x %Batería x %Motor x %Hélice Energía de PropulsiónBaterías = 0,8 x 4129,2 x 0,995 x 0,965 x 0,90 x 0,77 = 2198,06 Wh
Sustituyendo valores en la ecuación (16) se obtiene la autonomía máxima proporcionada por las baterías:
Parámetros de Operación de la Batería en Configuración de Máxima Autonomía
P i
Como puede comprobarse, la corriente de descarga en configuración de máxima autonomía se encuentra por debajo de la corriente de descarga máxima tolerada por la batería (150 A). De este modo se asegura el correcto funcionamiento de las baterías.
Cálculo de parámetros de vuelo en configuración de máxima velocidad
En este apartado se estudia la velocidad y autonomía asociadas a la configuración de vuelo en base a la potencia máxima de propulsión total (Baterías Sistema Fotovoltaico). Antes de estudiar los parámetros que definen la configuración mencionada se debe calcular la contribución de las baterías en términos de potencia.
Contribución del Sistema de Baterías
Según las propiedades de la batería, la corriente de descarga máxima es de 150 A (5 C). No obstante, para evitar que la batería trabaje al límite de su capacidad operativa se seleccionó una corriente de descarga de 135 A (4,5 C). A partir de este parámetro y considerando una descarga máxima del 80% de la capacidad de las baterías, se procedió al cálculo de la potencia eléctrica (input) máxima proporcionada por el sistema de baterías:
Pot. input max.Baterías 0,8 x Voltaje operación x Corriente Descarga x Nwm. Packs en Paralelo P°t. input max.Baterías = 0,8 x 66,6 X 135 X 2 = 14385,6 W
Para calcular la potencia de propulsión proporcionada por el sistema de baterías es necesario tener en cuenta el rendimiento de los diferentes componentes del sistema (ver Tabla 2 de la presente solicitud).
Potencia de Propulsión Máxima Baterías
= Pot. tnput max.Baterías x %Lín. Eléctricas x %Batería x %Motor x %Hélice
Pot.de Propulsión Máxima Baterías = 14385,6 x 0,995 x 0,965 x 0,90 x 0,77 = 9572,20 W
La potencia máxima de propulsión de origen fotovoltaico (P fv max) es de 2246,06 W (ver Tabla 18). Sumando la aportación de potencia de las baterías y del sistema fotovoltaico se obtiene el siguiente resultado:
Potencia de Propulsión Máxima Total ( Baterías+sístema fv )
Pot. pr0pUisión max.Baterías + Pot.propulsión max.FV
Pot.de Propulsión Máxima Total (Baterías+sistema fv) = 9572,20 2246,06 = 11818,26 W
Nótese que la potencia de propulsión máxima total se corresponde con el siguiente valor de potencia input máxima total:
La potencia input máxima total (17053,77 W) es menor a la potencia nominal del motor eléctrico (20 kW). Por lo tanto, se garantiza que el motor trabaja en un rango de operación adecuado al operar siempre por debajo de su máxima capacidad. Esto se traduce en unas condiciones de trabajo óptimas en términos de generación de calor y rendimiento, promoviendo de este modo el alargamiento de la vida útil del motor.
En la Tabla 19 se recogen los resultados obtenidos:
Tabla 19: Contribución en términos de potencia del sistema de las baterías
Velocidad y Autonomía asociadas a la Configuración de Máxima Velocidad
Una vez conocida la contribución del sistema de baterías en términos de potencia, se procede a calcular los parámetros asociadas a la configuración de vuelo en base a la potencia máxima de propulsión (Baterías Sistema Fotovoltaico).
Anteriormente se dedujo la ecuación que define el coeficiente de sustentación correspondiente a la configuración de máxima velocidad ((Cl velocidad max):
En este apartado del trabajo se estudian las características del vuelo asociadas a la potencia de propulsión máxima total (11818,26 W). A continuación, se sustituyen los valores necesarios en la ecuación anterior obteniendo el siguiente resultado:
Resolviendo esta ecuación se halla el coeficiente de sustentación correspondiente a la configuración de máxima velocidad ((Cl velocidad max total)):
A partir de la ecuación de velocidad se calcula la velocidad máxima asociada al suministro energético del sistema fotovoltaico y las baterías:
La resistencia aerodinámica asociada a la velocidad calculada se halla del siguiente modo:
Una vez conocida la resistencia aerodinámica, la potencia requerida en esta configuración se calcula de forma directa:
La autonomía máxima asociada a la configuración de máxima velocidad (constituyendo las baterías y el sistema fotovoltaico las fuentes de energía del sistema de propulsión) se calcula mediante la siguiente ecuación:
Parámetros de Operación de la Batería en Configuración de Máxima Velocidad
Como puede comprobarse, la corriente de descarga en configuración de máxima velocidad se encuentra por debajo de la corriente de descarga máxima tolerada por la batería (150 A). De este modo se asegura el correcto funcionamiento de las baterías.
Cálculo de la envolvente de vuelo
La envolvente de vuelo de una aeronave define los límites de operación de la misma en términos de velocidad. Para ello, se consideran la carga alar y el factor de carga que define la resistencia mecánica de la estructura de la aeronave (el factor de carga establecido para la aeronave diseñada es de 3,5). La envolvente de vuelo está definida por cuatro velocidades distintas (velocidad de maniobra, velocidad de crucero, velocidad máxima de picado y velocidad a no exceder):
Velocidad Diseño de Maniobra (Va)
A velocidades cercanas o superiores a la velocidad diseño de maniobra, una deflexión completa de las superficies de control supone un riesgo importante para la estructura de la aeronave. Además, la velocidad diseño de maniobra marca la velocidad límite a la que se puede volar en caso de turbulencias significativas. Se calcula de la siguiente manera:
Donde:
o Va = Velocidad Diseño de Maniobra (m/s)
o Vs = Velocidad Mínima o de Pérdida (m/s)
o n = Factor de Carga (adimensional)
Sustituyendo valores se obtiene el siguiente resultado:
Velocidad Diseño de Crucero (Vc)
La velocidad diseño de crucero debe ser seleccionada por el diseñador satisfaciendo los siguientes requisitos:
Donde:
• Vc = Velocidad Diseño de Crucero [knts]
• Kc = 33 para aeronaves de categoría normal o utility
• W = Peso (lb)
• S = Superficie Alar (ft2)
• Vh = Velocidad máxima en vuelo nivelado con empuje máximo. En este caso el empuje máximo se corresponde con el generado a partir de la suma del aporte de potencia de las baterías y del sistema fotovoltaico.
Sustituyendo valores se obtiene el siguiente resultado:
Se selecciona una velocidad diseño de crucero de 160 km/h.
Velocidad Máxima de Picado (Vd)
A velocidades superiores a la máxima de picado puede producirse el fallo estructural, la aparición de procesos de resonancia estructural inestable (flutter) y la pérdida de control de la aeronave. Se calcula a partir de la siguiente ecuación:
Velocidad a No Exceder (VNE)
La VNE define la velocidad que, por criterios de seguridad, no debe superarse en ninguna circunstancia. Se calcula a partir de la siguiente expresión:
Diagramas del comportamiento en vuelo de la aeronave de acuerdo a la presente invención
Tal y como se ha comentado previamente, la aerodinámica de una aeronave se describe a través de la ecuación polar, la cual relaciona el coeficiente de resistencia (Cd) con el de sustentación (Cl).
Anteriormente se expuso la ecuación polar de la aeronave de la presente invención, obtenida a partir de la simulación aerodinámica realizada mediante el software de diseño XLFR5 (ver anteriormente). Dicha ecuación polar tiene la siguiente forma:
CD = CDo k 1 x CL k2 x CL2 = 0,007439 - 0,010513 x Cl + 0,038706 X CL2
A partir de la polar mostrada puede comprobarse como una parte de la resistencia aerodinámica total depende de la sustentación mientras la otra fracción es independiente. Agrupando términos se llega al siguiente resultado:
Cd = CDo + CDi
Donde:
• Cd = Coeficiente de Resistencia Total
• Cd0 = Coeficiente de Resistencia para Sustentación Nula (Zero-Lift Drag) o Coeficiente de Resistencia Parásita. Término independiente de la sustentación.
• Cdí = Coeficiente de Resistencia Inducida. Término dependiente de la sustentación.
La resistencia parásita se incrementa con la velocidad, mientras que la inducida decrece. Por tanto, existe un valor intermedio de velocidad (VDmin) para el cual la resistencia aerodinámica total es mínima. Este fenómeno queda representado en la figura (9E. De este modo, se deduce que la influencia de la resistencia inducida es crítica en las aeronaves que operan en un rango de velocidades lentas (como los aviones solares).
En la figura (10A) se muestra el diagrama de resistencia aerodinámica frente a velocidad de la aeronave diseñada de acuerdo con la presente invención en donde se comprueba que la resistencia aerodinámica experimenta un valor mínimo asociado a la velocidad de máximo alcance ya que, por definición, en esa configuración la aeronave opera en condiciones de mínima resistencia con el objetivo de recorrer la máxima distancia posible.
La resistencia aerodinámica para cada velocidad se ha calculado mediante la siguiente expresión:
Donde el coeficiente de sustentación (Cd) se define a partir de la polar de la aeronave de acuerdo con la presente invención mostrada previamente. A su vez y de forma análoga a apartados anteriores, para cada punto de la ecuación polar se puede obtener el coeficiente de sustentación correspondiente a cada velocidad a través de la ecuación de velocidad:
Despejando la ecuación anterior se obtiene la siguiente expresión:
A continuación, se presenta un ejemplo de cálculo de la resistencia aerodinámica para una velocidad de 150 km/h:
En primer lugar, se calcula el coeficiente de sustentación:
Después se obtiene el coeficiente de resistencia a partir de la polar:
CD = 0,007439 - 0,010513 x 0.18319 0,038706 x 0.183192 = 0,00681
Por último, se halla la resistencia aerodinámica asociada a la velocidad que se estudia (150 km/h):
En la figura (10B) se muestra el diagrama Potencia Requerida - Velocidad de la aeronave diseñada de acuerdo con la presente invención. A partir de la figura 10B se verifica que la velocidad asociada a la configuración de máxima autonomía se corresponde con las condiciones de mínima potencia ya que el objetivo de dicha configuración es permanecer en vuelo el máximo tiempo posible a partir de un cierto suministro energético.
Además, se comprueba que la aeronave diseñada de acuerdo con la presente invención es capaz de abastecerse directamente a través de la energía proporcionada por las células solares (sin el apoyo de las baterías) hasta una velocidad de 114 km/h. A partir de ese punto, es necesaria la contribución energética del sistema de baterías para hacer frente al incremento de la resistencia aerodinámica, que se traduce en una mayor potencia requerida. Finalmente, el suministro energético del sistema fotovoltaico y las baterías permite volar a una velocidad máxima de 202 km/h.
La potencia requerida para cada velocidad de vuelo se calcula mediante la siguiente ecuación:
PotenciaRequerida = Resistencia x Velocidad
A continuación, se presenta un ejemplo de cálculo de la potencia requerida para la velocidad del ejemplo anterior (150 km/h):
PotenciaRequerida = D x V = 105,48 x 41,6 = 4395,11 W
Análisis de carrera de despegue y tasa de máximo ascenso
Tanto la carrera de despegue como la tasa máxima de ascenso son parámetros críticos, especialmente en una aplicación como la de las aeronaves solares, donde el suministro energético está muy limitado. Por ello, en este apartado se estudia la influencia de la contribución energética del sistema de baterías sobre la carrera de despegue y la tasa máxima de ascenso de la aeronave de la invención.
En primer lugar, se debe conocer la contribución de las baterías en términos de potencia. Este cálculo se llevó a cabo en apartados anteriores, obteniéndose los resultados mostrados en la tabla 19.
Una vez calculada la contribución energética de las baterías se procede al estudio de su influencia en la tasa de ascenso y la carrera de despegue de la aeronave diseñado de acuerdo con la invención.
Tasa de ascenso (con baterías)
La tasa máxima de ascenso define la velocidad vertical máxima, es decir, la altitud máxima ganada en un periodo concreto de tiempo. Para ascender rápidamente se necesita invertir potencia, de ahí que las aeronaves solares, cuya potencia disponible está limitada por la naturaleza de su sistema de propulsión, experimenten dificultades a la hora de ganar altura en poco tiempo.
La tasa de ascenso (ROC) se calcula mediante la siguiente ecuación:
Donde:
• Pa = Potencia suministrada por el sistema de propulsión (W)
• Pr = Potencia requerida (W)*
• W = Peso (kg)
• ROC = Tasa de Ascenso (m/s)
Sustituyendo valores en la ecuación (13) se obtienen los siguientes resultados:
En la Tabla 20 se muestran los resultados obtenidos:
Tabla 20: Análisis de la Tasa de Ascenso
La tasa de ascenso máxima (2,81 m/s) proporcionada por el 80% de la capacidad energética del sistema de baterías supera el límite establecido (2 m/s). De esta forma, se garantiza la capacidad de operación práctica de la aeronave de acuerdo con la presente invención.
Carrera al despegue (con baterías)
El despegue de una aeronave es una maniobra crítica ya que se necesita invertir una gran cantidad de potencia para contrarrestar, no sólo la resistencia aerodinámica, sino también la fricción generada por la pista de despegue sobre las ruedas del tren de aterrizaje.
La distancia de despegue se calcula mediante la siguiente ecuación*:
Las constantes Ka (constante aerodinámica) y Kt (constante relacionada con el empuje) se calculan de la siguiente manera:
Sustituyendo valores en la ecuación (17) se obtiene la distancia de la carrera de despegue:
En la Tabla 21 se recogen los parámetros que definen la carrera de despegue de la aeronave de la invención a partir del sistema de baterías:
Tabla 21: Análisis de la Carrera de Despegue (Baterías)
La carrera de despegue (S = 118,34 m) calculada a partir de la energía proporcionada por el 50% de la capacidad de las baterías se encuentra dentro del rango habitual de las aeronaves ultraligeras (90 - 200 m).
Claims (14)
1. Aeronave ultraligera que comprende:
- un fuselaje que comprende una cabina en un primer extremo de dicho fuselaje; - un ala perpendicular al eje longitudinal L de dicho fuselaje,
- una estructura de cola situada sobre un segundo extremo del fuselaje comprende un timón de profundidad HT con una superficie Sht y un timón de dirección VT;
- un tren de aterrizaje; y
- un sistema de propulsión que comprende: células fotovoltaicas; un sistema de baterías; al menos un regulador de carga; al menos un motor eléctrico; al menos un controlador del motor y al menos una hélice;
en el que la aeronave ultraligera presenta un peso máximo al despegue menor o igual a 300 kg; y en donde en dicha aeronave la relación entre el peso al despegue de la aeronave y la potencia de las células fotovoltaicas es de entre 40 kg/kW a 120 kg/kW en condiciones estándar de medida que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y una temperatura de célula de 25°C;
S la carga alar es de entre 10 kg/m2 a 25 kg/m2; y
S las células fotovoltaicas están dispuestas sobre al menos 90% de la superficie alar Sw y de la superficie del timón de profundidad Sht, y en donde dicha aeronave está caracterizada porque:
S presenta un ala con una envergadura (b) <15 m y una superficie alar Sw de 10 m2 a 20 m2 y un perfil aerodinámico laminar, modelo NACA 63412.
2. Aeronave de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizada porque el ala tiene un alargamiento de entre 6 y 16.
3. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 o 2, caracterizada porque el ala:
es un ala de planta elíptica que se encuentra situada encima del fuselaje y detrás de la cabina; y tiene alargamiento entre 10 y 16.
4. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizada porque posee una tasa de planeo máxima (Ci_/Cd)máx de entre 25 a 50.
5. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizada porque el timón de dirección VT forma una T con el timón de profundidad HT, y en donde el timón de dirección VT se encuentra unido sobre el fuselaje y de manera perpendicular al eje longitudinal de dicho fuselaje.
6. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizada porque la superficie del timón de profundidad es Sht^ 1,5 m2;
7. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizada porque las células fotovoltaicas tienen una eficiencia energética de al menos 18%.
8. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizada porque la potencia del sistema de propulsión fotovoltaico es de 2 kW a 5 kW en condiciones estándar de medida que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y una temperatura de célula de 25°C.
9. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizada porque las placas fotovoltaicas son de silicio monocristalino.
10. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizada porque el sistema de baterías proporciona una capacidad específica de al menos 150 Wh/kg.
11. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, caracterizada porque el sistema de baterías es de ion de litio (Li-ion) o de polímero de litio (Li-Po).
12. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 11, caracterizada porque el motor eléctrico es de corriente continua sin escobillas.
13. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, caracterizada porque:
S el ala se caracteriza porque es un ala alta de planta rectangular con progresión elíptica y porque, además, tiene una envergadura (b) de 14 m, una superficie alar Sw de 15 m2 y un alargamiento de 13;
S el fuselaje comprende un eje longitudinal L< 7,4 m;
S la relación entre el peso al despegue de la aeronave y la potencia de las células fotovoltaicas es de 81 kg/kW en condiciones estándar de medida que consisten en una irradiancia solar de 1000W/m2 y temperatura de célula de 25°C;
S tiene una carga alar de 19 kg/m2.
14. Aeronave de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizada porque la cola comprende:
S un timón de profundidad HT con una superficie Sht de entre 1,5 m2 y 3,5 m2 y un perfil aerodinámico NACA 0009; y
S un timón de dirección VT con una superficie Svt de entre 0,8 m2 y 1,35 m2 y un un perfil aerodinámico NACA 0009.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES202130432A ES2928138B2 (es) | 2021-05-11 | 2021-05-11 | Aeronave ultraligera de propulsion solar |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES202130432A ES2928138B2 (es) | 2021-05-11 | 2021-05-11 | Aeronave ultraligera de propulsion solar |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2928138A1 ES2928138A1 (es) | 2022-11-15 |
| ES2928138B2 true ES2928138B2 (es) | 2023-06-20 |
Family
ID=84145878
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES202130432A Active ES2928138B2 (es) | 2021-05-11 | 2021-05-11 | Aeronave ultraligera de propulsion solar |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| ES (1) | ES2928138B2 (es) |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH045198A (ja) * | 1990-04-23 | 1992-01-09 | Sanyo Electric Co Ltd | 太陽電池式電気飛行機 |
| US20150203200A1 (en) * | 2011-12-21 | 2015-07-23 | George Bye | Unmanned Aerial Systems |
| CN107651186A (zh) * | 2017-08-29 | 2018-02-02 | 深圳市华力航空科技有限公司 | 一种电力动力滑翔机 |
-
2021
- 2021-05-11 ES ES202130432A patent/ES2928138B2/es active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2928138A1 (es) | 2022-11-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Lefebvre et al. | Design of high wing loading compact electric airplane utilizing co-flow jet flow control | |
| US9751614B1 (en) | Aeroelastic wing shaping using distributed propulsion | |
| US9669924B2 (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| CN108945394A (zh) | 一种具备固定翼面与水平推进器的长续航多旋翼飞行器及其控制方法 | |
| US20100051755A1 (en) | Tail-less boxed biplane air vehicle | |
| US10562626B2 (en) | Tandem wing aircraft with variable lift and enhanced safety | |
| Guo et al. | Development of a solar electric powered UAV for long endurance flight | |
| CN109774916B (zh) | 一种采用立体化布局设计的太阳能飞行器 | |
| Montgomery et al. | Design of a 5 kilogram solar-powered unmanned airplane for perpetual solar endurance flight | |
| CN105270620A (zh) | 一种升浮一体式垂直起降通用飞行器 | |
| CN103754360A (zh) | 一种类飞碟式旋翼机 | |
| Jin et al. | Computational analysis of the aerodynamic performance of a long-endurance UAV | |
| May et al. | Semi-Empirical Aerodynamic Modeling Approach for Tandem Tilt-Wing eVTOL Control Design Applications | |
| WO2016005954A1 (en) | Remotely piloted aircraft | |
| Harasani et al. | Initial conceptual design and wing aerodynamic analysis of a solar power-based UAV | |
| ES2928138B2 (es) | Aeronave ultraligera de propulsion solar | |
| CN110023189A (zh) | 包括两个一前一后的上面耦合有光伏电池的翼型的太阳能飞行无人机 | |
| US20230219686A1 (en) | Vertical takeoff and landing tandem wing aircraft that is propelled by a system of electric ducted fans | |
| Jin et al. | Drag reduction design for a long-endurance electric powered UAV | |
| Stoll et al. | A multifunctional rotor concept for quiet and efficient VTOL aircraft | |
| Ma et al. | Conceptual Design of a VTOL Box-wing UAV with Rotatable Duct-fans | |
| Najafi | Design of a high altitude long endurance solar powered UAV | |
| Thipyopas et al. | A fixed-wing biplane MAV for low speed missions | |
| Wilkins et al. | Critical design parameters for a low altitude long endurance solar powered UAV | |
| RU2728017C2 (ru) | Самолёт короткого взлёта и посадки |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| BA2A | Patent application published |
Ref document number: 2928138 Country of ref document: ES Kind code of ref document: A1 Effective date: 20221115 |
|
| FG2A | Definitive protection |
Ref document number: 2928138 Country of ref document: ES Kind code of ref document: B2 Effective date: 20230620 |