CENTRO UNIVERSITARIO DE LA DEFENSA
ACADEMIA GENERAL DEL AIRE
ANTEPROYECTO DE UNA AERONAVE
AERONAVE DE ENTRENAMIENTO AVANZADO
Trabajo Fin de Grado
Autor: A. A. D. Rafael Ángel Reyes Rodríguez (LXVI – CGEA-EOF) Director: José Serna Serrano Co-director: Francisco Javier Sánchez Velasco
Grado en Ingeniería en Organización industrial Curso: 2014/2015 – convocatoria: junio
Tribunal nombrado por la dirección del Centro Universitario de la Defensa de San Javier, el día ____ de ______de 20____.
Presidente: Dr. D. Manuel Caravaca Garratón
Secretario: Dr. D. Alejandro López Belchí
Vocal: Col. Dr. Andrés Dolón Payán
Realizado el acto de defensa del Trabajo Fin de Grado, el día____ de ______de 20____, en el Centro Universitario de la Defensa de San Javier.
Calificación: ______.
EL PRESIDENTE EL SECRETARIO EL VOCAL
ANTEPROYECTO DE UNA AERONAVE AERONAVE DE ENTRENAMIENTO AVANZADO
RESUMEN: Este trabajo trata de plasmar en su desarrollo el anteproyecto de una hipotética aeronave de entrenamiento avanzado. En él se busca encontrar una solución de compromiso al estado del arte actual, a partir del cálculo de los parámetros definitorios básicos de dicha aeronave, incluida la polar del avión. Para ello se acude a las referencias señaladas en busca de las herramientas necesarias para el establecimiento de los valores aerodinámicos y motrices deseados. Como producto final se obtiene un compendio de constantes que nos permite evaluar las características diferenciadoras de la aeronave con las ya existentes.
ABSTRACT: This work tries to develop a conceptual advanced jet trainer design for a hypothetical aircraft. It seeks to find a compromise solution to the current state of the art, from the calculation of the basic parameters defining the aircraft, including polar aircraft. For this we turn to the references listed in search of the necessary tools for setting the desired aerodynamic values and motor. As final product a compendium of constants that allows us to assess the distinctive characteristics of the aircraft with existing is obtained.
Dedicado a mi gran amigo Chuflo.
Sin ti éste T.F.G. nunca habría visto la luz.
Agradecimientos
Quiero agradecer el apoyo recibido a mi familia, a mis profesores y a mis amigos por su ayuda incondicional y desinteresada.
Muchas gracias.
Contenido
Capítulo 1. Introducción...... 1
1.1. Justificación histórica...... 1
Capítulo 2. Aviones semejantes...... 13
Capítulo 3. Diseño fuselaje...... 15
3.1. Cálculo de la esbeltez...... 16
3.2. Ancho de fuselaje y envergadura...... 18
Capítulo 4. Pesos del avión...... 21
4.1. Definiciones...... 23
4.2. Peso vacío operativo y peso máximo al despegue...... 24
4.3. Peso máximo de la carga de pago...... 25
4.4. Peso máximo de combustible...... 26
4.5. Cálculo final de pesos...... 32
Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso...... 35
5.1. Relación empuje-peso ...... 37
5.2. Selección de carga alar.𝑇𝑇𝑇𝑇 ...... 41
5.3. Cálculo de actuaciones en pista...... 45
Capítulo 6. Definición geométrica del avión...... 49
6.1. Elección de la forma del ala...... 50
6.2. Alargamiento...... 51
6.3. Flecha, espesor y perfil...... 52
6.4. Estrechamiento...... 53
6.5. Diedro...... 53
6.6. Envergadura y cuerda...... 54
i
6.7. Dispositivos hipersustentadores...... 55
6.8. Superficie horizontal de cola...... 59
6.9. Superficie vertical de cola...... 60
6.10. Croquis a tres vistas...... 62
Capítulo 7. Polar del avión...... 65
7.1. Resistencia sin sustentación ( 0)...... 65
7.2. Resistencia inducida ( )...... 𝐶𝐶𝐶𝐶 ...... 68
7.3. Eficiencia máxima, máxima𝐾𝐾 autonomía, velocidad de máxima autonomía, máximo alcance, ...... 70
Capítulo 8. Diagrama carga de pago-alcance...... 73
Capítulo 9. Conclusiones y trabajo futuro...... 77
9.1. Trabajo futuro...... 78
Anexos...... 81
Datos generales del avión...... 82
Grupo motopropulsor, tomas de admisión y características físicas del motor. ... 83
Pesos...... 84
Fuselaje y cabina...... 85
Ala...... 86
Dispositivos hipersustentadores...... 89
Alerones y spoilers...... 90
Estabilizador horizontal y timón de profundidad...... 91
Estabilizador vertical y timón de dirección...... 92
Tren de aterrizaje...... 93
Actuaciones...... 94
Bibliografía y referencias...... 95
ii
Lista de Acrónimos
Esta lista incluye los acrónimos más usados en el presente Trabajo de Fin de Grado ordenados alfabéticamente:
A.G.A. Academia General del Aire
B.A.E. British Aerospace Eletronics
B.C.A.T.P. British Commonwealth Air Training Plan
B.P.R. By-Pass Rate
C.A.S.A. Construcciones Aeronáuticas Sociedad Anónima
C.M.A. Cuerda Media Aerodinámica
C.M.G. Cuerda Media Geométrica
C.U.D. Centro Universitario de la Defensa
E.E.U.U. Estados Unidos
J.A.A. Joint Aviation Authorities
J.A.A.T.O. Joint Aviation Authorities Training Organisation
M.F.W. Maximum Fuel Weight
M.P.L. Maximum Payload
M.T.O.W. Maximum Take-Off Weight
M.Z.F.W. Maximum Zero Fuel Weight
iii
O.E.W. Operative Empty Weight
R.A.F. Royal Air Force
R.F. Reserve Fuel
R.F.C. Royal Flying Corps
T.F. Trip Fuel
T.F.G. Trabajo Fin de Grado
T.O.P. Take- Off Parameter
U.S.A.F. United States Air Force
iv
Capítulo 1. Introducción.
Con el objetivo principal de buscar una alternativa a las aeronaves de entrenamiento básico a reacción españolas, se propone éste Trabajo de Fin de Grado que trata de encontrar una solución de compromiso de entre las existentes, plasmándola en un diseño conceptual de una hipotética aeronave que supla las carencias y nuevas necesidades la formación de pilotos. Con el desarrollo de los capítulos se espera completar la información básica que define a una aeronave incluyendo una representación gráfica a tres vistas de la misma.
1.1. Justificación histórica.
Ciento once años han transcurrido desde que se produjo el primer vuelo de un aerodino en la historia de la aviación. Historia, que va ligada de la mano, no obstante, con la enseñanza en vuelo.
Desde aquel día 3 de diciembre de 1903, en el que los hermanos Wright, cumpliendo con ambos roles, a veces ingenieros, a veces pilotos de pruebas llevaron a cabo su no muy esperanzado proyecto, la instrucción de vuelo (instrucción, enseñanza o adiestramiento dependiendo del contexto en el que nos movamos, que a objeto de este trabajo será instrucción) se convirtió en parte esencial del mundo de la aviación, de la misma manera en que los hermanos tuvieron que aprender a manejar los controles de su avión, esta vez, obviamente, de una forma mucho más primitiva y rudimentaria que hoy en día, sin un instructor y sin la preparación adecuada. El autor del presente T.F.G. piensa que ambos pilotos deberían ser muy habilidosos a los mandos de un avión, sobre todo si tenemos en cuenta la precariedad, riesgo e inestabilidad del material que diseñaron (lógicas todas ellas por una parte al tratarse del primer avión que alzó el vuelo) y sus nulas horas de entrenamiento al no existir un medio antes que el suyo con el que poder llevar a cabo esa práctica, justificando de ésta manera la ausencia de una adaptación capaz y eficaz. La
1 Capítulo 1. Introducción. instrucción de vuelo es, por tanto, una parte fundamental de toda esta ciencia, y que como se desprende de los planes de estudio que necesitan ser superados hoy en día para llegar a ser piloto civil o militar no dista mucho, en importancia, de cuantas destrezas queramos incluir en esta profesión (conocimientos generales de aeronaves, psicología de vuelo, gestión de recursos de cabina, fisiología humana en vuelo, etc. [1]).
Todo lo que un piloto aprende en el inicio de su carrera no pasa a formar parte únicamente de su propia experiencia, sino que de una manera u otra compromete a todo el personal con el que en un momento u otro trabaje, ya que éstos dependerán en gran medida de él para llegar con seguridad a su destino, llevar a cabo una misión, o cualquiera que sea el propósito del vuelo del cuál es responsable.
Figura 1: Hermanos Wright (Wilbur a la izda y Orwell a la dcha) [2].
Por supuesto nunca fue un factor en el primer vuelo, ni siquiera en la primera o primeras décadas de historia de la aviación, pero la aeronave con la que un piloto recibe su entrenamiento inicial forma una parte vital en su instrucción de vuelo. La manera de aprender a volar hoy en día, no depende por fortuna, de nuestra habilidad y nuestra capacidad de coordinación innata para manejar una máquina como podía depender en su día debido a la inexistencia de aviones que así lo permitiesen, al estilo de los hermanos Wright. Décadas después de ese hito, la instrucción de vuelo era un ya hecho en las principales potencias del mundo.
Durante la Primera Guerra Mundial, la insaciable cantidad de pilotos necesaria para suplir todas las bajas que se producían en el frente pilló de improviso a todas las potencias europeas en guerra, sin ser Reino Unido, ni su R.F.C., una excepción. Un curso de nueve meses repartido entre
2 Capítulo 1. Introducción.
escuelas de formación básica y formación específicas diseminadas a lo largo de todo el imperio que incluía unas cincuenta horas de vuelo solo por parte de cada alumno se consideraba más que suficiente para mandar a estos a la guerra. Se necesitaba pues, un centro de formación y una aeronave de entrenamiento que permitiese cumplir con este requisito. Y se cumplió con holgura, con la creación de más de cien centros de formación aeronáutica militar a lo largo de todo el Imperio (incluidos el archipiélago inglés y Egipto [3]). La estandarización de una misma aeronave para el cumplimiento de todos los requisitos de entrenamiento por parte de un mismo Ejército no llegó a ser una realidad durante la contienda, y los mismos pilotos volaban indistintamente dependiendo de su destino en todo el globo un avión u otro hasta completar su fase de aprendizaje. Dicha estandarización tardaría en llegar bastante poco, más concretamente, llegó en la Segunda Guerra Mundial.
Fue, como se ha dejado entrever, durante la Segunda Guerra Mundial, cuando la instrucción de vuelo alcanzó un punto de inflexión acompañado de la mano por el brutal crecimiento militar de los E.E.U.U. que requerían una cantidad exorbitada de pilotos para disponer de manera operativa de las decenas de miles de aeronaves que se fabricaron durante cada año de la guerra. Nueve meses antes de entrar en la contienda, los Estados Unidos de América ya habían conformado un sistema de entrenamiento que satisfacía una cantidad de pilotos formados al año cercana a los treinta mil, con la ayuda de más de cien centros de enseñanza repartidos por todo el territorio. De igual manera, Reino Unido, única gran potencia que participaba en la guerra antes de entrar E.E.U.U. en escena diseñó un plan de entrenamiento para pilotos casi idéntico para toda la Commonwealth1. Este plan conocido como BCATP (British Commonwealth Air Training Plan), similar en fondo y forma al plan de instrucción estadounidense repartía escuelas de formación por Canadá, Reino Unido, Australia y Nueva Zelanda [4].
La estandarización de los sistemas de vuelo y aprendizaje fue un hecho a partir de este momento, pues tanto británicos como estadounidenses utilizaron la misma aeronave para entrenar a sus pilotos, al menos durante la fase de entrenamiento avanzado, antes de partir a sus escuadrones de vuelo definitivos. Este avión es el North American T-6 Texan, el más famoso avión de
1 La Mancomunidad de Naciones (en inglés, Commonwealth of Nations), antiguamente Mancomunidad Británica de Naciones (British Commonwealth of Nations) es una organización compuesta por 53 países independientes y semi- independientes que, con la excepción de Mozambique y Ruanda, comparten lazos históricos con el Reino Unido [39].
3 Capítulo 1. Introducción. entrenamiento de toda la Segunda Guerra Mundial y prácticamente de toda la historia, con más de quince mil unidades construidas [5]:
“El North American T-6 Texan fue un avión de entrenamiento avanzado monomotor utilizado para entrenar a los pilotos de las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos, de la Armada de los Estados Unidos, de la Royal Air Force y otras fuerzas aéreas de la Mancomunidad de Naciones (Commonwealth) británica durante la Segunda Guerra Mundial y los años posteriores, y también sirvió en muchos otros países. Diseñado por la compañía estadounidense North American Aviation en los años 1930, el T-6 es conocido por varias denominaciones distintas dependiendo del modelo y la fuerza aérea que lo utilizaba. El USAAC lo designó AT-6, la Armada estadounidense SNJ, las fuerzas aéreas de la Commonwealth lo llamaron Harvard. Ahora es un avión militar histórico muy popular en las exhibiciones.” [6].
Figura 2: Avión Northrop American T-6 Texan (debajo) en formación con un HA-200 de la Fundación Infante de Orleans [7]
El Ejército del Aire de España no se quedó atrás en lo que a la instrucción de vuelo se refiere. En 1926 se fundó la primera escuela aeronáutica en San Javier, Murcia, en el seno de una base aeronaval resultado de la conglomeración de múltiples unidades de combate, instrucción, etc.
4 Capítulo 1. Introducción.
Durante la Guerra Civil (1936-1939), esta base pasó a formar parte de las Fuerzas Aéreas de la República Española, que la utilizó debido a su situación de retaguardia y a sus instalaciones como unidad de enseñanza. No fue hasta 1943, cuando, por Real Decreto, se constituye la Academia General del Aire y Base Aérea de San Javier como unidad dedicada especialmente a la instrucción militar de vuelo, y que aglutinaba todos los cursos de enseñanza que un piloto militar tanto del Ejercito de Tierra, la Armada Española y el recién creado Ejército del Aire español pudiesen recibir [8].
Numerosas aeronaves se sucedieron en la historia de la Academia General del Aire con el mismo propósito, la instrucción de los cadetes y alféreces alumnos antes de pasar a una disposición distinta dentro de su Ejército en la que continuasen manejando un sistema de armas mucho más complejo. Ejemplos de estas aeronaves son Bucker Bu-131, Beechcraft T-34 Mentor, Hispano Aviación Saeta 200, e incluso otros aviones polimotores como Junkers Ju-52, Heinkel He111 o el americano Douglas DC-3 [8]. Todo esto a la vez que se integraba al igual que en el resto de ejércitos y fuerzas aéreas del mundo el Northrop American T-6 Texan, más concretamente en el curso 1962/1963, coincidiendo aproximadamente con la creación de la Escuela Básica de vuelo en la A.G.A., en el año 1958 y sucediendo de esta manera a la Beechcraft T-35 Mentor como entrenador avanzado [8].
Dos décadas después de la integración de dicha avioneta (T-6) como sistema de instrucción en todo el globo, la carrera armamentística entre los E.E.U.U. y la U.R.S.S. durante la Guerra Fría ya era un hecho. Dicho conflicto se consolidó como principal fuente de desarrollo e innovación a nivel militar y, especialmente aeronáutico, tal y como lo fue la Segunda Guerra Mundial años atrás. Este brutal auge en el interés por la aviación, supuso el incremento y la inversión en todo tipo de recursos tanto económicos como humanos que dio lugar a la investigación de materiales y diseños que permitían superar la velocidad del sonido y ascender a una altura muchísimo mayor que la de sus predecesores más inmediatos. Por estos motivos, aviones de entrenamiento como el Northrop American T-6 Texan quedaron desfasados al no cumplir con los cada vez más exigentes requisitos de enseñanza que incluían el uso de aeronaves a reacción, dejando los motores a pistón en un segundo plano. Fue por esto por lo que se produjo la transición a aeronaves a reacción como principal sistema de instrucción, a partir del diseño y fabricación de una aeronave que cumpliese con los requisitos fundamentales de enseñanza en aviones de dichas características, y fue tal contexto el que dio lugar a la integración de aviones como el
5 Capítulo 1. Introducción.
Hispano Aviación HA-200 Saeta o el T-33, que derivarían más tarde en un tipo de aeronaves mucho más concretas, como se explicará posteriormente.
Es sabido en el mundo de la aviación de combate que la transición al vuelo de aeronaves de altas performances o altas características no es tarea fácil para un piloto, y éste ha de llevarse a cabo paulatinamente, si queremos que se produzca un aprendizaje óptimo y eficaz de los procedimientos de vuelo que tal actividad implica. Es por ello, que en el salto que se da entre estas aeronaves de altas características y aquellas destinadas al aprendizaje de vuelo elemental (como pueden ser hoy aeronaves como el E.N.A.E.R. T-35 Pillán), debe existir un escalón intermedio que convierta esta transformación en algo más suave. Con tal propósito, se han diseñado y fabricado en los últimos cincuenta años una series de aviones que responden a estas exigencias, y que son básicamente las de emular a un avión de caza pero de una forma básica, en términos de velocidad, aviónica, etc. Un ejemplo de ello es el avión de entrenamiento avanzado fabricado en España, conocido en su denominación militar como C-101 por la empresa C.A.S.A.:
“El C-101 “Aviojet” tiene como origen la petición del Ejército del Aire para un avión de entrenamiento y ataque ligero que sustituyese a los más de 100 Hispano Aviación HA-200 Saeta, HA-220 Súper Saeta y los famosos Lockheed T-33, derivado biplaza del primer caza estadounidense de reacción, el Lockheed F-80 Shooting Star, en servicio en diversas unidades del Ejército del Aire. El 16 de septiembre de 1975 el Ejército del Aire firmaba un contrato con CASA para el diseño, construcción de maquetas, pruebas de túnel de viento, construcción de dos células para pruebas estáticas y de fatiga de materiales, y la construcción y desarrollo de cuatro prototipos de vuelo para un nuevo reactor de entrenamiento. El año anterior, la Oficina de Proyectos de CASA en Sevilla y los correspondientes departamentos en Madrid se habían ocupado intensamente, en diversos estudios de mercado (había que prever también la posible exportación y entrenamiento de pilotos militares en otros países) y sobre todo en serios trabajos de costos a fin de abordar desde una concepción realista el proyecto del futuro entrenador.” [9]
6 Capítulo 1. Introducción.
Figura 3: Llegada del primer C-101 (06) a la Academia General del Aire, 27/03/1980
Como cabe esperar, el desgaste sufrido por las aeronaves a nivel estructural a lo largo de los años impide, llegado cierto punto, su empleo continuado. A pesar del mantenimiento recibido y de las graduales revisiones (en ocasiones integrales) experimentadas por los aparatos, la vida operativa extendida de un avión de este tipo no supera, en ningún caso las seis mil horas de vuelo, o lo que se puede traducir en unos treinta años de vida operativa. Teniendo en cuenta lo dicho, es necesario estimar la posibilidad de renovación de estas aeronaves, argumento principal de éste T.F.G. mediante la consideración y evaluación de distintas posibilidades, cuyo producto final deberá ser el diseño conceptual de una aeronave (en términos de parámetros descriptivos) a la par que una consideración acerca de si la inversión necesaria para el diseño y fabricación de una nueva aeronave sería rentable, o si por el contrario podríamos satisfacer la demanda con otra aeronave ya existente, debido a que en ocasiones, los recursos invertidos están tan lejos de cubrir la rentabilidad de todo un nuevo diseño (que puede llegar a abarcar hasta los diez años) que su planteamiento quedaría revocado incluso antes de plantearse un diseño más profundo [10].
Para llevar a cabo todo este proceso se han de tener en cuenta unas consideraciones previas de carácter general y resolver ciertas preguntas que nos hagamos de manera retórica con el fin de
7 Capítulo 1. Introducción. determinar factores como la adecuación de ésta aeronave a los requerimientos de la misión (en principio suficientemente definidos en este caso) que posteriormente lleve a cabo, diseño, consideraciones económicas y otros aspectos que son muy importantes por varios motivos [10].
En primer lugar, y como argumento derivado de la experiencia en el vuelo de formación, la transición que sufre un individuo, como se ha comentado anteriormente, que nunca ha llevado a cabo un vuelo por sí mismo (es decir, nunca ha manejado los controles de una aeronave a reacción de manera positiva) no es una tarea fácil, la cual será más ardua aún si no se le proporciona una herramienta adecuada a tal fin (una aeronave estable, relativamente fácil de manejar, que incluya o no las herramientas o instrumentación necesarias para llevar a cabo según qué tipo de tareas, etc.).
Además, como consecuencia del inmenso espectro operacional que existe en el mundo de la aviación hoy en día podemos distinguir entre una grandísima cantidad de objetivos o propósitos que una empresa, ejército o particular pueda proponerse a la hora de llevar a cabo una misión, motivo por el cual la aeronave que se diseñe para cumplir con esos propósitos deberá estar orientada de una manera u otra, en términos de diseño, a esas intenciones. De esta manera defiende Jenkinson [10] en su manual de diseño de aeronaves una de las preguntas fundamentales que deberíamos hacernos antes de plantearnos siquiera la constitución de un proyecto: “¿Qué es lo que queremos?”, pregunta a la que en gran medida, encontramos fácil respuesta.
Por otro lado, la cantidad de aeronaves y sistemas de armas (en el contexto militar), que existen actualmente hacen imposible el proyectar un sistema de aprendizaje o aeronave de enseñanza para cada una de ellas, ya que sería algo económicamente inviable y físicamente imposible (por falta de recursos humanos y de tiempo), luego este tipo de aeronaves tienen la obligación no sólo de cumplir con el objetivo de permitir aprender a los futuros pilotos de aeronaves más complejas cómo va a ser la misión que va a desempeñar, sino de además hacerlo para todo un amplio conjunto de posibles misiones (a veces incluso futuribles2) cuyos conocimientos específicos más tarde aprenderán. Más concretamente, en el caso de la Academia General del
2 En referencia, a la implantación cada vez más sólida de aeronaves no tripuladas (UAV’s).
8 Capítulo 1. Introducción.
Aire y del Ejército del Aire, el C-101 es una aeronave que entrena tanto a futuros pilotos de caza y combate, como de transporte e incluso helicópteros.
En toda esta ecuación, entra a jugar un factor importantísimo, que ya se ha dejado entrever, y cada vez más importante, el factor económico. El componente económico es cada día más decisivo por varias razones, la primera es que cada vez más los sistemas que se diseñan y construyen son más complejos y más caros, reduciendo así la flota efectiva de cada empresa a un número mucho menor de aeronaves que en otras épocas (como por ejemplo durante la Segunda Guerra Mundial), la segunda es que no sólo el precio de los materiales, de la aviónica o de los recursos humanos ha aumentado, sino que el carburante también ha multiplicado varias veces su valor a lo largo de los últimos 70 años, motivo por el cual el consumo de combustible de estas aeronaves (al igual que el consumo de todas, en general) ha de contenerse en la medida de lo posible.
En sintonía con lo expuesto anteriormente, la polución global ha pasado a ser un factor importante en el diseño de aeronaves y aspectos que para nada se tenían en mente cuando la aviación daba aún sus primeros pasos como los procedimientos para la disminución del ruido cerca de zonas de tráfico aéreo o la invasión medioambiental que se produce en los alrededores de los aeropuertos y que afectan a la flora y la fauna de la zona, pasan a ocupar una prioridad muy alta en el diseño de aeronaves.
Todas estas consideraciones de diseño, junto con el proceso que propone Jenkinson en su manual [10] nos lleva a definir un procedimiento propio después de haber justificado la necesidad de una aeronave de entrenamiento básico a reacción, que incluye como no podría ser de otra manera, el estudio del estado del arte actual.
Para llevar a cabo esta tarea, se han seleccionado tres aeronaves además del propio C-101, con las que establecer las comparaciones necesarias y sobre las que realizar un estudio que permita hallar una solución en forma de diseño que mejore la oferta existente, estas tres aeronaves son:
9 Capítulo 1. Introducción.
1. L-39 Albatros.
Figura 4: L-39 Albatros [11].
2. BAE Hawk.
Figura 5: BAE Hawk [12].
10 Capítulo 1. Introducción.
3. Dassault/Dornier Alpha Jet.
Figura 6: Dassault/Dornier Alpha Jet [13].
Una vez recopilada toda la información del estado del arte actual de las cuatro aeronaves que van a ser objeto de estudio pasaremos a la búsqueda de ciertos parámetros que nos definan a grandes rasgos la aeronave que buscamos. Estos parámetros serán, como se explica en el capítulo dos de Jenkinson [10]:
1. El diseño del fuselaje, con parámetros como la esbeltez. 2. Los pesos básicos de la aeronave.
3. La carga alar SW. 4. La geometría de la aeronave, en términos de estrechamiento y alargamiento del ala, etc.
Acabando, como resultado final, con la ecuación de la polar del avión y con su diagrama de carga de pago- alcance, que nos otorgarán información suficiente como para decidir si es más viable la sustitución del C-101 por otra ya existente o llevar a cabo el proyecto de manera definitiva.
11
12
Capítulo 2. Aviones semejantes.
Definido el propósito general del proyecto, debemos buscar una serie de aeronaves que reproduzcan las características que andamos buscando. Para ello, se realiza un primer sondeo entre todas las Fuerzas Aéreas que poseen una aeronave de entrenamiento básico a reacción y encontramos las siguientes aeronaves3 [14]:
- B.A.E. Hawk [15]. - Aermacchi S-211 [16]. - Aermacchi MB-339 [17]. - Dassault/Dornier Alpha Jet [18]. - IA-63 Pampa [19]. - Hongdu JL-8 [20]. - IAR 99 [21]. - Kawasaki T-4 [22]. - Aero L-39 Albatros [23]. - PZL I-22 Iryda [24]. - Soko G-4 Super Galeb [25].
Para todo el proceso de diseño y búsqueda de parámetros operacionales de nuestra aeronave, se planteó el uso inicial de otros tres aviones, que serían objeto de estudio y a partir de los cuales se extraerían todos los datos que se utilizarán posteriormente en dicho proceso. Para la selección de estas tres aeronaves de entre todas las disponibles se empleó el sistema de descarte, empezando por aquellas de origen asiático (Kawasaki
3 Resaltadas aquellas aeronaves que se han empleado finalmente en este T.F.G.
13 Capítulo 2. Aviones semejantes.
T-4, Soko G-4 Super- Galeb y Hongdu JL-8) de las cuáles se intuye que la recopilación de información sería muy complicada y sin garantía de éxito. Continuando con el proceso de descarte nos encontramos con las dos aeronaves de origen italiano (Aermacchi S-211 y Aermacchi MB-339) cuya planta motriz está formada por turborreactores, sistema de empuje que no se contempla como método eficiente de propulsión para una aeronave moderna de este tipo, motivo por el que también son descartados. Por la misma razón se descarta el estudio del IAR 99, aeronave de origen rumano que también emplea un turborreactor como planta motriz. Y por último, se decide no ahondar en el estudio del polaco PZL I-22 Iryda por su escaso periodo de servicio (1992-1996 [24]) y la escasez de información encontrada de él.
Quedan dentro de las aeronaves elegidas, por tanto, el francés Alpha Jet4, el inglés B.A.E. Hawk, y el checoslovaco Aero L-39 Albatros (empleado por multitud de fuerzas aéreas y del cual se dispone gran cantidad de información), tal y como se adelantó en el capítulo anterior.
Nos encontramos por tanto con tres aeronaves muy similares entre ellas, pero con ciertas particularidades que nos otorgan la capacidad de elegir entre distintas configuraciones finales para nuestra aeronave final, como por ejemplo pueden ser el empleo de ala alta o ala baja o el uso de una planta motriz basada en dos motores (Alpha Jet) o en uno solo (el resto).
4 El argentino IA-63 Pampa es un avance del Dassault Alpha Jet del cual no se obtendría mucha más información de interés, al ser un desarrollo local y no estar operado por ningún otro país que no sea Argentina, al contrario que el modelo en el que se basa, operado por una gran cantidad de fuerzas aéreas [18].
14
Capítulo 3. Diseño fuselaje.
Tal y como explica Jenkinson en el capítulo 2 de “Aircraft Design Projects”, una de las preguntas que han de hacerse antes de comenzar con el diseño de la aeronave es la siguiente:
“What are the new/novel features that we hope to exploit to make our design better than the existing competition and to build in flexibility to cater for future developments?” [10].
Lo que podríamos resumir como: “¿Cuáles son aquellas características nuevas o especiales que nuestro diseño va a aportar y que van a dar algo de diferenciación con respecto a la competencia?”. De manera que respondiendo a esta pregunta obtenemos cual va a ser la filosofía que defina el proceso de diseño de nuestra aeronave, siendo la clave de la diferenciación con respecto a la competencia de este diseño una solución de compromiso que mantenga las características principales de todos los demás, incluso potenciadas, como son básicamente una gran autonomía y alcance y unas actuaciones de vuelo nobles, que permitan el vuelo en régimen subsónico alto.
Características como estas últimas serán definidas en capítulos posteriores donde subrayaremos exactamente el tipo de misión estándar que llevará a cabo nuestra aeronave y calcularemos los pesos que soportará en distintas fases del vuelo, a partir de los cuales completar el proceso de búsqueda de parámetros básicos será algo más sencillo. No obstante, y continuando con la sucesión lógica de razonamientos que propone Jenkinson [10], deberíamos empezar nuestro diseño con una definición inicial de las dimensiones básicas de nuestra aeronave (longitud y envergadura del fuselaje) a partir del parámetro básico que las relaciona: la esbeltez (λ).
15 Capítulo 3. Diseño fuselaje.
3.1. Cálculo de la esbeltez.
La esbeltez es un parámetro que resume de manera muy eficaz la rigidez de una aeronave en términos de flexión y resistencia, siendo aeronaves con una esbeltez situada entre las ocho y doce unidades consideradas como equilibradas, mientras que aquellas que lo superan son consideradas como demasiado esbeltas dando lugar a problemas de flexión (reduciendo de esta manera su vida operativa) y aquellas que no lo alcanzan estructuras demasiado romas, con la consecuente pérdida de comportamiento aerodinámico.
Estas dimensiones generales son parámetros que estimamos antes de cualquier otro cálculo y que obtenemos a partir de datos ya existentes y tablas que nos otorgan dicha información a partir de unos razonamientos sencillos. En primer lugar, hemos de tener en cuenta la misión que va a tener el fuselaje, que va a ser principalmente portar la carga de pago de la aeronave y alojar a los pilotos. Dentro de la carga de pago podemos incluir debido a la idiosincrasia de nuestra aeronave exclusivamente el combustible. Evaluando de manera acoplada, por tanto, la carga de pago, el alojamiento de los pilotos y la inclusión de la planta motriz (ambos muy parecidos en el resto de aviones similares) podremos definir unas dimensiones iniciales que esbocen conceptualmente nuestras intenciones relatadas anteriormente.
Para empezar observamos las dimensiones generales y esbeltez de cada una de las aeronaves:
Esbeltez y dimensiones generales λ Longitud (l) Envergadura (b) Aero L-39 Albatros 7,4 39,8 ft 31 ft Dassault/Dornier Alpha Jet 7,25 43,4 ft 29,9 ft BAE Hawk 6,32 40,79 ft 32,61 ft C-101 5,95 40,2 ft 34,25 ft Tabla 1: Esbeltez y dimensiones generales de las aeronaves similares.
Comprobando que los cuatro aviones comparten características muy similares en proporción, teniendo en todos los casos una esbeltez por debajo de ocho, límite que definimos anteriormente como estructura demasiado roma, y justificable debido a la inexistente necesidad de una estructura que sea capaz de albergar unas muy altas características de vuelo o que, por otro lado, exhiba una eficiencia energética muy
16 Capítulo 3. Diseño fuselaje. grande, por no ser esas ninguna de sus finalidades, todo ello en pro de una mayor estabilidad en vuelo y un control estable del avión.
Una vez observadas las dimensiones básicas del avión, se deriva que tanto los modelos de B.A.E. como C.A.S.A. comparten una característica común: un bajo índice de esbeltez (aún menor que los otros dos modelos) e intentamos buscar la razón en el juicio de otros parámetros clave como son el combustible interno dentro del fuselaje, MZFW (por sus siglas en inglés: Minimum Zero Fuel Weight) que ocupa gran volumen dentro del fuselaje (Tabla 2) y las características del motor que también ocupa una gran parte dentro del mismo (Tabla 3):
MZFW MZFW Aero L-39 Albatros 9675 lb
Dassault/Dornier Alpha Jet 11464 lb BAE Hawk 11719 lb C-101 10380 lb Tabla 2: MZFW.
Motor, dimensiones y Ce Nombre ᴓ Longitud Ce Aero L-39 Albatros Ivchenko AI-25 39 in 132 in 1.28 lb/lbf-hr Dassault/Dornier Alpha Jet Turbomeca Larzac 04-C6. 17,79 in 46,73 in 1.579 lb/lbf.h BAE Hawk Rolls-Royce Adour Mk. 951. 22,7 in 77 in 0.78 lb/(lbf·h) C-101 Garrett TFE731-2-2J. 39 in 50 in 0.5 lb/(lbf·h) Tabla 3: Motor, dimensiones y consumo específico.
Tal y como podemos comprobar, efectivamente tanto el C-101 como el HAWK poseen una mayor cantidad de combustible interno, solo comparable a la del francés Alpha Jet, justificable por la presencia de dos motores en su estructura y el aumento de su longitud en 3 pies más que el resto de aeronaves similares (43,4 in). El C-101, por su parte cuenta con una cantidad de combustible interna más modesta, pero asumible a su bajo
17 Capítulo 3. Diseño fuselaje.
consumo de un único motor. Podemos observar ésta característica calculando el ratio combustible interno/consumo en la siguiente tabla:
Esbeltez y dimensiones generales MZFW Ce Ratio Aero L-39 Albatros 1816 lb 1,28 lb/lbf-hr 1418,75 Dassault/Dornier Alpha Jet 3593 lb 1,579 lb/lbf-hr 2275,49 BAE Hawk 2874 lb 0,78 lb/lbf-hr 3684,62 C-101 2000 lb 0,5 lb/lbf-hr 4000 Tabla 4: ratio combutible interno-consumo específico.
Siendo este ratio un reflejo indirecto de la autonomía de vuelo de cada aeronave, nos cercioramos de que las dos últimas poseen una cifra bastante mayor al resto, tal y como se predijo anteriormente. En contraposición con la esbeltez, lo consideramos una característica de mayor valor a tener en cuenta en un diseño inicial, eligiendo por tanto una esbeltez que se encuentre en esas cifras de manera aproximada, entre 5.95 y 6.32 (valores del C-101 y B.A.E. Hawk respectivamente).
3.2. Ancho de fuselaje y envergadura.
Conocida la esbeltez aproximada que va a tener el diseño preliminar de nuestra aeronave, falta calcular las medidas de envergadura y longitud que dispondremos sobre el mismo
= (3.1) 𝑏𝑏𝑓𝑓 𝜆𝜆 𝑎𝑎𝑓𝑓
Para ello, evaluamos la anchura posible que pudiese tener nuestra aeronave en base a los factores que la definen, que son básicamente la posición, medida y geometría de las tomas de admisión. Desconocidas aún la planta motriz y las características de las tomas de admisión de nuestra aeronave optamos por una solución de compromiso que permita la inclusión de un motor de tamaño medio entre los que figuran en las
18 Capítulo 3. Diseño fuselaje. aeronaves similares y unas tomas de admisión elegidas con el mismo criterio. De esta manera observamos la siguiente tabla y deducimos:
Tomas de admisión Ancho (at) Alto (ht) Área Ancho fuselaje ᴓ motor Aero L-39 Albatros 0,76 ft 2,13 ft 1,45 ft2 5,24 ft 3,25 ft Dassault/Dornier Alpha Jet 0,75 ft 3,46 ft 2,07 ft2 5,98 ft 1,4825 ft (x2)5 BAE Hawk 1,17 ft 1,81 ft 1,40 ft2 6,39 ft 1,89 ft C-101 1,11 ft 2,22 ft 2,01 ft2 6,75 ft 3,25 ft Tabla 5: Tomas de admisión y ancho de fuselaje.
Aun teniendo en cuenta las medidas de las tomas de admisión, diámetro de motor y ancho de fuselaje, tenemos que observar cual es el margen en pies en cada aeronave que resta dentro del ancho del fuselaje (es decir, aquel espacio que no es ocupado transversalmente ni por el motor ni por las tomas de admisión) y realizar la media aritmética de igual manera para tener en cuenta todos los factores posibles, para esto realizamos el cálculo
= + ( ó × 2) (3.2)
Obteniendo𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 la siguienteᴓ 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚tabla:𝑚𝑚 𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎ℎ𝑜𝑜 𝑑𝑑𝑑𝑑 𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡 𝑑𝑑𝑑𝑑 𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎 𝑛𝑛
Margen en el ancho del fuselaje d Aero L-39 Albatros 0,47 ft Dassault/Dornier Alpha Jet 1,515 ft BAE Hawk 2,16 ft C-101 1,28 ft Tabla 6: Margen en el ancho del fuselaje
5 Aclaración: Debido a que esta aeronave tiene dos motores debemos tenerlo en cuenta doblemente a la hora de hacer cualquier cálculo.
19 Capítulo 3. Diseño fuselaje.
Calculando finalmente la media del ancho de nuestro fuselaje mediante la suma de las otras medias
= + + (3.3)
𝑓𝑓 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑡𝑡 𝑎𝑎��� �ᴓ�������� 𝑎𝑎� 𝑑𝑑̅
Obteniendo un ancho de fuselaje igual a 5,14 ft.
𝑡𝑡 𝑎𝑎�
Y que despejando de la ecuación de la esbeltez, para valores de λ de 5.95 y 6.32 obtenemos 30.583 y 32.485 ft respectivamente, optando por ésta última medida como preferible al otorgarnos un margen mayor para la disposición del motor y del combustible y una mayor esbeltez.
En resumen, para hallar las dimensiones básicas de la aeronave en términos de longitud y envergadura, hemos realizado un estudio sobre las dimensiones de los cuatro aviones de los cuales disponemos datos relativos a dimensiones, distancias y geometrías de sus fuselajes. De esta manera, hemos calculado la esbeltez de cada uno de ellos y hemos justificado por qué queremos que nuestra aeronave tenga una esbeltez u otra. A continuación, hemos llevado a cabo un cálculo básico para hallar la anchura que va a tener nuestro fuselaje haciendo la media de todos los componentes (en todos los aviones semejantes) que influyen en dicha anchura, buscando así una solución de compromiso que nos garantice en un futuro la inclusión de una planta motriz y la adecuación de las tomas de admisión. Por último hemos ajustado la esbeltez para, dentro de la anchura establecida, conseguir aumentarla un poco más, obteniendo una longitud de fuselaje y anchura determinados, obteniendo estos resultados:
= 5,14 ft
𝑡𝑡 𝑎𝑎�= 32.49 ft �𝑓𝑓 𝑏𝑏 = 6,32
λ�
20
Capítulo 4. Pesos del avión.
El peso de la aeronave y su minimización son factores clave en el diseño de cualquier proyecto. Por supuesto, dependiendo de las características o performances que deseemos potenciar en la aeronave que proyectamos, buscaremos una solución de compromiso entre el peso y cualquier otro factor que involucre, en definitiva, al conjunto final de la aeronave, definiendo así un peso final que contenga todas las exigencias que deseamos. Para nuestra aeronave de entrenamiento básico a reacción el factor a tener en cuenta va a ser casi exclusivamente, el combustible. Pueden entrar en juego los equipos de aviónica, instrumentación o sistemas auxiliares (como el sistema hidráulico, eléctrico o de oxígeno) pero serán muy similares en todas las aeronaves (que podamos diseñar o que ya existan), motivo por el cual podemos suponerlo constante en nuestros cálculos, aunque no conocerlo (al menos todavía) de manera muy fidedigna. De igual forma el peso de la tripulación será considerado constante, esta vez de una forma mucho más precisa, pues conocemos la tripulación exacta en cada una de las misiones tipo que realizará nuestra aeronave: dos pilotos en vuelos normales de instrucción y un único piloto en vuelos “solos”, o lo que es lo mismo 170 kg u 85 kg, respectivamente si nos atenemos a los pesos estandarizados según la legislación contenida en el documento NPA-FCL-25 que nos indica que se debe establecer un peso de 85 kg por cada miembro de la tripulación de vuelo y de 75 kg por cada pasajero, aparte de los pesos respectivos de equipajes para tripulación y pasajeros, que obviamente no son factor para nuestro diseño [26].
No obstante, el problema del peso se complica al tener en cuenta que determinadas cantidades de masa no pueden ser albergadas por la aeronave en determinadas circunstancias o fases de vuelo. Buen ejemplo de esto es el peso máximo al despegue,
21 Capítulo 4. Pesos del avión.
que no puede ser excedido para una longitud de pista dada (por razones obvias) o el peso al aterrizaje que debe de ser menor de una cantidad concreta para una longitud de pista dada en aquellos casos en los que la masa de combustible (FL por sus siglas en inglés: Fuel Load) suponga una gran proporción de masa con respecto a la masa total de la aeronave pues la velocidad que debe ser mantenida en la fase final de la aproximación debe de ser mayor cuanto mayor es la cantidad de combustible remanente en el avión (ya que la velocidad de pérdida aumenta). No obstante, son dos problemas que salvamos fácilmente teniendo en cuenta que nuestra aeronave no excederá nunca el peso máximo al despegue ni siquiera de manera eventual pues su carga de pago no incluye armamento pesado que aumente dicho peso hasta fuera de límites y tampoco está planeado para que aterrice en situaciones de alta relación de combustible-peso total si observamos los parámetros de aviones semejantes:
MFW, MTOW Y MFW/MTOW MFW MTOW MFW/MTOW Aero L-39 Albatros 1816 lb 10362 lb 0,17 Dassault/Dornier Alpha Jet 5871 lb 16535 lb 0,35 BAE Hawk 4865 lb 20000 lb 0,24 C-101 3800 lb 12300 lb 0,31 Tabla 7: MFW, MTOW y relación entre ambas.
Llegando a suponer en el caso más pesimista (una toma inmediatamente después del despegue) poco menos de una tercera parte (0,27 de media aproximadamente) del peso total de la aeronave, lo que traducido en términos de controlabilidad y estabilidad para una aeronave de gran superficie alar y de semejantes características una desviación mínima de las performances en la aproximación final.
22 Capítulo 4. Pesos del avión.
4.1. Definiciones.
Aclarada la importancia del peso del avión en la operación del mismo, pasaremos a calcular cada uno de los sub-pesos que lo definen, para ello establecemos previamente cada una de las masas según la legislación vigente [26]:
- M.T.O.M. ó M.T.O.W.: “Maximum (Structural) Take-Off Mass - The maximum permissible total aeroplane mass at the start of the take-off run. This is the heaviest mass at which an aircraft can start the take-off run given the most favourable conditions anywhere in the world and is frequently refered to as Maximum Take-Off Mass (M.T.O.M.). For an aircraft to actually start the take- off run at this mass, it must have a Maximum Ramp Mass above the M.T.O.M. that is equal to or greater than the start fuel requirement. If the M.T.O.M. limit is exceeded, the aircraft can suffer structural damage and the Take-Off distance required increases [26].” - O.E.W.: “Operating empty weight is the basic weight of an aircraft including the crew, all fluids necessary for operation such as engine oil, engine coolant, water, unusable fuel and all operator items and equipment required for flight but excluding usable fuel and the payload. Also included are certain standard items, personnel, equipment, and supplies necessary for full operations [27].” - M.P.L.: “Maximum payload is the difference between maximum zero-fuel weight and operational empty weight (O.E.W.) [28].” - M.Z.F.M.: “Maximum Zero Fuel Mass: The maximum permissible mass of an aeroplane with no usable fuel [29].” - M.F.W.: “Maximum fuel load an airplane can carry.”
Para comenzar con el cálculo de pesos, necesitamos buscar una secuencia que nos permita reducir la búsqueda a una ecuación o sistema de ecuaciones sencillo de manera que la incógnita final sea el peso que buscamos, el parámetro que define en términos de masa total a la aeronave, es decir, el peso máximo al despegue o M.T.O.W. Para ello, debemos igualar dicho peso a la suma de sus componentes para simplificar el cálculo, y hallar cada uno de esos pesos de manera independiente.
23 Capítulo 4. Pesos del avión.
4.2. Peso vacío operativo y peso máximo al despegue.
En primer lugar, calculamos el peso vacío operativo, que es igual a la masa de la aeronave con todos los equipos, sistemas y aviónica necesarios para su operación aparte de los fluidos necesarios para el motor y sistemas hidráulicos y de aceite [26]. Existen expresiones para predecir este peso, sobre todo aquellas basadas en el estudio de aviones semejantes y que emplean el uso de congruencias entre aeronaves similares donde observar parámetros relacionados con el peso que buscamos, no obstante la cada vez mayor diversificación de las aeronaves que se diseñan, el tiempo que tarda en desarrollarse una aeronave de casi cualquier tipo y el secretismo asociado a las empresas aeronáuticas y de Defensa, hacen muy difícil la actualización de dichos conocimientos para alguien que no pertenezca al sector, con la consiguiente obligación de recurrir a sistemas de cálculo en ocasiones mucho menos exactos.
Figura 7: Gráfica paramétrica ejemplo [30].
24 Capítulo 4. Pesos del avión.
De tal manera, el método al que recurrimos, haciendo uso al máximo de los parámetros extraídos de nuestras aeronaves similares va a consistir en el establecimiento de una relación entre el O.E.W. y el M.T.O.W., relación α de la cual extraeremos la media a partir de los pesos y de cada aeronave similar: 𝛼𝛼� 𝑖𝑖 𝑖𝑖 𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀
OEW, MTOW y α OEW MTOW α Aero L-39 Albatros 7859 lb 10362 lb 0,76 Dassault/Dornier Alpha Jet 7871 lb 16535 lb 0,48 BAE Hawk 8845 lb 20000 lb 0,44 C-101 8380 lb 12300 lb 0,68 Tabla 8: OEW, MTOW y α.
Siendo igual a 0,589, estableciendo por tanto la relación que buscábamos si
𝛼𝛼� = ; = × (4.1) 𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 ∝ 𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 ∝ 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 Entonces, sustituyendo α por𝑀𝑀 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀, obtenemos
∝� = 0.589 × (4.2)
𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀
4.3. Peso máximo de la carga de pago.
El siguiente peso que vamos a calcular es algo más fácil teniendo en cuenta la particular idiosincrasia de nuestra aeronave, la carga de pago máxima. La máxima carga de pago (M.P.L., por sus siglas en inglés) incluye el peso de los pasajeros y su equipaje, ambos inexistentes en nuestra aeronave, en cuyo MPL únicamente cabría la posibilidad de incluir la masa de algún tipo de armamento o combustible adicional que lo calcularemos a partir de los datos estadísticos de las aeronaves semejantes. La única variable existente en la carga de pago aparte de lo explicado es la tripulación, ya que aunque esta debe de ser tenida en cuenta en el O.E.W. (definido en términos generales como el peso mínimo necesario para poder operar la aeronave), ésta puede ser variable entre uno o dos pilotos. Como el peso mínimo para la operación de un piloto debe ser incluido
25 Capítulo 4. Pesos del avión.
en el O.E.W., definimos nuestro M.P.L. como el peso del piloto restante y que será sumado al O.E.W. o no en caso de que el vuelo sea mono tripulado (vuelos “solo”) o bitripulado y que es igual a 187 libras. Si observamos el resto de aviones semejantes, atendiendo a la relación obvia entre peso vacío operativo, peso máximo al despegue y peso de combustible
= + + (4.3)
Nos damos cuenta de la relativa𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 facilidad𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 de calcular𝑃𝑃𝑃𝑃 𝐹𝐹 𝐹𝐹la carga de pago en las aeronaves semejantes (Tabla 9):
MTOW, OEW, MPL, MFW y % de MPL respecto de MTOW MTOW EW MPL MFW % de MPL Aero L-39 Albatros 10362 lb 7859 lb 500 lb 1816 lb 4,83 Dassault/Dornier Alpha Jet 16535 lb 7871 lb 2606 lb 5871 lb 15,76 BAE Hawk 20000 lb 8845 lb 6103 lb 4865 lb 30,52 C-101 12300 lb 8380 lb 733 lb 3800 lb 5,96 Tabla 9: MTOW, OEW, MPL, MFW y % de MPL respecto de MTOW.
Obteniendo una media de porcentaje de M.P.L. con respecto al M.T.O.W. de 14,27, definiendo por tanto el M.P.L. como sigue
= 0,1427 + 187 (4.4)
Siendo en total la máxima𝑀𝑀 carga𝑀𝑀𝑀𝑀 de pago 𝑀𝑀igual𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 a un porcentaje definido con respecto a las aeronaves semejantes (aproximadamente 0,15%) más 187 libras por pilotos. Dentro de este margen que hemos considerado para la carga de pago se incluyen los bidones ventrales de combustible externos o los posibles misiles cautivos en punta de plano que se puedan incluir en determinados tipos de entrenamiento.
4.4. Peso máximo de combustible.
Por último, el peso más importante a calcular es el peso máximo de combustible (M.F.W., por sus siglas en inglés). Para ello definimos una misión estándar que ilustraremos mediante un diagrama en el que se mostrarán los distintos tramos que recorre nuestra aeronave, tanto en ascenso, descenso como trabajo de entrenamiento en el sector aéreo dedicado a ello:
26 Capítulo 4. Pesos del avión.
Figura 8: Diagrama de combustible estándar para una aeronave.
Siendo el combustible total (F.W. por sus siglas en inglés Fuel Weight) la suma de los combustibles de trayecto y de reserva
= + (4.5)
Pudiendo definir el peso total como𝐹𝐹𝐹𝐹 sigue𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑅𝑅𝑅𝑅
= = 1 11 1 11 𝐹𝐹𝐹𝐹 𝑊𝑊 𝐹𝐹𝐹𝐹 𝑊𝑊 − 𝑊𝑊 → 11 − 1 = 1 𝑊𝑊 𝑊𝑊 (4.6) 𝑊𝑊11 𝑊𝑊10 𝑊𝑊9 𝑊𝑊8 𝑊𝑊7 𝑊𝑊6 𝑊𝑊5 𝑊𝑊4 𝑊𝑊3 𝑊𝑊2 − De esta manera, conseguimos que𝑊𝑊 10el cálculo𝑊𝑊9 𝑊𝑊8 quede𝑊𝑊7 𝑊𝑊6 mucho𝑊𝑊5 𝑊𝑊4 𝑊𝑊más3 𝑊𝑊 simplificado,2 𝑊𝑊1 ya que el combustible consumido en muchos de los tramos puede ser calculado de manera sencilla a partir del historial estadístico de aviones semejantes [30]:
Figura 9: Tabla con fracciones de peso de combustible sugeridas para distintas fases del vuelo [30].
27 Capítulo 4. Pesos del avión.
De una manera parecida, podemos calcular la fracción entre pesos de combustible necesarios para calcular el peso total de la variable en tramos donde dicha relación pueda ser sensiblemente diferente entre aeronaves, es decir, en aquellos periodos de crucero a partir del uso de las fórmulas de Breguet, siempre como función del alcance, ya que el consumo de combustible es función de éste
= & = ln (4.7) 𝑊𝑊3 𝑅𝑅𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 𝑅𝑅 − 𝑅𝑅𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑 𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐𝑐 𝐾𝐾 Donde K 𝑊𝑊4
= (4.8) 𝑉𝑉 𝐶𝐶𝑙𝑙 𝐾𝐾 𝑗𝑗 𝑑𝑑 Cuyo valor puede ser extraido de una tabla𝐶𝐶 𝐶𝐶 similar a la anterior [30]:
Figura 10: Tabla con los distintos valores estadísticos necesarios para calcular K [30].
28 Capítulo 4. Pesos del avión.
No obstante, el vuelo de crucero no es la condición normal de una aeronave a reacción de entrenamiento avanzado, cuya situación de manera general se corresponderá con posiciones de elevado ángulo de ataque (muy fuera del crucero usado para consumos óptimos) y de elevado factor de carga, en situaciones similares a las que el alumno podría desempeñar en futuros sistemas de armas que se alejan de condiciones parecidas a las de un avión comercial, motivo por el cual el cálculo de combustible a partir de éste método no puede ser aplicado en nuestro caso. Por el contrario, deberemos hacer una estimación histórica del combustible empleado por este tipo de aeronaves en esta parte del vuelo, que es sin duda la que más combustible requerirá, teniendo en cuenta cual es la cantidad que consideramos nosotros suficiente y necesaria para el desarrollo de una misión estándar de nuestra aeronave y para lo cual nos es necesario definir previamente dos conceptos muy importantes para el buen entendimiento de dicha decisión [31]:
- Tiempo de trabajo operativo (“PlayTime”): El tiempo de trabajo operativo (o “PlayTime”) es el tiempo total que una aeronave permanece dentro de un área de trabajo con las condiciones de operatividad necesarias para llevar a cabo el trabajo que tenga asignado en dicho sector. Para el caso de una aeronave entrenamiento a reacción avanzado este trabajo será la práctica del vuelo en maniobras de confianza, acrobacia, circuitos de tráfico en el aeródromo, vuelo en formación, aprendizaje del vuelo instrumental o incluso maniobras de combate aire-aire. - Bingo: Mínimo combustible que se debe tener en la zona de trabajo para que, iniciando la recuperación prevista, alcancemos las inmediaciones del aeropuerto previsto de destino con el combustible necesario para proceder a nuestro aeródromo alternativo con un mínimo de combustible de seguridad.
Atendiendo a ambos conceptos, tratamos ahora de buscar una solución de compromiso entre ambos, es decir, buscamos una aeronave que otorgue un “PlayTime” de no menos de treinta minutos en el área de trabajo sin que llegue a alcanzar el combustible Bingo de manera prematura en el sector de trabajo. A la hora de hallar una cantidad de combustible que cumpla estos requisitos evaluamos los distintos consumos específicos de las aeronaves similares, el combustible que consumirían en 30 minutos de vuelo (se considera potencia en militar, o en su defecto otorgando todo el empuje) con la planta
29 Capítulo 4. Pesos del avión.
motriz que tienen y su relación con respecto al combustible remanente ( ), dato que 𝑊𝑊4 nos interesa de manera última y que será de manera aproximada: 𝑊𝑊3
= , ya que 1 (4.9) 𝑊𝑊4 𝐹𝐹𝐹𝐹𝐴𝐴𝐴𝐴 𝑊𝑊3 𝑊𝑊2 𝑊𝑊3 𝐹𝐹𝐹𝐹1 𝑊𝑊2 𝑊𝑊1 ≈ Siendo el peso del combustible aproximado al despegue (es decir, el “Maximum
Take-off𝐹𝐹 𝐹𝐹Weight1 ) y (Fuel After Work) el combustible remanente después del trabajo en el sector𝐹𝐹𝐹𝐹 (𝐴𝐴𝐴𝐴 = 30 ). De esta manera, obtenemos la siguiente tabla𝐹𝐹𝐹𝐹𝐴𝐴𝐴𝐴 con las𝐹𝐹𝐹𝐹 relaciones1 − 𝐹𝐹𝐹𝐹𝐹𝐹𝐹𝐹 𝑎𝑎 indicadas𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎 𝑚𝑚: 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚
MFW, empuje en libras, combustible después de 30 minutos, MTOW, Ce y relación 𝑊𝑊4 𝑊𝑊3 MFW (lb) Pto ó Tto Fuel after 30 minutes MTOW Ce 𝑊𝑊4 BAE Hawk 4865 6000 lb 2340,91 lb 20000 lb 0,883𝑊𝑊3 0.78 lb/(lbf·h) C-101 3800 3500 lb 1980 lb 12300 lb 0,84 0.5 lb/lbf-hr Tabla 10: MFW, Empuje en libras, combustible después de 30 minutos, MTOW, Ce y relación W4/W36.
Obteniendo así la incógnita principal de (4.6) (extrayendo una media de 0,86) de 𝑊𝑊4 manera que nos quedamos con las incógnitas𝑊𝑊3 del tramo de crucero en la ida al
aeródromo alternativo , motivo por el cual reformulamos (4.6) para simplificar su 𝑊𝑊11 cálculo 𝑊𝑊6
= = = 1 = 1 (4.10) 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃1 𝑊𝑊5 𝑊𝑊5 𝑊𝑊4 𝑊𝑊3 𝑊𝑊2 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃1 𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑊𝑊1 − 𝑊𝑊5 → − − 𝑊𝑊1 𝑊𝑊1 𝑊𝑊4 𝑊𝑊3 𝑊𝑊2 𝑊𝑊1
= = = 1 = 1 (4.11) 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃2 𝑊𝑊11 𝑊𝑊11 𝑊𝑊10 𝑊𝑊9 𝑊𝑊8 𝑊𝑊7 𝑊𝑊6 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃2 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝑊𝑊6 − 𝑊𝑊11 → − − Siendo 𝑊𝑊6 𝑊𝑊6 𝑊𝑊10 𝑊𝑊9 𝑊𝑊8 𝑊𝑊7 𝑊𝑊6 𝑊𝑊5
+ = + = (4.12)
𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃1 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃2 𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝐹𝐹𝐹𝐹
6 Obviamos los parámetros dos de las aeronaves objeto de estudio (L-39 y Alphajet) por incluir parámetros y condiciones fuera de nuestros intereses iniciales (alto consumo específico y duplicidad en la planta motriz).
30 Capítulo 4. Pesos del avión.
Después de este desdoblamiento pasamos a calcular el combustible de reserva como última incógnita de la ecuación para lo que podemos evaluar dos posibles formas a la hora de hacerlo. La primera consiste en asegurar un alcance determinado a la hora de elegir un alternativo, de manera que efectuando un estudio medio de los consumos específicos de cada aeronave similar podemos establecer un consumo medio y un combustible remanente medio para un alcance determinado (por ejemplo doscientas millas náuticas). No obstante, dicho método nos limita la operación de nuestra aeronave en campos de operación habitual a aeródromos que dispongan en un radio de alcance determinado otro aeropuerto con las condiciones necesarias y específicas adecuadas para el aterrizaje y despegue de nuestra aeronave. Preferimos por lo tanto, utilizar una nomenclatura más general a la hora de formular el problema, y basarlo en la autonomía en vez de en el alcance, definiendo el peso del combustible de reserva como una fracción del peso total al aterrizaje (L.W.), tal y como sigue
= = 1 = 1 = 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃2 𝑊𝑊11 𝑊𝑊11 𝑊𝑊10 𝑊𝑊9 𝑊𝑊8 𝑊𝑊7 𝑊𝑊6 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝑊𝑊6 − 𝑊𝑊11 → − − 𝛼𝛼 𝐿𝐿𝐿𝐿 = ( 𝑊𝑊6 + + 𝑊𝑊6) =𝑊𝑊 10 𝑊𝑊9 𝑊𝑊( 8 𝑊𝑊7 𝑊𝑊+6 𝑊𝑊5) (4.13) 1 𝛼𝛼 𝛼𝛼 𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑃𝑃𝑃𝑃 𝑅𝑅𝑅𝑅 → 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑃𝑃𝑃𝑃 − 𝛼𝛼
O bien
= = 1 (4.14) 𝐿𝐿𝐿𝐿 𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼 𝛼𝛼 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 � − � 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀
Definiendo a partir de los datos de aeronaves semejantes, observando el combustible empleado en𝛼𝛼 treinta minutos de vuelo al sesenta por ciento de la potencia máxima para calcular de manera estimada su combustible de reserva, extrayendo un valor de igual a 0.10. 𝛼𝛼
MLW, empuje en libras, combustible después de 30 minutos, MTOW, Ce y relación
Fuel after 30 minutes
MLW (lb) Pto ó Tto (60%maxT) Ce BAE Hawk 10250 6000 lb 1404 0,13𝛼𝛼 0.78 lb/(lbf·h) C-101 10900 3500 lb 1188 0,10 0.5 lb/lbf-hr Tabla 11: MLW, empuje en libras, combustible después de 30 minutos, MTOW, Ce y relación.
31 Capítulo 4. Pesos del avión.
4.5. Cálculo final de pesos.
Obteniendo como producto final del razonamiento un sistema de siete ecuaciones con siete incógnitas:
= 0.589 × (4.2)
𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀
= + + (4.3)
𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 𝑃𝑃𝑃𝑃 𝐹𝐹𝐹𝐹
= 0,1427 + 187 (4.4)
𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀
= = = 1 = 1 (4.10) 𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑊𝑊5 𝑊𝑊5 𝑊𝑊4 𝑊𝑊3 𝑊𝑊2 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃1 𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑊𝑊1 − 𝑊𝑊5 → − − 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑊𝑊1 𝑊𝑊4 𝑊𝑊3 𝑊𝑊2 𝑊𝑊1
= (4.15)
𝑊𝑊5 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 − 𝑇𝑇𝑇𝑇
= = 1 (4.14) 𝐿𝐿𝐿𝐿 𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼𝛼 𝛼𝛼 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 � − � 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀
+ = + = (4.12)
𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃1 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑃𝑃2 𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝐹𝐹𝐹𝐹
A partir de dicho sistema de ecuaciones podríamos extraer todas las incógnitas a partir de su resolución, no obstante, lo consideramos un método poco preciso debido a la existencia de una única constante en todo el sistema, la carga de pago, lo cual otorga un alto grado de incertidumbre al resto de parámetros. Consideramos mucho más exacto un modelo que permita resolver el sistema de ecuaciones con al menos dos constantes, motivo por el cual decidimos extraer una de las variables a partir de los aviones semejantes. Ante la posibilidad de elegir uno de los seis parámetros optamos por el O.E.W. ya que es la variable que menos error va a acumular frente al resto de debido a que representa únicamente el peso en vacío de la aeronave (es decir, el casco,
32 Capítulo 4. Pesos del avión. estructura, fuselaje y equipos mínimos) y no alberga otros pesos como el del combustible, carga de pago, etc:
EW EW Aero L-39 Albatros 7859 lb Dassault/Dornier Alpha Jet 7871 lb BAE Hawk 8845 lb C-101 8380 lb Tabla 12: OEW.
Resultando el OEW una media de 8238,75 lbs, parámetro que usado en el conjunto de ecuaciones anteriormente descritas revela los siguientes resultados:
= 8328,75
𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂𝑂 = 14140,07𝑙𝑙𝑙𝑙
𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀= 2204,79 𝑙𝑙𝑙𝑙
𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 = 2692,4 𝑙𝑙𝑙𝑙
𝑇𝑇𝐹𝐹 = 11447 𝑙𝑙𝑙𝑙
𝑊𝑊5= 1171,77𝑙𝑙𝑙𝑙
𝑅𝑅𝑅𝑅 = 3864,17 𝑙𝑙𝑙𝑙
𝐹𝐹𝐹𝐹 𝑙𝑙𝑙𝑙
33
34
Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
La elección de la carga alar de la aeronave se trata de un cálculo vital para la optimización del diseño de la misma. Acompañando a la carga alar ( ) existe un concepto de similar 𝑊𝑊 importancia, que es la relación empuje-peso ( ), directamente𝑆𝑆 relacionada con la 𝑇𝑇 elección de una planta motriz adecuada al peso de𝑊𝑊 la aeronave y a las performances que deseemos para nuestra plataforma. Ambos parámetros, de manera conjunta y a través de un desarrollo del problema que tenga en cuenta ambas variables dará como resultado unas características óptimas del sistema. El procedimiento para la consecución de dichos datos es la iteración a partir de una estimación inicial, ya sea estadística, histórica o estimativa evaluando en cada iteración distintos factores, como por ejemplo la situación del tren dentro del fuselaje o las alas, la necesidad de unos y otros dispositivos hipersustentadores o aerofrenos, el requerimiento de un ángulo de flecha u otro y su influencia sobre el ala, etc. No obstante, dicho proceso (cuyo producto final puede durar años) no es el objetivo final de este trabajo fin de grado. Por el contrario como anteproyecto de una aeronave nuestra intención final es conseguir unos parámetros primitivos que servirían para un hipotético diseño final posterior y que en la búsqueda de cualquier variable son esenciales [10]. Por otro lado estos parámetros iniciales deben de acercarse lo máximo posible a la realidad y a la viabilidad de construcción y desarrollo, es decir, se debe exigir una credibilidad en la estimación antes de empezar con el diseño posterior. Por ejemplo, si escalamos una carga alar muy pequeña en un momento inicial, estaremos eligiendo indirectamente un ala muy larga
35 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
o grande lo que a posteriori podrá convertirse en dificultades estructurales ante grandes factores de carga o un espacio innecesario para combustible, etc.
La carga alar y la relación empuje-peso están estrechamente relacionadas por un conjunto de características como son la distancia de despegue. A mayor sustentación para un peso dado (M.T.O.W.), se conseguirá una carrera de despegue menor, que a su vez se verá incrementada o disminuida dependiendo de la relación empuje peso que elijamos para la aeronave (es decir, el motor), con un motor más potente despegaremos antes y con uno menos potente los pies de pista remanente en la rotación serán sensiblemente menores [31]. Por este motivo, la selección de ambos parámetros en base a datos históricos y estimados de manera prefijada difícilmente otorgará una solución fiable, pues podemos afirmar que en un alto porcentaje de ocasiones la falta de sinergia entre la elección de dichos valores estarán lejos de cumplir con los requisitos que cada uno por separado trate de suplir. Por otro lado el considerar ambos datos como variables, realizar un estudio paramétrico de ambos y hallar el punto óptimo es algo tan complejo como irreal pues una vez obtenido una relación empuje-peso tendremos que elegir una planta motriz que se ajuste a dicho valor y evidentemente el número de motores existentes es un número finito, dejando al azar la posibilidad de que existiese un motor que cumpliese de manera exacta con el valor alcanzado y 𝑇𝑇 quedando el diseño de un motor totalmente nuevo y específico para la aeronave𝑊𝑊 como única solución con las consecuencias que sobre el tiempo total de diseño, desarrollo, producción y costes tendrían. Es por todo esto que la metodología más adecuada y acertada con los objetivos de éste trabajo es la que propone Raymer en sus publicaciones [31], es decir, elegir un parámetro como fijo y otro variable con el que ajustar las performances y características de nuestra aeronave. Continuando por lo tanto con éste razonamiento, la forma que consideramos más eficaz a la hora de elegir que parámetro establecer como fijo y cual como variable es la evaluación de cuál de ellos nos permite una mayor cantidad de soluciones finitas de entre todas las posibles, ante lo cual nos encontramos con que la relación empuje-peso es la más restrictiva en éste sentido, pues la cantidad de motores existentes en la actualidad es mucho más limitante que la cantidad de perfiles aerodinámicos existentes que adicionalmente
36 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso. pueden ser combinados con el tamaño, flecha y diedro del ala, asegurándonos un abanico mucho mayor de posibilidades.
5.1. Relación empuje-peso . 𝑇𝑇 La relación empuje-peso afecta directamente𝑊𝑊 a las características de la aeronave. Cuanto mayor es ésta relación antes acelerará el avión, antes alcanzará la altura que desea, más rápido subirá, y mayores factores de carga alcanzará [31]. Esta relación tampoco es constante pues como su definición explica ( ) es inversamente proporcional 𝑇𝑇 al peso, magnitud variable a lo largo del tiempo de vuelo𝑊𝑊 que disminuirá en función de la carga de pago lanzada o desprendida (inexistente en la gran mayoría de vuelos que se contemplan en nuestro caso) y del peso de combustible, que en ocasiones puede alcanzar hasta la tercera parte del peso total de la aeronave al despegue.
Hay muchas formas de expresar la relación empuje-peso dependiendo del momento de vuelo más crítico para la aeronave que nos interese, por ejemplo, dicha relación a nivel de vuelo óptimo para un crucero óptimo, o con el combustible de reserva a la velocidad de aproximación y ángulo de ataque determinado o, como en nuestro caso con potencia máxima a nivel del mar como dato representativo de las performances que puede llegar a máxima potencia. Para ello existen tablas que nos acercan de manera muy genérica a las relaciones que buscamos dependiendo del tipo de aeronave que se trate: 𝑇𝑇 𝑊𝑊
Figura 11: Relación (ratio) empuje-peso (T/W) [31]
37 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
Dicha tabla nos indica un valor muy aproximado de la relación para entrenadores a 𝑇𝑇 reacción de 0.4, valor de poca precisión si lo que queremos es elegir𝑊𝑊 una planta motriz ajustada a un peso específico de una aeronave más concreta. Acudimos por lo tanto a
las tablas de aviones semejantes en busca de relaciones más exactas: 𝑇𝑇 𝑊𝑊 Grupo motopropulsor Nº motores Posición Tipo de motor Modelo Aero L-39 Albatros 1 Esquema Turbofán Progress/Ivchenko AI-25TL. Dassault/Dornier Alpha Jet 2 Esquema Turbofán Turbomeca Larzac 04-C6. BAE Hawk 1 Esquema Turbofán Rolls-Royce Adour Mk. 951. C-101 1 Esquema Turbofán Garrett TFE731-2-2J. Tabla 13: Grupos motopropulsores, número, tipo y modelo.
Grupo motopropulsor
Fabricante W eng Peng ó Teng ce Pto ó Tto (KN) Aero L-39 Albatros Progress 772 lb 16.9 kN 1.28 lb/lbf-hr 16.9 Dassault/Dornier Alpha Jet Turbomeca 650,35 lb 13 kN 1.579 lb/lbf.h 13 BAE Hawk Rolls-Royce 1470 lb 27.0 KN 0.78 lb/(lbf·h) 27.0 C-101 Garret 734 lb 15.6 kN 0.5 lb/lbf-hr 15.6 Tabla13.1 Fabricante, potencia al despegue y del motor, peso y consumo específico.
De esta manera observamos que la relación oscila entre los 0.28 del C-101 y los 0.36 𝑇𝑇 del L-39, obviando los parámetros del segundo𝑊𝑊 objeto de estudio por tratarse de una aeronave con dos motores turbofán.
Continuando de esta manera con la filosofía de diseño que hemos descrito en las primeras líneas del capítulo, vamos a elegir una planta motriz que otorgue una relación empuje-peso similar a las que podemos encontrar en nuestras aeronaves semejantes. Teniendo en cuenta que el peso con el que haremos todos los cálculos será el M.T.O.W., de manera estándar, peso que utilizamos también en el cálculo de las relaciones de los aviones semejantes. Por tanto, si nuestra aeronave tiene una M.T.O.W. de 14140lb, debemos elegir un motor que se ajuste a nuestras pretensiones, y que alcance un valor
de del orden tan elevado como el de los aviones semejantes. 𝑇𝑇 No 𝑊𝑊obstante dicho valor que presenta una media de 0,3 aproximadamente en los aviones semejantes se corresponde con motores de cierta antigüedad y baja eficiencia energética coherentes con las primeras generaciones de motores turbofán de bajo ratio
38 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
bypass (B.P.R), por lo que decidimos ajustar el valor de la relación empuje-peso a un parámetro mucho más cercano a los valores actuales que podemos encontrar en los motores que hay actualmente en el mercado y que además se corresponde tal y como mostramos en la figura 11 a un valor algo más alto, alrededor de 0,4 [31].
Si definimos por tanto el valor de la siguiente manera 𝑇𝑇 𝑊𝑊 7 = 0,4 𝑇𝑇 𝑇𝑇0 ≥ Encontramos que debe de ser 𝑊𝑊mayor𝑀𝑀 a𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 5650 libras aproximadamente para suplir las
restricciones que imponemos.𝑇𝑇0 Por todo esto seleccionamos el motor Honeywell/ITEC F124 que otorga a nivel del mar 6300 libras de empuje [32] y que aunque siendo un motor más pesado que la mayoría de los motores de nuestras aeronaves semejantes suple las necesidades impuestas, con las siguientes características [32]:
Grupo motopropulsor
Nº motores Tipo de motor Modelo Fabricante W eng Peng ó Teng ce X-01 Cheetah8 1 Turbofán ITEC F124 Honeywell 1178 lb 28 kN/6300lbf 0.81 lb/lbf-hr
Tabla 14: Características de la planta motriz elegida [33]
Con esta elección el ratio empuje-MTOW es el obtenido de dividir el empuje entre la masa máxima al despegue
= 0.45 𝑇𝑇 Como consecuencia de dicho cálculo, 𝑊𝑊podemos hacer uso de la relación en ciertas 𝑇𝑇 tablas paramétricas para calcular otros valores aproximados como el número𝑊𝑊 Mach máximo alcanzable en vuelo recto y nivelado a una determinada altitud empleando las tablas que nos proporciona Raymer en su publicación [31]:
7 Siendo 0 el empuje de la planta motriz a nivel del mar.
8 “X-01 Cheetah”𝑇𝑇 es el nombre que se ha elegido para denominar al avión prototipo fruto de éste T.F.G.
39 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
Tabla 15: vs [31]. 𝑻𝑻 𝑾𝑾𝟎𝟎 𝑴𝑴𝒎𝒎𝒎𝒎𝒎𝒎 De manera que despejando la ecuación que nos proporciona y haciendo uso de la aproximación para entrenadores a reacción:
ln = ; ln = ln ; ln = cln ; = ln ; 𝑇𝑇 𝑇𝑇 𝑐𝑐 𝑇𝑇 𝑐𝑐 𝑇𝑇 𝑊𝑊0 𝑎𝑎𝑀𝑀𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑎𝑎𝑀𝑀𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑎𝑎𝑀𝑀𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑎𝑎𝑀𝑀𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑊𝑊0 𝑊𝑊0 𝑊𝑊0 𝑐𝑐 𝑇𝑇 ln 𝑇𝑇 𝑊𝑊0 = ln ; = (5.1) 𝑊𝑊0 𝑐𝑐 𝑐𝑐 𝑒𝑒 𝑎𝑎𝑀𝑀𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑒𝑒 𝑀𝑀𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑎𝑎
Donde sustituyendo “a” por 0,488 y “c” por 0,728 obtenemos
. 𝑇𝑇 ln = 𝑊𝑊0 = 0.68 0.0488728 𝑒𝑒 𝑀𝑀𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 Considerando el número máximo de Mach alcanzable por nuestra aeronave en vuelo recto y nivelado de 0,68
= 0.68
Dicho valor de nos vaticina los𝑀𝑀 rangos𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 de velocidad entre los que se va a mover nuestra aeronave,𝑀𝑀𝑚𝑚 𝑚𝑚dato𝑚𝑚 de vital importancia a la hora de establecer ciertos valores geométricos en nuestra aeronave más adelante, como por ejemplo, la flecha del ala.
40 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
5.2. Selección de carga alar.
Una vez obtenemos la relación empuje-peso, podemos continuar calculando la carga alar definida como la relación existente entre el peso de la aeronave y la superficie 𝑊𝑊 alar. 𝑆𝑆Éste parámetro es importante por varias razones, tal y como hemos explicado anteriormente, debido a que la carga alar define de manera indirecta performances o características de la aeronave vitales para el vuelo. Estas características son la distancia de despegue, que será menor a menor relación , la distancia de aterrizaje que cumplirá 𝑊𝑊 relaciones similares que la distancia de despegue𝑆𝑆 o la capacidad de viraje instantáneo o sostenido que también serán mayores a mayor . Podemos deducir, por tanto que tener 𝑊𝑊 un elevado no es nunca una desventaja, sino𝑆𝑆 más bien todo lo contrario. Ahora bien, 𝑊𝑊 si es un inconveniente𝑆𝑆 los medios necesarios para obtener un elevado que a partir de 𝑊𝑊 un M.T.O.W. o peso de aeronave constante, sólo la variación de la superficie𝑆𝑆 alar nos permitirá aumentar dicha relación a nuestro favor y que solo lograremos aumentando la envergadura, longitud o cuerda del ala una vez hayamos agotado la implementación de los dispositivos hipersustentadores que requiramos en nuestra aeronave.
Siendo justificada la necesidad de contener dichos parámetros a la hora de calcularlos, aclaramos que dicha contención se realizará en base a los datos de aeronaves semejantes, procurando obtener una parecida a la de éstos mismos: 𝑊𝑊 𝑆𝑆
MTOW/Sw MTOW/Sw Aero L-39 Albatros 53,26 Dassault/Dornier Alpha Jet 86,58
BAE Hawk 96,48 C-101 56,99 Tabla 16: MTOW/Sw.
Es decir, procuraremos que a la hora de calcular ésta se encuentre entre 53 y 96 𝑊𝑊 aproximadamente. 𝑆𝑆
41 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
La definición de la sustentación nos puede conducir rápidamente a un establecimiento de la carga alar tal y como se explica en el capítulo cinco de “Diseño Conceptual de Aeronaves” [31]
= = ; (5.2) 2 𝑊𝑊 𝐿𝐿 𝜌𝜌𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑉𝑉𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑆𝑆𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 = (5.3) 𝑊𝑊 2 𝜌𝜌𝑠𝑠𝑡𝑡𝑑𝑑𝑉𝑉𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 A partir de donde podemos empezar𝑆𝑆 a hallar las incógnitas y necesarias. De tal manera que 9 será extraída como media directa𝑉𝑉𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 de 𝐶𝐶nuestras𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 aeronaves semejantes: 𝑉𝑉𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠
Vstall Vstall Aero L-39 Albatros 97 kts Dassault/Dornier Alpha Jet 90 kts Media BAE Hawk Desconocida C-101 110 kts 99 kts Tabla 17: Vstall.
Mientras que el coeficiente puede ser calculado mediante el método que propone Raymer en su obra, acudiendo𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 a una tabla que nos proporciona datos típicos de a partir de una característica del avión, la flecha de la línea de puntos de la 1 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 cuerda𝐶𝐶𝐶𝐶 ( / ), dato que podemos extraer también directamente de nuestros aviones4 semejantes:𝜆𝜆𝑐𝑐̅ 4
Ʌ1/4 y Vmax Ʌ1/4 Vmax Aero L-39 Albatros 6,5º 405kts
Dassault/Dornier Alpha Jet 30º 540kts BAE Hawk 28º 555kts C-101 4,07º 417kts
Tabla 18: Flecha de la línea de puntos de la cuerda / 𝟏𝟏 𝒄𝒄 𝟒𝟒 𝟒𝟒 𝝀𝝀 ̅
9 Velocidad de pérdida con tren y flaps desplegados.
42 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
Examinando la tabla, observamos dos tendencias claramente diferenciadas, aquellas aeronaves que tienen una velocidad máxima superior a los 500 kts (número de Mach mayor a 0,8 a nivel del mar) que presentan una flecha bastante superior a aquellas cuya velocidad máxima está entorno a las 400 kts (número de Mach aproximado de 0,6 a nivel del mar. Abstraídas dichas observaciones y remitiéndonos al cálculo hecho anteriormente en el que calculábamos un número de Mach máximo en línea de vuelo desacelerada de 0,68 entendemos que la velocidad máxima operativa de nuestra aeronave será sensiblemente mayor a dicho valor, pues en determinadas maniobras, la velocidad que alcanzase sería fácilmente superable a 0,68 M, al dejar de ser éste vuelo desacelerado. Por este motivo dejamos de lado las mediciones tanto del primer como último aviones semejantes (Aero L-39 Albatros y C-101) por ser demasiado bajas y extraemos la media directa de los dos restantes para hallar un / acorde a las performances deseadas de nuestra aeronave, resultando así una media𝜆𝜆𝑐𝑐̅ 4 de 29º, valor que nos sirve como dato a la hora de entrar en la siguiente tabla [31]:
Figura 12: respecto de / [31].
𝑪𝑪𝑪𝑪𝒎𝒎𝒎𝒎𝒎𝒎 𝝀𝝀𝒄𝒄� 𝟒𝟒
43 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
10 A partir de la cual extraemos un valor de 1,85 para y 29 º de / utilizando los valores que se aportan para la inclusión en el borde𝐶𝐶 de𝐶𝐶𝑚𝑚 𝑚𝑚salida𝑚𝑚 de flaps𝜆𝜆𝑐𝑐̅ 4simples (“Plain Flap”), como método de cálculo restrictivo, que podríamos variar posteriormente al notificar que la complejidad de diseño, construcción y mantenimiento no aumentasen en exceso al implementar un flap de tipo “Fowler”, “Slotted” o “Leading edge”.
Figura 13: Plain flap [41].
Figura 14: Fowler flap [41].
Figura 15: Slotted flap [41].
Calculando finalmente en la ecuación de la sustentación (2) con los valores de y
deducidos en el anterior proceso la carga alar : 𝑉𝑉𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 𝑊𝑊 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝐶𝐶𝐶𝐶 1 𝑆𝑆 = (5.4) 2 𝑊𝑊 2 𝜌𝜌𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑉𝑉𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑆𝑆
10 Valor medio extraído de tres mediciones realizadas a mano en tres copias distintas en cada una de las mediciones
44 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
Para = 99 kts (167.09ft/s), = 0.00238 (a nivel del mar [31]) y = 1.85
𝑉𝑉𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 𝜌𝜌𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 = 61.4 𝑊𝑊 Mientras que si utilizamos una = 0.00𝑆𝑆 0 189 (a 5000ft de altura, día caluroso [31])
𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 𝜌𝜌
= 48.76 𝑊𝑊 𝑆𝑆 𝐻𝐻
Comprobando que, efectivamente los parámetros resultantes se corresponden con los que esperábamos anteriormente (entre 53 y 96 a nivel de mar) concluyendo de una manera positiva con el cálculo de la carga alar y sin contemplar, de momento, la inclusión de un dispositivo hipersustentador mayor, distinto y/o añadido.
5.3. Cálculo de actuaciones en pista.
Por último, calculamos las distancias de despegue y aterrizaje, atendiendo de nuevo a la publicación de Raymer [31] en la que se nos proporciona una tabla a partir de la cual podemos extraer alguno de estos datos:
Figura 16: Distancia de despegue a partir del TOP
45 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
Raymer nos propone por tanto, calcular la distancia de despegue a partir de un parámetro conocido como T.O.P. (take off parameter):
= (5.5) 𝑊𝑊 𝑆𝑆 0 𝑇𝑇𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑇𝑇 𝜎𝜎𝐶𝐶𝐶𝐶𝑇𝑇𝑇𝑇 Del cual la única variable desconocida es “ 𝑊𝑊 ” que puede calcularse teniendo en cuenta que la velocidad de despegue es, tal y 𝐶𝐶como𝐶𝐶𝑇𝑇𝑇𝑇 se explica en Raymer [32], 1.1 veces la velocidad de pérdida y que, por tanto será
𝑇𝑇𝑇𝑇 . = 𝐶𝐶𝐶𝐶 = = = 1.53. . . . 𝐶𝐶𝐶𝐶𝑇𝑇𝑇𝑇 𝐶𝐶𝐶𝐶𝑇𝑇𝑇𝑇 1 85 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 2 Por último tenemos que concretar𝐶𝐶𝐶𝐶 la constante1 1 1 21 (ratio1 21 de densidad) que se define como: 𝜎𝜎
11 = = 1 (5.6) 𝜌𝜌𝑎𝑎 𝜎𝜎 De esta manera calculamos el parámetro𝜌𝜌0 necesario para entrar en la tabla que nos proporciona Raymer
= ; 𝑊𝑊 𝑆𝑆 0 𝑇𝑇𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑇𝑇 𝜎𝜎𝐶𝐶𝐶𝐶𝑇𝑇𝑂𝑂 61.4 𝑊𝑊 = = 89.2 1.53 0.45 𝑇𝑇𝑇𝑇𝑇𝑇 𝑥𝑥
Y que comprobando dentro de tablas para la línea de despegue y clareamiento de obstáculos de menos de 50 ft de altura resulta una distancia de despegue de 1500 ft aproximadamente.
11 Siendo = 0 ya que consideramos la altura a la que nuestra aeronave despegará y aterrizará igual a la altura𝜌𝜌 del𝑎𝑎 aeródromo𝜌𝜌 de San Javier cuyas cabeceras de pista se elevan 11 y 29 pies respecto al nivel del mar, respectivamente [42].
46 Capítulo 5. Selección carga alar y relación empuje-peso.
Dicha distancia dependerá siempre de la temperatura a la cual se encuentre la atmósfera en el aeródromo y su vecindad en ese momento y de la configuración que emplee, pudiendo incluir ésta el uso de misiles cautivos en punta de plano o estaciones de carga añadidas para combustible exterior en depósitos ventrales o subalares, que aumentarán el peso de la aeronave con el correspondiente impacto sobre la distancia de despegue.
= 1500
𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡𝑡 Por último, la distancia de aterrizaje𝑆𝑆 necesita ser definida𝑓𝑓𝑓𝑓 con anterioridad a su cálculo, debido a la relativa disparidad de criterios existentes entre las distintas regulaciones y entidades de seguridad aérea que nunca van a ser muy distintas de las que propone la ley estadounidense en su reglamento FAR-25 [33] para aeronaves militares, que define de la siguiente:
- “La distancia de aterrizaje es la longitud de pista consumida por la aeronave en su aproximación desde el momento que pone las ruedas sobre el asfalto hasta que ésta se detiene por completo incluyendo un clareamiento de obstáculos de 50 pies en la trayectoria de aproximación de la aeronave, de aproximadamente unos tres grados de senda de planeo [33]”.
Atendiendo a dicha definición y a la ecuación que propone Raymer [31] en su publicación es fácilmente extraíble la distancia de aterrizaje
1 = 80 + 12 (5.7) 𝑊𝑊 𝑆𝑆𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙 𝑥𝑥 𝑥𝑥 𝑆𝑆𝑎𝑎 𝑆𝑆 𝜎𝜎𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚
Sustituyendo cada variable por su valor calculado obtenemos
= 3655
𝑆𝑆𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙 𝑓𝑓𝑓𝑓
12 Donde es de 1000 ft para aeronaves que realizan una aproximación con tres grados de senda de planeo [31]𝑆𝑆𝑎𝑎.
47
48
Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
La selección de los distintos parámetros que definen las características aerodinámicas y geométricas del avión es un proceso fundamental en el diseño de una aeronave. La implicación con todos los demás parámetros debe recabar en una sinergia que acabe con una solución de compromiso capaz de ajustar todas las performances que deseamos en nuestro avión a un escenario realista a la par que competitivo. Es decir, tal y como dice Jenkinson [10], hoy en día el producto de nuestro trabajo debe de tener alguna novedad que ofrecer respecto a la competencia, pero a su vez deben de confluir en él unas ventajas económicas y no limitantes (entiéndase a limitantes propios de aquella tecnología que aún no ha sido alcanzada por motivos de inversión, capacidad o temporales) respecto de otros proyectos que permitan su fabricación y producción de una manera no solo económica sino también sencilla.
Por otro lado la selección de dichos parámetros al igual que en otros apartados de este Trabajo de Fin de Grado (como la selección de la carga alar y la relación empuje-peso) y otros proyectos de diseño de aeronaves son procesos que pueden durar años, incluso décadas si de un gran proyecto se refiere. La iteración y el continuo cambio de parámetros previamente ya calculados, las negociaciones entre distintos departamentos de diseño, etc., convierten la producción en un proceso lejos de las pretensiones iniciales de este T.F.G.
Lo que se pretende en este punto es definir los valores iniciales para ciertos parámetros característicos del ala, atendiendo especialmente a los valores que presentan las aeronaves semejantes, para dar así una imagen primitiva de nuestra aeronave.
49 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Empezamos con el análisis de los datos ya obtenidos para calcular uno de los parámetros definitorios del ala, la superficie alar:
= 14140,07
𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑙𝑙𝑙𝑙 = 61.4 𝑊𝑊 De donde extraemos que la superficie 𝑆𝑆alar0 es igual a
𝑆𝑆 = 61.4 𝑊𝑊 𝑆𝑆 = 230,3 2 Comprobando que, efectivamente es𝑆𝑆 sensiblemente𝑓𝑓𝑓𝑓 similar a la de nuestras aeronaves semejantes:
Sw Sw Aero L-39 Albatros 194,57 ft Dassault/Dornier Alpha Jet 190,99 ft
BAE Hawk 207,3 ft C-101 215,82 ft Tabla 19: Superficie alar.
6.1. Elección de la forma del ala.
Una vez conocida la superficie alar optamos por una superficie sobre la que distribuirla de entre todas las existentes (sin incluir alternativas exóticas o de bajo grado de experimentación) ante lo cual nos encontramos con varias posibilidades:
Figura 17: Formas de ala recta, con estrechamiento y mixta, respectivamente [31].
50 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Eligiendo de entre todas ellas el ala con estrechamiento por todas las ventajas que supone en cuanto a la distribución de la sustentación casi elíptica, menor dificultad de construcción, ahorro de peso al omitir gran cantidad de estructuras que garantizan la resistencia del ala frente al momento flector, etc. Descartando, por otro lado la forma recta por no corresponderse con alas compatibles con el vuelo a velocidades subsónicas medias-altas como nuestra aeronave (argumento avalado por la observación de aeronaves semejantes) y la forma mixta por no adecuarse a las velocidades de vuelo de un avión de transporte turbohélice, plataforma para la que fue pensada.
6.2. Alargamiento.
Una vez conocida la forma genérica que va a tener nuestra ala, elegimos un alargamiento eficaz y coherente con la superficie alar de nuestra ala, parámetro conocido de la ecuación del alargamiento (A)
= = (6.1) 2 𝑏𝑏 𝑏𝑏 𝐴𝐴 Para ello acudimos a la tabla de aviones𝑆𝑆𝑤𝑤 𝐶𝐶 𝐶𝐶semejantes𝐶𝐶 y analizamos los valores de alargamiento de todas ellas:
Alargamiento A Aero L-39 Albatros 4,94 Media Dassault/Dornier Alpha Jet 4,68 5,05 BAE Hawk 5,13 C-101 5,44 Tabla 20: Alargamiento.
Extrayendo una media de = 5,05, valor que usaremos como alargamiento para nuestra aeronave, con la que𝐴𝐴 podemos extraer la envergadura que tendrá así como su cuerda media geométrica (C.M.G.), usando un valor de superficie alar ( ) de 230,3 : 2 𝑤𝑤 = = 34,1 𝑆𝑆 𝑓𝑓𝑓𝑓
𝑏𝑏 �𝐴𝐴𝐴𝐴𝑆𝑆𝑤𝑤 𝑓𝑓𝑓𝑓 = = 6,75 𝑏𝑏 𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑓𝑓𝑓𝑓 𝐴𝐴 51 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
6.3. Flecha, espesor y perfil.
Para la definición de la variable flecha (λ) nos remitimos a cálculos previamente realizados en los que utilizamos un valor de flecha de la línea de puntos un cuarto
/ de 29º en el capítulo 5 para hallar el parámetro de , cifra que utilizamos como
𝜆𝜆ángulo𝑐𝑐̅ 4 flecha (λ) a partir de ahora para nuestra aeronave.𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚 𝑚𝑚𝑚𝑚
= 29º
Una vez definido el ángulo flecha de nuλestra ala, evaluamos como calcular el espesor y el perfil a partir de la observación de dichos parámetros en las aeronaves semejantes:
Espesor τ Aero L-39 Albatros 12% at 40% chord Dassault/Dornier Alpha Jet 15% at 30% chord BAE Hawk 10,90% C-101 15% Tabla 21: Espesor relativo (τ).
En la tabla 20 podemos observar que los espesores relativos de los perfiles se encuentran entre el 10% y el 15%. Además, de la observación realizada de los perfiles que sostienen las estructuras de las aeronaves semejantes nos damos cuenta de que el arqueo estándar de cada uno de ellos suele ser de entorno al 2%. Es nuestra decisión por tanto usar un perfil para el ala (de manera genérica, es decir, sin dividir de momento la longitud del ala en distintos perfiles para su aprovechamiento en la zona de los flaps, alerones, etc) cuyas características principales sean que no exceda el 15% de espesor máximo y el 2%de arqueo, valiéndonos para ello de la base de datos de perfiles de la NACA [34]:
Figura 18: NACA 64A410, perfil elegido para la aeronave.
52 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Se ha optado en este trabajo por un perfil de la serie 6 de la base de datos mencionada anteriormente, por ser una serie optimizada para perfiles de vuelo en subsónico alto, tal y como explican en su página web [34]. La figura 19 muestra el perfil seleccionado.
6.4. Estrechamiento.
Para el cálculo del estrechamiento, evaluamos de nuevo las aeronaves semejantes y analizamos según nuestros intereses:
Estrechamiento ƛ Aero L-39 Albatros 0,55 Dassault/Dornier Alpha Jet 0,45 BAE Hawk 0,38
C-101 0,67 Tabla 22: Estrechamiento.
Donde observamos una media de aproximadamente 0,43 en aquellas aeronaves que presentan una flecha similar a la de nuestra aeronave (B.A.E. Hawk y Alphajet), eligiendo como valor definitivo un estrechamiento (ƛ) de 0,4, por ser este valor el mínimo aconsejado por Raymer para alas con flecha [31].
= 0,4
ƛ
6.5. Diedro.
Para el cálculo del diedro del ala primero debemos establecer si éste será positivo o negativo, decantándonos inmediatamente por la primera opción, al ser nuestras intenciones la búsqueda de una aeronave estable antes que extremadamente maniobrable, asegurando así la estabilidad natural en alabeo de nuestro avión. Posterior a ello, analizamos los valores de diedro de las aeronaves semejantes:
53 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Diedro Г Aero L-39 Albatros 2,5º Dassault/Dornier Alpha Jet 6º BAE Hawk 3,9º
C-101 5º Tabla 23: Diedro Г.
La selección del diedro definitiva sólo puede ser garantizada a partir de la experimentación con modelos a escala de la aeronave en túneles de viento donde observar el comportamiento de la aeronave frente a cambios bruscos en el aire o ráfagas repentinas que demuestren la estabilidad o no de la estructura. Como método preliminar de diseño elegiremos un ángulo diedro estándar de 5 grados positivo para nuestra aeronave (en base al estudio previo de los aviones semejantes):
= 5º
Г 6.6. Envergadura y cuerda.
Conocida la C.M.G. podemos calcular la cuerda en la raíz a partir del estrechamiento con la ecuación siguiente
+ 1 . . . = (6.2); 2 𝜆𝜆 𝐶𝐶 𝑀𝑀 𝐺𝐺 𝐶𝐶𝑟𝑟 Sustituyendo C.M.G. por 6,75 ft y por 0,4, obtenemos el siguiente valor para la cuerda en la raíz : 𝜆𝜆 𝑟𝑟 𝐶𝐶 = 9.6
A partir de la cual se puede obtener la𝐶𝐶 cuerda𝑟𝑟 aerodinámica𝑓𝑓𝑓𝑓 media C.M.A.
2 + + 1 . . . = (6.3); 3 2 + 1 𝜆𝜆 𝜆𝜆 𝐶𝐶 𝑀𝑀 𝐴𝐴 𝐶𝐶𝑟𝑟 . . . =𝜆𝜆7.1
𝐶𝐶 𝑀𝑀 𝐴𝐴 𝑓𝑓𝑓𝑓
54 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
6.7. Dispositivos hipersustentadores.
Tal y como se calculó en el capítulo cinco la necesidad de dispositivos hipersustentadores se ve reducida a la implementación de un flap de tipo simple en el borde de salida, cuyas dimensiones podemos extrapolar de los datos obtenidos de aeronaves semejantes:
Dispositivos hipersustentadores Tipo bf(ft) bf/b yf(ft) yf/b cf(ft) c(ft) cf/c Aero L-39 Albatros Simple 13,68 0,44 6,02 0,19 1,64 7,18 0,23 Dassault/Dornier Alpha Jet Fowler 14,64 0,49 6,73 0,23 1,49 6,43 0,23 BAE Hawk Simple 16,42 0,50 6,75 0,21 2,26 6,6 0,34 C-101 Simple 13,54 0,40 7,07 0,21 1,54 6,77 0,23 Tabla 24: Dispositivos hipersustentadores.
Llevando a cabo una media de todos los parámetros y de todos los aviones excepto del Alphajet (por ser este flap de tipo Fowler), y obteniendo los parámetros que definen el flap de nuestra aeronave:
Dispositivos hipersustentadores Tipo bf(ft) bf/b yf(ft) yf/b cf(ft) c(ft) cf/c X-01 Cheetah Simple 14,49 0,44 6,60 0,20 1,79 6,85 0,26 Tabla 25: Dispositivos hipersustentadores de la aeronave.
Por otro lado, calculamos el incremento de coeficiente de sustentación máximo con flaps ∆ , sabiendo que el calculado previamente en el capítulo 5 es de 1,85 e incluye𝐶𝐶𝐶𝐶 el𝑚𝑚𝑚𝑚 despliegue𝑚𝑚 de flaps 𝐶𝐶de𝐶𝐶𝑚𝑚 tipo𝑚𝑚𝑚𝑚 simple. Por tanto, definimos el como el nuevo coeficiente global de sustentación (con flaps) y lo relacionamos𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑚𝑚de𝑚𝑚𝑚𝑚 la−𝐻𝐻𝐻𝐻𝐻𝐻 siguiente manera:
= + (6.4)
𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑎𝑎𝑎𝑎−𝐻𝐻𝐻𝐻𝐻𝐻 𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 ∆𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚
55 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Siendo
= 1,85 y = 1,55, resultando = 0.3
𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚−𝐻𝐻𝐻𝐻𝐻𝐻 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝐶𝐶𝐶𝐶 𝐶𝐶𝐶𝐶 ∆𝐶𝐶𝐶𝐶
Éste es el que nos define la geometría de nuestro flap, geometría variable por varios∆ 𝐶𝐶factores,𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 como son la cuerda, la envergadura, la superficie alar del flap e incluso la deflexión del mismo , ante lo cual hay que tomar la decisión de hacer permanecer una serie de factores𝛿𝛿 𝑓𝑓constantes y otros variables, dejando nosotros todos los parámetros físicos de construcción del ala fijos ( , , , ) y variando por tanto la deflexión del flap en el despegue. 𝑐𝑐𝑓𝑓 𝑏𝑏𝑓𝑓 𝑆𝑆𝑤𝑤 𝑓𝑓
Esto tiene una desventaja, y es el límite existente para la deflexión del flap en lo que se refiere a consideraciones de resistencia inducida y parásita a partir de una determinada deflexión, haciendo poco rentable la inclusión de un flap para incremento de sustentación, pues estaríamos logrando todo lo contrario. Típicamente se contemplan dos posiciones de flap en la gran mayoría de aeronaves, un punto para el despegue (de menor deflexión) y un punto para el aterrizaje (de mayor deflexión) aunque gran cantidad de aeronaves utilizan la posición de mayor deflexión tanto para despegue como para aterrizaje pues la planta motriz, condiciones de pista y demás performances aerodinámicas así se lo permiten, dicho valor suele estar cercano a los 30º de deflexión, cifra con la que jugaremos en la selección del parámetro intentando que se parezca como máximo a dicho número. En caso de que lo exceda,𝛿𝛿𝑓𝑓 deberíamos variar otro parámetro físico de construcción del flap.
Para todo esto empezamos calculando el coeficiente de sustentación máxima del perfil del flap a partir de la ecuación que se propone en Raymer [31]:
, = 0,92 (6.5) 𝑤𝑤 𝑓𝑓 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑆𝑆 𝑐𝑐̅ ∆𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑥𝑥∆𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑥𝑥 𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥𝑥 �𝜆𝜆4� En el que si sustituimos los valores = 0,3𝑆𝑆 y / = 29º nos quedamos ante la incógnita de , que calculamos de ∆nuevo𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑚𝑚a partir de𝜆𝜆𝑐𝑐 ̅ las4 aeronaves semejantes (cuya 𝑆𝑆𝑤𝑤 𝑓𝑓 media es 0,26)𝑆𝑆 , siendo la incógnita definida por parámetros físicos y de deflexión con los que hallaremos de ∆manera𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 inmediata la definición final del flap: 𝛿𝛿𝑓𝑓
56 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Dispositivos hipersustentadores , Sw,f Sw (ft) Sw f Aero L-39 Albatros 44,87 (ft) 194,57 (ft) 0,23 S Dassault/Dornier Alpha Jet 43,63 (ft) 190,99 (ft) 0,23 BAE Hawk 74,22 (ft) 207,3 (ft) 0,36 C-101 41,70 (ft) 215,82 (ft) 0,19 Tabla 26: Superficie de flaps, superficie alar y relación entre ambas.
De donde extraemos :
𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 ∆𝐶𝐶𝐶𝐶 = 1.44
∆𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚
A partir de la cual calculamos la deflexión haciendo uso de la siguiente expresión
= = (6.6)
𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 0 𝛼𝛼 𝑓𝑓 𝑓𝑓 𝑓𝑓 Siendo un valor que se∆𝐶𝐶 aproxima𝐶𝐶 ∆𝐶𝐶 a𝐶𝐶 2 rad𝐶𝐶𝐶𝐶 𝜏𝜏 𝜂𝜂por𝛿𝛿 teoría de perfiles y sendos −1 valores 𝐶𝐶relacionados𝐶𝐶𝛼𝛼 con la efectividad delπ flap que caculamos de la manera𝜏𝜏𝑓𝑓 𝜂𝜂 siguiente𝑓𝑓 [35]:
=
𝑓𝑓 Que según la teoría potencial 𝜏𝜏linealizada𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 es𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸𝐸 igual 𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑 𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓
= 1 (6.7) 𝜃𝜃𝑓𝑓− − 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝜃𝜃𝑓𝑓 𝜏𝜏𝑓𝑓 − Donde π
= arccos 2 1 (6.8) 𝑐𝑐𝑓𝑓 𝜃𝜃𝑓𝑓 � − � Y que sustituyendo valores 𝑐𝑐
= 1,41
𝑓𝑓 𝜃𝜃 = 0,86
𝑓𝑓 𝜏𝜏
57 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Mientras que puede ser calculado a partir de con la siguiente tabla [35]:
𝜂𝜂𝑓𝑓 𝜏𝜏𝑓𝑓
Figura 19: frente a
𝜼𝜼𝒇𝒇 𝜹𝜹𝒇𝒇 Valor que extraemos para plain flap y un ángulo directamente de 30º para :
𝑓𝑓 = 0,52 𝛿𝛿
𝑓𝑓 De manera que al despejar de la ecuación𝜂𝜂
𝑓𝑓 𝛿𝛿 = = (6.6)
𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 0 𝛼𝛼 𝑓𝑓 𝑓𝑓 𝑓𝑓 Obtenemos ∆𝐶𝐶𝐶𝐶 ∆𝐶𝐶𝐶𝐶 𝐶𝐶𝐶𝐶 𝜏𝜏 𝜂𝜂 𝛿𝛿
= 29.27º
𝑓𝑓 Es decir, un valor menor a 30º, lo cual𝛿𝛿 garantiza un prácticamente igual y suficiente para lo calculado anteriormente con las dimensiones∆𝐶𝐶𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 físicas planteadas al inicio del epígrafe.
58 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
6.8. Superficie horizontal de cola.
El estabilizador horizontal o superficie horizontal de cola será calculado llevando a cabo una media de ciertos parámetros que definen los estabilizadores de los aviones semejantes. Los parámetros que definen la superficie horizontal de cola son el cociente entre la distancia longitudinal del punto un cuarto de la cuerda media aerodinámica del ala al punto un cuarto de la cuerda media geométrica del estabilizador y la distancia longitudinal del punto un cuarto de la cuerda media aerodinámica del flap al punto un cuarto de la cuerda media geométrica del estabilizador:
𝑙𝑙ℎ 𝑓𝑓 Y el coeficiente de volumen: 𝑙𝑙
(6.9) 𝑆𝑆ℎ𝑙𝑙ℎ Valores resumidos en la siguiente tabla:𝑆𝑆𝑤𝑤𝐶𝐶 𝐶𝐶𝐶𝐶
lh/lf y coeficiente de volumen lh/lf C. volumen Aero L-39 Albatros 1,065 1,214 Dassault/Dornier Alpha Jet 1,058 1,141 BAE Hawk 1,071 1,213
C-101 1,045 1,060
Tabla 27 : y lh Shlh Aparte de los valores típicos , y : lf SwCMA
𝑙𝑙ℎ 𝑙𝑙𝑓𝑓 𝑆𝑆ℎ lh, lf y Sh
lh sh
Aero L-39 Albatros 16,24 12,43 53,48 𝑙𝑙𝑓𝑓 Dassault/Dornier Alpha Jet 15,6 12,05 51,61 BAE Hawk 15,92 13,05 55,98 C-101 16,46 13,09 48,28
Tabla 28: Valores lh , y sh
𝒍𝒍𝒇𝒇
59 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Obteniendo los siguientes valores medios:
= 12,67
𝑓𝑓 𝑙𝑙 = 52,34
𝑆𝑆ℎ = 1,06 𝑙𝑙ℎ 𝑙𝑙𝑓𝑓 = 1,157 𝑆𝑆ℎ𝑙𝑙ℎ Donde sustituimos los parámetros por𝑆𝑆𝑤𝑤𝐶𝐶 las𝐶𝐶𝐶𝐶 variables de nuestro avión (excepto que lo estimamos como valor medio) y obtenemos los siguientes valores 𝑙𝑙𝑓𝑓
= 140.86 2 𝑆𝑆ℎ = 13.43 𝑓𝑓𝑓𝑓
𝑙𝑙ℎ 𝑓𝑓𝑓𝑓
6.9. Superficie vertical de cola.
Empleando el mismo método que para el estabilizador horizontal de cola, definimos los siguientes parámetros cola que son el cociente entre la distancia longitudinal del punto un cuarto de la cuerda media aerodinámica del ala al punto un cuarto de la cuerda media geométrica del estabilizador y la distancia longitudinal del punto un cuarto de la cuerda media aerodinámica del flap al punto un cuarto de la cuerda media geométrica del estabilizador:
𝑙𝑙𝑣𝑣 𝑓𝑓 Y el coeficiente de volumen: 𝑙𝑙
𝑆𝑆𝑣𝑣𝑙𝑙𝑣𝑣 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑏𝑏
60 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Extrayendo los siguientes valores de la tabla de aviones semejantes:
lv/lf y coeficiente de volumen lv/lf svlv/(Swb) Aero L-39 Albatros 1,39 0,09 Dassault/Dornier Alpha Jet 1,32 0,08 BAE Hawk 1,22 0,08
C-101 1,34 0,08 Tabla 29: y 𝒍𝒍𝒗𝒗 𝑺𝑺𝒗𝒗𝒍𝒍𝒗𝒗 𝒍𝒍𝒇𝒇 𝑺𝑺𝒘𝒘𝒃𝒃 Aparte de los valores típicos , :
𝑣𝑣 𝑓𝑓 𝑣𝑣 𝑙𝑙 𝑙𝑙 𝑦𝑦 𝑆𝑆 lv, lf y Sv
lv lf sv Aero L-39 Albatros 13,63 9,83 39,48 Dassault/Dornier Alpha Jet 14,63 11,08 30,22 BAE Hawk 15,64 12,77 33,79 C-101 13,25 9,88 44,83 Tabla 30: lv, lf y Sv
Obteniendo los siguientes valores medios:
= 10,89
𝑓𝑓 𝑙𝑙 = 37,08
𝑆𝑆𝑣𝑣 = 1,32 𝑙𝑙𝑣𝑣 𝑙𝑙𝑓𝑓 = 0,08 𝑆𝑆𝑣𝑣𝑙𝑙𝑣𝑣 Donde sustituimos los parámetros por𝑆𝑆 𝑤𝑤las𝑏𝑏 variables de nuestro avión (excepto que lo estimamos como valor medio) y obtenemos los siguientes valores: 𝑙𝑙𝑣𝑣
= 54.96 2 𝑆𝑆𝑣𝑣 = 14,37 𝑓𝑓𝑡𝑡
𝑙𝑙𝑣𝑣 𝑓𝑓𝑓𝑓
61 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
6.10. Croquis a tres vistas.
Figura 20: Alzado.
Figura 21: Planta
62 Capítulo 6. Definición geométrica del avión.
Figura 22: Perfil.
63
64
Capítulo 7. Polar del avión.
Como término a los cálculos necesarios para la definición del avión, llevamos a cabo la deducción de la polar del avión, ecuación definitoria de la aeronave y que muestra sus cualidades aerodinámicas en una parametrización estándar [35]:
= + (7.1) 2 Para ello hacemos varias suposiciones𝐶𝐶𝐷𝐷 𝐶𝐶 𝐷𝐷que0 han𝐾𝐾𝐶𝐶𝐿𝐿 de ser expuestas antes de empezar el cálculo. La primera es que estamos considerando el avión en su totalidad, evaluando todas sus superficies y estructuras a la vez. La segunda es que estamos considerando la simetría total de la aeronave en su eje longitudinal. Por último, aclaramos que a la hora de llevar todos nuestros cálculos estamos considerando la aeronave como un sólido rígido sometido a una serie de fuerzas externas dentro de un fluido.
7.1. Resistencia sin sustentación ( ).
𝐷𝐷0 El coeficiente de resistencia 0 agrupa toda 𝐶𝐶la resistencia de la aeronave debida a fuerzas de ficción sobre los distintos𝐶𝐶𝐷𝐷 elementos del avión que engloban el ala en su totalidad (alerones y dispositivos hipersustentadores incluidos), es por tanto una suma de elementos:
= 𝑛𝑛 (7.2)
𝐶𝐶𝐷𝐷0 � 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑖𝑖 Definiéndose cada , como sigue, según𝑖𝑖=4 Raymer [31]:
𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑖𝑖 = (7.3) 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑖𝑖 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑖𝑖 𝐶𝐶𝑓𝑓𝑖𝑖 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑖𝑖𝐹𝐹𝐼𝐼𝑖𝑖 𝑆𝑆𝑤𝑤 65 Capítulo 7. Polar del avión.
Refiriéndose y a sendos valores constantes (factor de forma y factor de interferencia) 𝐹𝐹cuyo𝐹𝐹𝑖𝑖 valores𝐹𝐹𝐼𝐼𝑖𝑖 son 1.1 y 1.2, respectivamente.
Como podemos observar tanto la superficie mojada de la estructura de la cual estamos calculando el coeficiente como la superficie alar total son datos conocidos y calculados anteriormente, mientras que el sub-coeficiente debe ser hallado mediante algún método. Torenbeek [36], Kroo [37] u Obert 𝐶𝐶𝑓𝑓[38]𝑖𝑖 proponen variados métodos, decantándonos nosotros por el que propone el autor de referencia que venimos usando a lo largo de todo el proyecto, Raymer [31]:
Para flujo laminar:
1.328 = (7.4)
𝐶𝐶𝑓𝑓𝑖𝑖 Mientras que para flujo turbulento: √𝑅𝑅𝑅𝑅
0.455 = (7.5) (log ) . (1 + 0.144 ) . 𝐶𝐶𝑓𝑓𝑖𝑖 2 58 2 0 65 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝑥𝑥 𝑀𝑀 Siendo el número de Reynolds:
= (7.6) 𝜌𝜌𝜌𝜌𝜌𝜌 𝑅𝑅𝑅𝑅 𝜇𝜇 En primer lugar, debemos afrontar un problema intrínseco a la consecución final de este trabajo, que es la carencia, como se ha comentado en alguna ocasión, de la posibilidad de evaluar empíricamente en un túnel de viento el perfil alar de nuestra aeronave, para analizar entre otras cosas si el flujo que se encuentra en contacto con la superficie es una capa laminar o turbulenta, parámetro fundamental sí o sí a la hora de definir utilicemos el método que utilicemos. Típicamente se considera que el 10 o el 20 por𝐶𝐶𝑓𝑓𝑖𝑖 ciento de la superficie del ala y la cola se encuentra bañada por un flujo laminar, siendo el resto turbulento. No obstante, es un dato totalmente arbitrario y cuyo uso en el hipotético cálculo de las variables que define como veremos más adelante no nos asegura mayor precisión que la extracción 𝐶𝐶de𝑓𝑓𝑖𝑖 dicho valor de una base de datos estadística. Siendo de igual precisión o mayor pues no habrá un uso arbitrario de
66 Capítulo 7. Polar del avión. ninguna de las variables que lo determina el acudir a la tabla que el mismo autor presenta en su publicación [31]:
Tabla 31: Coeficientes
𝒊𝒊 𝑪𝑪𝒇𝒇 Eligiendo el valor típico de = 0,0035. Valor que sustituido en las distintas fases de la ecuación principal para distintos𝐶𝐶𝑓𝑓𝑖𝑖 valores de área mojada obtenemos:
= ; = 524,6413 𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤 2 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓 𝐶𝐶𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑖𝑖𝐹𝐹𝐼𝐼𝑖𝑖 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓 𝑓𝑓𝑓𝑓 𝑆𝑆𝑤𝑤 = 0.010
𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖𝑖 = ; = 460,6 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎 2 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎 𝐶𝐶𝑓𝑓𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑖𝑖𝐹𝐹𝐼𝐼𝑖𝑖 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎 𝑓𝑓𝑓𝑓 𝑆𝑆𝑤𝑤 = 0,0092
𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎
13 Al considerar el fuselaje como un cilindro de longitud =32.49 ft y radio = 2.57 𝑎𝑎𝑡𝑡 𝑏𝑏𝑓𝑓 2 𝑓𝑓𝑓𝑓
67 Capítulo 7. Polar del avión.
= ; = 281,72 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤ℎ 2 𝐶𝐶𝐷𝐷0ℎ 𝐶𝐶𝑓𝑓ℎ 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑖𝑖𝐹𝐹𝐼𝐼𝑖𝑖 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤ℎ 𝑓𝑓𝑓𝑓 𝑆𝑆𝑤𝑤 = 0,0056
𝐶𝐶𝐷𝐷0ℎ = ; = 109,92 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑣𝑣 2 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑣𝑣 𝐶𝐶𝑓𝑓ℎ 𝐹𝐹𝐹𝐹𝑖𝑖𝐹𝐹𝐼𝐼𝑖𝑖 𝑆𝑆𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑤𝑣𝑣 𝑓𝑓𝑓𝑓 𝑆𝑆𝑤𝑤 = 0,0022
𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑣𝑣 Y que sustituyendo en la ecuación inicial:
= 𝑛𝑛 = + + +
𝐶𝐶𝐷𝐷0 � 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑖𝑖 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓𝑓 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎 𝐶𝐶𝐷𝐷0ℎ 𝐶𝐶𝐷𝐷0𝑣𝑣 𝑖𝑖=4 = 0,027
𝐶𝐶𝐷𝐷0
7.2. Resistencia inducida ( ).
La resistencia inducida, segunda parte𝐾𝐾 de la ecuación de la polar de la aeronave es parametrizada por la variable “K”, siendo aquella igual al cuadrado del coeficiente de sustentación multiplicado por ésta variable, conocida como factor “resistencia- sustentación”. Dicho factor se define como
1 1 = = (1 + ) (7.7)
𝐾𝐾 𝛿𝛿 Siendo “e”, una constante empírica𝜋𝜋𝜋𝜋𝜋𝜋 conocida como𝜋𝜋𝜋𝜋 parámetro de eficiencia de Oswald y que puede ser estimada de distintas maneras, tal y como propone Torenbeek [36] en su publicación
1 = (7.8) 1 + 𝑒𝑒 Eligiendo nosotros el método Garner [36] que𝛿𝛿 se resume de la manera siguiente:
4 = 46,264 (7.9) 3 2 𝛿𝛿 �𝜂𝜂𝑐𝑐𝑐𝑐 − � 𝜋𝜋
68 Capítulo 7. Polar del avión.
Siendo :
𝜂𝜂𝑐𝑐𝑐𝑐 1 + 2 4 = + ( + ) + 0.001 14 (7.10) 3(1 + ) 3 . , 𝜆𝜆 𝜂𝜂𝑐𝑐𝑐𝑐 𝐶𝐶1 𝐶𝐶2 𝐶𝐶3 𝜑𝜑2 5 𝛽𝛽𝐶𝐶3 Cuyos valores , y , pueden𝜆𝜆 ser extraídos𝜋𝜋 de la siguiente tabla [36]:
1 2 3 𝐶𝐶 𝐶𝐶 𝐶𝐶
Tabla 32: Diagrama de coeficientes de Garner [36].
Extrayendo unos valores de , y
1 2 3 𝐶𝐶=𝐶𝐶0,47𝐶𝐶, = 0,17 = 0,36
Y que sustituyendo los valores𝐶𝐶1 conocidos𝐶𝐶2 de 𝑦𝑦 𝐶𝐶3
= 0,4
𝜆𝜆= 5,05
Obtenemos un valor para la variable de𝐴𝐴 resistencia-sustentación
= 0,103
Resultando la polar del avión como sigue𝐾𝐾
= 0,027 + 0,103 2 𝐶𝐶𝐷𝐷 𝐶𝐶𝐿𝐿
14 Donde tan( . , )=tan( 2.5/ ), siendo = 1 , con = 0,6 2 𝜑𝜑2 5 𝛽𝛽 𝜑𝜑 𝛽𝛽 𝛽𝛽 √ − 𝑀𝑀 𝑀𝑀
69
7.3. Eficiencia máxima, máxima autonomía, velocidad de máxima autonomía, máximo alcance,
Una vez calculada la curva de la polar podemos, de manera adicional, calcular ciertos parámetros que nos dan una idea general de las performances del avión, como por ejemplo la eficiencia máxima [35]:
1 = (7.11) 2 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝐸𝐸 𝐷𝐷0 �=𝐶𝐶 9𝐾𝐾,48
De donde podemos extraer la máxima𝐸𝐸𝑀𝑀𝑀𝑀 autonomía,𝑀𝑀 ya que para volar en régimen de máxima autonomía es necesario volar a eficiencia máxima:
1 = ln (7.12) 2 𝑊𝑊0 𝑡𝑡𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 � � 𝑗𝑗 𝐷𝐷0 𝑊𝑊𝑒𝑒 = 6 𝐶𝐶10� 𝐶𝐶 𝐾𝐾 15
Y que si estrayendo𝑡𝑡𝑀𝑀𝑀𝑀 de𝑀𝑀 la condiciónℎ𝑜𝑜𝑜𝑜𝑜𝑜𝑜𝑜 𝑦𝑦 de máxima𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 𝑚𝑚autonomía𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎𝑎
= (7.13) 𝐿𝐿 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝐶𝐶 𝐸𝐸 � 𝐷𝐷� Podemos concluir que la velocidad de máxima𝐶𝐶 𝑀𝑀 𝑀𝑀autonomía𝑀𝑀 es la velocidad base ( )
𝑉𝑉𝑏𝑏 2 = (7.14)16 ( ) 𝑏𝑏 𝑊𝑊 𝑉𝑉 � 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝜌𝜌𝜌𝜌 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝐸𝐸 Siendo ( )
𝐶𝐶𝐿𝐿 𝐸𝐸𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 ( ) = = 0,511 (7.15) 𝐶𝐶𝐷𝐷0 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝐸𝐸𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 � 𝐾𝐾
15 Considerando una aproximación en la que la aeronave vuela a una altura óptima desde el despegue hasta que se agota el combustible.
16 Donde ρ es igual a 0,000890 / a una altura de treinta mil pies [72]. 3 𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠𝑠 𝑓𝑓𝑓𝑓 70 Capítulo 7. Polar del avión.
Que sustituido en 7.14 nos da un resultado de:
2 ft = = 519,6 = 307,5 kts ( ) s 𝑏𝑏 𝑊𝑊 𝑉𝑉 � 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝜌𝜌𝜌𝜌 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝐸𝐸
En referencia nuevamente a las ecuaciones de Breguet podemos extraer la ecuación que define el máximo alcance cuya condición es volar al mínimo cociente 𝐶𝐶𝐷𝐷 �𝐶𝐶𝐿𝐿 1 2 3 1 = 3 (7.16) 24 𝑥𝑥𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 � 4 ��𝑊𝑊0 − �𝑊𝑊𝑒𝑒� 𝐶𝐶𝑗𝑗 𝜌𝜌𝜌𝜌 3 �𝐶𝐶𝐷𝐷0 𝐾𝐾 De donde se extrae un alcance de:
= 2240 = 1208
𝑥𝑥𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑘𝑘𝑘𝑘 𝑛𝑛𝑛𝑛
71
72
Capítulo 8. Diagrama carga de pago-alcance.
El diagrama carga de pago alcance de una aeronave nos permite identificar visualmente sus capacidades básicas de servicio en una gráfica como la mostrada a continuación:
Figura 23: Diagrama carga de pago-alcance típico.
El eje de abscisas o eje X del diagrama representado en la figura 21 muestra el alcance de la aeronave para una determinada configuración de carga de pago y combustible de la aeronave, mientras que el eje Y o de ordenadas muestra el peso de la aeronave en ese momento que podrá ser distribuido entre carga de pago (P.L.) y combustible con un peso base (O.E.W.) hasta un máximo estructural (M.T.O.W.).
De esta manera el punto A se corresponde con una situación de máxima carga de pago (M.P.L.) y mínimo combustible (O.E.W. más M.P.L.) correspondiéndose obviamente con un alcance de cero km por la ausencia total de combustible, siendo la limitación la propia carga soportable por la estructura del avión.
73 Capítulo 8. Diagrama carga de pago-alcance.
El punto B de la gráfica está asociado a una situación en la que se podría llevar la máxima carga de pago a un alcance máximo determinado por el peso del combustible remanente en esa configuración, mientras que el punto C nos indica una configuración de máximo peso de combustible para una carga de pago que nos permitiese.
Por último, el corte de la recta con el eje de abscisas D, nos muestra el punto en el que, sin carga de pago, pero con una cantidad de combustible máxima para un peso máximo al despegue (M.T.O.W.) obtendríamos un alcance máximo.
Para hallar el peso máximo de combustible (M.F.W.), atendemos al parámetro proporcionado en Raymer [32]:
= 𝑃𝑃 𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀𝑀 𝑡𝑡 𝐺𝐺 𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶𝐶 𝑆𝑆𝑤𝑤 Que a partir de los datos de aviones semejantes obtenemos:𝑐𝑐
MFW, CMA, Espesor ( ), Cuerda, superficie alar y parámetro P/G
MFW (lbs) CMA (ft) Espesor𝜏𝜏 ( ) Cuerda ft (ft2) Aero L-39 Albatros 1816 6,71 0,12 6,276 194,57 72,753𝑃𝑃 𝜏𝜏 𝑤𝑤 Dassault/Dornier Alpha Jet 5871 6,22 0,15 6,388 190,99𝑆𝑆 210,455𝐺𝐺 BAE Hawk 4865 6,09 0,109 6,357 207,3 224,744 C-101 3800 6,04 0,15 6,301 215,82 122,460 Tabla 33: MFW, CMA, Espesor (τ), Cuerda, superficie alar y parámetro P/G.
Obteniendo así un valor medio de igual a 157,603, valor que utilizamos para calcular 𝑃𝑃 el MFW de nuestra aeronave: 𝐺𝐺
. . . = 3865
De manera que haciendo uso de𝑀𝑀 las𝐹𝐹 ecuaciones𝑊𝑊 de𝑙𝑙𝑙𝑙 Breguet obtenemos el siguiente diagrama, coincidiendo el punto B con el C por ser el peso máximo de combustible igual al peso de combustible que puede cargar la aeronave con la máxima carga de pago.
74 Capítulo 8. Diagrama carga de pago-alcance.
Figura 24: Diagrama carga de pago-alcance.
75
76
Capítulo 9. Conclusiones y trabajo futuro.
Tal y como se dijo en la introducción del presente documento, la principal motivación de éste T.F.G. es encontrar una solución de compromiso a las actuales aeronaves de entrenamiento básico a reacción como futurible sustituta de la aeronave empleada en la Fuerza Aérea Española.
Se establecieron además como objetivos, que dicha aeronave incluya como características principales un consumo propio de una aeronave de este tipo, manejo noble y estabilidad de la misma, y capacidad de uso por distintos segmentos de futuros pilotos que no incluyan únicamente a la aviación de caza, entre otras.
Es interés de éste capítulo evaluar las capacidades y el potencial de nuestra aeronave prototipo en términos paramétricos, en observación siempre de la solución obtenida en conjunción de todos los parámetros a la vez.
Tras observar las carencias y puntos fuertes de las aeronaves semejantes, nos dimos cuenta de que al igual que en la mayoría de los campos de estudio la evolución tecnológica experimentada en las últimas décadas ha supuesto un factor de diseño absolutamente esencial en el proyecto final de cualquier equipo de desarrollo.
Más concretamente, el avance sufrido en aviación desde el primer vuelo de los hermanos Wright puede concentrarse sobre todo en el período que comprende las dos guerras mundiales y los períodos aledaños, llegando a haber un gran desarrollo, aunque menor, hasta la finalización de la Guerra Fría. De esta manera, puede decirse que queda concentrado todo el desarrollo aerodinámico en una primera parte de la historia de la aviación, viéndose estancado en las últimas décadas (sin estar totalmente paralizado) y el desarrollo de los métodos propulsores de las aeronaves en auge desde el primer
77 Capítulo 9. Conclusiones y trabajo futuro.
momento, siendo el avance principal que sufre en la actualidad el campo de las plantas motrices el de mejora de su consumo y eficiencia.
Nuestra aeronave conserva unos parámetros aerodinámicos muy similares a los de aeronaves semejantes, ya que el estudio realizado nos da unos valores muy cercanos a los extraídos de la bibliografía de aeronaves semejantes. Es en resumen, una optimización aerodinámica de otros aviones de entrenamiento básico a reacción, teniendo en cuenta las limitaciones de construcción y diseño impuestas explicadas en el desarrollo de este trabajo como, por ejemplo, el uso de flaps de tipo simple como dispositivos hipersustentadores del avión.
La mejora principal del proyecto reside, por tanto, en el uso de una planta motriz totalmente nueva y mucho más eficiente y eficaz que cualquiera de las que poseen las aeronaves semejantes: el Honeywell ITEC F-124, cuyo consumo de 0.81 lb/lbf-hr, mucho más contenido que la mayoría de las aeronaves de éste tipo otorga un empuje, por otro lado, mucho mayor (hasta 6300 libras), motivo por el cual convierte nuestro anteproyecto en una solución totalmente viable como sustituto de cualquier aeronave de entrenamiento básico a reacción de las observadas y estudiadas en nuetsra bibliografía de aeronaves semejantes.
9.1. Trabajo futuro.
Una vez definidas las dimensiones y características generales de nuestra aeronave, un estudio en profundidad debe ser llevado a cabo [31]. Para ello ha de ejecutarse una iteración entre todos y cada uno de los valores definidos en éste trabajo de manera progresiva, teniendo siempre en cuenta el factor de viabilidad de construcción, motivo por el cual un vasto conocimiento de resistencia de materiales e ingeniería industrial debería de acompañar al equipo que se encargase de dicha tarea. De esta manera, iríamos abordando una a una las performances del avión (autonomía, alcance, velocidad máxima, ratio de giro, estabilidad longitudinal, etc.) y las enfrentaríamos a las variables que las definen (peso máximo al despegue, flecha, carga alar, diedro, etc.), para observar de esta manera la incidencia de cada variable sobre cada performance y encontrar un punto óptimo.
78 Capítulo 9. Conclusiones y trabajo futuro.
A la hora de llevar a cabo ésta tarea muchos parámetros deberán de ser extraídos de manera empírica o experimental, especialmente aquellas constantes relacionadas con los valores de viscosidad ( ) o valores de Reynolds (Re) para un perfil o para la estructura entera. Para ello, la construcción𝜇𝜇 de un modelo a escala del aparato y el uso dentro de un túnel de viento nos aportaría gran cantidad de estas variables desconocidas.
Para finalizar, el autor del presente T.F.G. considera oportuno mencionar la utilidad que ha tenido para él la realización del mismo, siendo una gran oportunidad para mí a la hora de aprender la forma de llevar a cabo un proyecto de estas características, incluidas especialmente la forma en la que hay que presentar un proyecto de éste tipo, la redacción y el método de referenciado y recopilación de información. Técnicamente hablando, ha sido de gran ayuda a la hora de recordar y adquirir nuevos conocimientos de gran importancia en nuestra profesión como pilotos relacionados íntimamente con el empleo de aeronaves tal y como son las performances asociadas a cada característica del avión y su influencia en el desarrollo típico de una misión de enseñanza.
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Anexos.
En el siguiente capítulo se adjuntan todos los datos que hemos utilizado en el presente T.F.G. referidos a las aeronaves semejantes. Dicha información ha sido extraída de múltiples fuentes, entre ellas distintas páginas web de referencia y aplicaciones informáticas de medición de distancias, áreas y ángulos [39] [40] [41] [42] [43] [44] [45] [46] [47] [48] [49] [50] [51] [52] [53] [54] [55] [56] [57] [58] [59] [60] [61] [62] [63] [64] [65] [66] [67].
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Datos generales del avión.
Datos generales del avión
Fabricante Fecha de primer vuelo hmax lmax bmax Aero L-39 Albatros Aero Vodochody 4 de noviembre de 1968 15,6 ft 39,8 ft 31 ft Dassault/Dornier Alpha Jet Dassault-Breguet 26 de octubre de 1973. 16,1 ft 43,4 ft 29,9 ft BAE Hawk British Aerospace 21 de agosto de 1974. 13,06 ft 40,79 ft 32,61 ft C-101 CASA 27 de junio de 1977. 14 ft 40,2 ft 34,25 ft Tabla 34: Datos generales del avión.
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Grupo motopropulsor, tomas de admisión y características físicas del motor.
Grupo motopropulsor
Nº motores Posición Tipo de motor Modelo Fabricante W eng Peng ó Teng ce Pto ó Tto (KN) Aero L-39 Albatros 1 Esquema Turbofán Progress/Ivchenko AI-25TL. Progress 772 lb 16.9 kN 1.28 lb/lbf-hr 16.9 Dassault/Dornier Alpha Jet 2 Esquema Turbofán Turbomeca Larzac 04-C6. Turbomeca 650,35 lb 13 kN 1.579 lb/lbf.h 13 BAE Hawk 1 Esquema Turbofán Rolls-Royce Adour Mk. 951. Rolls-Royce 1470 lb 27.0 KN 0.78 lb/(lbf·h) 27.0 C-101 1 Esquema Turbofán Garrett TFE731-2-2J. Garret 734 lb 15.6 kN 0.5 lb/lbf-hr 15.6 Tabla 35: Grupo motopropulsor.
Tomas de admisión Características físicas del motor Ancho Alto Área ᴓ Longitud Ce Aero L-39 Albatros 0,76 ft 2,13 ft 1,45 ft2 Aero L-39 Albatros 39 in 132 in 1.28 lb/lbf-hr Dassault/Dornier Alpha Jet 0,75 ft 3,46 ft 2,07 ft2 Dassault/Dornier Alpha Jet 17,79 in 46,73 in 1.579 lb/lbf.h BAE Hawk 1,17 ft 1,81 ft 1,40 ft2 BAE Hawk 22,7 in 77 in 0.78 lb/(lbf·h)
C-101 1,11 ft 2,22 ft 2,01 ft2 C-101 39 in 50 in 0.5 lb/(lbf·h) Tabla 37: Características físicas del motor. Tabla 36: Tomas de admisión.
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Pesos.
Pesos (lb) PTO/MTOW ó MTOW (lbs) MLW (lbs) MZFW (lbs) EW (lbs) MPL (lbs) MFW (lbs) EW/MTOW PL/MTOW MFW/MTOW TTO/MTOW Aero L-39 Albatros 10362 9480 9675 7859 1816 1816 0,758 0,175 0,175 0,366 Dassault/Dornier Alpha Jet 16535 11680 11464 7871 3593 5871 0,476 0,217 0,355 0,179 BAE Hawk 20000 10250 11719 8845 2874 4865 0,442 0,144 0,243 0,3 C-101 12300 10900 10380 8380 2000 3800 0,681 0,163 0,309 0,284
Tabla 38: Pesos.
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Fuselaje y cabina.17
Fuselaje y cabina
lf lf/b bf λ (esbeltez) hf sff (ftsquare) dmin (ft) Aero L-39 Albatros 38,81 ft 1,25 5,24 ft 7,41 5,22 ft 54,53 ft2 3,11 ft Dassault/Dornier Alpha Jet 43,40 ft 1,45 5,98 ft 7,26 6,16 ft 47,23 ft2 2,36 ft BAE Hawk 40,42 ft 1,24 6,39 ft 6,33 6,05 ft 51,52 ft2 3,01 ft C-101 40,20 ft 1,17 6,75 ft 5,96 6,04 ft 60,63 ft2 2,92 ft Tabla 39: Fuselaje y cabina (i).
Fuselaje y cabina Lc Bc Hc Volc Volec Nº plazas Disposición Aero L-39 Albatros 10,9 ft 2,62 ft 3,66 ft unk unk 2 Tándem
Dassault/Dornier Alpha Jet 11,54 ft 2,8 ft 4,35 ft unk unk 2 Tándem BAE Hawk 11,2 ft 2,98 ft 3,94 ft unk unk 2 Tándem C-101 11,75 ft 2,92 ft 3,93 ft unk unk 2 Tándem Tabla 40: Fuselaje y cabina (ii).
17 Unk (Unknown): dato imposible de recopilar debido la escasez de fuentes fiables, opacidad de las mismas o directamente inexistencia en el estado del arte de documentos que los recopilen.
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Ala.
Ala
Pos.Vertical Pos. Long. Sw b ct cr CMG CMA Aero L-39 Albatros Baja 0,54 ft 194,57 ft 31 ft 4,54 ft 8,25 ft 6,28 ft 6,71 ft Dassault/Dornier Alpha Jet Alta 0,48 ft 190,99 ft 29,9 ft 3,66 ft 8,08 ft 6,39 ft 6,22 ft BAE Hawk Baja 0,48 ft 207,3 ft 32,61 ft 3,51 ft 9,17 ft 6,36 ft 6,09 ft C-101 Baja 0,49 ft 215,82 ft 34,25 ft 4,81 ft 7,21 ft 6,30 ft 6,04 ft Tabla 41: Ala (i).
Ala A ƛ Ʌ1/4 Dihedro Perfiles aerodinámicos MTOW/Sw Aero L-39 Albatros 4,94 0,55 6,5º 2,5º NACA 64-012A 12% at 40% chord 53,26 Dassault/Dornier Alpha Jet 4,68 0,45 30º 6º NACA 23015/4412 15% at 30% chord 86,58 BAE Hawk 5,13 0,38 28º 3,95º Hawker 10.9%/9% 10,90% 96,48 C-101 5,44 0,67 4,07º 5º Norcasa 15 y 10 15% 56,99 Tabla 42: Ala (ii).
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Ala (II).
Ala Pos. Long. d(punto 1/4 cuerda media aerodinamica, morro avion)/longitud fuselaje
Aero L-39 Albatros 20,99 Dassault/Dornier Alpha Jet 20,79 BAE Hawk 19,39 C-101 19,53 Tabla 43: Ala (iii).
Figura 25: Aero L-39 Albatros (NACA 64-012A).
Figura 26: Dassault/Dornier Alpha Jet (NACA 23015 (modified) at root.
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Ala (III).
Figura 27: Dassault/Dornier Alpha Jet NACA 4412 (modified) at tip.
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Dispositivos hipersustentadores.
Dispositivos hipersustentadores Tipo bf (ft) bf/b yf(ft) yf/b cf(ft) c(ft) cf/c Aero L-39 Albatros Simple 13,68 0,44 6,02 0,19 1,64 7,18 0,23 Dassault/Dornier Alpha Jet Fowler 14,64 0,49 6,73 0,23 1,49 6,43 0,23 BAE Hawk Simple 16,42 0,50 6,75 0,21 2,26 6,6 0,34 C-101 Simple 13,54 0,40 7,07 0,21 1,54 6,77 0,23 Tabla 44: Dispositivos hipersustentadores.
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Alerones y spoilers.
Alerones y spoilers ba(ft) ba/b ya(ft) ya/b Ca(ft) c(ft) ca/c yabaca/(Swb) Aero L-39 Albatros 9,38 0,30 12,15 0,39 1,86 5,32 0,350 0,035 Dassault/Dornier Alpha Jet 9,4 0,31 12,79 0,43 1,19 4,45 0,175 0,025
BAE Hawk 11,28 0,35 13,43 0,41 1,13 4,17 0,185 0,025 C-101 11,24 0,33 13,7 0,40 1,02 5,31 0,154 0,021 Tabla 45: Alerones y spoilers.
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Estabilizador horizontal y timón de profundidad.
Estabilizador horizontal y timón profundidad
posición sh sh/sw bh(ft) bh/b cth(ft) crh(ft) CMGh(ft) Ah ƛh Ʌ1/4h Aero L-39 Albatros Conventional 53,48 (ft) 0,275 14,54 0,469 2,35 4,68 3,678 3,953 0,502 20º Dassault/Dornier Alpha Jet Conventional low dihedral 51,61 (ft)2 0,270 13,97 0,467 2,55 4,51 3,694 3,781 0,565 33º BAE Hawk Conventional low dihedral 55,98 (ft)2 0,270 15,8 0,485 2,14 4,85 3,543 4,459 0,441 40º C-101 Conventional 48,28 (ft)2 0,224 13,9 0,406 2,52 4,03 3,473 4,002 0,625 11,5 2 Tabla 46: Estabiizador horizontal y timón de profundidad (i).
Estabilizador horizontal y timón profundidad
h Perfiles aerodinámicos Espesor lh(ft) shlh/(Sw) lf(ft) lh/lf be(ft) be/bh Cr(ft) Cv(ft) cr/cv Aero L-39 Albatros 0º NACA 64-012A 12% at 40% chord 16,24 1,21 12,44 1,31 11,88 0,82 1,45 3,87 0,37 Dassault/Dornier Alpha Jet 14º NACA 23015/4412 15% at 30% chord 15,6 1,14 12,05 1,29 11,55 0,83 1,37 3,3 0,42 BAE Hawk 9º Hawker 10.9%/9% 10,90% 15,92 1,21 13,05 1,22 10,84 0,69 1,94 4,51 0,43 C-101 0º Norcasa 15 y 10 15% 16,46 1,06 13,09 1,26 11,48 0,83 2,52 4,13 0,61 Tabla 47: Estabiizador horizontal y timón de profundidad (ii).
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Estabilizador vertical y timón de dirección.
Estabilizador vertical y timón de dirección
sv sv/sw bv(ft) bv/b ctv(ft) crv(ft) CMGv(ft) Av ƛv Aero L-39 Albatros 39,48 (ft) 0,20 7,47 0,24 2,84 9,62 5,29 2,83 0,30 Dassault/Dornier Alpha Jet 30,22 (ft)2 0,16 7,1 0,24 2,39 7,66 4,26 3,34 0,31 BAE Hawk 33,79 (ft)2 0,16 6,79 0,21 2,04 8,61 4,98 2,73 0,24 C-101 44,83 (ft)2 0,21 7,42 0,22 2,44 8,75 6,04 2,46 0,28 2 Tabla 48: Estabilizador vertical y timón de dirección (i).
Estabilizador vertical y timón de dirección Ʌ1/4v lf(ft) lv(ft) lv/lf CMA(ft) svlv/(Swb) br(ft) br/bv cr/cv Aero L-39 Albatros 45,61º 9,83 13,63 1,39 5,47 0,089 5,4 0,72 0,30 Dassault/Dornier Alpha Jet 46,17º 11,08 14,63 1,32 4,71 0,077 5,4 0,76 0,31 BAE Hawk 43,78 12,77 15,64 1,22 5,43 0,078 5,89 0,87 0,24 C-101 47,89º 9,88 13,25 1,34 5,69 0,080 6,2 0,84 0,28 Tabla 49: Estabilizador vertical y timón de dirección (ii).
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Tren de aterrizaje.
Tren de aterrizaje
Tipo T(ft) B(ft) T/B T/b B/lf Aero L-39 Albatros triciclo retractil 8,22 14,5 0,57 0,27 0,37 Dassault/Dornier Alpha Jet triciclo retractil 9,08 15,45 0,59 0,30 0,36 BAE Hawk triciclo retractil 12,38 16,47 0,75 0,38 0,41 C-101 triciclo retractil 9,51 15,52 0,61 0,28 0,39 Tabla 50: Tren de aterrizaje (i).
Nºneumáticos Den. Neumático(Morro/principal) Dp bp pp Aero L-39 Albatros 1 Barum tubeless/Barum tubeless 450/610 150/215 56,89/85,34 Dassault/Dornier Alpha Jet 1 Goodyear 612M2GG1 615 225 123 psi BAE Hawk 1 Goodyear 650G4EG1 650 250 159 psi
C-101 1 Goodyear 248P26G1 622,3 215,9 90 psi Tabla 51: Tren de aterrizaje (ii).
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Actuaciones.
Actuaciones
Vmax Vcr Vs V2 Aero L-39 Albatros 405kts (5000m,16400fts): 367kts 97 kts 105 kts (10000lbs) Dassault/Dornier Alpha Jet 540kts (32800fts): 494 kts 90 kts (flaps down y tren abajo) Unk
BAE Hawk 555kts (30000fts):475kts 135 kts (limpio) Unk C-101 417kts (20000fts): 360 kts 110 kts 105 kts (10000lbs) Tabla 52: Actuaciones (i).
V3 Vasc Habs Hser R Toff Ldg Aero L-39 Albatros 120kts 210kts 38000ft 36100ft 593nm 1740ft 2140ft Dassault/Dornier Alpha Jet Unk Tabla 49000ft 48000ft 329nm 1377ft 1640ft
BAE Hawk 124kts Unk 50000ft 44500ft 1360nm Unk Unk C-101 130kts 210kts Unk 44500ft 2159nm 2200fts Unk Tabla 53: Actuciones (ii).
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