Ante el reto de diseñar y construir una aeronave de ala fija no tripulada, alimentada por energía eléctrica, ya sea almacenada en baterías y/u obtenida a partir de energía solar, el primer paso es obtener una estimación de los principales parámetros y dimensiones de la aeronave a partir de los requisitos que se le impongan al diseño.
Entre los requisitos deben figurar, además de los establecidos en las normas de aeronavegabilidad, el alcance o autonomía mínima, el peso de la carga de pago máxima, la altitud de vuelo del crucero de diseño, entre otros.
El proceso para obtener los principales parámetros y dimensiones de la aeronave es un proceso iterativo.
Una vez que se ha decidido el tipo de configuración del avión (convencional, ala volante, canard…) debemos dimensionar la estructura donde se alojará la carga de pago (cámara, carga, instrumentos de medición…).
Para poder estimar las actuaciones y requisitos de la aeronave se debe disponer de un modelo que estime el peso de cada componente en función de su longitud o superficie. En general, esta estimación puede resultar compleja, ya que entra en juego las fuerzas que soportará el elemento y los requisitos de resistencia estructural, por el momento desconocidos.
El peso dedicado a la batería, en su caso, vendrá impuesto por la autonomía o alcance requeridos. De la cual hay que tener en cuenta que existe un peso óptimo. Montar baterías más pesadas, de mayor capacidad, pueden, al contrario de lo que se pueda pensar, reducir el tiempo de vuelo, pues al pesar más el avión necesitará mayor potencia del motor para mantenerse en vuelo. Sin embargo, la relación de pesos que optimiza la autonomía no es siempre alcanzable debido a otros requisitos o limitaciones.
Para maximizar la autonomía se debe volar a una velocidad específica. Volar más rápido genera mayor resistencia (al ser esta proporcional al cuadrado de la velocidad), pero volar más lento implica un mayor ángulo de ataque del avión, lo que aumenta la resistencia de forma.
Una de las limitaciones para maximizar la autonomía es la entrada en pérdida del avión. La velocidad óptima puede ser menor de la mínima a la que se puede volar sin perder sustentación.
Si se dispone de la estimación del peso máximo de la aeronave, el siguiente paso será seleccionar el punto de diseño, es decir, la relación empuje/peso o potencia/peso y la carga alar (peso/superficie alar). Con estas dos relaciones podremos fijar la superficie alar y la potencia o empuje mínimo de la planta propulsora de la aeronave.
Estas dos relaciones se obtienen a partir de las restricciones impuestas por los requisitos de despegue y aterrizaje (longitud de pista), ascenso (ángulo o régimen mínimo), crucero (velocidad y altitud constante), y cualquier otro requisito que se quiera fijar. Cada uno de estos requisitos limitan zonas del gráfico potencia/peso – carga alar. La intersección de todas las curvas resultará en la zona permisible de diseño, de la cual se decidirá el punto exacto a escoger en función de otros requisitos como la estabilidad ante ráfagas.
Con la superficie alar, e imponiendo parámetros geométricos al ala en función de la operación de la aeronave (flecha, alargamiento, estrechamiento, diedro, torsión, etc.) se obtendrá una estimación del coeficiente de resistencia de este componente, así como de los demás (fuselaje, góndolas de motor, estabilizadores, etc.). La resistencia obtenida modificará las estimaciones anteriores, por lo que habrá que proceder a iterar.
Una vez que se ha conseguido converger a una solución, habrá que estudiar otros aspectos como el centrado, la estabilidad o la maniobrabilidad de la aeronave, lo que podría cambiar nuevamente las dimensiones y obligar a iterar nuevamente hasta que todos los requisitos queden satisfechos.
En TRIM Composites somos capaces de desarrollar estos complejos algoritmos como paso previo a diseñar detalladamente y construir aeronaves no tripuladas en material compuesto.