Optimización estructural de una aleta en un UAS mediante elementos finitos

Abstract

Este trabajo aborda la optimización estructural de la aleta de control superior izquierda del UAS VALERO, desarrollado con Indra Sistemas S.A. Tiene carácter académico y busca establecer una metodología reproducible para futuras fases de desarrollo del sistema.

La aleta debe equilibrar ligereza, resistencia y rigidez en un entorno operativo transónico, con cargas de lanzamiento de hasta 15g. Además del reto estructural, el proyecto busca minimizar el coste buscando un material sustituto a la fibra de carbono. El estudio se aborda desde un enfoque teórico, partiendo de condiciones de contorno hipotéticas, y se contrasta mediante el Método de los Elementos Finitos en ANSYS. SpaceClaim se emplea para la preparación de la geometría y ANSYS Mechanical para las simulaciones estructurales. Se integran además cargas aerodinámicas procedentes de simulaciones CFD hipotéticas.

Se parte de dos modelos geométricos. El primero se centra en el dimensionamiento del punto de anclaje al servomotor. El segundo evalúa la superficie completa de la aleta, definiendo su arquitectura interna con costillas, larguero y relleno. Como referencia normativa se adoptan el CS-23 Amendment 5 y la SC Light-UAS High Risk de EASA, fijando un factor de seguridad de diseño de 1,75.

En el primer modelo, el punto de unión se rediseña con un radio exterior de 14,5 mm y un chaflán de 1 mm, obteniendo un FS de 1,82. En el segundo, se combinan costillas de PEI Ultem 2100, larguero de Durostone, chapa de aluminio 6061-T6 y espuma PMI, alcanzando un FS mínimo de 4,3 y un peso final de 964,6 g frente a los 2,7 kg iniciales, una reducción del 64,3%.

Con esta combinación de materiales se logra un coste unitario de 160,53 €, un 91% inferior al de una aleta equivalente en fibra de carbono, con un CUD de 71,31 €/ud a 20 años.

This work addresses the structural optimization of the upper-left control fin of the VALERO UAS, developed with Indra Sistemas S.A. It is academic in nature and seeks to establish a reproducible methodology for future development phases of the system.

The fin must balance lightness, strength, and stiffness in a transonic operating environment, with launch loads of up to 15g. Beyond the structural challenge, the project also aims to minimize cost by seeking a substitute material for carbon fiber. The study is approached from a theoretical standpoint, starting from hypothetical boundary conditions, and is validated through the Finite Element Method in ANSYS. SpaceClaim is used for geometry preparation, and ANSYS Mechanical for the structural simulations. Aerodynamic loads from hypothetical CFD simulations are also incorporated.

Two geometric models are considered. The first focuses on sizing the anchor point to the servomotor. The second evaluates the complete surface of the fin, defining its internal architecture with ribs, spar, and filler. As regulatory reference, the CS-23 Amendment 5 and the EASA SC Light-UAS High Risk are adopted, setting a design safety factor of 1.75.

In the first model, the joint point is redesigned with an outer radius of 14.5 mm and a 1 mm chamfer, achieving an FS of 1.82. In the second, ribs made of PEI Ultem 2100, a Durostone spar, 6061-T6 aluminum sheet, and PMI foam filler are combined, reaching a minimum FS of 4.3 and a final weight of 964.6 g compared to the initial 2.7 kg, a reduction of 64.3%.

With this combination of materials, a unit manufacturing cost of €160.53 is achieved, 91% lower than that of an equivalent carbon fiber fin, with a Levelized Unit Cost (LUC) of €71.31/unit over a 20-year horizon.