+ All Categories
Home > Documents > Catapult Launcher for UAV

Catapult Launcher for UAV

Date post: 20-Mar-2016
Category:
Upload: nainesh
View: 403 times
Download: 21 times
Share this document with a friend
Description:
The report comprises of a thorough design analysis of a catapult launcher capable of launching a UAV.
Popular Tags:
86
Part 2 Design case study Catapult launcher for Unmanned Air Vehicles (UAV) SESM2005: Engineering Design and Structural Analysis Methods Group 8 Nainesh Bumb; Xenofon Kalogeropoulos; Alex Kelday; Leong Wai Hou; Lin Xiao; Halil Portakalcioglu; James Tagg; Bugra Tarazi 16/05/2012 The following report follows the design process of a UAV launcher specifically from conception to final design. The design process includes identifying the customer requirements, researching existing designs and constraint & cost analysis. Finally a des
Transcript
Page 1: Catapult Launcher for UAV

 

Part 2 Design case study Catapult launcher for Unmanned Air Vehicles 

(UAV) SESM2005: Engineering Design and Structural 

Analysis Methods Group8

NaineshBumb;XenofonKalogeropoulos;AlexKelday;LeongWaiHou;LinXiao;HalilPortakalcioglu;JamesTagg;BugraTarazi

16/05/2012

The  following  report  follows  the  design  process  of  a  UAV  launcher  specifically  from conception to final design. The design process includes identifying the customer requirements, researching existing designs and constraint & cost analysis. Finally a des

Page 2: Catapult Launcher for UAV

Group8

1

Table of Contents Abstract.....................................................................................................................................................................3

Introduction............................................................................................................................................................3

2.1OverallPerspective.................................................................................................................................3

2.2LiteratureReview....................................................................................................................................4

2.3CriticalReviewofdesignalternatives............................................................................................7

EngineeringCalculations..................................................................................................................................9

3.1BasicCalculations....................................................................................................................................9

3.11Stiffnessresearch..........................................................................................................................11

3.12Winchrequirements....................................................................................................................13

EngineeringDesignmethods.......................................................................................................................14

4.1Customerrequirements..........................................................................................................................14

4.2DesignConceptGeneration...................................................................................................................18

4.3DesignConceptSelection.......................................................................................................................27

4.31TheLaunchingsystem:...............................................................................................................27

4.32Thecradle:........................................................................................................................................30

4.33Thesupport:.....................................................................................................................................30

4.34TheFinalDecision.........................................................................................................................35

4.5DesignOptimisation.................................................................................................................................37

4.6CostAnalysis(VanguardStudio)........................................................................................................41

4.6.1TheOverallModel.............................................................................................................................41

4.6.2MaterialCosts.....................................................................................................................................42

4.6.3FixedCosts............................................................................................................................................43

4.6.4ProcessesCosts..................................................................................................................................44

4.6.5LogisticsCosts.....................................................................................................................................45

4.6.6CostversusMeritGraph............................................................................................................46

4.7 Finite Element Analysis..............................................................................................................................47

4.7.1SimulationoftheTrolley:.........................................................................................................47

4.7.2SimulationoftheRoll‐Bars......................................................................................................52

4.7.3Simulationofthewinchassembly:......................................................................................53

4.7.4Summaryforsimulationanalysis.........................................................................................56

4.7.5CalculationofFactorofSafetyforthetestedparts......................................................57

Summary................................................................................................................................................................59

Page 3: Catapult Launcher for UAV

Group8

2

Conclusion.............................................................................................................................................................60

Futurework.........................................................................................................................................................61

References.............................................................................................................................................................62

Appendices...........................................................................................................................................................65

AppendixA:DesignMatrices..................................................................................................................65

A.1BlankBinaryWeightingMatrix.................................................................................................65

A.2CompletedBinaryWeightingMatricesandAveragedResults...................................65

A.3HouseofQuality...............................................................................................................................72

A.4CODA......................................................................................................................................................73

AppendixB:ProductionDrawings.......................................................................................................76

B.1BaseConnectingBar.......................................................................................................................76

B.2Cradle....................................................................................................................................................76

B.3WinchBase.........................................................................................................................................77

B.4EndLink...............................................................................................................................................78

B.5GroundSupport................................................................................................................................79

B.6LegBar..................................................................................................................................................80

B.7Link.........................................................................................................................................................81

B.8RollBar.................................................................................................................................................82

B.9Trolley...................................................................................................................................................84

B.10Wheel..................................................................................................................................................84

Page 4: Catapult Launcher for UAV

Group8

3

Abstract

The following report follows the design process of a UAV launcherspecifically from conception to final design. The design process includesidentifying the customer requirements, researching existing designs andconstraint & cost analysis. Finally a design is selected and then modelled inSolidWorksforfiniteelementanalysis.

 

Introduction

2.1 Overall Perspective 

UAVs (unmanned aerial vehicle) are aircrafts that are piloted withouthaving a human on board. Usually, they are controlled remotely althoughautonomoususeisincreasing.Asaresult,thevehiclestendtobemuchsmallerthan their manned counterparts with typical wingspans of just a couple ofmeters being able to provide a sufficient enough lift force to keep the UAVairborne. Although predominately used by the military, UAV’s are becomingpopularinasmallnumberofcivilapplications.

Figure1:ShowingthewiderangeofUAVintermofwingspanlength.[1]

Page 5: Catapult Launcher for UAV

Group8

4

LaunchersallowtheUAVtobelaunchedinrelativelyshortdistances.This

isdesirablesinceitisn’talwayspossibletofindopenflatsurfacesthatcanactasrunways.UAVLaunchersallowtheusertolaunchthecraftvirtuallyanywhere.

Although UAV’s are mainly used by military for various uses such asreconnaissance and combat, applications in the civil sector are increasing.Thespecification of theUAV depends on its purpose. CombatUAVs can have hugesizeswhereonesusedforfilmingtendtobesmaller.

Figure2:Showingthepossibletypeoflauncher

usedinmilitary.[2]

2.2 Literature Review   

Introduction 

The  literature review has been done to  find  the  importance and the outline 

the  requirements  for  an  Unmanned  Air  Vehicles  (UAV)  catapult  launcher  and  to 

investigate  some  different methods  of  solving  the  engineering  challenge  used  in 

different type of applications. 

 

 

Page 6: Catapult Launcher for UAV

Group8

5

Body 

Unmanned  Air  Vehicles  (UAVs)  are  also  known  as  drones,  which  are  

unmanned piloted aircraft.   UAV are available  in wide variety of sizes ranging  from 

small to large scale of 50 feet wing spans or more. For instance, RQ‐7 Shadow has 10 

feet wing span and MQ‐9 Reaper has 66 feet wing span[3]. UAV are widely used in all 

sort of areas, especially maritime as they allow the ships to defend themselves and 

detect enemy threats autonomously from aerial vantage points. Furthermore, since 

naval  ships  can  be  expected  to  operate  in  hostile  environment  and  emergency 

situations, it is important that the aerial platforms are also capable of being operated 

under these conditions. For instance, the Manta UAV used to perform hyperspectral 

imaging can be launch from the upper deck of the combat vessel “Stiletto” and Silver 

Fox UAV mounted and  launched  from an 8m  rigid hull  inflatable boat  (RHIB) boats 

while they are in motion[4].  

UAVs can be  further divided down  into  few different  categories  such  short‐

range,  close‐range,  medium  range  and  stratospheric.    Each  UAV  is  assigned  to 

different  type of mission depending on  their endurance  limit and payload capacity. 

For example, the MQ‐9 Reaper is used for combat mission due to its high endurance 

limit of 24 hour and high payload capacity of 3750  lb allowing  it to carry 4 x 500lb 

weapons. However,  this massive UAV  has  to  be  launch  using  a  runway  due  to  its 

weight.  Furthermore,  Scan  Eagle  is  used  in  Marine  Corps  and  Air  Force  for 

surveillance  by  attaching  a  stabilized  camera  on  to  it  for  Electro‐Optical/Infra‐Red 

imagery. Scan Eagle can be launched by a pneumatic catapult launcher which allows 

operations from ships or from remote, unimproved areas [5]. 

 

The  importance of UAV  launchers  in  successful operations has given  rise  to 

the challenges of designing and optimizing launchers for safety and operability in all 

sorts of conditions; cost  reduction by using a simpler and more effective  launching 

mechanism  thus  reduces  the  required manpower  to  operate  and maintain.  As  a 

result, most manufacturers aim  to  improve  their designs  in order  to accommodate 

what  customer  requires.  For  instance,  the  Pusher  Prop  launcher manufactured  by 

BAE  system  can  launch  a UAV  at up  to  44.8mph,  it  takes  less  than 12 minutes  to 

assemble  and  can  be  operated  in  remote  locations with  a  battery  pack.    A more 

handy UAV  launcher  such  as  the  Tractor  Prop  Launcher  by  BAE  System  (shown  in 

Page 7: Catapult Launcher for UAV

Group8

6

Figure  3  below) weighs  less  than  18kg  and  can  packaged  in  one  small  container 

152cm  X  35cm  X  40cm  in  size.  Engineered  Arresting  Systems  Corporation  have 

designed a expeditionary launcher which can mounted onto a HMMWV trailer for off 

road mobility and can launch a UAV in less than 10 minutes with only two personnel.   

These  new  types  of  launcher  not  only  encourage  all  sectors  to  replace 

expensive  manned  aircraft  for  suitable  small  operations,  but  also  show  the 

convenience of using UAVs.  

Figure3:Launcher[6]

 

Page 8: Catapult Launcher for UAV

Group8

7

2.3 Critical Review of design alternatives 

There are a various number of solutions  for UAV  launcher mechanisms  that 

depend primarily on the size and function of the UAV. Smaller UAVs, of 50kg or  less 

are suitable for bungee mechanisms. This  is where a bungee cord  is either winched 

or cranked mechanically. The potential energy is stored in the bungee cord itself and 

transferred to the mechanism cradling the UAV.   They are used mainly  in  launchers 

that are required to propel small UAVs because there relatively cheap compared to 

other systems. The main drawback of a bungee  launcher  is the amount of potential 

energy  required  to  launch  UAVs  of  larger masses.  This  typically  results  in  higher 

stiffness  values  that  as  are  a  function of  the bungee’s  cross  sectional  area. Hence 

UAVs with greater masses require the bungee cord to have a greater area or bungee’s 

arranged  in  parallel.  However  this  affects  efficiency  and  less  energy  can  be 

transferred to the bungee. 

 

 

Figure 4: Pneumatic launcher. [7] 

Pneumatics makes  up  the majority  of  the  other  launchers,  usually  used  to 

propel  loads  of  100kg  or  higher.    They  are  usually  self‐contained,  compressed  air 

driven, stand‐off delivery systems capable of firing various projectiles to distances of 

greater than 500 ft. The system consists of an air chamber, barrel assembly, braking 

system,  air  compressor,  and  control  panel.  The  air  chamber  is  a  cylindrical  low 

pressure vessel capped by spherical ends with airtight  seals. The chamber has  two 

outlets: one provides inlet pressure to the air receiver, the other outlet links directly 

to  the  projectile  (this  outlet  would  be  capped  in  a  UAV  application).  A  firing 

mechanism, air pressure equalizing  tube, and barrel make up  the barrel assembly. 

When  the  firing  mechanism  is  actuated,  air  pressure  forward  of  the  projectile 

unseats  the  barrel  cover  and  the  resulting  arterial  force  created  helps  pull  the 

Page 9: Catapult Launcher for UAV

Group8

8

projectile  along  the  barrel,  while  the  air  pressure  behind  the  projectile  

simultaneously  propels  the  unit  through  the  barrel,  assisting  in  a  smooth  overall 

acceleration  due  to  a  push‐pull  effect.  [8]  They  are  very  reliable  and  can  deliver 

remarkably  consistent  results.  Given  the  wide  range  of  pneumatics  available,  it’s 

possible  get  the  optimal  sized  pneumatics  for  your mechanism.  Compared  to  the 

bungee  mechanism,  the  cost  of  pneumatic  cylinder  is  higher  and  mostly  the 

pneumatic launcher comes in a huge size, thus creating problems in transportation.  

 

Figure 5: Car top launcher. [9] 

Car  launchers – A cradle  is attached  to an automotive vehicle and  the UAV. 

The car  then accelerates  to  the desired  take off velocity at which point  the UAV  is 

airborne. The advantage of such a design  is  the  launch design  itself  is simple as all 

the  kinetic  energy  is  provided  by  the  car.  The  obvious  draw  back  of  the  design 

however is that fact that both a car and large open space are required. 

 Hydraulic Launch – The basic concept utilizes compressed gaseous nitrogen as 

the power source for launch. The oil side of an accumulator is connected to a launch 

cylinder, a piston connected to a moving crosshead of cable reeving with a 6:1 ratio. 

The  cable  is  routed over  the  launch  rail  and back  to  a  launch  shuttle designed  to 

"carry" the UAV. When proper launch pressure is reached, the release mechanism, an 

electro‐mechanical  device,  is  actuated  to  start  the  launch  sequence.  The  system's 

release mechanism  is  programmed  with  an  actuation  cycle  which  is  designed  to 

lessen  the  rate of onset of acceleration. After  release  the shuttle  is accelerated up 

the  launch rail at a near constant rate of acceleration. At the end of the  launcher's 

power stroke (10 to 12 ft.), the shuttle engages a nylon arresting tape, connected to 

a water brake, the shuttle comes to rest and the UAV is launched. [10] 

Page 10: Catapult Launcher for UAV

Group8

9

EngineeringCalculations

3.1 Basic Calculations 

After selecting the bungee catapult as a launching mechanism, the next step was 

to calculate the necessary power required to  launch the UAV. The main variables to 

consider would be 

Mass of UAV and launcher cradle 

The aerodynamic drag 

Resistance on wheel bearings  

Angle of elevation 

Stiffness of bungee  

Figure 3.1 shows the forces on the mass at point where the mechanism is released. 

As the UAV and cradle move vertically relative to the inclined ramp, the equilibrium 

equation can be shown to be: 

cos 0

cos

At  the  point  of  release,  the mass  is  accelerating  and  therefore  equilibrium 

doesn’t exist. The force due to acceleration acting on the mass can be represented as 

f0. Using Delbert’s principle the dynamic problem therefore can be considered static. 

Equation 4.2 shows the forces acting parallel to the ramp. 

 

Figure3.1

kx

R

mg

d

μ R

θ

Equation3.1

Page 11: Catapult Launcher for UAV

Group8

10

sin

cos – sin

Where the symbols have their usual meanings, K represents the spring force 

of the bungee, d represents the aerodynamic drag, x is the bungee extension and μ is 

the co‐efficient of friction.  

Although  the drag  force  varies with  velocity  (and  therefore  at  the point of 

release will be zero), the maximum drag  force has been calculated and assumed to 

be  constant  throughout  to  simplify  the  equations.    The  maximum  drag  force  is 

worked out to be approximately 25 N as show in equation 3.3: 

 

12

The resultant force that acts on the mass f0 can be equated to the change of 

energy  in  the  system ΔU, by  integrating  over  the distance  x,  in which  it  acts.  The 

possible changes of energy are kinetic and potential, however since the equilibrium 

equations  are  considered  parallel  and  perpendicular  to  the  inclined  surface,  the 

potential energy changes are already accounted for in f0.  Therefore the total energy 

change can be given by equation 3.4 

ΔU d

12

cos – sin d

12

12

– cos – sin

Rearranging for the bungee stiffness gives k to be  

2

cos – sin

 

Using equation 3.4, a python based program was written to that plotted the 

extension in bungee length against the bungee stiffness k. 

Equation3.2

Equation3.4

Equation3.3

Page 12: Catapult Launcher for UAV

Group8

11

 

From figure 3.2, we can see that the relationship between k and extension is 

inversely proportional. Hence the bigger the bungee extension, a smaller stiffness is 

required to propel to UAV. 

3.11 Stiffness research 

Quick analysis from the graph shows that for an extension in the interval of 3‐

5 meters, a bungee stiffness value  is required  in the range of approximately of 200‐

550  N/m.  After  researching  bungee  stiffness  values  on  the  Internet,  it  became 

apparent that bungee cords are not sold by a specific k value. The reason is simple; 

Where  E  is  Young’s modulus,  a material  constant,  A0  is  the  cross‐sectional 

area of  the material and L0  is  the  initial  length of  the cord. Therefore  the stiffness 

depends of the length of your bungee and that is likely to be the reason why bungee 

cords are not sold with given k values. Therefore, since k and E are constants, a linear 

relationship between the initial bungee length and cross‐sectional area develops. 

Figure3.2

Page 13: Catapult Launcher for UAV

Group8

12

Since Young’s modulus is given as  

E StressStrain

percentageelongation

After contacting several  retailers  to  find  the Young’s modulus values,  it was 

suggested  that  the  best way  to  find  the  numbers was  to  test  some  samples.  An 

experiment was devised to  find the Young’s modulus of bungee rope by measuring 

the extension of a cord.   Weights were attached to a bungee cord via a hanger and 

the extension measured. The results are shown below for a bungee with a diameter 

of 14mm. 

Mass (kg)  Extension (ΔL/L0) Young’s modulus, E 

 

7.5  6% 8.01 x 106 

8.75  7%  8.00 x 106 

9.75  7.4%  8.41 x 106 

So  the  value  on  107  Pa  is  a  good 

approximation  for  the  Young’s  modulus.  The 

number  was  checked  and  verified  with 

Professor P. Reed.  Rubber has a modulus value 

between  0.01  and  0.1  Gpa[11]  so  the  value 

seems reasonable. 

  As  the design of  launcher  requires  two 

bungees to extend in parallel, the total stiffness 

value is halved as for bungees acting in parallel; 

the total k is the sum the individual cords. With 

a  given  initial  length  it  is  now  possible  to 

determine  the  required  stiffness  value,  k  to 

launch the bungee at a velocity of 12 ms‐1.  

  Thus  for  an  extension  of  4m  and  an 

initial  length of 4m  (8 meters when extended), 

the required k value required is approximately 360 Nm‐1. Rearranging equation 4.5 in 

Equation3.5

Page 14: Catapult Launcher for UAV

Group8

13

terms of cross sectional area and substituting the values shows that an area of 1.4 x 

10‐4 m2  is required. Thus the radius of each cord should be a minimum of 4.52 mm.  

Given  that  it’s unlikely  to  find a  cord on  the market with  such a  specific diameter 

(without  having  one  especially  made)  a  5mm  radius  will  be  sufficient.  This  is 

equivalent to a value of 420N. 

 

3.12 Winch requirements  The  tensional  force  acting  on  the winch will be  equal  to  the  extensional  force on 

from the bungee. Hooke’s law as gives this force; 

400 ∗ 4 1680N

 

Effectively this translates into a lifting force of approximately 170 kg. Electric winches 

available  to buy on the market have much higher values  for  lifting  loads. Therefore 

this  gives  room  to  maneuver  in  selecting  a  model  which  best  suits  the  other 

customer requirements.  

The LT2000 ‘Superwinch’ was selected as the preferable mechanism. As well as 

having a higher lifting load value of a 907 kg, it has a mass of only 5.4 kg and 

therefore is extremely light. The equipment can be charged by connecting directly to 

a car battery. However this requires use of an nearby automobile, which may not be 

practicable in some environments. Therefore a 12V DC battery is supplied with the 

launcher.   

 

Page 15: Catapult Launcher for UAV

Group8

14

EngineeringDesignmethods

4.1Customerrequirements

Based  on  the  research,  the  most  significant  and  important  customer 

requirements for the UAV launcher were listed in the customer requirements shown 

below:  

  

Compact size  

Minimum weight 

Setup quickly and easily  

Safety  

Low cost  

Weather resistant  

Suitable for special terrain  

Consistent launch characteristics 

Easy to operate  

Easy to handle  

Easy to repair  

Durable 

Reliable 

Optimum take off distance 

Optimum launch times 

Aesthetics 

Minimal personal requirement  

Adjustable launch direction 

Adjustable angle of launch 

Multiple launches per day   

 

 

 

 

Page 16: Catapult Launcher for UAV

Group8

15

Compact size 

As stated in the question sheet the size of the launcher needs to be small enough to 

fit  into  a  van.  Furthermore,  the  smaller  the  size  the  better  as  the  storage  and 

mobility is not a problem to any user. 

Minimum weight 

The weight will affects the stability and the ease of transport of the launcher from a 

launching area to other launching area.  

 

Setup quickly and easily  

The time is precious. In order to achieve a successful operation, the launching has to 

be fast and effective. 

 

Safety 

Safety  is  the  most  significant  requirement  of  all  customer  requirements.  This  is 

because  to  prevent  any  injuries  and  harm  to  the  customer  as  wells  as  the 

environment. 

 

Low cost  

Cost can manipulate  the potential market of  the  launcher and  the design as wells. 

Low cost can attract more customers. 

 

Weather resistant 

The launching of UAV area varies. It can be done in anywhere any place with varying 

weather and temperature. For example, the weather may change from time to time 

and the launcher needs to cope with the changes.  

 

Suitable for special terrain 

The base of the launcher determines the effectiveness of the launch. In this case, the 

launcher has  to be  flexible  to  fit  for all kinds of  terrain regardless of  its place.   For 

example, the launching of the similar UAV can be done on a desert and on top of the 

deck. 

 

Page 17: Catapult Launcher for UAV

Group8

16

Consistent launch characteristics 

The consistency could determine the planning and timing of the  launching the UAV 

to the air thus affects the outcome of the operation.  

 

Easy to operate 

The  use  of  a manual  can  be  neglected  if  the  operation  for  the  launcher  is  user 

friendly  and  easy.  This  has  the  advantage  of  giving  the  operator  a  quick 

understanding  of  the  launcher  and  encourages  people  with  various  machine 

operating skill levels to use it. 

 

Easy to handle 

This can make the transportation of the launcher easier and user friendly.  

 

Easy to repair 

Minimizing  the  need  for  repairing  and  servicing  equipment  is  very  important  in 

business  as  it  reduces manpower  requirements  and  running  costs.  To  ensure  the 

durability and  effectiveness of  launching,  the  launcher has  to be easy  to  repair as 

wells as service.  

 

Durable 

Durability  determines  the  lifespan  of  the  launcher.  This  can  affect  the  customer 

choice as all customers want products to last as long as possible. 

 

Reliable 

Reliability  implies  the  amount  of  responsibility  that  can  put  on  the  launcher.  For 

example  this will  determine  the  amount  of  launches  that  can  be  performed  on  a 

daily basis. 

 

Optimum take off distance 

The  launching  distance  has  a  large  effect  on  the  performance  of  the UAV  and  its 

successfulness  in operation. Moreover,  the distance available  in which  to  launch  a 

Page 18: Catapult Launcher for UAV

Group8

17

UAV is not always guaranteed to be the exact length a customer wants. So the take‐

off distance needs to be optimised in order to satisfy the customers.  

 

Optimum launch times 

The time taken to launch the UAV is considered fairly important as it determines how 

many launches can be done in a given length of time. 

 

Aesthetics 

Aesthetics can affect the customer choice.  This is likely to be important in a military 

environment where  camouflage  is vital. Some  customers may prefer a  launcher  to 

match  the  UAV  if,  for  example,  it  is  being  used  in  a  public  arena,  such  as  the 

demonstration of a UAV to potential customers.  

  

Minimal personal requirement 

The number of personnel  required  to  launch a UAV  can greatly  influence  cost and 

work force allocation for the customer.  

 

Adjustable launch direction 

The conditions the UAV is being launched in may vary considerably, and due to time 

or space constraints it may be impractical to relocate the launcher. For example, the 

wind direction can affect the preferred direction of launching. 

 

Adjustable angle of launch 

The angle of the launch will determine the effectiveness and the performance of the 

UAV.  For  example,  45  degree  is  the  optimum  launch  angle  to  get  the maximum 

projection.  However, this may vary depending on the wind conditions 

 

Multiple launches per day 

As stated in the case study description, the launcher needs to be used several times 

in a day.  

 

Page 19: Catapult Launcher for UAV

Group8

18

4.2DesignConceptGeneration

The  launcher  is  intended  for  a  UAV  of  3  meters  wide  and  2  meters  long.  It  has 

maximum weight 25kg and takeoff speed requirement of 12ms‐1. 

Several primary concepts of the UAV launcher were generated based on the research 

and are shown : 

 

This launcher contains a cylinder with a  little gap on  it. And for this piston,  it uses a 

special piston which is fixed to the cradle so that when the compressor is connected 

to the cylinder, the air will pushes the piston and so the UAV.  

Page 20: Catapult Launcher for UAV

Group8

19

 

For this one,  it  is quite similar to the previous one. But this one  is using a spring to 

accelerate  the  UAV  and  a motor  is  provided  to  pull  the  spring  back  to  its  origin 

position after each launching process.  

The spring stores maximum energy in the compressed position and its extension can 

be controlled by the motor. So when the motor is turned on, it pushes the UAV with 

the desired energy.  

 

The  design  is  simple  and  user‐friendly.  It  can  be  produced  cheaply.  

To meet the take‐off velocity, a large spring stiffness value is required increasing the 

cost  of  the  system.  Also,  this  design  does  not  consider  the  positioning  of  the 

propeller of the UAV.  

 

   

Page 21: Catapult Launcher for UAV

Group8

20

 

A  simple  pulley  block  and  cylinder  is  used  in  this  case.  The  pulley  block  has  an 

elongation  ratio 2:1. This means when  the cylinder  is  fully extended,  the  rope will 

pull the UAV to its critical position. 

   

Page 22: Catapult Launcher for UAV

Group8

21

 

This design is based on a crossbow design and it  is using bungee to power the UAV. 

An electrical motor is attached at the end of the launcher to pull the bungee back to 

its initial position. 

   

Page 23: Catapult Launcher for UAV

Group8

22

 

A heavy mass is used in this design to store the potential energy. When it operates, 

the energy in the mass is transferred to kinetic energy. Alternatively the motor in the 

fulcrum could provide work. 

Page 24: Catapult Launcher for UAV

Group8

23

 

A  big  fly  wheel  is  used  in  this  design.  In  the  preparation  stage,  the  fly wheel  is 

powered by an electric motor and rotates in very high speed. In the launch stage, the 

fly wheel is connected to a rope which pulls it. 

   

Page 25: Catapult Launcher for UAV

Group8

24

 

In this design, the UAV is accelerated by its gravity. The advantage of such a design is 

that no power requirement is needed and increases the reliability of the system. The 

main drawback is that by equating the required kinetic energy at the end of the ramp 

the potential at the  top,  the required energy needed  to  launch  the UAV at 12 ms‐1 

requires a vertical change in displacement of over 7 meters. 

Page 26: Catapult Launcher for UAV

Group8

25

 

The belt drive is used in this case. And when the rotator is driven by electric motor or 

gas engine, the UAV will reach its launch speed at the end. 

The whole design consists of only 4 parts. Hence it can be produced cheaply. 

The  launcher would  require  a  lot  of  force  to meet  the  criteria  of  12m/s  take‐off 

speed i.e. it would require a large battery to power it increasing the cost. 

Another method to meet the criterion is to increase the distance between the gears. 

This would increase the length of the belt again increasing the cost. 

 

Page 27: Catapult Launcher for UAV

Group8

26

 

This is the launcher works like a rail gun. The UAV is sitting in the middle attachment 

which works like a clamp. And when the attachment is disconnected from the rail, it 

splits into two parts as there is no additional force on either side of the attachment 

and the releases the UAV. 

Page 28: Catapult Launcher for UAV

Group8

27

4.3DesignConceptSelection

For analysis, the UAV launcher is divided into three parts: the launching system, the 

cradle and the support. And each part has several choices. 

 

4.31 The Launching system:  The pneumatic system: The pneumatic system is quite powerful and it is quite stable 

and clean.  However,  it is relatively expensive and it is difficult to manufacture. Also 

the weight of the pneumatic system can be relatively large and the storage for the 

compressed air can be a problem. 

There are two different types of pneumatic design which have different emphasis: 

 

(The normal type cylinder) 

This is a typical pneumatic system which using a pulley block. But this design is a bit 

long so that fracture may easily occur during the launching process as there will be 

more torque and momentum. 

Page 29: Catapult Launcher for UAV

Group8

28

 

(The cylinder with a gap) 

In this pneumatic system, there is a small gap in the middle of cylinder which allows 

the piston to push the cradle directly. This results in a shorter piston/cylinder and 

therefore a more compact design.  A loss of energy will occur due to air escaping 

from the gap.  This would need to be factored into the design or a seal would need to 

be designed to prevent/reduce the escape of air.  This would increase the complexity 

and therefore the cost of the design as well as compromising its suitability to operate 

in adverse weather conditions and environments. 

 

The spring/bungee system: The spring/bungee system is very cheap, safe, easy to 

manufacture and relatively light‐weight. The spring and bungee contribute a 

decreasing force, not a constant force. This means the UAV has a maximum stress 

initially but very low acceleration at the end of the rail. Usually these require two 

winches to pull the system to its initial position. 

 

   (The spring launching system)         (The bungee launching system) 

 

(The crossbow bungee launching system) 

 

The gravity/mass system: Systems using the gravity to store energy are reliable. The 

gravity system is required to be quite large which means they are heavy, not a 

compact size and difficult to assemble.  For the size of the UAV and the mass of the 

payload, a very large counterweight would be required.  Also both of these systems 

have a low acceleration and low efficiency. 

Page 30: Catapult Launcher for UAV

Group8

29

 

(Self‐gravity launching system)       (The mass launching system) 

 

 

The flywheel system: this system contains a flywheel to store kinetic energy. As a 

result of launching, the flywheel would keep rotating for a while, and the energy 

efficiency will be quite low. Also before the launching, the flywheel needs to reach a 

required velocity which may take a long time.  For a large flywheel the machine will 

be massive. 

 

(The launcher with a flywheel) 

The electric system: The major concern with an electrical system is the generation or 

storage of sufficient electricity while maintaining the light weight, compact design 

philosophy to facilitate transport and flexibility.   The rail gun system especially 

requires prohibitively large currents.   It is unlikely that a system with lower energy 

requirements would have sufficient power to accelerate the UAV to the required 

speed in an acceptable distance. 

   

(The launcher with track)                 (The rail gun launching system) 

 

 

Page 31: Catapult Launcher for UAV

Group8

30

 

 

4.32 The cradle: The clamp cradle: this cradle will separate into two pieces so that it releases the UAV. 

It has a quite large friction due it needs force from both sides to maintain occlusion 

and it requires a high tolerance level in manufacturing. Due to its working function, 

the stability of that cradle is also an issue. 

 

Clamp (before launching)           Clamp (after launching) 

 

The holding cradle: this cradle holds the UAV and will have  bump‐stops at the end. 

The holding cradle may cause the UAV to stick at the top surface due to the upwards 

force produced by the wings. There is a potential issue with collision with the tail of 

the UAV when the cradle hits the bump‐stops. 

(The holding cradle) 

 

4.33 The support: Three points support: this three point supporting system uses a ball rolling 

mechanism so that it can rotate 360 degrees and has multi launch angels. However, it 

is unstable due to the size of the launcher.  In addition, all of the stress is 

concentrated on a single point which will require significant reinforcement to prevent 

failure. 

Page 32: Catapult Launcher for UAV

Group8

31

 

(The three points support) 

 

Multi‐points support: this is more stable than the three points support but it can’t 

rotate naturally due to its structure.  This could potentially be overcome by mounting 

the system on wheel, but this would necessitate some method of locking the 

structure in place. 

          

(Different types of multi points support) 

 

In summary, for the launching system: 

Type of launching 

system 

Benefits Drawbacks

Pneumatic  Powerful, stable, clean. Expensive, hard to 

manufacture, not 

assembled, difficult to 

store 

Spring/bungee  Cheap, low weight, easy to 

operate, clean 

Property changes when 

contact chemicals/at 

critical temperature 

Gravity/mass  Relatively stable, clean  High weight/large size 

Electric  Easy to operate, clean, high 

energy efficiency 

Low power

 

 

Page 33: Catapult Launcher for UAV

Group8

32

a. Thenormalpneumatictypecylinderb. Thepistonlesspneumatictypec. Thespringlaunchingsystemd. Thebungeelaunchingsysteme. Thecrossbowbungeelaunchingsystemf. Self‐gravitylaunchingsystemg. Themasslaunchingsystemh. Thelauncherwithaflywheeli. Thelauncherwithtrackj. Therailgunlaunchingsystem

For cradle: 

Type of cradle  Benefits  Drawbacks 

Clamp cradle  Simple structure  High friction, high 

manufacture tolerance 

level, unstable 

Holding cradle  Easy to operate  The structure may collide 

with the UAV 

 

 

 

Page 34: Catapult Launcher for UAV

Group8

33

a. Theclampcradleb. Theholdingcradle

The support:  

Type of support  Benefits  Drawbacks 

Three points supporting  360 degrees launching, 

multi slope launching 

Unstable 

Multi points supporting  Stable  Fixed degree of launching 

Page 35: Catapult Launcher for UAV

Group8

34

a. Threepointssupportingb. Multipointssupporting

Page 36: Catapult Launcher for UAV

Group8

35

4.34 The Final Decision  

In this case, the spring launching system, multi point supporting and a holding cradle 

is finally selected. And the design is shown below: 

After evaluating all the designs, the bungee mechanism was selected as the 

mechanism launcher over a pneumatic design. For UAVs with a mass less than 50kg, 

the research suggested that this was the most widely used launcher for UAVs of this 

size. It’s generally accepted that the pneumatic launcher offers more reliability over 

bungee  cords,  however  with  an  additional  price  increase.  Pneumatics  cylinders 

would  require  relatively  large  and  expensive  air  compressors  to  generate  to  the 

necessary force to launch the UAV. Hence the bungee mechanism is more simple.  

Also the calculations required to work out the required take off velocity of the 

UAV are simple and easy to calculate. This makes  it easier to determine the neutral 

points  of  such  parameters  as  bungee  stiffness,  extension  and  initial  length.  The 

design also has minimal moving parts, increasing the reliability of the system and the 

decreasing the chances of system malfunctions.  

 

OperationofthelauncherThe design of the mechanism is relativity simple, as explained in the concept 

generation. The principle of the mechanism is to transfer potential energy from the 

bungee cord to the UAV. Due to the Penguin B UAVs design, special consideration 

was given on how to then transfer the kinetic energy from the trolley (or cradle) to 

the UAV. Constraints such as propeller size and torque on the wheels had to be 

Page 37: Catapult Launcher for UAV

Group8

36

taken into account. The final design was to ‘cradle’ the wings above and below. The 

cradle itself has groves to position the wheels.  

  A winch pulls the pulls a cable positioned on the undercarriage of the cradle 

such that it doesn’t interfere which the UAV propeller. The Cradle itself has a total of 

6 wheel bearings that slide into the rails on the ramp. Wheel bearings are 

advantageous since they minimize the contact area and therefore friction with the 

rail. When the bungee is fully extended to a length of 4m, the lynch pin is pulled to 

release the winch from the cradle. The pin is connected to an inextensible cable and 

therefore can be pulled at distance to increase the safety.  

   

Page 38: Catapult Launcher for UAV

Group8

37

4.5DesignOptimisation

Having  determined  the  customer  requirements,  a  binary weighting matrix 

was constructed (appendix A.1).  This was sent out to potential customers; the BBC; 

ITV; Army Air Corps; RAF; Boeing; Lockheed Martin; and BAE systems  in  the hopes 

we could obtain some  input from potential users of UAV launchers.  Unfortunately, 

we received no responses.    In order  to generate weighted requirements  the group 

filled out the matrix individually and the resulting normalized scores were averaged 

to  give  a  set  of  weighted  requirements  we  could  use  to  optimise  the  design

Page 39: Catapult Launcher for UAV

Group8

38

 

Fromthecombinedcustomerrequirements,itisclearlyshownthatthecustomerrequirement of safety is the highest with 9.30%. The second highestrequirementisreliabilitywith8.72%andthird,consistentlaunchcharacteristicswith7.56%.Themainreasonforthisisbecausesafetyplaysanimportantroleineverything thatpeopledo. Launching theUAVneeds tobe safe for thepeopleoperatingthelauncherandforpeopleinthevicinity.Ontheotherhand,reliableand consistent launch characteristics are very important in determining theoutcomeof theoperationas itwill determine the consistencyof launching theUAV.Besidesthat,therequirementofoptimumtakeoffdistance,anddurabilityhave the same percentage of 6.98%. Easy to repair, easy to operated andcompact size, all have the slightly lower percentage of 4.65%. The leastimportantcustomerrequirementistheaestheticswhichhasapercentageislessthan1%. 

Having  selected a concept design, a  ‘House of Quality’  (HOQ) and  ‘Concept 

Design Analysis’  (CODA)  [12] were used  in order to optimise  the design.   The basic 

engineering  calculations  above were used  to determine both  the  feasibility of  the 

design  and  the  parameter  that would  affect  the  optimisation.    These  calculations 

also gave us baseline values for the relevant design parameters from which to start 

the optimisation.   

Page 40: Catapult Launcher for UAV

Group8

39

Initially  the  HOQ  was  constructed  (see  appendix  A.3)  in  order  to  identify 

conflicting  parameters.    The  HOQ  shows  that  parameters  which  determine  the 

characteristics  of  the  bungee  were  found  to  conflict.    These  are  fundamental 

properties and as such are not subject to change.    Instead, a compromise between 

these parameters will have  to be  found which will give  the desired characteristics.  

This will be done using the CODA. A further benefit of the house of quality is that it 

gives  a  very  user  friendly,  graphical  interface  to  determine  the  strength  of  the 

relationships  between  the  customer  requirements.    This  interface was  utilized  by 

connecting it to the CODA and using the strength relationships from the HOQ in the 

CODA. 

The  CODA  (appendix  A.4)  was  constructed  using  some  of  the  baseline 

parameters  determined  from  the  engineering  calculations;  for  example  bungee 

characteristics, the required winch power, ramp length etc.  Others parameters, such 

as density of the ramp, were selected by common sense: for example ramp density 

was  chosen  to  be  between  that  for  Aluminium  (2700  kg m‐3)  and  stainless  steel 

(7930 kg m‐3)[13].  The relationship functions were then considered individually and 

neutral points/tolerances determined by basic calculations, rudimentary costing and 

research as required.   Once these elements were  in place Solver was used to solve 

the CODA and find the optimum design.  The highest overall design merit possible is 

54.06% customer satisfaction.  The design parameters to achieve this design are: 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Page 41: Catapult Launcher for UAV

Group8

40

Design Parameter Value

Density of Ramp (kgm‐3)  2700

Length of ramp (m) 4.87

Cross sectional area of ramp (m2)  0.03

Initial bungee length (m)  6

Bungee stiffness (Nm‐1)  550

Bungee extension (m) 5

Bungee Area (cm2)  1.8

Take off velocity (ms‐1)  12

Winch power (kg)  300

Winch weight (kg)  38.2143282

Ramp recoil  3.00

Cradle density (kgm‐3)  1600

Cradle length (m)  0.01

Launch times (s)  10.65

 Pin weight (kg)  0.005

 Launch angle (º)  45

Pin size (m)  0.5

Wire length (m)  1

Co‐efficient of friction between ramp and cradle 

0.0172672

Co‐efficient of friction between bungee and trolley 

0.6

Number of bungees 2

 

An issue that the CODA raises is that one of the customer requirements ‘weather resistant’, is not addressed by these design parameters.  However, the chosen design is inherently weather resistant.  This will be improved by selection of weather/corrosion resistant materials where possible and, if necessary, a marginally increased maintenance schedule.    

Page 42: Catapult Launcher for UAV

Group8

41

4.6CostAnalysis(VanguardStudio)

The overall merit of the design was obtained using the CODA in the previous section. Even with a high merit, the launcher design could be rejected if it is very expensive to build. Hence, in order to evaluate the cost of manufacturing the UAV Launcher, Vanguard Studio software is used. The studio has a hierarchical tree interface which comprises of branches. Branches on the left are dependent on the ones to their right i.e. to solve a problem, the current branch is divided into two or more simpler components. The process is repeated until there is no further division of components. [14] The right most branches contains the design parameters used in the CODA and in this Vanguard can used in tandem with CODA to obtain the best value‐for‐money launcher by comparing the design merit to the cost.    

4.6.1 The Overall Model For the UAV launcher, a cost analysis decision tree was designed to perform two tasks. The first task was to evaluate the optimum cost of the launcher by varying the design parameters and the second task was to relate the parameters with the overall merits. The basic Vanguard model of the UAV launcher is shown in figure 1. 

Figure 1: Overall decision tree cost analysis of the UAV launcher. 

Page 43: Catapult Launcher for UAV

Group8

42

The model is a merger of two different modeling approaches:  

1. Fixed Costs and Variable Costs: 

In this approach, the cost is split into fixed costs and variable costs. The fixed costs are independent with respect to the production. In this model the wheel bearings, bungee cord, tooling items and the winch contribute to the fixed costs. The variable costs depend on the manufacturing process of the material at hand and the number of components manufactured. The material cost branch contributes to the variable costs.  

2. Costs associated with physical manufacturing processes: 

The model is based on the costs associated with the different stages involved in manufacturing a launcher. These stages can be defined as:  

Processes costs 

This branch includes the cost required to assemble the parts to make the product. It includes processes like fabrication and assembly costs.  

Logistics costs 

This branch describes the cost required to support the product. It includes the cost of transportation. It is a part of overhead cost as it is not directly related to the launcher itself.   

4.6.2 Material Costs As mentioned before this section includes the cost required to manufacture individual parts. The components given in the table below were manufactured.   

Manufactured

Ramp

Cradle

Base

Table 1: The table shows the components that were manufactured 

 The components to be manufactured have their cost depending on constraints such as the material of the part and its dimensions and so on.  Consider the ramp for example. The cost of building an Aluminium ramp is broken 

Page 44: Catapult Launcher for UAV

Group8

43

down into the amount of Aluminium used for one ramp bar, the number of ramp bars and the cost of Aluminium per kg. The branch of the amount of Aluminium used for one ramp bar is broken down into the density of the bar and the volume of the bar which is further divided into the cross‐sectional area and the length of the ramp bar. It is convenient to build the ramp and cradle from the start as the prices of Aluminium and PVC are low for bulk quantities. [15][16]   

Figure 2: Material Costs (variable) branch of the decision tree.   

4.6.3 Fixed Costs This branch deals with the cost required to purchase a component.   

Purchased

WinchWheel Bearings

ToolingBungee Cord

BatteryTable 2: The table shows the components that were purchased. 

 

Page 45: Catapult Launcher for UAV

Group8

44

The components in the above table make up the off‐the‐shelf purchases and hence have a direct cost associated with them. It is easier and more convenient to get these components from the market than manufacturing them. [17][18][19][20] 

Figure 3: Fixed Costs branch of the decision tree. 

  

4.6.4 Processes Costs The processes costs include all of the processes involved to assemble the launcher. These processes are:   Fabrication‐ The processes of cutting, bending and welding of Aluminium 

bars are included in fabrication. Each branch is further divided into the time 

required to perform these tasks, the number of labourers performing the 

task and the labour rate per hour.[21] 

 

Assembly‐ It deals with the labour cost to assemble the product. [21] 

Page 46: Catapult Launcher for UAV

Group8

45

Figure 4: Processes Costs branch of the decision tree. 

4.6.5 Logistics Costs For the launcher, logistics covers the transportation costs and packaging costs. The individual components of the model are going to be placed inside a Thermocole box. The Thermocole box is placed inside a wooden crate. The Thermocole is present to protect the launcher from damage in case of an accident.  

Figure 5: Logistics Costs branch of the decision tree 

     

 

Page 47: Catapult Launcher for UAV

Group8

46

4.6.6 Cost versus Merit Graph By varying the design parameters in the CODA matrix, several values of merits and costs are obtained. Then, by plotting those on an excel spread sheet, a visual representation of the merit versus cost is seen. Hence, from the various plots, the best merit versus cost solution is chosen.  

Figure6:Graphcomparingthecostandthemeritvalues.

 Out of all the different merit‐cost combinations, the best result is the one noted in red (see figure 6). It is the cheapest and has the one of the highest merit value. Some of the designs have a higher merit value, but compared to the red dot design the cost does not justify construction of those designs.   Having decided the parameters that provide the best merit and cost, the SolidWorks model can be finalized with these optimized values. 

   

464748495051525354555657

0 1000 2000 3000 4000

Merit%

Cost$

Page 48: Catapult Launcher for UAV

Group8

47

4.7 Finite Element Analysis

4.7.1 Simulation of the Trolley: Simulation  of  the  trolley was made  by  defining  the  fixed  geometry  of  the  trolley 

when  assembled  to  the  rest  of  the  construction.  Afterwards,  two  pulling  forces 

(1000N) were applied to the two sides of the trolley representing the pulling force of 

the bungee when the trolley is located in the extreme position ready for release. The 

material  selected  for  the  trolley bars was Aluminium 1060 alloy. After  running  the 

SolidWorks simulation with these parameters the following results were obtained: 

 

Figure1‐Deformationofthetrolleyduetobungeepullingforce(Scalex40)

From this simulation study the maximum displacement of the model was found to be 

0.1487mm  which  is  considered  to  be  minimal.  Furthermore,  from  SolidWorks 

simulation  the stresses within  the trolley structure due  to  the bungee pulling  force 

when in the extreme position were plotted: 

Page 49: Catapult Launcher for UAV

Group8

48

Figure2‐Stressresultsplotduetobungeepullingforce(scalex40)

From  this  simulation  study  the  maximum  stress  within  the  trolley  is  about 

21.879MPa and  it occurs  in  the side bars of  the  trolley as predicted, so Aluminium 

bars are necessary for the trolley structure to maintain its structural rigidity during its 

stress  cycles.  It  should  be  pointed  out  that  Aluminium  can  contribute  to  a  heavy 

weight construction if used solely even though it is considered one of the lightweight 

metals  it  is much  heavier  and  denser  than many  plastics  such  as  PVC.  For  those 

reasons  it  was  decided  that  Aluminium  should  be  used  only  in  parts  were  the 

stresses  are  concentrated  and  large.  For  this  reason  it was  decided  to make  the 

trolley form PVC material (which contributes to a lightweight construction) except for 

the side bars that will be made from Aluminium 1060 alloy due to high carrying load. 

To verify that PVC is a well suited material for the rest of the Trolley part some more 

simulations were conducted, which are displayed below. 

 

Firstly,  the  cradle  was  mounted  on  top  of  the  Trolley  and  then  another  stress 

simulation was conducted. The aim of this simulation was to examine how the cradle 

responds to the reaction  force applied to  it from the UAV wings the moment when 

the  Trolley  is  released  and  has  its maximum  acceleration.  The material  used  for 

building the cradle was PVC, because  it  is a bulky part with complicated shape and 

Page 50: Catapult Launcher for UAV

Group8

49

building  it out of a metallic alloy would be complicated as well as expensive and  it 

would result  in a very heavy‐weight construction. The results of the simulation test 

are shown below: 

Figure3‐DeformationofthecradleduetoreactionforcefromtheUAVwingswhentrolleyreleased

(scalex20)

From  this simulation  the  results obtained state  that  the maximum displacement of 

the cradle compartment due to reaction from the UAV wings when having maximum 

forward acceleration is 1.52mm in the x direction. Such a displacement is satisfactory 

because  it only occurs  for  a  very  short  time. This  is  because  as  the  trolley moves 

forwards, the extension of the bungee cords  is minimised and so does the reaction 

force  from  the UAV wings  to  the  cradle. Thus  the 3.261 mm displacement will be 

occurring very rarely  in the whole time‐span of a take‐off.  Next, the stresses within 

the cradle and the frame were plotted: 

Page 51: Catapult Launcher for UAV

Group8

50

Figure4‐StressofthecradleandtheframeduetoreactionfromtheUAVwingswhentrolley

released.(Truescale)

From  the  results  obtained,  it  is  visible  that  the  highest  stresses  occur  in  the  bars 

connecting the cradles with the trolley. The extreme stresses occur  in the region of 

the two back supports (wheel) which are made out of Aluminium with a magnitude 

of 32.7MPa. After all, the choice of PVC for the cradle and the unstressed regions of 

the trolley is a reasonable choice of material. Furthermore another stress test for the 

trolley compartment was conducted. Its aim was to demonstrate how the lower free 

(cantilever) part of the trolley which supports the front wheel of the UAV responds if 

some  of  UAV’s  is  supported  by  this  part.  It  should  be  pointed  out  that  when 

designing  the  trolley  part,  this  lower  cantilever was  designed  just  to  support  the 

UAV’s weight and not carry any of its weight. The weight of the UAV will be carried by 

the cradles. Although in case of slight possible movement of the UAV during take‐off 

some of  its weight may be carried by the lower supporting part. Precautions should 

be  taken  against  large  displacement  of  this  part  which  may  result  in  resonant 

vibrations. The stress test was conducted with an arbitrary force of 100N was applied 

to the free  lower cantilever (roughly 1/3 of the UAV’s weight). The results obtained 

were: 

Page 52: Catapult Launcher for UAV

Group8

51

Figure5‐Deformationofthelowercantileverpart,supportingthefrontwheeloftheUAV(scalex5)

paint

The results show that if the supporting part in the take‐off process happens to carry 

about 30% of  the UAV’s weight  it will have a displacement of 8.7mm.  It should be 

pointed  out  that  this  is  an  extreme  scenario which  rarely may  happen  in  case  of 

wrong  attachment of  the UAV on  the  cradles. Similarly  the  stresses  carried by  the 

cantilever in this worst case scenario are plotted:  

 

Figure6–Stressesinthelowerpartcantileversupport(scalex5)

Page 53: Catapult Launcher for UAV

Group8

52

4.7.2 Simulation of the Roll‐Bars In this section, the simulation of the roll‐bars was carried out when the bungee cord 

wrapped  around  them  is  stretched  fully  by  the winch.  The  Bars  are made  out  of 

Aluminium since it is a light metal which high deformation resistance. The bars were 

hollowed in an attempt to minimize the structure weight. The simulation results and 

plots are displayed below: 

 

Figure7‐Deformationoftheroll‐barduetobucklingloadfromthebungeewhenstretchedatits

extremeposition(scalex1000)

The  results of  the simulation  show  that  the maximum displacement of  the  roll‐bar 

part  is  0.0189mm  which  is  minimal.  This  shows  that  the  Aluminium  is  a  good 

selection  of  material  for  the  roll‐bar.  It  might  be  a  heavier  choice  than  a  very 

expensive alloy or a plastic material but  it  is crucial that the skeleton of the design 

remains as  rigid  as possible when  stressed. Next,  the  stresses  in  the  roll‐bar were 

plotted: 

Page 54: Catapult Launcher for UAV

Group8

53

Figure8‐Stresswithintherollbarwhenbucklingloadappliedbythestretchedbungee(scale

x1000)

The maximum stress obtained from the simulation  is 4.839MPa. Its  location  is close 

the point of application of  the  force. The maximum stress  is very  low compared  to 

the yield stress (27.6MPa). Thus from the simulations of the roll‐bars the application 

of Aluminium material is justified. 

4.7.3 Simulation of the winch assembly: The last simulation made was on the winch assembly. Its aim was to give an insight of 

how the winch assembly will respond when the winch stretches the bungee cord to 

its extreme position. The results of the simulation are shown below: 

 

Firstly, the stress plot was carried out so see the  levels of stress  in order to select a 

suitable material for the base flat plate of the winch assembly. 

Page 55: Catapult Launcher for UAV

Group8

54

Figure9‐Stresswithinthewinchassemblywhenbungeeisstretchedtoitsextremeposition(true

scale)

It was shown that the maximum stresses are  in the region of 70MPa  located  in the 

triangular  bars  connecting  the  base with  the  legs. Aluminium  1060  alloy  has  only 

27MPa yield  strength. Therefore Aluminium 1060‐H18 was decided  to be used  for 

those  two  bars  which  have much  higher  yield  strength  of  125MPa.  The material 

selected  for  the base of  the winch was  selected  to be PVC because of  lightweight 

properties and because  the base does not carry any high value stresses. After  that 

the deformation plot was carried out: 

 

Page 56: Catapult Launcher for UAV

Group8

55

Figure10‐Deformationofthewinchassemblywhenbungeeisstretchedtoitsmaximumposition

(truescale)

 

From  the  simulation  the  largest  displacement  came  out  to  be  2.125mm which  is 

minimal. 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Page 57: Catapult Launcher for UAV

Group8

56

4.7.4 Summary for simulation analysis 

   

Page 58: Catapult Launcher for UAV

Group8

57

 

 

 

 

4.7.5 Calculation of Factor of Safety for the tested parts. Factor of safety  (FoS), also known as  (and used  interchangeably with) safety  factor 

(SF),  is a  term describing  the  structural  capacity of a  system beyond  the expected 

loads or  actual  loads. Essentially, how much  stronger  the  system  is  than  it usually 

needs to be for an intended load.[22] 

 

A simple formula for the calculation of the Factor of Safety of a component is given 

from 

From  the  SolidWorks  simulation we  can work  out  the maximum  stress  that  each 

component experiences and knowing the material properties (Yield strength) we can 

compute FoS for each stress tested part: 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Page 59: Catapult Launcher for UAV

Group8

58

 

 

Page 60: Catapult Launcher for UAV

Group8

59

Summary

The final design is shown below: 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Its  powered  by  bungee  which  runs  from  a  winch  to  the  UAV  supporting 

trolley  via blocks  in  the end of  the  rails.   The  trolley  is  constructed of Aluminium 

1060  and  is  attached  to  a  PVC  cradle  in which  the UAV  sits.    The  trolley  runs on 

Aluminium 1060 C‐section which controls the launch trajectory of the UAV.  Specific 

parts of  the  structure which  are  subject  to greater  stress  are made of Aluminium 

1060‐H18 which has a higher yield stress.  The result is a minimum factor of safety of 

1.2.    This  has  been  deemed  acceptable  as  during  all  calculations  the  worst‐case 

scenario has been assumed so there is already an in‐built redundancy. 

In order to keep the design compact the structure collapses and the rails split 

into two so the largest piece is just over 2m in length, which will fit in a short wheel 

base Ford Transit [23].   To facilitate an adjustable  launch angle, the supporting  legs 

are adjustable.   The  construction  is primarily of Aluminium and PVC  so  the design 

will be both  light‐weight and weather resistant.   The electric winch will add  to  the 

weight,  especially  if  an  additional  12V  battery  is  required  for  remote  use.    These 

were  included  in  the design  to make  the  launcher easy  to use  and  reduce  launch 

times.  If the launcher is required to be carried long distance or operate remote from 

an electrical supply, it would be a simple matter to substitute a hand‐winch into the 

design.   In order to maximise reliability and minimise maintenance requirement we 

have adhered to CL (Kelly) Johnson’s principle of KISS [24]. 

Page 61: Catapult Launcher for UAV

Group8

60

  As  alluded  to  previously,  the  design  is  a  compromise  between 

customer requirements, not least minimising cost.  The design process that we have 

employed ensures that we have met the customer requirements as fully as possible, 

while minimising cost and ensuring safety and reliability. 

Conclusion

  This report demonstrates the design engineering process involved in making 

an UAV launcher. Firstly the requirements of the customer were identified and then 

weighted such that most important design aspects were focused on. The safety of 

the user was identified as being the primary requirement with reliability being 

second. From this, preliminary concepts ideas were generated from which a final 

design was chosen. The design selected was a bungee catapult mechanism. The 

design works by winching two bungee cords back and simultaneously releasing them. 

The values for parameters such as bungee stiffness, extension and aerodynamic drag 

were determined. As safety was the top requirement, the quick release mechanism 

has designed to include a lynch pin that could be operated at distance.  Analysis of 

the CODA matrix showed that the best merit design to be 56.25%. The Price of the 

final design is $870 which is relatively cheap when compared to commercially 

available launchers of this type. This could be due to extra overheads in the design 

process that have not been incurred in this process such as office rent, salaries and 

tax.   

The SolidWorks model is then built and a stress & displacement analysis 

preformed. The Finite elements analysis shows the stress acting on the launcher is at 

its maximum around at the point where the winch is attached to the ramp; the 

material at this point was strengthened with a tougher aluminium alloy. To minimize 

the weight and drag, the cradle was perforated. The lower stressed points such as 

the assembly supports between ramp links were changed to cheaper lower weight 

PVC.  

 

   

Page 62: Catapult Launcher for UAV

Group8

61

Futurework

Based  on  the  customer  requirements  and  further  research  into  the 

optimization  of  the  launcher,  the  current  launcher  can  be  modified  to  increase 

efficiency. Currently  the angle of  launch can be adjusted by varying  the position of 

the feet of the base. This adds an additional weight and size requirement. The design 

would be better optimised if the back end on the rail could be adjusted and pivoted 

about the front.   

This technique not only can provide a  launching angle by using the available 

space underneath the launcher, but also shows the flexibility of the launcher in terms 

of handling and operating. Besides that, the  lowered ramp can provide a significant 

improved  in  the  stability as  the center of mass  is  lower assuming  the mass of  the 

ramp is larger than other parts of the launcher.  

On  the other hand,  the  solid  ramp  could be  redesign  to hollow  in order  to 

save cost for the materials and weight. This  is because the ramp does not generally 

carry  much  weight  and  stress  from  the  UAV,  but  the  leg  and  the  cradle  of  the 

launcher. 

 

   

Page 63: Catapult Launcher for UAV

Group8

62

References

1. Summary, Policy Options  for Unmanned Aircraft System  (pdf), The Congress of  the  United  States  O  Congressional  Budget  Office.  Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=policy%20options%20for%20unmanned%20aircraft%20systems&source=web&cd=2&ved=0CGIQFjAB&url=http%3A%2F%2Fwww.cbo.gov%2Fsites%2Fdefault%2Ffiles%2Fcbofiles%2Fftpdocs%2F121xx%2Fdoc12163%2F06‐08‐uas.pdf&ei=HjCyT5iRBefW0QWeutmzAw&usg=AFQjCNGRa‐lojeSUyQ‐YjLuBNHxjaKKhVg&cad=rja Accessed on 17/04/12 

2. Light  Weight  Launcher  development  1,  Unmanned  Air  Vehicle  (UAV) Requirements Meeting the need of the Warfighter (pdf), Advanced Ceramics Research.  Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=unmanned%20air%20vehicle%20(uav)%20requirements&source=web&cd=1&ved=0CF4QFjAA&url=http%3A%2F%2Fwww.acrtucson.com%2FPresentations_n_Publications%2Fpdf%2FUAV_Requirements.pdf&ei=2TCyT7WmEuqd0AWn8bCfCQ&usg=AFQjCNHZ3qjNdQEE_IQiBssCkEEAVCZh0Q Accessed on 17/04/12 

3. Existing  Unmanned  Aircraft  Systems  and  Future  Plans,  Policy  Options  for Unmanned  Aircraft  System  (pdf),  The  Congress  of  the  United  States  O Congressional  Budget  Office.  Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=policy%20options%20for%20unmanned%20aircraft%20systems&source=web&cd=2&ved=0CGIQFjAB&url=http%3A%2F%2Fwww.cbo.gov%2Fsites%2Fdefault%2Ffiles%2Fcbofiles%2Fftpdocs%2F121xx%2Fdoc12163%2F06‐08‐uas.pdf&ei=HjCyT5iRBefW0QWeutmzAw&usg=AFQjCNGRa‐lojeSUyQ‐YjLuBNHxjaKKhVg&cad=rja Accessed on 17/04/12 

4. Anthony Mulligan, Andrew M Osbrink and Mark C.L. Patterson, Lessons and Future  Platforms,  Precision  Recovery  Capability  for  small  UAS,  Advanced Ceramics  Research  (pdf).  Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=precision%20recovery%20capability%20for%20small%20uas&source=web&cd=1&ved=0CFgQFjAA&url=http%3A%2F%2Fwww.acrtucson.com%2FPresentations_n_Publications%2Fpdf%2F23rd_Bristol_Precision_Recovery_Conf_07_Author_change.pdf&ei=0TKyT4vpHaLB0QXUzYnBCQ&usg=AFQjCNHyRQaf3PXHPK9tbXj9TCi71BHR_w&cad=rja Accessed on 20/04/12 

5. Unmanned  System  Roadmap  2007‐2032  (pdf).  Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=unmanned%20system%20roadmap%202007‐2032%20&source=web&cd=1&ved=0CFgQFjAA&url=http%3A%2F%2Fwww.fas.org%2Firp%2Fprogram%2Fcollect%2Fusroadmap2007.pdf&ei=QDOyT6DjN8Wn0QX73KXeDA&usg=AFQjCNF3onEJJYUMS3JMXxuZ0zLvb4zQKA&cad=rja Accessed on 20/04/12 

Page 64: Catapult Launcher for UAV

Group8

63

6. Tractor  Prop  Launcher  (pdf),  BAE  System.  Available  on http://www.acrtucson.com/UAV/launcher/index.htm Accessed on17/04/12. 

7. Pneumatic  Catapult  Launcher  (pdf),  Robonic  Ltd,  UAV  Launching  Systems. Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=pneumatics%20catapult%20launcher%20robonic&source=web&cd=2&ved=0CHAQFjAB&url=http%3A%2F%2Fwww.epicos.com%2FWARoot%2FNews%2FLauncher_Robonic.pdf&ei=IjWyT‐6jJMen0QXXq42QCQ&usg=AFQjCNFevd‐PQ5jxwERhAZ5oFkwg1LOXRQ Accessed on 25/04/12. 

8. Technology  Option,  Pneumatics,  Launcher/Booster  system  Tradeoff  Report (pdf),  Jan  1995,  Naval  Research  Laboratory.  Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=launcher%2Fbooster%20system%20naval%20research%20lab&source=web&cd=1&ved=0CFkQFjAA&url=http%3A%2F%2Fwww.dtic.mil%2Fcgi‐bin%2FGetTRDoc%3FAD%3DADA290066&ei=djiyT‐XwCImy0QXY_IyQCQ&usg=AFQjCNGI‐9YO2LPReZfq5PkYEh2T9cjRgg Accessed on 26/04/12. 

9. UAV  Car  Top  launcher  (pdf),  UAV  Factory.  Available  on http://www.uavfactory.com/product/22Accessedon22/04/12. 

10. Technology Option, Hydraulic, Launcher/Booster system Tradeoff Report (pdf), Jan  1995,  Naval  Research  Laboratory.  Available  on http://www.google.co.uk/url?sa=t&rct=j&q=launcher%2Fbooster%20system%20naval%20research%20lab&source=web&cd=1&ved=0CFkQFjAA&url=http%3A%2F%2Fwww.dtic.mil%2Fcgi‐bin%2FGetTRDoc%3FAD%3DADA290066&ei=djiyT‐XwCImy0QXY_IyQCQ&usg=AFQjCNGI‐9YO2LPReZfq5PkYEh2T9cjRgg Accessed on 26/04/12. 

11. The Engineering ToolBox (website). Available on http://www.engineeringtoolbox.com/young‐modulus‐d_417.html. Accessed on 03/05/12. 

12. Calvert JR, Farrar RA, An Engineering Data Booki, 3rdedition.PalgraveMacmillan,2008ISBN:978‐0‐230‐22033‐1 

13. A Metric-based approach to Concept Design James Scanlan; Max Woolley; Hakki Eres; http://www.southampton.ac.uk/~jps7/Lecture%20notes/Student%20copy%20value%20based%20design.pdf

14.  Visual Interface, Vanguard Studio, Vanguard Software Corporation. Available on http://www.vanguardsw.com/products/vanguard‐system/components/vanguard‐studio/ Accessed on 13/05/2012

15. Aluminium, metalprices.com. Available on http://metalprices.com/FreeSite/metals/al/al.asp Accessed on 14/05/2012 

16. Plastic Prices, Worldscrap. Available on http://www.worldscrap.com/modules/price/index.php Accessed on 14/05/2012 

17. Superwinch1220210LT2000UtilityWinch,amazon.com.Availableon

Page 65: Catapult Launcher for UAV

Group8

64

http://www.amazon.com/Superwinch‐1220210‐LT2000‐Utility‐Winch/dp/B0015U6VLQ/ref=sr_1_fkmr0_1?ie=UTF8&qid=1337111478&sr=8‐1‐fkmr0 Accessed on 14/05/2012  

18. 2 Bearing 6203ZZ 17x40x12 Shielded Ball Bearings VXB Brand, amazon.com. Available on  http://www.amazon.com/Bearing‐17x40x12‐Shielded‐Bearings‐VXB/dp/B002BBOFG6/ref=pd_sbs_indust_5/191‐6039834‐3380561 Accessed on 14/05/2012 

19. Bungee cord black (10mm), Bungee cord. Available on http://www.bungeecord.co.uk/bungeecordblack10mm.htm Accessed on 14/05/2012 

20. Mobility battery 12v‐26Ah (AGM), Puredrive Batteries Limited. Available on http://www.puredrivebatteries.co.uk/golf‐trolley‐battery‐84‐12v‐26Ah‐7‐AGM‐Batteries.html Accessed on 15/05/2012 

21.  Wage and hour division (WHD), United States Department of Labor. Available on http://www.dol.gov/whd/minwage/america.htm#NewYork Accessed on 15/05/2012 

22. Young, W: Roark's Formulas for Stress and Strain, 6th edition. McGraw‐Hill, 1989 ISBN:0‐07‐072542‐X  

23. [23] Ford Transit Technical Specifications: http://www.fordtransitdirect.co.uk/newsales/newvans/transit/technicalspec.aspx  Accessed 16/05/2012  

24. 24. BIOGRAPHICAL MEMOIRS: CL (Kelly) Johnson The National Academies Press http://www.nap.edu/readingroom.php?book=biomems&page=cjohnson.html  Accessed 16/05/2012  

Page 66: Catapult Launcher for UAV

Group8

65

AppendicesAppendix A: Design Matrices 

A.1 Blank Binary Weighting Matrix  

Page 67: Catapult Launcher for UAV

Group8

66

A.2 Completed Binary Weighting Matrices and Averaged Results 

Page 68: Catapult Launcher for UAV

Group8

67

Page 69: Catapult Launcher for UAV

Group8

68

Page 70: Catapult Launcher for UAV

Group8

69

Page 71: Catapult Launcher for UAV

Group8

70

Page 72: Catapult Launcher for UAV

Group8

71

Page 73: Catapult Launcher for UAV

Group8

72

A.3 House of Quality 

Page 74: Catapult Launcher for UAV

Group8

73

A.4 CODA 

Page 75: Catapult Launcher for UAV

Group8

74

Page 76: Catapult Launcher for UAV

Group8

75

Page 77: Catapult Launcher for UAV

Group8

76

Appendix B: Production Drawings 

B.1 Base Connecting Bar 

Page 78: Catapult Launcher for UAV

Group8

77

B.2 Cradle 

Page 79: Catapult Launcher for UAV

Group8

78

B.3 Winch Base 

Page 80: Catapult Launcher for UAV

Group8

79

B.4 End Link 

Page 81: Catapult Launcher for UAV

Group8

80

B.5 Ground Support 

Page 82: Catapult Launcher for UAV

Group8

81

B.6 Leg Bar 

Page 83: Catapult Launcher for UAV

Group8

82

B.7 Link 

Page 84: Catapult Launcher for UAV

Group8

83

B.8 Roll Bar  

 

Page 85: Catapult Launcher for UAV

Group8

84

B.9 Trolley 

Page 86: Catapult Launcher for UAV

Group8

85

B.10 Wheel 


Recommended