F-Ex Heron

Diseño preliminar ala volante para extinción de incendios

1. F-EX HERON
G.7

2.
INDICE
Indice
I THE BEGINNING
1. ASFEP & F-EX HERON
1.1. Aerospace Solutions For Engineering Projects (ASFEP)
1.1.1. TEAM
1.2. F-EX HERON
2. REQUISITOS DE DISE ~NO
2.1. FIRST ORDER SIZING
2.1.1. Fraccion de peso en vaco
2.1.2. Fraccion de Combustible
2.1.3. Proceso iterativo
2.2. DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
2.2.1. Mision contra incendios
2.2.2. Mision de ferry
2.2.3. Analisis de resultados
2.3. DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETR

IA Y DE LAS SUPER-
FICIES DE CONTROL
2.3.1. Fuselaje
2.3.2. Ala
2.3.3. Coeciente de volumen de cola
II DISE~NO.
2

3.
INDICE
1. >Por que un ala volante?
2. Caracteristicas geometricas delF-EX HERON .
3. Conguracion nal del F-EX HERON. CAD
4. Descripcion geometrica detallada
4.1. Dimensionado de las supercies de control
4.2. Descripcion de los distintos componentes:
5. Mejoras futuras
III SISTEMAS.
1. Carga de pago. Depositos de retardante.
2. Sistemas. 48
3. Sensores y equipos.
IV ESTRUCTURAS
1. Calculo de la Supercie Alar (S) y del MTOW (W0); Metodo FL
2. Calculo del MTOW y del We. Metodo Completo
2.1. MTOW y We. Preliminares
2.2. MTOW y We. Dise~no nal
2.3. Analisis detallado del Metodo Completo.
2.4. Analisis de los resultados. Desglose de los diferentes pesos
3

4.
INDICE
3. Calculo del CDG
4. Curva V-N
5. Calculo de los esfuerzos:
5.1. Calculo de esfuerzos sobre el semiala derecha:
5.2. Esfuerzos sobre el tren:
6. Tren de aterrizaje
V AERODIN AMICA
1. Introduccion.
2. Eleccion del perl.
2.1. Seleccion de familias.
2.2. Analisis.
2.3. Obtencion de resultados.
3. Analisis 2D.
3.1. Analisis 2D del perl MH 80.
3.2. Analisis 2D del perl MH 80 adaptado al fuselaje
4. Analisis de los estabilizadores.
4.1. Analisis 2D del perl de los estabilizadores.
5. Analisis aerodinamico preliminar
5.1. Analisis de distintas alas.
4

5.
INDICE
6. Analisis aerodinamico delF-EX Heron.
6.1. Resultados.
7. Supercies hipersustentadoras.
8. Calculo de la polar y la eciencia aerodinamica.
8.1. Calculo delCD0. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.1.1. Resistencia del ala y estabilizadores.
8.1.2. Resistencia de las gondolas y de los motores
8.1.3. Resistencia parasitaria en conguracion Limpia
8.1.4. Resistencia parasitaria en conguracion Sucia.
8.2. Calculo delk1yk2. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8.3. Calculo del coeciente de eciencia de Oswald
9. Resumen aerodinamico delF-EX Heron.
10.Ingeniera concurrente aerodinamica.
VI ESTABILIDAD
1. Justicacion/Motivacion
1.1. Normativa vigente: Estabilidad
2. Eleccion preliminar (metodologas empleadas)
3. Estabilidad Estatica Longitudinal
3.1. Analisis de Vuelo Equilibrado
3.2. Estudio Centros de gravedad
5

6.
INDICE
3.3. Estudio de seleccion de supercies longitudinal
3.4. Trimado longitudinal
4. Estabilidad Estatica Lateral-Direccional
4.1. Dimensionado de los estabilizadores verticales
4.2. Dimensionado de alerones
4.3. Trimado lateral-direccional
4.4. Vuelo con resbalamiento y fallo motor
5. Introduccion a la estabilidad dinamica. Derivadas de estabilidad
5.1. Longitudinal
5.2. Criterios de estabildiad dinamica longitudinal
5.3. Lateral direccional
5.4. Criterios de estabildiad dinamica lateral-direccional
6. Conclusiones. Futuras Mejoras /Recomendaciones
VII ACTUACIONES Y PROPULSI ON
VIII ANEXOS
1. ANEXO I
1.1. Requisitos RFP
2. ANEXO II
2.1. Estructuras: cheros de Matlab
2.2. Aerodinamica: cheros de Matlab
6

7.
INDICE
IX BIBLIOGRAF IA
7

8.
INDICE DE FIGURAS
Indice de guras
1. Logotipo de la empresa
2. Logotipo del proyecto
3. Lockheed C-130 Hercules
4. Northrop Grumman B-2 Spirit
5. Cola convencional
6. Cola en H
7. Ala Volante
8. Tabla de datos: coef. A y c
9. Segmentos de Vuelo
10. Tabla de datosCbhp. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
11. Graca
We
W0
vs
L
D
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
12. Graca
Wf
W0
vs
L
D
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
13. GracaW0vs
L
D
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
14. Perl de la mision contra incendios
15. Caractersticas Smil Hercules
16. Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
17. Caractersticas Smil B2
18. Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
19. Perl de la mision ferry
20. Caractersticas Smil Hercules
21. Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
22. Caractersticas Smil B2
23. Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
8

9.
INDICE DE FIGURAS
24. Tabla coef. a y C
25. Coecientes dimensiones cola
26. Avion Convencional
27. Ala Volante
28. Alzado, planta y perl del F-EX HERON
29. Alzado
30. Planta
31. Perl
32. Supercies de control
33. Visualizacion del interior del F-EX HERON. Tanques de retardante
34. Tanque de retardante. Corte de perl del F-EX HERON
35. Estructura interna de los tanques de retardante. Dimensiones en mm
36. Valores de estructurales etapa preliminar
37. Resultados de los pesos
38.WevsMTOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
39. Interfaz Metodo Completo
40. Sistemas presentes en el ala volante
41. Datos de los motores
42. Metodos de calculo
43. Evolucion del MTOW y We
44. Datos generales del F-EX HERON
45. Datos de aerodinamica del F-EX HERON
46. Datos del fuselaje y del tren de aterrizaje
47. Datos de los motores
48. Datos de los sistemas
9

10.
INDICE DE FIGURAS
49. Aeronave de referencia. Seleccion de materiales
50. Reducciones y refuerzos
51. Distribucion de materiales
52. Resultados de los pesos nales
53. Desglose de pesos que constituyen el MTOW
54. Desglose de pesos que constituyen el peso estructural
55. CDG. Fuselaje. Vista en planta
56. CDG. Ala. Vista en planta
57. Distribucion del CDG de los componentes
58. Evolucion del CDG en las misiones
59. Curva v-n 0ft y MTOW
60. Curva v-n 10.000ft y MTOW
61. Curva v-n 10.000 y peso antes de la descarga
62. Distribucion de la cuerda en el semiala derecha.
63. Esfuerzos en el semiala
64. Seccion transversal.
65. Tipo de cuaderna
66. Caso 1 Tren de aterrizaje
67. Caso 2 Tren de aterrizaje
68. Caso 3 Tren de aterrizaje
69. Caso 4 Tren de aterrizaje
70. Caso 5 Tren de aterrizaje
71. Caso 6 Tren de aterrizaje
72. Caso 7 Tren de aterrizaje
73. Caso 8 Tren de aterrizaje
10

11.
INDICE DE FIGURAS
74. F-EX HERON. Perspectiva con tren de aterrizaje
75. F-EX HERON. Vista de perl
76. F-EX HERON. Vista frontal
77. Tren de aterrizaje. Tipo triciclo
78. Detalle del tren
79. ALA 1
80. ALA 2
81. ALA 3
82. Analisis 1
83. Analisis 2
84. Analisis 1
85. Analisis 2
86.Coecientes de resistencia de aps. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
87. Representacion graca ala volante en el modulo Wing Properties
88. Division de supercies para el trimado: Estabilizador y Ala virtuales
89. MPL:

Angulo de ataque durante el primer crucero
90. MPL: Deexion del timon de profundidad durante el primer crucero
91. MPL: Resistencia de trimado durante el primer crucero
92. MPL:

Angulo de ataque durante la descarga
93. MPL: Deexion del timon de profundidad durante la descarga
94. MPL: Resistencia de trimado durante la descarga
95. MPL:

Angulo de ataque durante el segundo crucero
96. MPL: Deexion del timon de profundidad durante el segundo crucero
97. MPL: Resistencia de trimado durante el segundo crucero
98. Ferry:

Angulo de ataque durante el primer crucero de mision Ferry
11

12.
INDICE DE FIGURAS
99. Ferry: Deexion del timon de profundidad durante el primer crucero de la mision
Ferry
100. Ferry: Resistencia de trimado durante el primer crucero mision Ferry
101. Ferry:

Angulo de ataque durante el segundo crucero de mision Ferry
102. Ferry: Deexion del timon de profundidad durante el segundo crucero de la
mision Ferry
103. Ferry: Resistencia de trimado durante el segundo crucero mision Ferry
104. Estabilizadores verticales centrales
105. Supercies de control
106. Deexion de supercies de control ante fallo motor
107. Deexion de supercies de control con un resbalamiento de 16
o
. . . . . . . . . .
108. Esquema del modo espiral (Apuntes de Mecanica del Vuelo)
109. Esquema del balanceo holandes (Apuntes de Mecanica del Vuelo)
110. RFP: Caractersticas de la aeronave
111. RFP: Actuaciones
112. RFP: Mision
113. RFP: Calculo de reservas
12

13.
INDICE DE TABLAS
Indice de tablas
1. Fracciones de Peso
2. Pesos
3. Tabla de datos, por tramos, en mision contra incendios. Smil Hercules
4. Tabla de datos, por tramos, en mision contra incendios. Smil B2
5. Tabla de datos, por tramos, en ferry. Smil Hercules
6. Tabla de datos, por tramos, en ferry. Smil B2
7. Datos comparativos, Longitud de fuselaje
8. Parametros jos en la comparativa Avion Convencional-Ala Volante
9. Resultados eleccion Ala Volante
10. Volumen de los distintos componentes
11. Resultados preliminares pesos. Metodo MM
12. Resultados nales de los pesos. Metodo MM
13. Posicion del CDG en distintas conguraciones
14. Velocidades en las distintas curvas V-N
15. Valores maximos de los esfuerzos en el tren de aterrizaje
16. Parametros relevantes del tren de aterrizaje
17. Dimensiones de las ruedas del tren de aterrizaje
18. Parametros generales para el programa ASPro
19. Parametros propulsivos basicos para el programa ASPro
20. Parametros geometricos y aerodinamicos del ala
21. Tabla de datos de las supercies virtuales
22. Tabla de datos del timon de pofundidad
23. MPL: Deexiones maximas y mnimas durante el primer crucero
13

14.
INDICE DE TABLAS
24. MPL: Deexiones maximas y mnimas durante la descarga
25. MPL: Deexiones maximas y mnimas durante el segundo crucero
26. Ferry: Deexiones maximas y mnimas durante el primer crucero
27. Ferry: Deexiones maximas y mnimas durante el segundo crucero
28. Datos del estabilizador vertical
29. Caractersticas de los alerones
30. Derivadas de estabilidad Longitudinal para= 4
o
. . . . . . . . . . . . . . . . .
31. Derivadas de control Longitudinal
32. Autovalores analisis estabilidad longitudinal
33. Modo Fugoide
34. Corto periodo
35. Derivadas de estabilidad lateral-direccional
36. Derivadas de control lateral-direccional
37. Autovalores analisis estabilidad lateral direccional
38. Parametros modo espiral
39. Parametros convergencia en balance
40. Parametros balanceo holandes (Dutch Roll)
41. Normativa balanceo holandes (Dutch Roll)
14

15. 1 ASFEP & F-EX HERON
Parte I
THE BEGINNING
1. ASFEP & F-EX HERON
1.1. Aerospace Solutions For Engineering Projects (ASFEP)
ASFEP es una empresa especializada en el sector aeronautico que fue creada por un grupo
de jovenes ingenieros cuyos objetivos estaban claros: introducir ideas inovadoras en el mercado
actual para hacer de ASFEP una compa~na lder en ingeniera y tecnologa de fabricacion de
aeronaves, que sea capaz de desarrollar proyectos de aeroestructuras complejas y hacerse cargo
por completo de su ingeniera de dise~no, fabricacion y soporte.
Gracias a la realizacion de este proyecto pretende abrirse paso hacia el mercado estadouni-
dense, llegando a ser una empresa altamente competitiva a nivel internacional.
ASFEP, cuya localizacion es C/ Caminno de los Descubrimientos s/n 41092 Sevilla, fue fun-
dada el 25 de Enero del a~no 2016.
Figura 1: Logotipo de la empresa
1.1.1. TEAM
ASFEP ha llevado a cabo una rigurosa seleccion de ingenieros aeroespaciales para conformar
un equipo que desarrolle este proyecto con exito, cumpliendo as las expectativas previstas.
Este equipo, de ocho ingenieros, abarcara en peque~nos subgrupos cada una de las areas de
estudio en las que se dividira el proyecto. Sera necesario aplicar la metodologa de ingeniera
concurrente para poder as coordinar las diferentes areas y que la consecucion del proyecto
resulte satisfactoria.
15

16. 1.2 F-EX HERON
La estructura del equipo, cuyo Team Leader es Daniel Martinez Coza, sera la siguiente:
- Aerodinamica, Propulsion y Actuaciones:
Daniel Martnez Coza, Pablo Martnez Cano y

Angela Escalona Cabello
- Estabilidad y Control:
Leonor Cuadrado Alarcon y Juan Pablo Claro Baez
- Estructuras:
Paloma Garca Florencio y M
a
de los Dolores Lopez Fernandez
- Sistemas:
Paloma Garca Florencio, M
a
de los Dolores Lopez Fernandez, Daniel Martnez Coza y Pablo
Reguera Duran
- Dise~no, modelado en CATIA:
Pablo Reguera Duran
1.2. F-EX HERON
Este proyecto surge a raz de la necesidad de llevar a cabo una rapida y exitosa extincion
de incendios en todo el territorio continental estadounidense, ya que el numero de incendios
que asolan los Estados Unidos se ha ido incrementando a lo largo de los ultimos a~nos. Por
ello, se propone dise~nar una aeronave de gran tama~no que tenga la capacidad de despachar
rapidamente dicha aerea.
Teniendo en cuenta la actividad a la que va estar destinada la aeronave se ha decidido
denominarlaF-EX Heron, de ah el nombre del proyecto.
F-EX Herones un nombre simbolico que permite aunar dos ideas. Por una parte,F-EX
son las siglas de Fire Extintoraludiendo al objetivo principical de extinguir incendios y, por
otra parte Heron, ademas de ser el nombre de un ave acuatica, hace alusion a un antiguo
matematico e ingeniero de Alejandra del siglo I d.C.
ASFEP ha decidido dotar a este proyecto de un logo representativo del mismo, tal y como
se muestra a continuacion:
16

17. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
Figura 2: Logotipo del proyecto
2. REQUISITOS DE DISE ~NO
Para poder llevar a cabo el dise~no de la aeronave es necesario adaptar la misma a los
requisitos y necesidades impuestos en el RFP. En primera instancia, los valores mas signicativos
en cuanto a imposiciones y restriccion de operacion se encuentran desglosados al nal del
presente documento.
(ver ANEXO I / Requisitos RFP)
Analizando los requisitos impuestos en el RFP y para poder tener algunos datos como base
de referencia, se decide tener en cuenta las siguientes aeronaves:
Figura 3: Lockheed C-130 Hercules
17

18. Figura 4: Northrop Grumman B-2 Spirit
En primer lugar, se decide hacer un brainstorm que recoja los bocetos de la posible aeronave
nal. Se parte de dos ideas fundamentales:
Por un lado, una aeronave estilo convencional como se muestra en las guras de abajo donde
la diferencia fundamental radica en la forma de la cola (convencional o en H).
Figura 5: Cola convencionalFigura 6: Cola en H
Y, por otro lado, se intenta perseguir una idea mas innovadora y con mayor impacto en el
mercado como sera la de un ala volante.
18

19. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
Figura 7: Ala Volante
2.1. FIRST ORDER SIZING
Estudio estadstico de pesos
Se realizara en primer lugar un dimensionado inicial basandonos en los pesos de los aviones
de referencia anteriormente mencionados y en estimaciones.
Se comenzara determinando el peso de despegue acumulativo de la forma que sigue:
W0=Wcrew+Wpayload+Wempty+Wf uel (2.1)
Manipulando la expresion se obtiene la siguiente relacion para el peso de despegue:
W0=
(Wcrew+Wpayload)
(1
Wempty
W0

Wf uel
W0
)
(2.2)
De esta forma se dispondra de dos variables a denir para determinar el peso de despegue:
Wempty=W0: fraccion de peso en vaco.
Wf uel=W0: fraccion de combustible.
Se desarrollara un proceso iterativo para determinar el peso de despegue acumulativo. Pri-
mero se determinaran las fracciones de peso en vaco y de combustible, dependiendo la primera
19

20. 2.1 FIRST ORDER SIZING
del peso de despegue estimado y la segunda del perl de la mision. Seguidamente introduci-
remos estas estimaciones en la ecuacion anterior para obtener un nuevo peso de despegue. Se
repetira el proceso hasta alcanzar la convergencia.
2.1.1. Fraccion de peso en vaco
Para determinar la fraccion de peso en vaco se recurrira a la relacion emprica que sigue:
W0=AW
C
0Kvs (2.3)
Para la seleccion de las constantes se recurrira a la tabla estadstica que aparece en la gura
siguiente:
Figura 8: Tabla de datos: coef. A y c
En base al caso que nos ocupa se ha determinado que habra una mayor similitud de nuestra
aeronave con el military cargo / bomber:
A= 0.91 (0.88 en metrico)
C= -0.07
20

21. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
2.1.2. Fraccion de Combustible
Al igual que en el caso de la fraccion de peso en vaco se emplearan datos historicos y
relaciones que dependeran del perl de la mision.
Se muestra un graco explicativo que representa el perl de mision de primera lnea. En el
diagrama se presentan las altitudes de vuelo, las distancias horizontales recorridas, la velocidad
media en cada tramo y el Mach medio en cada tramo.
Figura 9: Segmentos de Vuelo
Tramo 1-2: Despegue.
Tramo 2-3: Subida a altitud de crucero.
Tramo 3-4: Crucero.
Tramo 4-5': Descenso a altura de descarga.
Tramo 5'-5: Descarga
Tramo 5-6: Subida a altitud de crucero.
Tramo 6-7: Crucero.
Tramo 7-8: Subida a altitud de crucero.
Tramo 8-9': Crucero.
Tramo 9'-9: Espera.
Tramo 9-10: Descenso al aeropuerto.
21

22. 2.1 FIRST ORDER SIZING
Tramo 10-11: Aterrizaje.
Para determinar la fraccion de combustible sera necesario obtener las perdidas de masa por
consumo de combustible en cada tramo de la mision.
El consumo de combustible en los segmentos despegue, subida, descenso y aterrizaje se
obtendra mediante datos historicos. El resto de segmentos se deniran mediante relaciones
obtenidas de la mecanica del vuelo.
Tramo 1-2: Despegue.
W2
W0
= 0;97 (2.4)
Tramo 2-3: Subida a altitud de crucero.
W3
W2
= 0;985 (2.5)
Tramo 3-4: Crucero.
W4
W3
=exp(
R1C1
V1
L
D
jcruise
) (2.6)
Tramo 4-5': Descenso a altura de descarga.
W
0
5
W4
= 0 (2.7)
Tramo 5'-5: Descarga
W5
W
0
5
=exp(
E5C5
L
D
jdescarga
) (2.8)
Tramo 5-6: Subida a altitud de crucero.
W6
W5
= 0;985 (2.9)
Tramo 6-7: Crucero.
W7
W6
=exp(
R2C2
V2
L
D
jcruise
) (2.10)
Tramo 7-8: Subida a altitud de crucero.
W8
W7
= 0;985 (2.11)
22

23. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
Tramo 8-9': Crucero.
W
0
9
W8
=exp(
R3C3
V3
L
D
jcruise
) (2.12)
Tramo 9'-9: Espera
W9
W
0
9
=exp(
E9C9
L
D
jespera
) (2.13)
Tramo 9-10: Descenso al aeropuerto.
W10
W9
= 0 (2.14)
Tramo 10-11: Aterrizaje.
W11
W10
= 0;995 (2.15)
Finalmente obtendramos el valor de la fraccion de combustible
W11
W0
=
W2
W0
W3
W2
W4
W3
W
0
5
W4
W5
W
0
5
W6
W5
W7
W6
W8
W7
W
0
9
W8
W9
W
0
9
W10
W9
W11
W10
(2.16)
Wf
W0
= 1;06(1
W11
W0
) (2.17)
Donde 1.06 representa el 6 % de fuel reserva.
Tomando las magnitudes los valores siguientes:
E5= 151;7 s
E9= 1200 s
R1= 200 nm
R2= 200 nm
R3= 100 nm
V1= 250 kts
V2= 300 kts
V3= 300 kts
V5= 150 kts
V9= 150 kts
El consumo de combustible C se podra determinar a traves de valores historicos.
Ci=
CbhpVi
550p
(2.18)
Donde el rendimiento propulsivo valep= 0;75
Para determinarCbhpse recurre a la tabla que aparece en la siguiente gura.
23

24. 2.1 FIRST ORDER SIZING
Figura 10: Tabla de datosCbhp
2.1.3. Proceso iterativo
Para realizar el proceso y determinar el peso de despegue acumulativo el unico parametro a
priori desconocido sera el ratio L/D. Por lo tanto se ha resuelto en Matlab el proceso iterativo
para distintos valores del ratio L/D, obteniendose los siguientes resultados.
Figura 11: Graca
We
W0
vs
L
D
24

25. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
Figura 12: Graca
Wf
W0
vs
L
D
Figura 13: GracaW0vs
L
D
Una vez se dispone de las gracas anteriores, se procede a elegir un L/D adecuado para
cada modelo de aeronave. En concreto:
L=D= 17 para un avion convencional
L=D= 23 para el ala volante
25

26. 2.2 DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
Las fracciones de peso y los pesos correspondientes se reejan en las guras siguientes:
L
D
Wf
W0
We
W0
170.14660.4352
230.13020.4363
Tabla 1: Fracciones de Peso
L
D
W0(kg)Wf(kg)We(kg)
1749305.57228.221458
2347627.26201 20780
Tabla 2: Pesos
2.2. DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
En este apartado, se van a obtener los diagramas potencia-peso frente a carga alar para
las dos misiones que se deben cumplir. Se empleara el programa Academic Performance 1.4.
Primero se analizara la mision contraincendios y, a posteriori, la mision ferry.
2.2.1. Mision contra incendios
Para ello, se introduce el perl de la mision en el programa y se obtiene la imagen inferior
donde se observa que se despega y aterriza desde un aeropuerto a 5000 ft de altitud, que el
26

27. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
fuego se encuentra a 300 ft de altitud y que en el camino de vuelta tras la desviacion a otro
aeropuerto, se recorren 100 millas nauticas a 20000 ft.
Figura 14: Perl de la mision contra incendios
Se puede observar como se ha tenido en cuenta la perdida de peso entre el tramo 4 y el 5,
representando la liberacion del retardante sobre la zona objetivo.
Una vez que se tiene denida la mision que se debe cumplir, se procede a analizar los dos
aviones que han tomado como referencia. Para ello, se analizaran dos casos, uno con la supercie
alar del hercules y otro con la del B2, aunque se observara que los resultados obtenidos son los
mismos.
Para la propulsion, se han considerado dos turbohelices de 4000 shp cada uno con un
consumo especco de 0.46 lb/(shp*h).
27

28. 2.2 DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
Smil Hercules
Figura 15: Caractersticas Smil HerculesFigura 16: Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
Del diagrama superior, se puede ver que existe un margen tanto de potencia como carga
alar en el que poder movernos.
En la tabla de la gura inferior, se representan en unidades internacionales, los distintos
parametros que se han denido en cada tramo.
DespegueSubidaCruceroMax. PropGiroStall
1524 3048 6096 0.5 100002.3
0.05 2.032 0.5 0 0.546.296
0.05 0.0250.025 0 0.025 0
2.3 0.05 0.05 0 0.05 0
1524 0 0 0 0 0
Tabla 3: Tabla de datos, por tramos, en mision contra incendios. Smil Hercules
28

29. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
Smil B2
Figura 17: Caractersticas Smil B2Figura 18: Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
Se puede observar que los resultados obtenidos son los mismos en ambos casos, ya que los
datos de entrada en el programa se pueden ir modicando y en este caso, la mision es la misma.
En la tabla inferior, se representan en unidades internacionales, los distintos parametros que
se han denido en cada tramo.
DespegueSubidaCruceroMax. PropGiroStall
1524 3048 6096 0.5 100002.3
0.05 2.5 0.5 0 0.546.296
0.05 0.0250.025 0 0.025 0
2.3 0.05 0.05 0 0.05 0
1524 0 0 0 0 0
Tabla 4: Tabla de datos, por tramos, en mision contra incendios. Smil B2
29

30. 2.2 DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
2.2.2. Mision de ferry
La mision de ferry de un aeropuerto a otro se ha descrito como un despegue desde una pista
a 5000 ft de altitud hasta una altura sobre dicho aerodromo hasta los 5000 ft de altura, una
subida hasta 20000 ft de altitud, un crucero de 2600 nm, que incluye un desvo de 100 nm hasta
otro aeropuerto en caso de emergencia, un descenso hasta 10000 ft de altitud, y un aterrizaje
en una pista a 5000 ft de altitud sobre el nivel del mar.
Figura 19: Perl de la mision ferry
Smil Hercules
Figura 20: Caractersticas Smil HerculesFigura 21: Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
30

31. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
DespegueSubidaCruceroMax. PropGiro Stall
1524 6096 6096 0.5 10000 2.3
0.05 1.016 0.48 0 0.546.296
0.05 0.0220.022 0 0.022 0
2.3 0.003720.00372 0 0.003720
1524 0 0 0 0 0
Tabla 5: Tabla de datos, por tramos, en ferry. Smil Hercules
Smil B2
Figura 22: Caractersticas Smil B2Figura 23: Graca
Psl
WT0
vs
WT0
S
Se puede ver como los rangos tanto de carga alar, como de peso-potencia son muy similares
a los del Hercules para esta mision.
31

32. 2.2 DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
DespegueSubidaCruceroMax. PropGiroStall
1524 6096 6096 0.5 100002.3
0.05 1.016 0.48 0 0.546.296
0.05 0.0730.073 0 0.073 0
2.3 0.05760.0576 0 0.05760
1524 0 0 0 0 0
Tabla 6: Tabla de datos, por tramos, en ferry. Smil B2
Una vez analizadas las dos misiones se comprueba que la mision contra incendios es mas
restrictiva que la mision de ferry. Por ello se van a obtener valores de la supere y la potencia
tomando como referencia el caso mas crtico.
2.2.3. Analisis de resultados
Smil Hercules
A continuacion se plasman los valores de supercie de referencia y potencia a nivel del mar,
obtenidos con el ratio L/D, fracciones de pesos y pesos correspondientes al avion convencional.
WT O
Sref
= 2800N=m
2
o, dividiendo por g,
WT O
Sref
= 286kg=m
2
Sref= 131;6m
2
los resultados relativos a la potencia son:
PSL2[14495;817;45903;42]kW= [19439;21;61557;5] shp
Se toma como potencia a nivel del mar un valor mas peque~no cercano al mnimo, pero
dandole margen por si la lnea de crucero se desplaza hacia arriba:
PSL
WT0
= 35m=s
PSL= 17001;96kW= 22800 shp
32

33. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
Smil B2
En este caso, al igual que en el anterior, a partir del ratio L/D se obtienen los siguientes
valores de supercie de referencia y de potencia al nivel del mar.
WT O
Sref
= 2800N=m
2
o, dividiendo por g,
WT O
Sref
= 286kg=m
2
Sref= 166;86m
2
los resultados relativos a la potencia son:
PSL2[14002;396;44340;923]kW= [18777;52;59462;16] shp
Se elige como potencia a nivel del mar un valor cercano al mnimo, dejando cierto margen
por si la lnea de crucero se desplaza hacia arriba:
PSL
WT0
= 35 m/s
PSL= 17001;96kW= 22800 shp
2.3. DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETR IA Y
DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL
2.3.1. Fuselaje
Las dimensiones del fuselaje dependen de las necesidades de cada avion y de sus expectativas,
para una primera aproximacion, se recurre a tablas estadsticas:
Figura 24: Tabla coef. a y C
33

34. 2.3 DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETR

IA Y DE LAS SUPERFICIES
DE CONTROL
Por lo tanto, es necesario tomar como datos de entrada el peso MTOW estimado en apar-
tados anteriores y los coecientes a y C tomados de aeronaves de tipo similar de la gura
25.
Lf uselaje=aW
C
0 (2.19)
W0= 49305;5kg= 1;08710
5
lb
Se consideran dos casos diferentes para comprobar que valores se obtienen y seleccionar cual
es la mejor conguracion para la aeronave.
MILITARY CARGO/BOMBER MILITARY CARGO/BOMBER + TWIN TURBOPROP
COEFICIENTES ESTAD

ISTICOSa= 0;23 C= 0;5 a= 0;3 C= 0;5
Lf uselaje=aW
C
0 Lf us1= 75;83ft'23;11m Lf us2= 98;91ft'0;15mTabla 7: Datos comparativos, Longitud de fuselaje
2.3.2. Ala
La supercie alar se determina en funcion deW0=S. Se hace la aproximacion utilizando
el area trapezoidal que incluye toda el area de punta a punta. Como primera estimacion se
considerara que:
W0
S
= 2800N=m
2
o, dividiendo por g,
WT O
Sref
= 286kg=m
2
S= 131;6m
2
La cuerda media, ^c=
S
b
, siendob
2
=ARS.
En el dise~no se ha considerado queAR= 10;07, por lo queb= 36;4m.
^c=
S
b
=
131;6
36;4
= 3;615m
34

35. 2 REQUISITOS DE DISE
~
NO
2.3.3. Coeciente de volumen de cola
La efectividad de la cola para generar un par sobre el centro de gravedad del avion es propor-
cional al area de la cola y el brazo del momento. La principal funcion de la cola es contrarrestar
el par generado por el ala, por lo que suele haber relacion directa entre las dimensiones de una
y otra.
En este apartado no se pretende un dimensionado nal de las supercies de control, sino
una primera aproximacion del brazo del momento y del area de las supercies. Conforme se
vaya desarrollando el proyecto se iran anando estos calculos.
Se partira de la expresion de los Coecientes del Volumen de la Cola:
CVt=
LVtSVt
bwSref
(2.20)
CHt=
LHtSHt
bwSref
(2.21)
Los valores de estos coecientes se obtendran de una tabla con los valores tpicos, conside-
rando los mismos casos que para la estimacion de la longitud del fuselaje: un avion militar de
carga y la media entre el avion militar de carga y un Twin Turboprop.
Para poder determinar el tama~no de las colas hay que estimar tambien el brazo de colaLVt
yLHt, que en este proceso inicial se consideraran como un porcentaje de las dimensiones del
fuselajeLVt'LHt.
Ademas se tendran en cuenta las siguientes hipotesis:
Avion con motor en las alas:LHt[5055] % de la distancia del fuselaje.
Si la cola es en H (o en T), se puede reducirLHt5 % el tama~no tanto de la cola vertical
como de la horizontal.
Tenemos por tanto:
Lf uselaje=aW
c
0 (2.22)
SV t=
CV tbwSref
LV t
(2.23)
SHt=
CHt^cwSref
LHt
(2.24)
35

36. 2.3 DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETR

IA Y DE LAS SUPERFICIES
DE CONTROL
obteniendo para el smil Hercules:
Lf uselaje= 23;11m
SV t= 33;16m
SHt= 41;16m
Donde se ha tomado comoLVt'LHt= 0;5Lf uselaje, es decir, el 50 % de la longitud del
fuselaje. Los coecientes se han tomado de la siguiente tabla.
Figura 25: Coecientes dimensiones cola
Para el smil B2 se ha obtenido lo siguiente:
L= 16;34m
SV t= 53;4m
36

37. 1 >POR QU

E UN ALA VOLANTE?
Parte II
DISE~NO.
1. >Por que un ala volante?
En la primera parte de este documento se plantea el dise~no de una aeronave convencional
dotada de supercie alar, fuselaje, HTPs y VTPs o, por otra parte, la cofeccion de un ala
volante. El grupo de ingenieros que ASFEP tiene trabajando en este proyecto ha hecho un
analisis preliminar que le ha permitido comparar ambos tipos de aeronaves y descartar el
menos atractivo.
En las imagenes inferiores se muestra un boceto que ilustra, a grandes rasgos, los conceptos
de dise~no que se estan planteando.
Figura 26: Avion ConvencionalFigura 27: Ala Volante
37

38. Para evaluar ambas conguraciones se hizo necesario mantener constante el valor de los
parametros que aparecen en la siguiente tabla:
Carga alar
W0
S
2800Pa
Relacion potencia-peso
P
W0
35
m
s
Volumen de la carga de pagoV 19m
3
Tabla 8: Parametros jos en la comparativa Avion Convencional-Ala Volante
Aplicando los metodos de calculo preliminares se obtuvieron los siguientes resultados, a la
vista de los cuales, ASFEP tomo la decision de convertir su aeronave F-EX HERON en un ala
volante. Pues, para un mismo orden de supercie alar, la potencia necesaria para el modelo
de ala volante es menor que para el dise~no convencional debido, entre otros factores, a que el
maximo peso al despegue tambien es menor.
```````````````
Parametros
Modelo
Avion ConvencionalAla Volante
MTOW 54837kg 43554kg
Potencia Necesaria 18830kw 14950kw
Supercie Alar 150.6m
2
152.3m
2
Tabla 9: Resultados eleccion Ala Volante
A partir de este momento se establece un punto y aparte, pues se deja a un lado el modelo
convencional para centrar todo el estudio en la conguracion de un ala volante que cumpla los
requisitos del RFP.
Los departamentos de Aerodinamica,Propulsion, Actuaciones, Estabilidad, Estructuras, Sis-
temas y Dise~no iran interactuando entre ellos, aplicando la metodologa de ingeniera concu-
rrente, para conseguir a traves de diversas iteraciones y profundizando en la metodologa de
analisis la aeronave deseada.
38

39. 2 CAR

ACTERISTICAS GEOM

ETRICAS DELF-EX HERON.
2. Caracteristicas geometricas delF-EX HERON .
A continuacion, para que sirva de referencia a lo largo del proyecto se muestran las ca-
ractersticas geometricas del F-EX HERON. Se dene la forma en planta en la que, como se
indicara a posteriori en la parte de aerodinamica, se ha empleado un perlreexMH 80 para el
ala mientras que la zona correspondiente al fuselaje se ha modelado como un perl aerodinamico
reex.
Flecha del borde de ataque: = 34
o
Flecha del borde de salida:= 20
o
Envergadura:b= 36;15m
Supercie alar:S= 183;13m
2
Supercie sustentadora:Ssus= 216;2m
2
Alargamiento: = 6;04
Cuerda en el encastre:Cr= 10m
Cuerda en la punta:Ct= 2;5m
Longitud B.S. sin echa:p= 6;5m
Diametro del fuselaje:Df us= 3m
Distancia del morro al B.A.:Lnle= 1m
Distancia de la cola al B.S.:Ltte= 1m
39

40. Ecuaciones de borde de ataque y salida del semi-ala derecha, con origen el borde de salida
en el encastre y de la cuerda:
Se ha empleado el perlREFLEXMH 80 para el ala:
Relacion espesor maximo { cuerda (al 23,23 % de la cuerda):t=c= 0;127
Curvatura maxima (al 21,21 % de la cuerda):e= 0;03
Se ha empleado el perlREFLEXMH80 ADAPTADO para la zona del fuselaje:
Relacion espesor maximo { cuerda (al 26,26 % de la cuerda):t=c= 0;282
Curvatura maxima (al 21,21 % de la cuerda):e= 0;03
Flecha en el 25 % de la cuerda del ala:
3. Conguracion nal del F-EX HERON. CAD
En primer lugar, se muestra un plano conjunto con las tres vistas (alzado, planta y perl)
del dise~no:
40

41. 3 CONFIGURACI

ON FINAL DEL F-EX HERON. CAD
Figura 28: Alzado, planta y perl del F-EX HERON
Para una mayor percepcion de las cotas se mostrara cada vista de forma independiente:
Figura 29: Alzado
41

42. Figura 30: PlantaFigura 31: Perl
42

43. 4 DESCRIPCI

ON GEOM

ETRICA DETALLADA
4. Descripcion geometrica detallada
4.1. Dimensionado de las supercies de control
A continuacion se muestran las dimensiones de la supercies de control.
Figura 32: Supercies de control
4.2. Descripcion de los distintos componentes:
FUSELAJE
El espacio aprovechado dentro del fuselaje consta de:
- La cabina. Cuenta con mandos de vuelo para dos pilotos, con sus respectivas acomodaciones
y las dos puertas de entrada al avion. Estas estan situadas en el suelo de la cabina y su acceso
es a traves de una escalinata vertical que acaba con las puertas exteriores situadas en la parte
inferior del fuselaje debajo de la cabina.
- Tren de aterrizaje de morro. Situado en el plano de simetra del avion bajo la cabina a
unos 0.75 m del suelo de la misma. Al replegarse ocupara parte del pasillo central . Esto se
suple al estar la cabina a desnivel con este pasillo. La solucion es colocar escaleras desde la
cabina hacia el pasillo , aprovechando ese hueco para el resto del tren de aterrizaje.
- Sistemas de avionica. Ubicados bajo la cabina a ambos lados del tren de aterrizaje por
delante del espacio de las puertas.
- Ba~no. Situado en un pasillo interior , fuera de la cabina , entre los tanques de retardante
43

44. 4.2 Descripcion de los distintos componentes:
y la misma.
-Tanques de retardante. Situados a ambos lados del pasillo, abarcaran desde la zona baja
del pasillo hasta el techo.
- Espacio reservado para APU. Este ira al nal del pasillo, desembocando en el cono de
cola de la aeronave. Aunque no esta dise~nado, existe un espacio reservado a este sistema motor.
- Tuberas que suplen a los distintos sistemas. Aunque no se encuentra en el dise~no de
catia, existe el espacio destinado a estos elementos. As, las tuberas de combustible del motor
central pasaran por la parte posterior de los tanques de retardante para llegar a los tanques
de combustible situados en las alas. El paso de combustible de un tanque a otro sera posible
por la panza de la aeronave, debajo del pasillo interior, salvando el tren de aterrizaje.
Para el sistema hidraulico seguiramos la misma dinamica seguida por las tuberas de com-
bustible. Para el sistema electrico sera tambien util desplazarlo por debajo del pasillo para
acceder de forma mas rapida bajo cabina . Sin embargo, la parte del sistema neumatico que
va dentro del fuselaje, una vez trado desde las alas lo subiramos hacia la parte superior del
pasillo .
ALAS
El espacio utilizado en las alas principalmente se destina a :
Supercies de control : ocupando cerca de un 40 % de la supercie del ala .
Tanques de combustible: ocupando la zona central del ala en consonancia al centro de
gravedad de la aeronave.
Tren de aterrizaje principal: De forma analoga al tanque de combustible, ocupara esta
misma parTe central , desplazados 8 metros desde el eje. Su repliegue sera hacia el fuselaje.
Tuberas de los distintos sistemas. Tendran dos vas ; por detras de los tanques de retardante
en la parte posterior de la aeronave y por delante de los mismos, en la parte anterior.
44

45. 5 MEJORAS FUTURAS
COMPONENTE VOLUMEN (m
3
)
Fuselaje 58
Ala 94.6
Cabina 8.5
Depositos de combustble 21.6
Depositos de retardante *18.51
Tren principal *** 1.17
Tren de morro *** 0.205
Almacenaje ** 6
Tabla 10: Volumen de los distintos componentes
* Medida aproximada a la pedida. Al ser un deposito integrado a la estructura , acertar
con la medida exacta no es evidente. Tras remodelarlo varias veces, se dejo para un posterior
redise~no la ampliacion del mismo. Hay espacio de sobra.
** Espacio aproximado de almacenaje situado debajo de la cabina .
*** Volumen del tren sin contar el espacio que requiere su anclaje y demas. El espacio
esta delimitado pero no esta reejado en esta tabla.
5. Mejoras futuras
- Introduccion de un sistema de extraccion de los tanques de combustible. En este modelo
aparecen integrados en el fuselaje. Una ampliacion sera introducir un sistema de rampa en la
panza de la aeronave , aprovechando la altura considerable que tiene sobre el suelo. Para ello,
dividiramos cada tanque de retrdante en dos subtanques sobre la direccion vertical , siendo
as mas sencilla su extraccion.
- Remodelacion de los tanques de retardante para mayor aprovechamiento del espacio. Re-
sultara mas comodo el sistema de tuberas de los sitemas si pasaran directamente de un ala
a otra pasando por en medio de la aeronave en su parte central . Por ello una division de los
45

46. tanques en su direccion horizontal sera razonable. As todas las tuberas pasaran desde la cola
hacia las alas por el mismo sitio, pasillo central y un hipotetico lateral .
46

47. 1 CARGA DE PAGO. DEP

OSITOS DE RETARDANTE.
Parte III
SISTEMAS.
1. Carga de pago. Depositos de retardante.
La mision de primera lnea esta caracterizada principalmente por la necesidad de transportar
una carga de pago de gran peso y volumen que restringira, sin lugar a dudas, la conguracion
geometrica del F-EX HERON.
Se establece en el RFP la obligatoriedad de adaptar la aeronave para que pueda transportar
5000 galones de retardante.
El grupo ASFEP ha decidido que dicha carga de pago se transportara en el fuselaje de la
aeronave, de tal modo que los depositos de retardante se adaptaran a la geometra, en concreto
al perl, que constituye el fuselaje del F-EX HERON.
En primer lugar, se muestra una imagen 3D en la que se puede observar que el F-EX
HERON llevara a bordo dos tanques de retardante integrados en la estrcutura. As mismo se
ha habilitado entre ambos depositos un pasillo de unos 80 cm de ancho para poder llevar a cabo
las labores de mantenimiento que fuesen necesarias.
En caso de que fuese necesario realizar algun tipo de reparacion antes perdidas debido a
suras, limpieza del interior, etc. la tecnologa a emplear sera equivalente a la que se emplea
para el mantenimiento de los tanques de fuel integrados en el ala en la aeronaves actuales.
Figura 33: Visualizacion del interior del F-EX HERON. Tanques de retardante
47

48. En la siguiente imagen se pude ver un corte de perl que permite visualizar el volumen que
ocupara dicha carga de pago con respecto a las dimensiones del F-EX HERON.
Figura 34: Tanque de retardante. Corte de perl del F-EX HERONFigura 35: Estructura interna de los tanques de retardante. Dimensiones en mm
Los tanques de retardante estaran divididos internamente en tres compartimentos, tal y
como se muestra en la imagen. De tal modo que la descarga de los mismos se hara siguiendo la
secuencia 1-2-3. El motivo de efectuar la descarga en ese orden y no otro se debe a la necesidad
de controlar la posicion del CDG del los tanques y en consecuencia la posicion del CDG de la
aeronave durante las descargas.
Cada subdivision del tanque estara provista de una boca de descarga de retardante, de tal
modo que, en caso de emergencia, habra la posibilidad de descargar los tres compartimentos
de cada tanque al mismo tiempo.
48

49. 2 SISTEMAS.
2. Sistemas.
En este apartado se comentaran los sistemas previstos para la aeronave as como su distri-
bucion y sus centros de gravedad cuya distancia esta medida desde el morro.
Sistema electrico e instrumentacion: Tiene como objetivo la generacion, distribucion y
control de la potencia electrica necesaria para el consumo demandado por todos los sis-
temas cliente. La APU es un subsistema de generacion del sistema electrico. El sistema
tiene componentes por toda la estructura de la aeronave pero tiene su centro de gravedad
en:
CDGELECT RICO= 3m
As mismo la APU tiene su centro de gravedad en:
CDGAP U= 11m
En la siguiente gura se observa su composicion:
Sistema hidraulico: Es un sistema de transporte de potencia que tiene como sistemas
clientes:
Mandos de vuelo.
Planta de potencia.
Tren de aterrizaje.
49

50. Puertas y escaleras.
Generacion de potencia electrica en emergencia.
El sistema hidraulico se encuentra repartido por toda la aeronave suministrando a distin-
tas partes de la misma. El centro de gravedad del mismo estara a:
CDGHIDRAU LICO= 3m
Se puede observar su distribucion en la siguiente gura:
Sistema de combustible: El sistema de combustible tiene como objetivo suministrar a
los motores de combustible de manera adecuada tanto en terminos de presion como de
caudal. Ademas participa en el control de estabilidad longitudinal de la aeronave y en los
procesos de intercambio de calor con otros uidos. Esta compuesto por el subsistema de
almacenamiento de combustible (Depositos de la aeronave) y el subsistema de distribu-
cion. El centro de gravedad del sistema de combustible se considera ubicado en el mismo
sitio que el de los tanques de combustible ya que sera la parte mas pesada del sistema. El
subsistema de distribucion de combustible unira los tanques con los motores y la APU.
En la siguiente imagen se pueder ver la distribucion del sistema de combustible:
50

51. 2 SISTEMAS.
Sistema de oxgeno: El sistema de oxgeno tiene como mision proporcionar una cantidad
adecuada de oxgeno a cualquier altitud normal de vuelo.
Las dependecias del F-EX HERON a las cuales debe llegar el oxgeno son: la cabina, el
aseo y, aunque no esta previsto que los pilotos se desplacen por el pasillo situado entre
los retardantes, esta zona tambien tambien estara dotada de sistema de oxgeno.
En la siguiente imagen se puede observar la distribucion y ubicacion del sistema de
oxgeno:
51

52. Sistema de control de vuelo: Sistema requerido para un control seguro de la aeronave
durante el vuelo y que mejora las caractersticas de actuacion o permiten disminuir las
fuerzas realizadas por el piloto sobre los mandos en cabina. Esta formado por todas las
supercies de control de la aeronave as como por sus dispositivos hipersustentadores. Su
centro de gravedad se encuentra situado a:
CDGCON T ROLV U ELO= 1;5m
Y su distribucion:
52

53. 3 SENSORES Y EQUIPOS.
3. Sensores y equipos.
El F-EX HERON estara provisto de los siguientes sensores y equipos:
GPS.
Radar.
Sensor de Temperatura: localizar el foco del incendio.
Camara de vision nocturna: para las dicultades de vision por el humo.
53

54. Parte IV
ESTRUCTURAS
ASFEP dispone de un departamento encargado de analizar los diferentes aspectos estruc-
turales del F-EX HERON. Los resultados obtenidos se iran trasladando al resto de los departa-
mentos, haciendo uso de la ingeniera concurrente tal que, nalmente, converja el dise~no a un
modelo denitivo.
Los objetivos del departamento de estructutras a lo largo del proyecto han sido los siguientes:
- Disminuir el peso de la aeronave
- Mantener el CDG dentro de los lmites establecidos por el departamento de estabilidad
- Realizar el estudio de la curva vn
- Analizar las cargas en el ala y en el tren de aterrizaje
- Adecuar el tren de aterrizaje a la geometra de la aeronave
1. Calculo de la Supercie Alar (S) y del MTOW (W0);
Metodo FL
En un analisis preliminar y a expensas de obtener datos de las diferentes areas de estudio
(Aerodinamica,Estabilidad,Actuaciones...) se realizara una primera estimacion del valor de la
supercie alar y del maximo peso al despegue a partir del metodo de los factores lineales.
En la interfaz del programa pueden distinguirse cuatro bloques caractersticos:
- Supercies aerodinamicas
- Pesos
- Fuselaje
- Factores Lineales
En el primer bloque es necesario introducir los parametros que denen las supercies aero-
dinamicas.
-S: Supercie Alar
54

55. 1 C

ALCULO DE LA SUPERFICIE ALAR ( S) Y DEL MTOW (W0); M

ETODO FL
Este es un dato que se ira iterando hasta obtener la S , a priori, denitiva. Para empezar la
iteracion se introduce una supercie de refencia calculada en la primera etapa de este proyecto.
-Swet: Supercie mojada del fuselaje
La aronave F-EX HERON es, en denitiva, un ala volante. En este caso, no tendra un
fuselaje propiamente dicho como ocurre en una aeronave convencional, pues la zona del fuselaje
estara constituida por un perl el cual aportara sustentacion.
-Cr: Cuerda del ala en el encastre.
Este valor sera proporcionado por el departamento de Aerodinamica.
-Svtp: Supercie del estabilizador vertical.
Al tratarse de un ala volante, el estabilizador vetical estara situado en los extremos del ala.
Es necesario tener en cuenta que el valor que se introduzca sera el correspondiente a la suma
de las areas de los estabilizares derecho e izquierdo. En un primer momento se empleara una
estimacion del area del estabilizador calculada tal y como se explico en la primera parte de este
documento. Posteriormente, con la colaboracion del departamento de estabilidad la supercie
de estos elementos se ira actualizando.
Existe un segundo bloque en el cual se introduciran los valores realativos al fuselaje. Al
tratarse de un ala volante es neceario adaptar el programa AStr.m a este hecho y hacer ciertas
suposiciones. Principalmente, se esta introduciendo un valor de un diametro de fuselaje simu-
lando un cilindro cuando, en realidad, el fuselaje estara constitudo por un perl por lo que la
seccion transversal no sera constante. Ambos valores se determinaran conjuntamente entre el
departamento de aerodinamica y el departamento de dise~no y sistemas la intervencion de este
ultimo se debe a que es necesario, segun el RFP, transportar una carga de 5000 galones.
En el tercer bloque se introducen los pesos exigidos en el RFP, la carga alar calculada en la
primera estapa del proyecto y el coecienteWf=W0.
Por utlimo, tenemos el bloque de los factores lineales los cuales se podran adaptar segun las
necesidades.
Partiendo de los datos iniciales se realizaron las iteraciones necesarias hasta obtener unos
valores de:
-MTOW= 45465kg
-S= 107m
2
El departamento de aerodinamica tuvo la necesidad de disminuir la longitud del fuselaje
y aumentar la supercie alar por lo que fue necesario reajustar los calculos introduciendo los
parametros reejados en la siguiente gura.
55

56. Figura 36: Valores de estructurales etapa preliminar
Los resultados que se obtienen son los siguientes:
Figura 37: Resultados de los pesos
56

57. 1 C

ALCULO DE LA SUPERFICIE ALAR ( S) Y DEL MTOW (W0); M

ETODO FL
En vista de los resultados:
Maximo peso al despegue (MTOW) = 51799.6 kg = 114198.6 lb
Peso en vaco = 24408.1 kg = 53810.6 lb
Se puede situar la aeronave en el siguiente graco, quedando identicada por el punto rojo.
Figura 38:WevsMTOW
En oteraciones sucesivas con los distintos departamentos han permitido reducir el MTOW
en la etapa preliminar a 47627.2 kg.
Llegados a este punto, se observa que el metodo de los factores lineales es muy limitado
y se hace necesario emplear el metodo completo pues permite un mayor numero de datos de
entrada y, consecuentemente, porporcionara unos resultados mas precisos.
57

58. 2. Calculo del MTOW y del We. Metodo Completo
El metodo empleado en el apartado anterior, FL (factores Lineales), ha permitido obtener
unos primeros datos estimativos de la supercie alar y del maximo peso al despegue. En este
punto, es necesario hacer uso del Metodo Completo (MM) que proporciona la herramienta AStr.
En la imagen inferior, observamos que los datos de entrada estaran diferenciados por areas de
estudio/analisis.
Figura 39: Interfaz Metodo Completo
2.1. MTOW y We. Preliminares
Para realizar un analisis preliminar se han hecho las siguientes hipotesis:
-Material empleado: Aluminio Aeroespacial,=2711kg=m
3
-No se consideran refuerzos ni reduciones de material
58

59. 2 C

ALCULO DEL MTOW Y DEL WE. M

ETODO COMPLETO
Sera en un analisis posterior cuando se analice la posibilidad de emplear otro tipo de mate-
riales como pueden ser los composites para poder reducir el peso de la aeronave.
En lo referente al apartado de sistemas se han incluido, a priori, los siguientes:
Figura 40: Sistemas presentes en el ala volante
No obstante, sera mas adelante cuando el departamentos de sistemas estimara cuales son
realmente necesarios y cual sera su colocacion dentro de la aeronave. Este ultimo dato sera de
gran importancia para poder calcular el centro de gravedad de la estructura.
59

60. 2.1 MTOW y We. Preliminares
Figura 41: Datos de los motores
Tal y como muestra la imagen se ha decidido emplear 3 motores de 404.04 kg cada uno, sin
embargo, el departamento de Propulsion esta barajando la posibilidad de reducir en numero
de motores a 2.
Puesto que es necesario introducir el valor de la densidad del combustible se ha optado,
en esta iteracion preliminar, por emplear JP 4 cuya densidad media a 15

oscila entre 751-802
Kg=m
3
, por ello haciendo una estimacion media se ha consideradof uel= 780kg=m
3
.
Respecto a las tres primeras pesta~nas:
- Datos generales
- Supercies Aerodinamicas
- Fuselaje y tren de aterrizaje
se analizaran con mayor profundidad en el siguiente apartado, pues contienen datos que
dependen fundamentalmente del resto de areas y estan en continua iteracion.
Para analizar los resultados con esta herramienta se tiene la opcion de hacerlo con carga
alar constante o con supercie alar constante. Puesto que el departamento de aerodinamica ya
ha jado la supercie alar, se simulara el programa manteniendo dicho valor constante.
60

61. 2 C

ALCULO DEL MTOW Y DEL WE. M

ETODO COMPLETO
Es importante destacar en este punto que la supercie del ala junto con la parte central del
pseudofuselaje generan una supercie de referencia de216m
2
, sera este valor de supercie el
que se mantendra constante en la iteracion.
Figura 42: Metodos de calculo
Tal y como muestra la imagen superior, el programa AStr tiene implementados tres metodos
de calculo: Sadrey, GD y Factores Kundu. Ante un problema con la interfaz se realizaran los
calculos descartando el metodo Sadrey. No obstante, en cuanto se solucione el problema dicho
metodo se valorara la posibilidad de tenerlo en cuenta de nuevo, por lo que los valores de los
resultados tienen un caracter estimativo.
En denitiva, en este punto de estudio se tienen los siguientes resultados:
PAR

AMETROS RESULTADO
Supercie Alar de Referencia, S216.3m
2
Maximo peso al despegue, MTOWW049798.7kg
Peso en vaco,We 21313.4kg
Carga Alar,W0=S 230.23kg
Tabla 11: Resultados preliminares pesos. Metodo MM
61

62. 2.2 MTOW y We. Dise~no nal
2.2. MTOW y We. Dise~no nal
A lo largo de los meses que ha durado el proyecto F-EX Heron, ha sido necesario variar
diferentes parametros de la aeronave para poder cumplir con todos los requisitos establecidos
en el RFP.
En la siguiente imagen se pueden observar la variacion del Maximo peso al despegue
(MTOW) y del peso en vaco (We).
Figura 43: Evolucion del MTOW y We
Observamos que la tendencia ha sido decreciente, obteniendo como resultado nal unMTOW=
33542;9kgy unWe= 10775;7kg.
A continuacion, se realizara un analisis detallado de como se ha llegado ha estos valores de-
nitivos. No obstante, es importante destacar que en iteraciones intermedias el procedimiento ha
sido el mismo, solo que se han ido ajustando diferentes parametros cuyo calculo y optimizacion
era competencia de otros departamentos.
62

63. 2 C

ALCULO DEL MTOW Y DEL WE. M

ETODO COMPLETO
2.3. Analisis detallado del Metodo Completo.
En primer lugar, es necesario intrucir una serie de datos generales de la aeronave tal y como
se aprecia en la imagen de abajo.
Figura 44: Datos generales del F-EX HERON
A continuacion, se detallan los valores de las supercies aerodinamicas. Estos valores han
sido proporcionados tanto por el departamento de arodinamica como por el departamento de
estabilidad y control.
Figura 45: Datos de aerodinamica del F-EX HERON
Como ya se ha mencionado previamente en este documento, al tratarse de un ala volante,
63

64. 2.3 Analisis detallado del Metodo Completo.
en el calculo de estructuras solo se tendra en cuenta el estabilizador vertical.
Por otra parte, tambien sera necesario introducir datos relativos al fuselaje y al tren de
aterrizaje.
Figura 46: Datos del fuselaje y del tren de aterrizaje
El tren de aterrizaje se analizara en mas detalle en una seccion posterior por lo que nos
centraremos aqu en explicar el concepto de fuselaje en el F-EX HERON.
El F-EX HERON es un ala volante por lo que no posee un fuselaje con forma cilndrica
presente en cualquier avion convencional. Esta aeronave tiene un fuselaje constituido por una
serie de perles aerodinamicos que la dotan de mayor sustentacion. Es por ello, que en esta
parte del programa fue necesario hacer la suposicion de que la aeronave posea un fuselaje
cilndrico considerando como diametro el valor que se mantiene constante en el fuselaje del
F-EX HERON (se corresponde con el ancho tambien). Por lo tanto, bajo esta suposicion se
esta sobredimensionando la aeronave y generara un peso de una cierta parte de supercie que
no existe. No obstante, se utilizara esto como justicacion a la hora de reducir el uso de refuerzos
en el ala puesto que, de cierta manera, ya estaran contabilizando con este exceso de material.
Para ello se ha establecido que el material de este fuselaje sera aluminio aeronautico.
Los datos relativos a la planta motora se analizan en mayor detalle en el apartado de
actuaciones, aqu simplemente destacar que hay un total de tres motores y cada motor tiene
un peso de 390 kg. El resto de parametros se han seleccionado en base a que se trata de un
turbohelice. Si bien es cierto, que se ha decidido emplear nalmente el combustible JET A1
cuya densidad es de= 800kg=m
3
puesto que el JP es de ambito militar y este es de ambito
civil.
64

65. 2 C

ALCULO DEL MTOW Y DEL WE. M

ETODO COMPLETO
Figura 47: Datos de los motores
En la siguiente imagen se muestra un desglose de los sistemas que lleva el avion y que se
pueden contabilizar en el programa de estructuras. Los factores kundu se han ido seleccionando
acorde a las caractersticas del F-EX HERON.
Figura 48: Datos de los sistemas
65

66. 2.3 Analisis detallado del Metodo Completo.
El programa AStr permite emplear reducciones de material o aportar refuerzos a determina-
das zonas de la estructura. Para el uso de materiales se he utilizado como aeronave de referencia
el airbus A350, por lo que la disposicion de materiales en el F-EX HERON sera muy similar al
de esta aeronave.
Figura 49: Aeronave de referencia. Seleccion de materialesFigura 50: Reducciones y refuerzos
66

67. 2 C

ALCULO DEL MTOW Y DEL WE. M

ETODO COMPLETO
Figura 51: Distribucion de materiales
Analogamente al Aribus 350, el F-EX HERON estara constituido por composites, a excep-
cion de aquellas zonas que requieran refuerzos donde se hara uso de aluminio aeronautico.
En el diagrama superiror, empezando por la derecha se puede apreciar que el tren de ate-
rrizaje estara constituido ntegramente por material metalico, tambien se ha de destacar que
se le ha aplicado un refuerzo dadas las fuerzas que tiene que soportar en aterrizaje y despegue.
El grupo motor, tiene una gran reduccion de material puesto que la gondola y las pala
estaran constituidas por bra de carbono lo que da gran ligereza a la estructura.
Por ultimo, dadas las caractersticas del fuselaje que posee la aeronave y que en el ala se
ha contabilizado la superce completa, lo que se quiere mostrar aqu es que el ala volante
estara constituida por materiales compuestos mientra que en aquellas zonas que lo requieran
se emplera aluminio aeronatico. Po ejemplo, la zona del encastre, la punta del cono de morro,
etc.
2.4. Analisis de los resultados. Desglose de los diferentes pesos
Una vez introducidos todo los datos necesarios el programa AStr muestra la opcion de
calcular los pesos por tres metodos diferentes Sadrey, GD y factores kundo o, si se desea,
emplear la media de los tres metodos.
En esta ocasion, para realizar los calculos denitivos se ha tenido en cuenta la media de los
tres metodos.
67

68. 2.4 Analisis de los resultados. Desglose de los diferentes pesos
En la siguiente imagen se muestra el desglose de pesos:
Figura 52: Resultados de los pesos nales
Es importante destacar que, para la mision de primera linea en la cual se lleva la carga de
pago, el peso de fuel maximo que se puede llevar es de 2120 kg, aunque solo son necesarios
alrededor de 790 kg. No obstante, los depositos estan dise~nados para albergar mayor cantidad
de combustible y poder realizar la mision de ferry u otras que fueran menester.
Figura 53: Desglose de pesos que constituyen el MTOW
68

69. 2 C

ALCULO DEL MTOW Y DEL WE. M

ETODO COMPLETO
En la imagen superior se puede observar como la carga de pago es la que aporta mayor
porcentaje de peso al MTOW pues constituye practicamente dos tercios del maximo peso al
despegue.
Por otra parte, en la imagen inferior se muestran como inuyen los diefrentes componentes:
ala, fuselaje, VTP, etc. al peso de la estructura. Se observa que el peso del ala es practicamente
equivalente al peso conjunto de fuselaje, motores y tren de aterrizaje.
Figura 54: Desglose de pesos que constituyen el peso estructural
A modo de resumen se muestra la siguiente tabla, la cual recoje los resultados de los pesos
mas relevantes:
PAR

AMETROS RESULTADO
Supercie Alar de Referencia, S216.3m
2
Maximo peso al despegue, MTOWW033542.9kg
Peso en vaco,We 10775.7kg
Carga Alar,W0=S 155.294kg
Tabla 12: Resultados nales de los pesos. Metodo MM
69

70. 3. Calculo del CDG
El calculo del CDG ha sido un proceso laborioso, pues en primer lugar fue necesario calcular
el CDG empleando un programa alternativo llamado secciones cuya interfaz se puede apreciar
en las imagenes siguientes. Este programa solo permite dibujar la seccion sobre la cual se quiere
obtener el CDG, evidentemente, no nos permite incluir la densisdad del material por lo que es
un calculo aproximado.
El hecho de tener que recurrir a la herramienta secciones se ha debido ha que el modelo
de CATIA no evolucionaba al mismo tiempo, estaba en fases mas preliminares por lo que de
algun modo se hizo necesario recurrir a una serie de hipotesis y una vez nalizado el modelo,
corroborar la posicion del CDG.
Figura 55: CDG. Fuselaje. Vista en planta
Dado que el fuselaje estara constituido por un perl, es evidente que el CDG estara mas
adelantado por lo que se ha decidido como hipotesis preliminar adelantarlo en torno al 5 % por
lo que se ha estimado que el CDG del fuselaje se encontrara en 5.3m respecto del morro de la
aeronave.
70

71. 3 C

ALCULO DEL CDG
Figura 56: CDG. Ala. Vista en planta
Se observa, en esta ocasion que el CDG del ala se encuentra en 8.5m. Si bien es cierto que
en el peso del ala se han incluido los 216m
2
que abarca toda la supercie sustentadora donde,
por tanto, estan incluida la supercie relativa al fuselaje.
Por ello, este departamento ha considerado las siguientes hipotesis:
- Adelantar el CDG un 5 % (al ser un perl el cdg estara en una posicion mas adelantada)
- Calcular que porcentaje del peso del ala correspondera realmente al ala. Obteniendo que
los 183m
2
reales de ala corresponden a un 84 % del peso del ala.
- Por ultimo se ha calculado el cdg de los 216m
2
de la siguiente forma:
CDG=
3218;138;075 + 613;025;32
3831;83
= 7;6m (3.1)
El centro de gravedad del VTP y de los motores vienen determinados por la localizacion de
los mismos en la aeronave.
El centro de gravedad del tren de aterrizaje se ha estimado de la siguiente forma:
71

72. - Del peso total del tren: 1213.57 kg se ha estimado que al tren delantero le correspondera un
40 % de ese peso mientras que al trasero le correspondera el 60 %. de tal modo que, teniendo
en cuenta la conguracion del tren detallada mas adelante, el CDG se ha estimado empleando
la misma analoga que en el CDG del ala.
Por otra parte, para el CDG de crew dado que es un peso insignicante se considera que los
pilotos permanecen en cabina constantemente.
En cuanto a la carga de pago y al fuel el CDG se ha establecido segun las necesidades
geometricas del F-EX HERON.
El centro de gravedad de los sistemas es poco signicavo pues es necesario simularlo como
cargas puntuales. Lo que se he hecho ha sido estimar una primera posicion y una vez hecho el
modelado en CATIA distribuir el peso de los mismo de forma homogenea por toda la supercie.
Figura 57: Distribucion del CDG de los componentes
De este modo se ha podido realizar una estimacion del CDG de la aeronave, tal que los
datos de mayor refencia se muestran en la siguiente tabla:
CONFIGURACI

ONPOSICI

ON CDG
XCG;P L 5.62m
XCG;P LN f 5.61m
XCG;N P L 5.96m
XCG;N P LN f 5.96m
Tabla 13: Posicion del CDG en distintas conguraciones
72

73. 4 CURVA V-N
Una vez concluido el modelo en CATIA, se ha calculado la posicion del CDG en la congu-
racionXCG;P LyXCG;N P Lobteniendo los mismos resultados que con el programa AStr por lo
que se conrma que las hipotesis realizadas previamente ha permitido llegar al mismo resultado
que proporciona CATIA. Hecha esta comprobacion, se ha modelado una graca con la evolucion
de la posicion del CDG de la aeronave a lo largo de ambas misiones:
Figura 58: Evolucion del CDG en las misiones
En la graca superior se reeja como la posicion del CDG en la mision de ferry permanece
practicamente constante mientras que en la de primera linea existe una variacion de 30 cm.
Esto se debe a que en la mision de primera lnea el CDG se ve afectado por la descarga del
retardante, mientras que la otra carga que vara el peso del fuel no afecta al CDG dado que los
tanques de combustible se han situado de tal modo que el CDG de los mismos este alineado
con el de la aeronave.
4. Curva V-N
En esta seccion se estudiara la inuencia de las rachas de viento en la envolvente de vuelo
de nuestra aeronave. El analisis se ha realizado segun la FAR 25, en la que estan incluidas
aeronaves de peso del orden del F-EX HERON. Se realiza dicho estudio para distintos casos:
73

74. MTOW y a una altura de 0 ft:
Figura 59: Curva v-n 0ft y MTOW
MTOW y a una altura de 10.000 ft, justo antes del descenso para la descarga:
Figura 60: Curva v-n 10.000ft y MTOW
Peso antes de la descarga y a una altura de 10.000 ft, justo antes del descenso para la
descarga:
74

75. 4 CURVA V-N
Figura 61: Curva v-n 10.000 y peso antes de la descarga
Como se puede observar, en los tres casos de estudio las rachas de viento se encuentran
dentro de la zona segura de la envolvente de vuelo. El caso mas limitante es aquel en el que
el peso es el existente antes de realizar el descenso para la descarga a una altitud de 10.000ft.
En ese caso, tercera gura, podemos observar que las rachas de viento limitan en con la zona
verde para la velocidad de crucero. Esto es debido a la disminucion de peso de la aeronave por
el consumo de combustible.
En base a estas curvas se puede asegurar que las rachas de viento no seran limitantes en
ningun punto de operacion de la aeronave.
El proceso de calculo de la curva v-n se encuentra desarrollado en un chero .m, donde se
han introducido las ecuaciones necesarias para que la curva cumpla con la FAR 25. Ademas,
se incluye una tabla para comparar los distintos valores de las velocidades en cada uno de los
casos:
VELOCIDAD [ft=s]CURVA 1CURVA 2CURVA 3
Vs1 77.175889.791227.7991
Vb 81.72 94.65 32.46
Vs1neg 106.9879124.476438.5376
Va 122.6404142.687544.1757
Vc 588.2597588.2597182.1237
Vd 735.3246735.3246227.6546
Tabla 14: Velocidades en las distintas curvas V-N
75

76. 5. Calculo de los esfuerzos:
5.1. Calculo de esfuerzos sobre el semiala derecha:
Para calculas los esfuerzos cortantes, ectores y torsores generados en el semiala derecha,
primero se ha realizado una subdivision del semiala en 10, cada una con su propia area y su
punto de inicio. La distribucion de cuerdas es la planteada en el apartado de aerodinamica para
el perl de la aeronave.
Se han tomando los siguientes pesos:
MTOW= 335429;9[kg]
Wf= 5000[kg]
Wa= 3831;83[kg]
En la siguiente graca se puede observar la evolucion de la cuerda:
Figura 62: Distribucion de la cuerda en el semiala derecha.
Teniendo en cuenta los pesos y la distribucion de cuerdas, se realizas un estudio de las cargas
sobre el ala, debido al peso estructural y el peso del combustible. En este estudio, se obtienen
los momentos ectores, las fuerzas cortantes y los momentos torsores en funcion de la seccion
del semiala. En las siguientes guras se puede observar dicha evolucion:
76

77. 5 C

ALCULO DE LOS ESFUERZOS:
(a) Distribucion cortante(b) Distribucion Flector(c) Distribucion Torsor
Figura 63: Esfuerzos en el semiala
Como se puede observar los mayores esfuerzos se encuentran localizados en el encastre
del semiala y van disminuyendo a medida que nos acercamos a la punta de la misma. Este
resultado tiene sentido debido a que podramos modelar el semiala como una viga en voladizo y
los esfuerzos en una viga en voladizo se concentran en el empotramiento que sera una analoga
del encastre.
Para determinar si el ala es capaz de soportar los esfuerzos que se crean en el semiala, se ha
calculado tambien cual debera ser el espesor de la piel de la cuaderna. Se han tenido en cuenta
los esfuerzos cortantes y torsores que crean tensiones tangenciales y los esfuerzos ectores que
crean tensiones normales, en la seccion del encastre. La seccion transversal se ha aproximado
como una semimonocasco con 4 largueros:
Figura 64: Seccion transversal.
77

78. 5.2 Esfuerzos sobre el tren:
Donde los largueros son los que acumulan el area de la seccion y los unicos que soportan
las tensiones normales, mientras que la piel es la que soporta las tensiones tangenciales. Se
ha tomado un como referencia para la tension elastica lmite, el aluminio aeronautico con
E= 414x10
6
Teniendo en cuenta estos datos, se ha obtenido un espesor de piel en el encastre de:
t= 0;0485x10
3
Por tanto si se toma un espesor de piel para el semiala de 3mm se cumpliran los requisitos
lmite de las cargas, suponiendo 10 secciones.
Ademas se incluye una imagen del tipo de cuaderna considerada para el estudio:
Figura 65: Tipo de cuaderna
Por lo tanto, se va a tener en cada semiala 10 cuadernas y una piel de 3mm de espesor.
5.2. Esfuerzos sobre el tren:
Para el estudio de los esfuerzos sobre el tren de aterrizaje se han considerado 8 casos de
estudio:
Two Point Level Landing:
78

79. 5 C

ALCULO DE LOS ESFUERZOS:
Figura 66: Caso 1 Tren de aterrizaje
Three Point Level Landing:
Figura 67: Caso 2 Tren de aterrizaje
One-Wheel Landing:
79

80. 5.2 Esfuerzos sobre el tren:
Figura 68: Caso 3 Tren de aterrizaje
Tail Down Landing:
Figura 69: Caso 4 Tren de aterrizaje
Braked Roll Two Point:
Figura 70: Caso 5 Tren de aterrizaje
80

81. 5 C

ALCULO DE LOS ESFUERZOS:
Braked Roll Three Point:
Figura 71: Caso 6 Tren de aterrizaje
Take o Run:
Figura 72: Caso 7 Tren de aterrizaje
Pivoting:
81

82. 5.2 Esfuerzos sobre el tren:
Figura 73: Caso 8 Tren de aterrizaje
Dependiendo del caso de estudio se tienen en cuenta tanto el tren principal como el tren de
morro o solo se tiene en cuenta el tren principal.
Los valores maximos de los esfuerzos en el tren principal y en el tren de aterrizaje se muestran
en la siguiente tabla donde se incluye tambien el caso para el que se producen:
Esfuerzo Valor Caso
V m 3;1838x10
6
N Caso 6
Dm 2;5470x10
6
N Caso 6
Mm 44;8121x10
7
NmCaso 7
V n 1;3162x10
6
N Caso 7
Dn 6;5811x10
5
N Caso 8
Mn 1;2030x10
7
Nm Caso 7
Tabla 15: Valores maximos de los esfuerzos en el tren de aterrizaje
Observando los resultados, se puede asegurar que los casos mas limitantes seran los de TAKE
OF RUN y BRAKED ROLL THREE POINT ya que son los que generan esfuerzos mayores en
el tren, tanto en el principal como en el secundario.
82

83. 6 TREN DE ATERRIZAJE
6. Tren de aterrizaje
El ultimo cometido del departamento de estructuras ha sido llevar a cabo los calculos ne-
cesarios que permiten obtener la conguracion del tren de aterrizaje. Para poder realizar esta
tarea se ha implementado en matlab el procedimiento que se explica en las diapositivas de la
asignatura Calculo de Aeronaves.
En dicho programa, TREN.m, se han ido implementando las ecuaciones necesarias impo-
niendo, a su vez, las restricciones establecidas para que en caso de que un valor no cumpla
algun requisito el programa lo detecte y muestre un aviso.
Figura 74: F-EX HERON. Perspectiva con tren de aterrizaje
En primer lugar, es necesario estimar la altura de clearenceHc, en este caso, se ha impuesto
que esta no debe ser inferior a 30 cm. Esta altura va a determinar la mnima altura a la que se
va encontrar el primer punto de impacto del avion con el suelo cuando este hace una rotacion
para despegar.
Figura 75: F-EX HERON. Vista de perl
83

84. Inspeccionando la imagen superior se puede ver que el primer punto en el que se producira
el impacto al rotar el avion sera en el estabilizador vertical situado en el ala. Por otra parte,
dada la geometra de la aeronave el tren principal se situara en el ala y se establece una altura
para el mismo de 3m. De este modo se obtiene un angulo de clearence de 20;6

, el cual es mayor
que el angulo de ataque maximo al despegue que esta en torno a 17

.
Una vez calculado el angulo de clearence se procede a calcular los esfuerzos que sufre el
tren de aterrizaje en condiciones estaticas y, a posteriori, en condiciones dinamicas. Como
se ha mencionado anteriormente, las ecuaciones empleadas son las mismas que aparecen en
las diapositivas de la asignatura por lo que nos centraremos en este documento en abordar
e interpretar los resultados. Por otra parte los datos relevantes a introducir ya se encuentran
reejados en otras secciones del documento.
En primer lugar, para conseguir la coguracion del CDG deseada se ha establecido que la
batalla, distancia entre el tren de morro y el tren principal sea de 5.55m. estando situado el
tren delantero a 1.25m del morro de la aeronave. A su vez, la posicion mas adelantada del CDG
esta en 5.6m y es la que corresponde a la conguracion de despegue, cuando la aeronave alberga
la carga de pago en su interior. En esta conguracion la carga que soporta el tren delantero es
del orden del 20 % del MTOW mientras que el tren principal soporta en torno al 85 %.
Posteriormente, se analizan las cargas en conguracion dinamica. Aqu es necesario resaltar
lo siguiente:
- Tal y como estan planteadas las ecuaciones en el momento del aterrizaje, que es cuando
mas sufre el tren delantero, se esta considerando la posicion mas adelantada del centro de
gravedad obteniendo, para esta situacion, que el tren de morro soporta en torno al 24 % del
MTOW. Es un valor elevado no obstante, como ya se ha mencionado anteriormente, se ha
supuesto que el tren estara reforzado. Tambicen es cierto que, si las condiciones son idoneas,
el F-EX HERON en el momento del aterrizaje tiene la posicion del CDG mas retrasada por lo
que para esa situacion, reinterpretando las ecuaciones, el porcentaje de peso que soportara el
tren de morro sera del 18 %. En cualquier caso, el tren principal soporta entre el 80-90 % del
peso del MTOW por lo que cumple los requisitos en cualquier conguracion.
Llegados a este punto se puede considerar que la batalla es la corecta. Sera necesario calcular
ahora la va, que no es mas que la distancia entre cada eje del tren principal.
Puesto que el F-EX HERON es un ala volante, esta distancia no es restrictiva puesto que
se puede, teniendo en cuenta las distancias mnimas, separar ambos ejes todo lo que se desee.
84

85. 6 TREN DE ATERRIZAJE
Figura 76: F-EX HERON. Vista frontal
El angulootmin
= 19;8

y se ha considerado un anguloot= 75;9

. Por otra parte para las
condiciones de vuelco ante un giro o por incidencia del viento la distancia mnima mayor del
la va es del orden de 4m. Ante estos resultados y, bajo la necesitar de situar los tanques de
combustible con el CDG alineado con le CDG de la aeronave, la va seleccionada ha sido de
16m.
En la siguiente tabla se resumen los valores mas importantes del tren de aterrizaje:
PAR

AMETRO VALOR
HC 0.3m
HM AIN 3m
C 20;6

otmin
19;8

ot 75;9

B 5.55m
T 16m
Tabla 16: Parametros relevantes del tren de aterrizaje
Una vez calculados estos parametros ha sido necesario calcular el numero de ruedas as como
las dimensiones de las mismas.
El tren de aterrizaje del F-EX HERON sera de tipo triciclo con dos ruedas en el tren de
morro y 4 en el tren principal, dos de ellas en el semiala derecha y otras dos en la semiala
85

86. izquierda.
Figura 77: Tren de aterrizaje. Ti-
po triciclo
Figura 78: Detalle del tren
PAR

AMETRO VALOR
main 0.7m
wmain 0.2m
nose 1m
wnose 0.3m
Tabla 17: Dimensiones de las ruedas del tren de aterrizaje
Se ha impuesto que el diametro de las ruedas del tren de morro son del orden del 70 % del
diametro de las ruedas del tren principal. As mismo, la altura del tren de morro se ha estimado
con CATIA una vez que se ha integrado el tren en el modelo, buscando que la aeronave se
mantuviese alineada en tierra. El valor del la altura del tren de morro esta alrededor de los
dos metros. Tambien es necesario destacar que la puerta se encuentra por la parte inferior del
fuselaje por lo que el hecho de que el tren tenga esta altura tambien facilita el acceso a la
aeronave.
86

87. 2 ELECCI

ON DEL PERFIL.
Parte V
AERODIN AMICA
1. Introduccion.
Despues de analizar y comparar los resultados obtenidos en el estudio aerodinamico de la
conguracion en ala volante y una mas convencional, se llego a la conclusion de que la primera
presentaba unas cualidades signicativamente mejores.
Sin embargo, se presentaban algunos problemas inherentes a este tipo de dise~no: la necesidad
de presentar cualidades auto-estables, al contrario que los dise~nos con HTP, que se apoyan en
la cola para proporcionar estabilidad longitudinal.
2. Eleccion del perl.
En este apartado, se estudiaran diferentes perles que sean posibles candidatos para el
ala voladora. Para ello, se realizaran diferentes analisis con el softwareXFLR5, programa que
permite dise~nar y estudiar perles alares.
Las alas voladoras emplean perlesreexo auto-estables, que tienen estabilidad positiva,
es decir, su coeciente de momento es siempre positivo, esto se traduce en que el ala con este
tipo de perl vuela en equilibrio sin necesidad de estabilizadores, por ello se emplea en este tipo
de aviones.
2.1. Seleccion de familias.
Empleando la base de datos de perles proporcionada en la pagina web
illinois.edu/ads/coorddatabase.html, se seleccionan todos aquellos perles que sean reex.
Entre ellos se encuentran tres familias y dos perles sueltos, los cuales se mostraran a
continuacion:
87

88. 2.1 Seleccion de familias.
Perles EPPLER
Perles EHPerles MH
88

89. 2 ELECCI

ON DEL PERFIL.
Perl Fauvel
Perl Marske7
2.2. Analisis.
Una vez seleccionados los perles, se pasa a la realizacion de los analisis enXFLR5. El
metodo que se ha seguido es:
1. BatchAnalysisde los perles EPPLER, MH y EH. En la imagen inferior, se
muestra el rango en el que se realizo el analisis.
89

90. 2.2 Analisis.
2.
deReynolds, como se observa en la gura de abajo para el perl EPPLER 330, se paso a
representar todos los perles para un numero deReynoldsintermedio,Re= 80000000.
3. cmpositivo, algo
90

91. 3 AN

ALISIS 2D.
que se recoge en la tabla del siguiente apartado, donde se establece un criterio de seleccion
y se compara lo obtenido.
2.3. Obtencion de resultados.
Una vez obtenidas las gracas de cada uno de los perles, se puede observar que los datos
permanecen practicamente constantes con el numero deReynolds. Por lo tanto, se puede sacar
un valor decm0yclmaxpara cada uno de ellos. Los datos obtenidos se resumen en la siguiente
tabla:
Conclusion
Una vez comparado el coeciente de momento de cada uno de los perles estudiados, as co-
mo el coeciente de maxima sustentacion, se ha decidido, que el perl optimo para el ala es el
Martin HepperleMH 80, ya que posee un coeciente de momento positivo, algo que era necesa-
rio por los requerimientos de estabilidad del ala, y tiene un coeciente de maxima sustentacion
mayor al resto de perles estudiados.
3. Analisis 2D.
3.1. Analisis 2D del perl MH 80.
Como ya se ha comentado en apartados anteriores, el perl elegido esMartin HepperleMH
80, representado en la imagen inferior, en la que puede observarse que es un perlreex.
91

92. 3.1 Analisis 2D del perl MH 80.
Una vez decidido el perl, se vuelve a realizar unBatch Analysiscon el programaXFLR5.
El rango deReynoldsconsiderado en el analisis esRe2[40;110]10
6
, evaluados en intervalos
de 510
6
, y los angulos de ataque estudiados son2[5
o
;15
o
], variandose en intervalos de un
grado.
Los resultados obtenidos del analisis vienen representados en la siguiente imagen.
92

93. 3 AN

ALISIS 2D.
3.2. Analisis 2D del perl MH 80 adaptado al fuselaje
Se analizara una forma adaptada del perl MH 80 que se empleara para denir posterior-
mente el fuselaje. Se ha modicado la relacion espesor maximo { cuerda, de forma que en ese
caso tendramos una relacion del 28,17 % frente al 12,72 % del perl original.
En la imagen que sigue podemos apreciar una comparativa de la geometra de ambos perles:
Tras ser analizado en las mismas condiciones que su homologo de menor espesor obtenemos
los resultados siguientes:
93

94. 3.2 Analisis 2D del perl MH 80 adaptado al fuselaje
Conclusiones del analisis 2d al perl MH 80 y MH 80 adaptado al
fuselaje
De las gracas anteriores, se puede extraer una tabla de datos del perl, dado que perma-
necen las variables practicamente constantes con el numero deReynolds, se obtiene:
En la tabla presentada a continuacion podemos observar los resultados del analisis a los
94

95. 4 AN

ALISIS DE LOS ESTABILIZADORES.
estabilizadores a la velocidad tpica de cruceroV= 100m=s.
4. Analisis de los estabilizadores.
4.1. Analisis 2D del perl de los estabilizadores.
Debido a las cualidades auto-estables delF-EX Heronno existira un HTP convencional,
dado que el ala proporcionara la estabilidad necesaria. Debido a la no existencia de un HTP
sera necesario ubicar los elevadores en el borde de salida, proximos a los bordes marginales del
ala.
La necesidad de estabilizadores verticales ha requerido el analisis de perles aerodinamicos
NACA para determinar el adecuado para las necesidades de Estabilidad. Tras un exhaustivo
analisis de perles NACA se llego a la conclusion de que el perl adecuado para las necesi-
dades delF-EX Heronsera el NACA 0012 ya que proporciona una mayor sustentacion. La
informacion geometrica detallada de los estabilizadores se presentara en las secciones siguientes.
En la imagen siguiente podemos observar los resultados del analisis 2D para distintos nume-
ros deReynolds.
95

96. 5. Analisis aerodinamico preliminar
En este apartado se analizaran distintas formas en planta y se escogera una para desarrollar
elF-EX Heronen base a criterios que se exponen mas adelante en este apartado.
5.1. Analisis de distintas alas.
En este apartado se analizaran las principales caractersticas de distintas formas en plan-
ta y se llevara a cabo una comparativa de los factores crticos con el objetivo de escoger la
conguracion mas adecuada.
En las imagenes siguientes observamos las formas en planta a tratar. Se denominaranALA
1,ALA 2yALA 3. Podemos observarlas en dicho orden las imagenes.
Figura 79: ALA 1Figura 80: ALA 2
96

97. 5 AN

ALISIS AERODIN

AMICO PRELIMINAR
Figura 81: ALA 3
Estas conguraciones poseen estas caractersticas en comun:
Donde b es la envergadura del ala, es la echa en el borde de ataque,Ctes la cuerda en
la punta (en las alas 1 y 3 es 2,5 y en el ala 2 es 0) yCres la cuerda en el encastre.
Se ha hecho uso de la herramienta de analisis aerodinamicoXFLR5para la determinacion de
las caractersticas aerodinamicas de las alas descritas anteriormente. Para ello se han simulado
mediante el metodoV ortexLatticea la velocidad caracterstica de cruceroV= 100m=s.
Ademas se ha determinado el instante de entrada en perdida haciendo uso del metodoLLT.
En la imagen siguiente se puede observar el metodo empleado paraV ortexLattice.
97

98. 5.1 Analisis de distintas alas.
Figura 82: Analisis 1Figura 83: Analisis 2
98

99. 5 AN

ALISIS AERODIN

AMICO PRELIMINAR
Podemos observar los resultados obtenidos para cada analisis en la tabla que se presenta a
continuacion.
Los resultados presentados se han obtenido de forma conjunta entre XFLR5 y los propor-
cionados por la interpolacion polinomica deAcademic Aerodynamicpara la polar compensada.
Se puede observar en los gracos siguientes una comparativa de variables de interes.
99

100. 5.1 Analisis de distintas alas.
100

101. 5 AN

ALISIS AERODIN

AMICO PRELIMINAR
Conclusiones.
Como se puede observar elALA 1posee una menor resistencia aerodinamica y una e-
ciencia deOswaldmas alta, ademas elALA 2y elALA 3ocasiona una mayor resistencia
(muy parecidas en ambos casos) frente alALA 1para una misma sustentacion. Observamos
que elALA 2proporciona una sustentacion mas alta que las otras dos, pero se observa una
entrada en perdida mas temprana. Se ha descartado elALA 3frente a las otras dos ya que
sus caractersticas aerodinamicas son inferiores en cualquier comparacion.
Se ha de remarcar el hecho de que el coeciente de sustentacion de las alas volantes as como
suCL0son relativamente bajos en comparacion con aviones convencionales. Esto se debe a que
los perlesreexson practicamente simetricos, salvo una curvatura en la zona proxima al borde
de salida que proporciona la auto-estabilidad. Por lo que la sustentacion a angulo de ataque
nulo sera baja. Esto queda compensado por el hecho de que el ala voladora posee generalmente
una supercie sustentadora sustancialmente grande y por el aprovechamiento de la zona del
fuselaje como supercie sustentadora ya que se proyecta como un perl adaptado.
Finalmente se ha adoptado elALA 1como solucion ya que posee la eciencia deOswald
mas alta, una menor resistencia y proporciona la maxima sustentacion posible ya que, frente
alALA 2, tarda mas en entrar en perdida.
Se puede concluir que la forma en planta delALA 1es la que mejores caractersticas
aerodinamicas puede proporcionar, y la asumida como mas optima para elF-EX Heron.
101

102. 6. Analisis aerodinamico delF-EX Heron.
Una vez analizados los perles escogidos para el ala y determinada la forma en planta para
F-EX Heronse ha procedido a su analisis. Dado los requisitos de estabilidad ha sido necesario
el modelado dos estabilizadores verticales que se detallaran mas adelante. Los estabilizadores se
ubicaran en las puntas para aprovecharlos comowingletsy as reducir la resistencia inducida.
Ha de resaltarse el hecho de no haber sido denido un cuerpo para el fuselaje. Partiendo
de la hipotesis de que el fuselaje sustenta dado el caso particular del ala volante, esta puede
modelarse como un perl aerodinamico. Por lo tanto, se ha modelado elF-EX Heroncomo un
ala ntegramente.
En las imagenes siguientes podemos observar la conguracion en planta delF-EX Heron:
Para determinar de la forma mas exhaustiva la aerodinamica que caracteriza alF-EX Heron,
se han realizado multiples analisis a diferentes velocidades que nos ha permitido determinar las
polares compensadas para las distintas conguraciones en las que trabajara elF-EX Heron.
En las imagenes siguientes podemos observar el metodo empleado.
102

103. 6 AN

ALISIS AERODIN

AMICO DELF-EX HERON.
Figura 84: Analisis 1Figura 85: Analisis 2
La imagen siguiente se ha tomado deXFLR5y muestra las variables aerodinamicas de
interes resultantes de realizar un barrido del angulo de ataque.
103

104. En los gracos que siguen podemos observar los resultados obtenidos a traves deAcademic
Aerodynamic.
104

105. 6 AN

ALISIS AERODIN

AMICO DELF-EX HERON.
105

106. 6.1 Resultados.
6.1. Resultados.
Podemos observar que la polar se ve afectada por la velocidad, obteniendose una caracteri-
zacion distinta en cada caso. Podemos observar los resultados para el crucero caracterstico en
la tabla resumen que sigue.
Podemos observar que al a~nadirle loswingletsse ha conseguido mejorar la contribucion de la
sustentacion a la resistencia inducida con una disminucion signicativa deK1yK2. As mismo
hay que remarcar que tras aumentar la supercie del ala, al a~nadirle la zona de fuselaje, en un
15 % elCD0ha experimentado unicamente un incremento del 1,8 %.
Como se menciono anteriormente, los perlesreexposeen una cualidad auto-estable, lo
cual queda rearmado en los resultados que se obtienen a traves deAcademic Aerodynamic.
7. Supercies hipersustentadoras.
Para la determinacion de los incrementos que se experimentan enCLmaxdurante el desplie-
gue de las supercies hipersustentadoras, se ha recurrido a la comparacion de los resultados
obtenidos deXFLR5para la conguracion limpia con los informes experimentales NACA.
La estimacion de los incrementos deCLmaxparte de la comparacion entre los resultados del
perl empleado con los resultados de los informes NACA. Una vez obtenido la proporcion entre
ambos, se extrapola a los datos 3D del ala. Finalmente se pondera el resultado con el porcentaje
de ala que se encuentra en conguracion sucia.
106

107. 7 SUPERFICIES HIPERSUSTENTADORAS.
Para elF-EX Heronse han determinado las siguientes supercies hipersustentadoras:
Handley Page Automatic Slot(HPS) en el borde de ataque. Se extiende desde el encastre
hasta 11 metros, medidos desde el encastre en direccion de la semi-envergadura.
Fowler Flap (FF) al 40 % de la cuerda media, en el borde de salida con una deexion
maxima de 40
o
. Se extienden desde el encastre hasta 6 metros, y de 7 metros a 11 metros,
medidos desde el encastre en direccion de la semi-envergadura. Lo que supone la siguiente
supercie total de apsSf lap= 48;26m
2
. La zona mas cercana al encastre es ligeramente
mas estrecha dado que se encuentra en la zona donde se ubican los pilones de los motores
exteriores.
Para el despegue se ha decidido emplearFowler Flapsdesplegados a 20
o
. Para el aterrizaje
se emplearanFowlerFlapsdesplegados a 40
o
junto con elHandley Page Slot.
En la tabla siguiente podemos observar la aerodinamica delFEXHeronen conguracion
sucia.
En la imagen siguiente podemos observar la ubicacion de los dispositivos hipersustentadores
antes descritos.
107

108. 8. Calculo de la polar y la eciencia aerodinamica.
A continuacion se pasara a calcular la polar de resistencia delF-EX Heron. Para ello se
hara estudios tanto numericos, mediante el programa de calculo aerodinamicoXFLR5, como
con estudios estadsticos comparandolo con aeronaves similares. Por ultimo, combinaremos
ambos metodos para llegar a una solucion de compromiso que nos permita obtenerCD0,k1y
k2, as como del coeciente de eciencia de Oswald,e.
8.1. Calculo delCD0
La resistencia parasitaria,CD0, se calculara a partir de la suma de varios componentes de
la aeronave: ala
1
, motores, gondolas y pilones de los motores, dispositivos hipersustentadores,
sistemas y tren de aterrizaje.
8.1.1. Resistencia del ala y estabilizadores.
La resistencia parasitaria que aporta la superestructura al conjunto de la aeronave la hemos
calculado mediante dos metodos distintos, conXFLR5y estadsticos.
Cuando hacemos el analisis aerodinamico de nuestra aeronave mediante el programaXFLR5,
podemos analizar los resultados mediante el programaacademics aerodinamics, en el que se
nos muestran los siguientes valores:
Para realizar un analisis estadstico se hara de la siguiente forma:
CD0
part
=
CfFFQSwet
Sref
(8.1)
donde
Cfrepresenta el coeciente de friccion para el elemento que calcularemos. Se compone de
la parte laminar y turbulenta de la capa lmite sobre el objeto.
1
Dado que hemos denido el fuselaje como un perl, su aportacion a la resistencia estara incluido dentro del
estudio del ala.
108

109. 8 C

ALCULO DE LA POLAR Y LA EFICIENCIA AERODIN

AMICA.
Cflam
=
1;328
p
Re
= 0;000435 (8.2)
Del analisis enXFLR5se obtuvo que la capa lmite pasaba de laminar a turbulenta en
torno al 22.5 % de la cuerda sobre el extrados. Sin embargo, mediante el uso de tecnologas
de adherencia de la capa lmite, como puede ser lasharkskinusada en trajes de buzo,
y que actualmente se esta investigando su aplicacion a la ingeniera aeronautica, se ha
conseguido aumentar la distancia recorrida por la capa lmite al 35 % de la cuerda media.
Cfturb
=
0;455
(logRe)
2;58
(1 + 0;144M
2
)
0;65
= 0;003 (8.3)
Cfala
= 0;35Cflam
+ 0;65Cfturb
= 0;00195 (8.4)
FFrepresenta el factor de forma, como la geometra inuye a la resistencia
FF= [1 +
0;6
(x=c)m
t
c
+ 100(
t
c
)
4
][1;34M
0;18
(cos m)
0;28
] = 1;29 (8.5)
Qrepresenta el factor de interferencia, que jaremos enQ= 1;05
Swetes la supercie mojada del componente. En el caso de la superestructuraSwetala
=
582m
2
Por lo tanto,CD0
est
= 0;00745
Haciendo la media entre ambos metodos:
CD0
ala
=
CD0
xf lr5
+CD0
est
2
= 0;006525 (8.6)
8.1.2. Resistencia de las gondolas y de los motores
La resistencia generada por los elementos de motopropulsivos se calcula de forma analoga
a lo hecho previamente para el calculo estadstico del ala.
CD0
part
=
CfFFQSwet
Sref
(8.7)
Sin embargo, aparecen algunas diferencias entre los dos elementos:
109

110. 8.1 Calculo delCD0
Gondolas de los motores
Dado que las gondolas se pueden considerar aproximadamente elipsoides, la capa
lmite laminar se transforma en turbulenta mucho antes que en los perles aero-
dinamicos que forman los pilones o el ala.
Cfgondolas
= 0;2Cflam
+ 0;8Cfturb
= 0;0022 (8.8)
El factor de forma de las gondolas se calcula de la siguiente manera
FF= 1 +
0;35
2;4
p
4Amax

= 1;156 (8.9)
El factor de interferencia de los motores se consideraraQ= 1, dado que estan lo
bastante alejados de la supercie del ala.
La supercie mojada de cada motor es deSweteng= 9;271m
2
Por tanto, la resistencia parasitaria de todos los motores es de:
CD0
motores
= 0;0003123
Pilones de los motores.Los pilones de los motores se han dispuesto de forma que la
distancia entre la helice del motor y la supercie de la aeronave sea de al menos 0.5m,
con la intencion de evitar interferencias entre ambas.
Al estar compuestos los pilones por perles aerodinamicos, en concreto NACA 0018,
se ha hecho la misma suposicion que en el caso del ala para el calculo del coeciente
de friccion:
Cfpilon
= 0;35Cflam
+ 0;65Cfturb
= 0;00195 (8.10)
El FF, asimismo, tambien se ha calculado de la misma forma:
FF= [1 +
0;6
(x=c)m
t
c
+ 100(
t
c
)
4
][1;34M
0;18
(cos m)
0;28
] = 1;58 (8.11)
El factor de interferencia se ha consideradoQ= 1;05, puesto que en este caso tanto
la gondola del motor como el ala causan perturbaciones sobre el pilon.
Por ultimo, la supercie mojada de los tres pilones ha sido calculada por el depar-
tamento de dise~no:Swetpilones
= 9;98m
2
La resistencia parasitaria de todos los pilones es de:
CD0
pilones
= 0;0001455
110

111. 8 C

ALCULO DE LA POLAR Y LA EFICIENCIA AERODIN

AMICA.
8.1.3. Resistencia parasitaria en conguracion Limpia
La resistencia en conguracion limpia se calcula como la suma de los anteriores termino,
CD0
ala
,CD0
motores
,CD0
pilones
, a~nadiendole un porcentaje del 103.5 % por los sistemas exteriores,
como pueden ser el tubo Pitot, sensores de angulo de ataque, etc.
CD0
limpio
= (CD0
ala
+CD0
motores
+CD0
pilones
)1;035 = 0;00702 (8.12)
8.1.4. Resistencia parasitaria en conguracion Sucia.
En conguracion sucia, la resistencia parasitaria se incrementa signicativamente a causa
del tren de aterrizaje y de la deexion de los dispositivos hipersustentadores.
Tren de aterrizaje.
El tren de aterrizaje genera una importantisima interferencia con el ujo al no ser un
cuerpo fuselado. Ademas, dada su compleja geometra, un calculo en detalle de su resis-
tencia se hace imposible en esta etapa del desarrollo delF-EX Heron. Para solventarlo,
se ha recurrido al uso de tablas con valores similares en funcion de la geometra de la
aeronave:
CD0
LG
=
D=q
Areafrontal
Sf rontal
Sref
(8.13)
Donde el parametro
D=q
Areafrontal
viene denido por el tipo de tren que elegido. En
concreto, se ha optado por el uso de un tren y ruedas recubiertos por una supercie
fuselada, lo que nos dene ese parametro como
D=q
Areafrontal
= 0;13
La resistencia del tren de aterrizaje es por tanto de:
CD0
LG
= 0;02
Dispositivos hipersustentadores.
La resistencia de los dispositivos hipersustentadores, en concreto la generada por la dee-
xion de los aps se ha calculado de dos metodos estadsticos distintos. El resultado nal
de la resistencia es la media de ambos.
1er metodo.
CD0
f laps
=Ff lap
Cf lap
C
Sf lap
Sref
(f lap10
o
) (8.14)
111

112. 8.1 Calculo delCD0
Ff lap= 0;0074 al estar usando fowler aps.

Cf lap
C
= 40 % es el porcentaje de cuerda que ocupan los aps.

Sf lap
Sref
= 61 % es el porcentaje de supercie del ala que contiene aps.
f lapes la deexion del ap en
o
.
2o metodo.
CD0
f laps
=k1k2
Sf lap
Sref
(8.15)
Dondek1yk2se obtienen de las siguientes gracas.
Figura 86:Coecientes de resistencia de aps
El resultado para ambos metodos y el que se usara sera el siguiente:
La resistencia total en conguracion sucia sera la siguiente
CD0
sucia
=CD0
limpia
+CD0
LG
+ CD0
f laps
(8.16)
CD0
T O
= 0;0428
CD0
LD
= 0;0757
112

113. 8 C

ALCULO DE LA POLAR Y LA EFICIENCIA AERODIN

AMICA.
8.2. Calculo delk1yk2
Los coecientes de resistencia inducidak1yk2para la conguracion limpia se obtendran a
partir de los resultados obtenidos en el programa de analisis aerodinamicoXFLR5al introducir
en el mismo la geometra del ala y las distintas velocidades de vuelo, analizados posteriormente
por el programaAcademics Aerodinamics.
Los resultados obtenidos son los siguientes
8.3. Calculo del coeciente de eciencia de Oswald
El coeciente de eciencia de Oswald,e, representa la eciencia aerodinamica de un ala res-
pecto a un ala elptica. Cuanto mas cerca de 1 se encuentre, mejores propiedades aerodinamicas
tendra.
Existen distintas formas de calcular dicho parametro:
e1=
1
k1
= 0;994 (8.17)
e2=
1;1CL
RCL+ (1R)
= 0;83 (8.18)
R= 0;0004
3
0;008
2
+ 0;0501+ 0;8642 = 0;923 (8.19)
=

ct
ch
cos
= 1;518 (8.20)
El coeciente de Oswald delF-EX Heronsera
e=
e1+e2
2
= 0;913 (8.21)
113

114. 9. Resumen aerodinamico delF-EX Heron.
Para nalizar este captulo se muestra en las tablas siguientes un resumen con las carac-
tersticas aerodinamicas delF-EX Heron.
Conguracion limpia
Conguracion sucia
10. Ingeniera concurrente aerodinamica.
Para el dise~no del ala volante, se ha trabajado en un proceso de ingeniera concurrente, en
el que las diferentes areas de trabajo se van proporcionando datos unas a otras, de manera
que se va mejorando continuamente el dise~no hasta llegar al mas adecuado. En el caso de
aerodinamica, proporciona mas datos que recibe, ya que es un area fundamental para que el
resto pueda continuar con su trabajo.
Los principales datos que recibe aerodinamica vienen dados por estabilidad, que ja las
supercies de HTP y VTP. En el caso delF-EX Heron, se tiene que los estabilizadores verticales
114

115. 10 INGENIER

IA CONCURRENTE AERODIN

AMICA.
son a su vezwinglets, y la supercie la dene estabilidad en base al fallo de motor, teniendo
en cuenta la potencia que debe ser compensada. La potencia de los motores viene dada por el
departamento de propulsion y actuaciones. De dise~no, se recibe la forma en planta del ala, para
introducirlo posteriormente enXFLR5.
Una vez que aerodinamica realiza sus analisis, debe darle esos datos a estabilidad, estruc-
turas, actuaciones, de manera que se vuelve a iterar con esos datos, llevandose a cabo as el
proceso iterativo en el que se basa la ingeniera concurrente.
En la siguiente gura se puede observar un esquema del proceso.
115

116. Parte VI
ESTABILIDAD
1. Justicacion/Motivacion
El concepto de estabilidad se dene simplemente como la cualidad en la que un avion estable
tiende a regresar a la condicion de estabilidad de forma autonoma.
Se distingue entre:
Estabilidad estatica: presente cuando la aeronave tiende a recuperar su estado inicial
de equilibrio, cuando las fuerzas creadas por una perturbacion, tal como el momento de
cabeceo debido a un incremento en el angulo de ataque, la empujan fuera de el.
Estabilidad dinamica: presente si el movimiento dinamico del avion regresa eventualmente
a su estado original. Sucede que las fuerzas tendentes a recuperar la posicion de equilibrio
pueden ser tan grandes que fuercen al sistema a ir mas alla de la posicion inicial. La
estabilidad dinamica es la propiedad que amortigua estas oscilaciones haciendolas cada
vez menores en intensidad.
En un avion convencional, las supercies estabilizadoras son principalmente: el estabilizador
horizontal, el estabilizador vertical y el canard. En este caso, al tratarse de un ala volante,
no dispondra de canard ni estabilizador horizontal como tal, en cambio se considerara un
estabilizador horizontal virtual (teniendo en cuenta parte de la supercie del ala volante) y
estabilizadores verticales.
La mision del estabilizador horizontal es equilibrar el avion para el vuelo horizontal, garan-
tizar la estabilidad estatica longitudinal, proporcionar un comportamiento dinamico aceptable
y producir fuerzas aerodinamicas que permitan maniobrar en el plano vertical.
La mision de estabilizador vertical de cola debe ser: asegurar la aeronavegabilidad tras el fallo
del motor crtico, garantizar la estabilidad estatica lateral, proporcionar un comportamiento
dinamico aceptable en modos laterales, garantizar el aterrizaje con viento cruzado y producir
fuerzas para maniobrar fuera del plano vertical.
Para el dise~no de los elementos estabilizadores del ala volante, se ha utilizado la herramienta
Academic Stability Pro. Este software esta especialmente desarrollado para el dise~no preliminar
de supercies estabilizadoras de aeronaves, contando incluso con un modulo adicional para alas
volantes. Por ello, introduciendo los parametros basicos de la aeronave y las condiciones de
vuelo en un determinado tramo (Tabla), los datos aerodinamicos del ala (Tabla) y los
116

117. 1 JUSTIFICACI

ON/MOTIVACI

ON
propulsivos(Tabla), la herramienta proporciona resultados aproximados conforme al modelo
que tiene implementado, permitiendo as un proceso iterativo que facilita la labor de dise~no.
ParametroValor
MTOW (kg) 33529.7
L(m) 12
Sref(m
2
) 216.2
h (ft) 10000
M1 0.3
Tabla 18: Parametros generales para el programa ASPro
Parametro Valor
PSL(kW) 1342
neng 3
Dprop 2.5
rendprop 0.85
Posicion motorX(m)12
Posicion motorZ(m)1
Tabla 19: Parametros propulsivos basicos para el programa ASPro
117

118. Figura 87: Representacion graca ala volante en el modulo Wing Properties
ParametroValor
S(m
2
) 216
b 36.1
AR 6.04
TR 0.208
cr(m) 10.8
ct(m) 2.25
LAMIe(
o
) 31
Xca 6.2
CL0 0.00519
CL 3.67
Cl 6.37
CM0 0.00558
Tabla 20: Parametros geometricos y aerodinamicos del ala
118

119. 2 ELECCI

ON PRELIMINAR (METODOLOG

IAS EMPLEADAS)
1.1. Normativa vigente: Estabilidad
En el presente subapartado se reejan las normativas que se consideran aplicables al RFP
propuesto relacionado con el dise~no de una avion contraincendios. Dichas normativas se reeren
a las normas de aeronavegabilidad segun la agencia gubernamental de laFederal Aviation
Administration(FAA) de los EE.UU. para los aviones en la categora de transporte. En el caso
que aqu se trata, se ha consultado la normativaFAA FAR Part 25, en concreto el apartado e)
relativo a Estabilidad. Los artculos se enumeran a continuacion:
i.
ii.
iii.
iv.
v.
2. Eleccion preliminar (metodologas empleadas)
La efectividad de la cola para generar un par sobre el centro de gravedad del avion es
proporcional al area de la cola y el brazo del momento. Como la funcion principal de la cola es
contrarrestar el par generado por el ala, la dimensiones de ambas estaran relacionadas.
Para el dimensionado de las supercies de control se parte de los valores del analisis prelimi-
nar mediante el coeciente de volumen de cola. Este coeciente depende del tipo de aeronave,
principalmente de su geometra. En las ecuaciones
coecientes de volumen de estabilizador horizontal y vertical, respectivamente.
cHT
=
LHT
SHT
cwSref
(2.1)
cVT
=
LVT
SVT
bwSref
(2.2)
Estos coecientes pueden obtenerse de tablas, mediante una estimacion estadstica. De esta
forma, considerando los coecientes para una aeronave tipo carguero (cHT
= 1 ycVT
= 0;08),
se obtiene una primera estimacion de las supercies estabilizadoras:
SHT
= 41;16 (*Estimado para avion convencional) (2.3)
119

120. SVT
= 53;4m
2
(2.4)
En el caso del ala volante no existen coecientes para estimar las supercies estabilizadoras
horizontales, por lo que para una primera iteracion se utilizo la estimacion de esta supercie
para una aeronave de tipo convencional.
3. Estabilidad Estatica Longitudinal
Al ser el ala volante una aeronave simetrica sobre la lnea central, se puede desacoplar el
analisis de la estabilidad y control longitudinal y lateral-direccional.
Las fuerzas y momentos que actuan en un avion son las que determinan tanto su estabilidad
estatica, dinamica como su maniobrabilidad, y depende de las contribuciones de los diferentes
elementos del avion, en este caso de: alas, fuselaje y motores.
Se considerara para el analisis que las fuerzas y momentos se aplican sobre elcentro aero-
dinamico, que es el lugar del perl donde el momento de cabeceo es constante para cualquier
angulo de ataque. Como primera aproximacion se considerara que se encuentra siempre a 25 %
de la cuerda.
Para un vuelo horizontal, rectilneo y uniforme, las contribuciones mas importantes al mo-
mento de cabeceo aerodinamico (MA) son: la sustentacion del alaLw, el momento de cabeceo
alrededor del centro aerodinamico del alaMcay la sustentacion de la colaLt.
Momentos de cabeceo:
Momento asociado a la deexion de las supercies de control, el cual tambien aumenta la
sustentacion de las supercies estabilizadoras. El momento de deexion tambien inuye
en gran medida a la generacion deldownwash.
Componente de la resistencia: se suele despreciar al ser de valor muy peque~no.
Contribucion del motor: segun la posicion de este, se pueden generar momentos de cabeceo
por la distancia vertical al centro de gravedad y por la fuerza vertical producida por el
motor al modicar el ujo del aire.
Fuselaje y gondolas generan momentos de cabeceo que son difciles de estimar si no es con
tuneles de viento, los cuales estan inuenciados tanto por elupwashcomo eldownwash
generados por el ala.
Para generar estabilidad estatica en cabeceo es necesario que para cualquier cambio en el
120

121. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
angulo de ataque se generen momentos que se opongan al cambio, lo que implica que la derivada
del momento de cabeceo con respecto del angulo de ataque tiene que ser negativa:CM <0.
(Nota: convencion de signos, positivos en momentos de cabeceos en el sentido de las agujas
del reloj)
Dado elCM jo, lo unico que se se puede variar es el margen de estabilidad denido
por la variacion entre el centro de gravedad del avion y el centro aerodinamico de este. Si la
distancia es negativa, el avion es inestable, por lo que el dise~no debe hacerse en vistas a que esta
distancia sea positiva, sin embargo, cuanto mas positiva mas estable sera el avion, lo que reduce
tambien la maniobrabilidad. Habra que alcanzar una solucion de compromiso entre estabilidad
y maniobrabilidad.
CM =CL(XCGXN A) =CL(XCGXN A) (3.1)
El analisis de la estabilidad estatica longitudinal consiste en analizar como reacciona el
avion en momento de cabeceo cuando tiene lugar una perturbacion del angulo de ataque (sin
accionar el timon de profundidad). Si el avion se encuentra en un vuelo horizontal, rectilneo y
equilibrado, al producirse un incremento del, se incrementan las sustentaciones del ala y de
la cola. Si el momento que produce el incremento de sustentacion de la cola domina al generado
por el incremento de sustentacion del ala, el avion tendera a bajar el morro y volver a la posicion
de equilibrio. En este caso, el avion es estable. La condicion para que esto suceda esCM <0,
a este parametro se le conoce como ndice de estabilidad estatica longitudinal.
Para facilitar la conguracion estable del ala volante, se utilizaran perles tiporeex, cuyo
coeciente de momento es siempre positivo.
Punto neutro:El punto neutro es el centro aerodinamico del avion, el cual corresponde
al centro de accion de todas las fuerzas aerodinamicas. Al igual que el centro aerodinamico del
ala, el centro aerodinamico del avion es el lugar donde el momento de cabeceo es constante
para cualquier angulo de ataque. Una vez que el avion esta construido, esta jo, y no puede ser
cambiado, lo unico que que se puede variar es el centro de gravedad, para seleccionar el margen
estatico adecuado para la mision del avion.

XN A=
qc
q
Sc
S
CLc

1 +
@c
@


Xacc+
qt
q
St
S
CL
t

1
@t
@


Xact+CL
W B

Xacw
qc
q
Sc
S
CLc

1 +
@c
@

+
qt
q
St
S
CL
t

1
@t
@

+CL
W B
(3.2)
3.1. Analisis de Vuelo Equilibrado
Un vuelo equilibrado es equivalente a un vuelo estable, para ello se requiere que la suma
de fuerzas tiene que asegurar que no haya momentos alrededor del centro de gravedad del
121

122. 3.2 Estudio Centros de gravedad
avion, es decir, que las fuerzas de sustentacion compensen las fuerzas gravitatorias (3.3). Para
cada segmento de vuelo se debe asegurar que las condiciones de vuelo (trimado) satisfacen
estas condiciones. Si dichas condiciones no son satisfechas, debido a la diferente carga alar a
medida que el avion va consumiendo combustible, se pueden satisfacer las ecuaciones mediante
la variacion de la sustentacion del estabilizador horizontal, por lo que a su vez el angulo de
ataque del avion debera cambiar. En el siguiente subapartado se estudiara el rango de valores de
trimado y su viabilidad aerodinamica para diferentes cargas alares correspondiente a diferentes
segmentos de vuelo.
MA=Mca+LwxLt(lx) (3.3)
3.2. Estudio Centros de gravedad
Para el estudio del centro de gravedad, la herramientaAcademic Stability Prodipone de
un modulo (Preliminary Longitudinal Analysis) que permite determinar el margen estatico
modicando la situacion de las supercies, as como la posicion del centro de gravedad.
Nuestra aeronave no dispone de canard y, al ser un ala volante, tampoco tiene estabilizador
horizonal como tal. Por tanto, en este modulo tan solo se podra variar la posicion del centro
de gravedad.
El departamento de estructuras ha conseguido mantener el centro de gravedad dentro de
los margenes adecuados, de forma que el margen estatico en las diferentes conguraciones sera:
Con carga de pago y combustible: MEP L= 19;9 %
Con carga de pago y sin combustible: MEP LN f= 19;9 %
Sin carga de pago y con combustible MEN P L= 15;7 %
Sin carga de pago y sin combustible MEN P LN f= 15;7 %
Una aeronave debe tener el margen estatico por encima del 15 % para que sea estable. Por
otro lado, cuanto mayor sea el margen estatico, peor sera la maniobrabilidad. El margen estati-
co de nuestro F-EX HERON es superior al 15 %, por lo que es estable, y dado que es no es muy
superior a este valor, tendra buena maniobrabilidad.
Centro de gravedad mas adelantado
La posicion mas adelantada posible del centro de gravedad se determina a partir de la
ecuacion de momentos:
122

123. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
CMCG
=CM0+CMwb+CMe
e (3.4)
Teniendo en cuenta que la deexion de equilibrio (e)eqse obtiene igualando la ecuacion de
los momentos a 0 (condicion de equilibrio) resolviendo por (e)eq:
(e)eq=
CM0+CMwb
CMe
(3.5)
Sustituyendo ahoraCMpor su denicion:
CM=CL(XCGN0) (3.6)
Obteniendo:
(e)eq=
CM0
CMe

CL(XCGN0)
CMe
wb (3.7)
De donde se puede apreciar que la pendiente con la que se obtiene el (e)eqpara unCLdepende
del margen estatico. Cuanto mayor sea el margen estatico, mayor sera la pendiente.
Dado que hay limitaciones fsicas y/o aerodinamicas de la maxima deexion posible de una
supercie de control, no es posible adelantar el centro de gravedad todo lo que se deseara.
La posicion mas adelantada delXCGesta denida por la maxima deexion posible del timon
de profundidademin
que permite obtener un (e)eqpara unCL, siendo los lmites asociados
para cuando (e)eq=emin
yCL=CLmax. Esto signica que se puede determinar el centro de
gravedad jando (e)eq=emin
y calcular la ubicacion delXCGADELAN T ADO
:
(e)eq=
CM0
CMe

CL(XCGN0)
CMe
wb=emin
(3.8)
Despejando de esta expresion:
XCDG=N0+

(e)eq+
CM0
CMe

CMe
CL

(3.9)
Donde:
N0= 6;95m
123

124. 3.3 Estudio de seleccion de supercies longitudinal
(e)eq=20
o
CM0= 0;00528
CMe
=0;6011
CL= 3;6965
Para el primer crucero de la mision de primera lnea, donde el centro de gravedad se en-
cuentra mas adelantado, se obtiene el siguiente resultado:
XCDG= 5;6m (3.10)
El centro de gravedad se ecuentra, como maximo, a 5.61m del morro durante la operacion
de la aeronave, por lo que se encuentra dentro de los lmites
3.3. Estudio de seleccion de supercies longitudinal
Como se ha mencionado anteriormente, el estabilizador horizontal de nuestra aeronave no
sera una supercie independiente, sino que formara parte del ala. Dado que la version actual
de la herramientaASProno permite estudiar correctamente la estabilidad estatica longitudinal
de un ala volante, se modelizara la aeronave como un avion convencional. En este modelo,
habra que restar a la supercie alar la parte que desempe~na la funcion de estabilizador hori-
zontal, y modelar esta parte del ala como un estabilizador horizontal convencional. La parte
del ala que cumplira la funcion de estabilizador horizontal sera la mas cercana a las puntas, ya
que de esta forma se consigue el mayor brazo posible respecto al centro de gravedad.
Partiendo de la estimacion inicial de los coecientes de volumen de cola, y tras varias
iteraciones, se ha llegado a la mejor solucion posible, teniendo en cuenta que, ademas del
estabilizador horizontal, el ala debe albergar los alerones y dispositivos hipersustentadores. Las
dimensiones nales de nuestras supercies virtuales son:
Sw= 216;2m
2
=)
Swv= 168;2m
2
SHT Pv= 48m
2 (3.11)
Figura 88: Division de supercies para el trimado: Estabilizador y Ala virtuales
124

125. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
El timon de profundidad se situara a lo largo de toda la envergadura del estabilizador
horizontal virtual, y la relaccion entre la cuerda del HTP y la del timon seraca=c= 0;3. En
las tablas
virtuales, as como las caracterscticas del timon de profundidad.
Ala Estabilizador Horizontal
S 168;2m
2
48m
2
b 22;8m 13;4m
AR 3;09 3;74
TR 0;381 0;546
Xca 4;9m 10;9m
Diedro 0
o
0
o
Incidencia0
o
0
o
Tabla 21: Tabla de datos de las supercies virtuales
Timon de Profundidad
ca=c 0;3
y0
b=2
0
y1
b=2
1
Tabla 22: Tabla de datos del timon de pofundidad
125

126. 3.4 Trimado longitudinal
3.4. Trimado longitudinal
Una vez se han denido las geometras del ala y del estabilizador horizontal, puede realizarse
el trimado longitudinal. En todo momento se deberan satisfacer las ecuaciones. La
herramientaASPropermite calcular el angulo de ataque y la deexion del timon de profundidad
necesarias para que se cumplan.
Fx= 0 =)WL=
W
qS
CL0CLCLe
e (3.12)
M= 0 =)0 =CM0+CM+CMe
e (3.13)
Dado que en nuestro caso el ala y el fuselaje forman parte de un mismo conjunto aero-
dinamico, veran el mismo angulo de ataque efectivo, por lo que la incidencia del ala sera nula.
Nuestra aeronave debe ser capaz de cumplir dos misiones, y durante ambas el trimado debe
ser adecuado. Por tanto, se estudiaran ambas misiones, incluyendo las siguientes situaciones:
Mision de primera lnea:
1.
2.
3.
Mision de Ferry
1.
2.
En cada caso, se necesitaran como datos de entrada las fracciones de peso en cada momento,
as como la posicion del centro de gravedad, que, como se comento en el apartado, se
mantiene jo en todo momento.
Mision de Primera LneaEl Departamento de Actuaciones, tras estudiar la mision, ha
proporcionado las fracciones de peso, de forma que puede estudiarse el trimado longitudinal en
las diferentes fases de vuelo.
1. Primer crucero, hasta la descarga.
Este primer tramo de estudio empieza en el punto de comienzo del primer crucero, y naliza
justo en el momento anterior a la descarga del retardante. El peso considerado es elMTOW=
126

127. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
32212;16kg. Se realiza a una altitudh= 15000ft, y a una velocidadv= 0;336Mach=
108m=s, datos que habra que introducir en el modelo de avion.
El programa necesita los vectores de fracciones de peso y posiciones del centro de gravedad,
que para este tramo seran:
W
W0
= [0;9852;0;98460;9839] (3.14)
XCG
L
= [0;33;0;33;0;33] (3.15)
El centro de gravedad de la aeronave,XCGse mantiene constante durante todas las misiones
en la posicion adimensional 0.496. En el modelo utilizado en ASPro, para obtener el margen
estatico real de 15.7 %, se debe introducir unX
virtual
CG
= 0;35.
Introducciendo todos estos datos en el programaASPro, se obtienen las gracas de las
guras,.
Figura 89: MPL:

Angulo de ataque durante el primer cruceroFigura 90: MPL: Deexion del timon de profundidad durante el primer crucero
127

128. 3.4 Trimado longitudinal
Figura 91: MPL: Resistencia de trimado durante el primer crucero

Angulo de ataque ()Timon de Profundidad (e)
Deexion Max. 3.23 -7.34
Deexion Min. 3.215 7.37
Tabla 23: MPL: Deexiones maximas y mnimas durante el primer crucero
2. Descarga de la carga de pago.
La descarga del retardante se hace a 300 ft y 77m=s= 0;227Mach. Las fracciones de peso:
W
W0
= [0;9839;0;3493] (3.16)
XCG
L
= [0;33;0;35] (3.17)
128

129. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
Figura 92: MPL:

Angulo de ataque durante la descargaFigura 93: MPL: Deexion del timon de profundidad durante la descargaFigura 94: MPL: Resistencia de trimado durante la descarga
129

130. 3.4 Trimado longitudinal

Angulo de ataque ()Timon de Profundidad (e)
Deexion Max. 5.58 5
Deexion Min. -2 -12.7
Tabla 24: MPL: Deexiones maximas y mnimas durante la descarga
3. Segundo crucero.
De forma analoga al primer crucero, pero empezando justo en el momento posterior a la
descarga y acabando al nal del tramo de crucero. Se realiza a una altitudh= 15000ft, y a una
velocidadv= 0;336Mach= 108m=s, datos que de nuevo habra que introducir en el modelo
de avion.
Para el segundo crucero, las fracciones de peso y posiciones del centro de gravedad seran:
W
W0
= [0;3493;0;3473;0;3415] (3.18)
XCG
L
= [0;496;0;496;0;496] (3.19)
Introducciendo todos estos datos en el programaASPro, se obtienen las gracas de las
guras,.
Figura 95: MPL:

Angulo de ataque durante el segundo crucero
130

131. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
Figura 96: MPL: Deexion del timon de profundidad durante el segundo cruceroFigura 97: MPL: Resistencia de trimado durante el segundo crucero
131

132. 3.4 Trimado longitudinal

Angulo de ataque ()Timon de Profundidad (e)
Deexion Max. -2.97 7.22
Deexion Min. -3.07 7.05
Tabla 25: MPL: Deexiones maximas y mnimas durante el segundo crucero
Mision de Ferry:
Se van a analizar los dos cruceros que se realizaran en la mision de Ferry en el caso de
que hubiese desvo. El procedimiento es completamente analogo a los casos anteriores, pero
considerando los datos del Departamento de Actuaciones para la mision Ferry. En este caso el
peso inicial de la aeronave esMTOW F erry= 14418;7kg.
1. Primer crucero.
Este tramo de estudio es el crucero mas largo que tendra que realizar la aeronave (2500
mn). Se realiza a una altitudh= 35000ft, y a una velocidadv= 0;304Mach= 90;39m=s,
datos que habra que introducir en el modelo de avion.
El programa necesita los vectores de fracciones de peso y posiciones del centro de gravedad,
que para este tramo seran:
W
W0
= [0;9825;0;7906;0;7887] (3.20)
XCG
L
= [0;496;0;496;0;496] (3.21)
Introducciendo todos estos datos en el programaASPro, se obtienen las gracas de las
guras,.
132

133. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
Figura 98: Ferry:

Angulo de ataque durante el primer crucero de mision FerryFigura 99: Ferry: Deexion del timon de profundidad durante el primer crucero de la mision
Ferry
Figura 100: Ferry: Resistencia de trimado durante el primer crucero mision Ferry
133

134. 3.4 Trimado longitudinal

Angulo de ataque ()Timon de Profundidad (e)
Deexion Max. 4.52 -4.5
Deexion Min. 2.5 -9
Tabla 26: Ferry: Deexiones maximas y mnimas durante el primer crucero
2. Segundo crucero.
Este tramo de estudio es el crucero correspondiente al desvo a otro aeropuerto. Se realiza
a una altitudh= 20000ft, y a una velocidadv= 0;205Mach= 64;6m=s.
Los vectores de fracciones de peso y posiciones del centro de gravedad, que para este tramo
seran:
W
W0
= [0;7831;0;7775;0;7764] (3.22)
XCG
L
=
XCG
L
= [0;496;0;496;0;496] (3.23)
Introducciendo todos estos datos en el programaASPro, se obtienen las gracas de las
guras,.
Figura 101: Ferry:

Angulo de ataque durante el segundo crucero de mision Ferry
134

135. 3 ESTABILIDAD EST

ATICA LONGITUDINAL
Figura 102: Ferry: Deexion del timon de profundidad durante el segundo crucero de la mision
Ferry
Figura 103: Ferry: Resistencia de trimado durante el segundo crucero mision Ferry

Angulo de ataque ()Timon de Profundidad (e)
Deexion Max. 3.49 -6.63
Deexion Min. 3.41 -6.81
Tabla 27: Ferry: Deexiones maximas y mnimas durante el segundo crucero
135

136. 4. Estabilidad Estatica Lateral-Direccional
4.1. Dimensionado de los estabilizadores verticales
Para el dimensionado del plano vertical de cola se tienen que denir y considerar varios
parametros geometricos:
Alargamiento: Cociente entre la envergadura y la cuerda media. Se comenzo con un alar-
gamiento de 6.4, que se redujo hasta = 6;04.
Estrechamiento: inuye principalmente en el ahorro de peso estructural. En el dise~no se
ha buscado en todo momento que la punta de ala tuviese la menor cuerda posible con el
n de disminuir el estrechamiento y que estructura en su conjunto fuese mas ligera. El
valor actual es de 0.208, consiguiendo una punta de ala de 2.5 metros.
Flecha: Desde el punto de vista de la estabilidad de la aeronave y puesto que los estabi-
lizadores verticales estan instalados en la punta del ala, interesa aumentar la echa para
retrasar el centro aerodinamico del estabilizador y aumentar el brazo respecto al centro de
gravedad. Sin embargo, una echa excesiva es contraproducente desde el punto de vista
de la sustentacion a bajas velocidades, por lo que se alcanza una solucion de compromiso
que permite un brazo suciente y no penaliza en el aspecto aerodinamico.
Espesor: se ha escogido un NACA0012 para los estabilizadores verticales.


Area del timon: La fraccion de cuerda ocupada por el timon se ha supuesto en un 30 %.
Lo que da una supercie total de timon de profundidad deSH= 16;35m
2
.
En la gura
de los estabilizadores verticales.
136

137. 4 ESTABILIDAD EST

ATICA LATERAL-DIRECCIONAL
Figura 104: Estabilizadores verticales centrales
ParametroValorParametroValor
Supercie 10m
2
t/c 0;127
Envergadura3;6m Flecha 30
o
Alargamiento1;296 Xca 14m
Estrechamiento0;586 cr/c 0;3
cr 3;5m
y0
b=2
0
ct 2;05m
y1
b=2
1
Tabla 28: Datos del estabilizador vertical
137

138. 4.2 Dimensionado de alerones
Para dimensionar las supercies estabilizadoras verticales correctamente, se debe considerar
el fallo del motor mas desfavorable, es decir, uno de los exteriores, y calcular la supercie
necesaria para que la aeronave pueda seguir un vuelo estable.
En nuestro caso, disponemos de tres motores de 1342kWcada uno. El caso mas desfavorable
sera que falle uno de los exteriores, situados a una distancia de 3mdel eje longitudinal. Ademas,
habra que considerar el punto de operacion en el que las condiciones son mas desfavorables.
Estas condiciones se dan en el momento inmediatamente posterior a la descarga, dondeh=
300ftyVs= 37;37m=s. Con estos datos se obtiene que elCnr
necesario sera el siguiente:
Cnr
=0;015082rad
1
(4.1)
Introduciendo los datos del estabilizador horizontal total, suma de dos estabilizadores como
los de la table, se obtiene que el Cnr
disponible es el siguiente:
Cnr
=0;086913rad
1
(4.2)
El valor total obtenido paraCnr
es mayor al necesario para compensar la perdida de un
motor, por lo que nuestra aeronave podra volar de forma estable en esta situacion crtica.
Para conseguir alcanzar este valor, se decidio en un primer lugar colocar cuatro estabilizado-
res verticales, dos situados en las puntas del ala, y dos centrales, a ambos lados de los motores,
con el n de ser muy conservadores a la espera del analisis de comportamiento dinamico de
la aeronave. Una vez hechas varias iteraciones y comprobado que el comportamiento del avion
era muy estable tanto estatica como dinamicamente, se fueron reduciendo las areas necesarias
de los estabilizadores hasta quedar la conguracion actual de dos estabilizadores colocados en
la punta del ala. Estos estabilizadores sobresalen ligeramente por la parte posterior para situar
las supercies de control y evitar que intereran con la supercie del ala.
4.2. Dimensionado de alerones
Para terminar el dimensionado de las supercies de control lateral-direccional, de forma
que nuestra aeronave cumpla todos los requisitos de estabilidad tanto estatica como dinamica,
hay que dimensionar los alerones. Para ello, se usara el moduloAileron Desing, incluida en la
herramientaASPro.
Para dimensionar los alerones de una aeronave, hay que estudiar el viraje mas crtico, y
comprobar que elCla
disponible es superior, en valor absoluto, alCla
necesario. En nuestra
aeronave, el viraje mas desfavorable se realiza durante la suelta de carga de pago, por lo que
se van a dimensionar los alerones en estas condiciones.
138

139. 4 ESTABILIDAD EST

ATICA LATERAL-DIRECCIONAL
La herramienta tiene como datos de entrada generales las caractersticas geometricas del
ala, la altitud de la operacion,h= 91;44m, y laVcorde la envolvente de vuelo, cuyo valor es
Vcor= 1;2Vstall= 61;64m=sdurante la descarga.
Para calcularCla
necesario, tambien se debe introducir la velocidad de balanceo requerida,
y la deexion maxima de los alerones. El F-EX HERON es un avion categora B, y nivel II. Esto
implica que debe ser capaz de realizar un balanceo de 0
o
a 45
o
en 1;4s. Por tanto, la velocidad
de balanceo requerida sera:
P= 0;56rad=s (4.3)
La deexion maxima de los alerones se ha jado en 25
o
, de forma que elCla
necesario sera:
Cla
=0;1472 (4.4)
Tras varias iteraciones, calculando elCla
disponible para diferentes dimensiones de los
alerones, se ha tomado la decision de jar los alerones con las caractersticas de la tabla
ca=c 0;3
y0 1;5m
y1 10;8m
Cla
0;16698
Supercie25;37m
2
S=Sw 0;12
Tabla 29: Caractersticas de los alerones
Con estas caractersticas, se asegura que la aeronave sera capaz de cumplir todos los tramos
de la mision. Ademas, estos alerones tambien tendran la capacidad de deectarse simetrica-
mente, para actuar como dispositivos hipersustentadores durante el despegue y aterrizaje.
139

140. 4.3 Trimado lateral-direccional
Figura 105: Supercies de control
Como puede observarse en la gura, los alerones estan divididos en dos supercies
independientes, de forma que las internas tan solo se utilizaran como alerones en la fase mas
crtica, el viraje de descarga.
4.3. Trimado lateral-direccional
El trimado lateral direccional tiene como objetivo el ajuste de la seleccion de supercies
estabilizadoras verticales y el ajuste de las supercies de control que afectan al movimiento
lateral-direccional de la aeronave, es decir, alerones y timon de direccion. Para ello se conside-
raran las condiciones crticas de vuelo (fallo motor y viento cruzado) y se comprobara que las
supercies verticales y de control cumplen los requisitos exigidos en estas condiciones desfavo-
rables. En caso contrario, se debera modicar la ubicacion, forma o tama~no de estas supercies.
4.4. Vuelo con resbalamiento y fallo motor
Fallo de motor crtico. Las normas FAR/JAR 25.161 TRIM imponen los requisitos para
el control lateral-direccional en caso de fallo de motor crtico:
El avion ha de ser controlable en esas condiciones.
El control debera ser tal que el avion vuele con balance y resbalamiento, imponiendo-
se un balance maximo de 5
o
.
Aterrizaje con viento cruzado. Las normas especican que el avion debe conseguir alinearse
con la pista con unas determinadas condiciones de viento cruzado (FAR/JAR 25.237).
El maximo se establece en 25 nudos de viento cruzado, siendo recomendable que
aguante hasta 30 nudos (55Km/h) por motivos de seguridad.
140

141. 4 ESTABILIDAD EST

ATICA LATERAL-DIRECCIONAL
Por lo tanto, segun normativa, la condicion mas crtica de vuelo con resbalamiento es en
aterrizaje y el aterrizaje mas crtico se da a una altura de 0ft y la velocidad de entrada en
perdida en aterrizaje esVs= 25;65 m/s. Ante fallo de motor, la condicion mas crtica se da
durante el vuelo de ferry a 35000ft.
Considerando unaV=Vs= 1;2, y un angulo de balance de5
o
, se tiene que mantener el
ujo de la corriente pegada, es decir,aor<25
o
(20
o
como maximo).
Se va a determinar mediante el moduloOEI&Sideslipde ASPro la cantidad de deexion
de aleron y timon de direccion necesaria para equilibrar sin superar la deexion lmite de 20
o
de las supercies de control.
Figura 106: Deexion de supercies de control ante fallo motorFigura 107: Deexion de supercies de control con un resbalamiento de 16
o
En la gura
se puede mantener un vuelo equilibrado con una deexion del rudder de 17.8
o
, por debajo del
valor lmite.
En el caso de vuelo con resbalamiento, gura, se podra mantener el vuelo equilibrado
con un resbalamiento maximo de 19
o
.
141

142. 5. Introduccion a la estabilidad dinamica. Derivadas de
estabilidad
Longitudinal Lateral direccional Stability derivates Normativa.
En Mecanica del Vuelo, se dice que un avion es dinamicamente estable si,ante cualquier
perturbacion respecto a la condicion de vuelo de referencia, la amplitud de las variables de
perturbacion tiende a cero cuando el tiempo tiende a innito.
La diferencia con el concepto de estabilidad estatica es evidente, el cual esta relacionado
con la generacion de fuerzas y momentos recuperadores ante una perturbacion de la condicion
de equilibrio (sin analizar si efectivamente se acaba recuperando dicha condicion de vuelo de
referencia).
Para realizar el analisis de estabilidad dinamica, se parte de las ecuaciones linealizadas longi-
tudinales y laterales-direccionales (ambos problemas estan desacoplados). Para una condicion
de vuelo de referencia, se obtiene la matriz de transicion de estados y se calculan sus autovalo-
res. Estos autovalores pueden ser reales o complejos conjugados, de manera que el autovector
asociado a un autovalor real sera tambien real, y si se tienen dos autovalores complejos con-
jugados, los autovectores asociados tambien seran complejos conjugados. El caracter de cada
modo vendra jado por su autovalor asociado, teniendose las siguientes posibilidades:
Autovalor real:
negativo: convergencia pura,
positivo: divergencia pura.
Autovalor complejo:
parte real negativa: oscilacion convergente,
parte real positiva: oscilacion divergente.
Para que el avion sea inestable, basta con que uno de sus modos lo sea. En el caso de tener
dos autovalores complejos conjungados, comprobando sus partes reales e imaginarias se puede
saber directamente como es la atenuacion de la oscilacion (parte real) y la frecuencia de la
misma (parte imaginaria). Al mismo tiempo, a partir de dicho valor, resulta trivial obtener el
amortiguamiento y la frecuencia natural del modo:
!n=
p
n
2
+!
2
(5.1)
=
n
!n
(5.2)
142

143. 5 INTRODUCCI

ON A LA ESTABILIDAD DIN

AMICA. DERIVADAS DE ESTABILIDAD
Dondenes la parte real del autovalor y!es la imaginaria. Ademas, en funcion de cada
autovalor, pueden obtenerse los siguientes parametros de cada modo asociado:
Tiempo mitad (doble)Es el tiempo que transcurre hasta reducir a la mitad (o doblar,
para un modo inestable) la amplitud del modo.
tdoble o mitad=
0;693
jnj
=
0;693
jj!n
(5.3)
Ciclos para doblar la amplitud, o reducirla a la mitad (modos oscilatorios)
Ndoble o mitad= 0;110
!
jnj
= 0;110
p
1
2
jj
(5.4)
Drecremento logartmico (modos oscilatorios).Es el ratio entre las amplitudes de
una oscilacion al transcurrir un periodo de la misma.
=loge
e
nt
e
n(t+T)
=nT= 2

p
1
2
=
0;693
Ndoble
=
0;693
Nmitad
(5.5)
5.1. Longitudinal
En el movimiento longitudinal se denen claramente dos modos:
Modo fugoide (Phugoid mode)!cte
El amortiguamiento del modo fugoide es difcil de concretar en el dise~no preliminar.
Modo de periodo corto (Short Period)!velocidadcte
El amortiguamiento del modo de corto periodo es suave a alta velocidad y energico a
baja.
Cada uno de los modos tendra asociado un par de autovalores complejos conjugados. El
calculo de estos valores permitira conocer el caracter de los modos longitudinales (distinguiendo
si son estables o inestables, y oscilatorios o no oscilatorios), ademas de proporcionar otros
parametros globales de cada modo como es la frecuencia natural, amortiguamiento, tiempo
midad/doble, etc.
Tanto el calculo de los autovalores como de los diferentes parametros comentados, es rea-
lizado por la herramientaAsPro, que dispone de un modulo para calcular las derivadas de
estabilidad y hacer analisis de estabilidad dinamica, lo que facilita enormemente el calculo de
estos complejos parametros. Aunque hay que mencionar que hubo que recalcular el centro de
143

144. 5.1 Longitudinal
gravedad en este modulo para obtener los mismos resultados deCmen la herramienta de
trimado y en la de derivadas de estabilidad, ya que esta ultima consideraba la interaccion
fuselaje-ala, lo que originaba cambios en elCLyCm.
A continuacion se muestran los resultados de dicha herramienta para el analisis longitudinal,
para un punto del primero crucero de la MPL, conM= 0;336,
W
W0
= 0;9846,h= 15000fty=
3;2
o
. Aunque solo se muestren los resultados para este punto de operacion, se ha comprobado
que los resultados son los adecuados en todos los puntos, tanto de la mision MPL como la de
Ferry.
Derivadas de estabilidad longitudinal
CL CD CM
3.69650.2002-0.6149
u0.02030.0011 0
q3.52550 -1.8926
adot2.30970 -2.0118
Tabla 30: Derivadas de estabilidad Longitudinal para= 4
o
CL CD CM
e0.69080.0374-0.6011
c 0 0 0
Tabla 31: Derivadas de control Longitudinal
144

145. 5 INTRODUCCI

ON A LA ESTABILIDAD DIN

AMICA. DERIVADAS DE ESTABILIDAD
Autovalores del analisis de estabilidad longitudinal
Autovalor Valor
S1 -2.8704+3.4746i
S2 -2.8704-3.4746i
S3 -0.047691+0.11444i
S4 -0.047691-0.11444i
Tabla 32: Autovalores analisis estabilidad longitudinal
Parametros modo fugoide
Frecuencia natural (rad/s)0.12398
Damping 0.38466
Periodo (s) 54.9034
Tiempo mitad 14.5311
Tabla 33: Modo Fugoide
A partir de estos valores, se puede ver el modo fugoide como una oscilacion de baja frecuen-
cia muy poco amortiguada, siendo claramente perceptible por la tripulacion de la aeronave. En
145

146. 5.2 Criterios de estabildiad dinamica longitudinal
el modo fugoide se producen cambios principalmente en velocidad y angulo de cabeceo, mientras
que tanto el angulo de ataque como la velocidad angular de cabeceo permanecen practicamente
constantes.
Parametros modo corto periodo
Frecuencia natural (rad/s)4.5069
Damping 0.6369
Periodo (s) 1.8083
Tiempo mitad 0.24143
Tabla 34: Corto periodo
Notese que tanto el periodo como el tiempo necesario para la atenuacion del modo de
corto periodo son practicamente un orden de magnitud inferior a los del modo fugoide. Se
puede entender as que, ante una perturbacion en las oscilaciones de vuelo, el modo de corto
periodo se estabilizara rapidamente, mientras que la oscilacion restante estara asociada al modo
fugoide. El movimiento del avion asociado al corto periodo involucra principalmente al angulo
de ataque y a la velocidad angular de cabeceo, mientras que la velocidad de vuelo permanece
practicamente constante. Ademas el modulo del angulo de ataque y del angulo de cabeceo son
practicamente iguales, al mismo tiempo que el desfase entre estas variables es reducir. Esto
implica que las variaciones en el angulo de trayectoria seran peque~nas, por lo que se puede
considerar que en este modo el avion se mantiene volando a nivel y velocidad constantes.
5.2. Criterios de estabildiad dinamica longitudinal
Se va a considerar aqu la normativaMIL-F-8785Cpara los criterios de estabilidad dinami-
ca longitudinal. Esta es una normativa de caracter militar, pero mas restrictiva en todo caso
que la normativa civil (FAR 25).
146

147. 5 INTRODUCCI

ON A LA ESTABILIDAD DIN

AMICA. DERIVADAS DE ESTABILIDAD
Requerimientos de Damping para el modo Fugoide
Como se puede ver en la Tabla, el valor de Damping para esta aeronave es de sp=
0;37168, es decir, que cumple con los criterios de estabilidad militares Level I (ph0;04) y
Level II (ph0).
Requerimientos de Damping para el modo de Corto Periodo
Como se puede ver en la Tabla, el valor de Damping para esta aeronave es de sp=
0;57936, es decir, que cumple con los criterios de estabilidad militares para todas los niveles y
categoras: Level I (0;35sp1;30 para categora A y C; 0;3sp2 para categora B ) y
Level II (0;25sp2 para categoras A y C; 0;20sp2 para categora B).
5.3. Lateral direccional
Derivadas de estabilidad lateral direccional
Cy Cl Cn
-0.0837-0.03420.0336
p0.0285-0.2853-0.0147
r0.07020.0326-0.0345
dot-0.00681.5864e-040.0028
Tabla 35: Derivadas de estabilidad lateral-direccional
147

148. 5.3 Lateral direccional
Cy Cl Cn
r0.0791-0.0018-0.0330
a 0 0.1350-0.0107
Tabla 36: Derivadas de control lateral-direccional
Autovalores del analisis de estabilidad lateral direccional
Autovalor Valor
S1 0
S2 -7.4938
S3 0.00076973
S4 -0.16822+1.6105i
S5 -0.16822-1.6105i
Tabla 37: Autovalores analisis estabilidad lateral direccional
De manera analoga al caso longitudinal, se plantean las ecuaciones del movimiento linea-
lizadas adimensionales en ejes estabilidad y se obtienen los autovalores. El primer autovalor,
real y de modulo muy peque~no, corresponde al modo espiral; el segundo, real y de modulo muy
grande, se corresponde con el modo de convergencia en balance; el tercero y el cuarto son un
148

149. 5 INTRODUCCI

ON A LA ESTABILIDAD DIN

AMICA. DERIVADAS DE ESTABILIDAD
par de autovalores complejos conjugados, con parte real negativa y modulo peque~no, que se
corresponde con el modo de balanceo holandes.
Modo espiral:Se trata de un modo muy lento que involucra fundamentalmente a los
angulos de balance y gui~nada, mientras que las variaciones en velocidades angulares y en
el angulo de resbalamiento son sensiblemente mas peque~nas (Ver Figura).
Figura 108: Esquema del modo espiral (Apuntes de Mecanica del Vuelo)
Parametro Valor
Tiempo doble (s)900.3131
Tabla 38: Parametros modo espiral
Convergencia en balance: Este modo se puede aproximar por un movimiento con un
unico grado de libertad (rotacion en balance). Los parametros que inuyen fundamental-
mente en este modo son el amortiguamiento en balance (Cl
) y la inercia respecto al eje
longitudinal del avion.
149

150. 5.3 Lateral direccional
Parametro Valor
Tiempo mitad0.092476
Tabla 39: Parametros convergencia en balance
Balanceo holandes:Se trata de un modo oscilatorio con un fuerte acoplamiento entre
todas las variables de estado de la dinamica lateral-direccional. Ademas, cabe destacar que
las componentes del angulo de resbalamiento y del angulo de gui~nada son casi opuestas
(igual modulo y desfase de 180
o
), lo cual se traduce en que, durante la oscilacion, la
aeronave apenas sufrira desplazamientos laterales, manteniendo un vuelo practicamente
rectilneo (Ver Figura).
Figura 109: Esquema del balanceo holandes (Apuntes de Mecanica del Vuelo)
150

151. 5 INTRODUCCI

ON A LA ESTABILIDAD DIN

AMICA. DERIVADAS DE ESTABILIDAD
Observando este movimiento, se puede entender que las derivadas de estabilidadCn
yCl
tienen una inuencia opuesta a la que tenan en modo espiral. As, un aumento del ndice
de estabilidad estatica direccional contribuye a estabilizar el balanceo holandes (aumen-
tando el momento recuperador que anula el angulo de gui~nada). Por el contrario, haciendo
mas negativoCl
se consigue un efecto desestabilizador, aumentando las oscilaciones en
balance que se producen cuando el avion tiende a anular el angulo de resbalamiento.
Balanceo Holandes
Frecuencia natural (rad/s)1.6192
Damping 0.10389
Periodo (s) 3.9015
Tiempo mitad 4.1197
Tabla 40: Parametros balanceo holandes (Dutch Roll)
5.4. Criterios de estabildiad dinamica lateral-direccional
De nuevo se considera la normativaMIL-F-8785Cpara los criterios de estabilidad dinamica
lateral-direccional. Normativa de caracter militar, mas restrictiva en todo caso que la normativa
civil (FAR 25).
Normativa parametros de Balanceo Holandes
151

152. Nivel y fase de vuelo Clase MindMind!nd
Min!nd
Level I. B. Todas 0.08 0.15 0.4
Level I. C. Clases I, II-C y IV0.08 0.15 0.4
Level I. C. Clases II-L y III0.08 0.10 0.4
Level II. Todas las fases.Todas las clases0.02 0.05 0.4
F-EX Heron - 0.0889110.10598 1.192
Tabla 41: Normativa balanceo holandes (Dutch Roll)
En este caso cumple la normativa de Level II y de Level I para fase de vuelo C.
Normativa parametros modo espiral
Para el modo espiral, con un tiempo doble de 9359, segundos cumple para todos los niveles
de la normativa militar, en cuyo caso mas restrictivo (Level I, fase de vuelo B), el tiempo doble
debe ser mayor a 20 segundos.
Normativa parametros convergencia en balance
Para este modo se tiene un tiempo mitad de 0.17582 segundos, que cumple tambien para
todos los niveles y fases de vuelos, cuyo valor mas restrictivo es para el Level I deTr1s
6. Conclusiones. Futuras Mejoras /Recomendaciones
Pese a que las aeronaves tipo ala volante son intrnsecamente inestables, se ha conseguido
que el F-EX HERON sea capaz de mantener un vuelo equilibrado en toda la envolvente de
152

153. 6 CONCLUSIONES. FUTURAS MEJORAS /RECOMENDACIONES
vuelo, gracias al perl autoestable y a las supercies de control de las que dispone la aeronave,
habiendose considerado incluso situaciones crticas como el fallo motor o vuelo con resbalamien-
to. Alcanzandose una solucion de compromiso entre estabilidad, maniobrabilidad y seguridad
de la aeronave en las diferentes misiones para las que esta dise~nado.
La herramientaASProha facilitado el reto que supone conseguir que la aeronave sea estable,
tanto estatica como dinamicamente, aunque ha tenido que modelarse el F-EX HERON como
un avion convencional, debido a las limitaciones del programa. Con respecto aASPro, hay que
mencionar que aunque da unas aproximaciones que son validas para un modelo preliminar, no
son suciente para el dise~no de la aeronave, ya que hay muchos factores que no contempla y
que solo podran ser estudiados en modelos complejos de CFD y/o en tuneles de viento.
En el futuro, sera conveniente mejorar el trimado de la aeronave, principalmente en la
fase de descarga, para que las defexiones del timon de profundidad no sobrepasaran los 10
o
.
Tambien sera conveniente calcular y considerar el efecto del momento generado por disponer
de un numero impar de motores turbohelices, para esto sera necesario calcular o estimar este
efecto y proporcionar un angulo de inclinacion a los motores para contrarrestarlo. Otra de las
cuestiones interesantes de estudiar en el futuro con el n de optimizar el comportamiento de la
aeronave, sera el de dar torsion a las alas considerando el efecto dedownwash.
Hay que destacar la importancia de la coordinacion entre todas las areas para para llegar
a los resultados que se muestran en este documento. Para estudiar la estabilidad, es necesario
recibir datos de todas las areas, as como proporcionar datos a algunas de ellas. Por ejemplo,
tras recibir los datos geometricos y aerodinamicos del ala, se proporciono al departamento de
Estructuras la variacion del centro de gravedad que poda tener el F-EX HERON para que el
margen estatico se mantuviera en los lmites admisibles. La echa de la aeronave o la posicion de
los estabilizadores verticales, as como de las supercies de control que forman parte del borde
de salida del ala, tuvieron que ser decididas en conjunto con el departamento de Aerodinamica,
ya que afectaba a ambos departamentos. Desde el grupo de Estabilidad tambien se limito en
un primer momento la potencia y distancia de los motores al eje longitudinal, para el dise~no de
las supercies verticales ante fallo motor. Tambien ha habido coordinacion con el departamento
de Dise~no para la disposicion de los sistemas y el reparto de pesos en el F-EX HERON.
153

154. Parte VII
ACTUACIONES Y PROPULSI ON
154

155. 1ANEXO I
Parte VIII
ANEXOS
1. ANEXO I
1.1. Requisitos RFP
Los requisitos de dise~no impuestos en el RFP estaran recogidos en las siguientes tablas.
Figura 110: RFP: Caractersticas de la aeronaveFigura 111: RFP: Actuaciones
155

156. 1.1 Requisitos RFP
Figura 112: RFP: MisionFigura 113: RFP: Calculo de reservas
156

157. 2ANEXO II
2. ANEXO II
2.1. Estructuras: cheros de Matlab
El departamento de estructuras se ha visto en la necesidad de utilizar,ademas del programa
AStr.m, un programa denominado SECCIONES que le ha permitido estimar los CDGs de las
diferentes secciones de la aeronave.
Por otra parte, para llevar a cabo el dimensionado del Tren de aterrizaje, el calculo de la
curva V-N y el analisis de los esfuerzos, tambien se ha visto en la necesidad de crear cheros
de matlab para poder optimizar el proceso de calculo.
Estos cheros son:
-TREN:m
-curvavn:m
-fuerzasala:m
-fuerzastren:m
De estos archivos .m cabe destacar que lo que se ha hecho principalmente ha sido volcar
las ecuaciones presentes en las diapositivas y a~nadir aquellos parametros que corresponden al
F-EX Heron y que son necesarios para realizar los calculos.
2.2. Aerodinamica: cheros de Matlab
En el desarrollo de la seccion de aerodinamica ha sido necesaria la creacion de codigos
complementarios para la agilizacion y mejora de los resultados presentados en dicha seccion.
- Comparacion de Alas (ComparacionAlas.m):
En este programa se ha hecho una comparativa de las propiedades aerodinamicas de todas
las conguraciones alares estudiadas.
- Estimacion de CLmax (CLmax.m):
En este programa se estima el valor del coeciente de sustentacion maximo con la compa-
rativa con los informes NACA sobre el perl CLARK-Y.
- Determinacion de la supercie alar (iteraS.m):
En este programa se pretende determinar la supercie alar de la forma en planta a traves
157

158. 2.2 Aerodinamica: cheros de Matlab
de las ecuaciones que denen el borde de ataque y el borde de salida.
158

159. Parte IX
BIBLIOGRAF IA
https://gatovolante.wordpress.com/2015/02/06/perles-aerodinamicos-perles-estables/
https://ev.us.es/bbcswebdav/pid-1723895-dt-content-rid-59063131/courses/
201516-1970066-197-EC/Software/Aerodynamic/XFLR5/Manuals/PFCLucasFernandez-Pena
Molla.pdf
https://ev.us.es/bbcswebdav/pid-1723896-dt-content-rid-52937381/courses/
201516-1970066-197-EC/Multimedia/Aerodynamic/XFLR5%20tutorial%20-%20YouTube2.mp4
https://ev.us.es/bbcswebdav/pid-1723895-dt-content-rid-59063181/courses/
201516-1970066-197-EC/Software/Aerodynamic/XFLR5/Manuals/XFLR5%20Manual%20-%20Dept%
20GIA%20v%202.0.pdf
http://m-selig.ae.illinois.edu/ads/coorddatabase.html
Introduccion a la Estabilidad Dinamica de Aviones. Apuntes de Mecanica del Vuelo curso
2013-2014. F.Gavilan & D.Rivas.
Academic Stability Pro (ASPro) Tutorial. A.Fernandes & S.Esteban.
Normativa Federal Aviation Administration (FAA). FAR 25.
Apuntes de la asignatura de Calculo de Aeronaves. S. Esteban
Academic Structures (AStr): Manuales, videos tutoriales, R. Sanchez & S. Esteban
159