Universidad Pontificia Bolivariana
Medellín
2020
NM – 115
Facultad de Ingeniería Aeronáutica
DISEÑO CONCEPTUAL DE
AERONAVES
2
Equipo de Diseño Nerea Messis
Frank Gonzalez
Julius Sepúlveda
Michael Bustos
Zairandy Gonzalez
Manuel Lozano
Brayan Sarmiento
Alejandro Franco
Andrés Arcila
Miembro del equipo
ID
Firma
Área de trabajo
Frank Jimmy González Gómez
000297548
Estructuras.
Planta Motriz.
Julius Steven Sepúlveda Guerrero
000316430
Aerodinámica.
Estructuras.
Michael Stiven Bustos Aguirre
000322661
Estructuras.
Aerodinámica.
Zairandy González Quevedo
000193826
Planta Motriz.
Simulación.
Manuel Alejandro Lozano Rivillas
000262119
Planta Motriz.
Aviónica.
Brayan Sebastián Sarmiento Daza
000318455
CAD.
Aerodinámica.
Alejandro Franco Correa
000292972
Aerodinámica.
Aviónica.
Andrés Arcila Hernández
000235034
Aviónica.
Planta Motriz.
Nerea Messis – 115
3
Tabla de contenido
Tabla de contenido ..................................................................................................................................... 3
Lista de tablas ............................................................................................................................................. 7
Lista de ilustraciones .................................................................................................................................. 9
1. Abreviaturas ...................................................................................................................................... 11
2. Análisis de misión ............................................................................................................................. 13
1.1. Requerimientos .......................................................................................................................... 13
1.2. Análisis de mercado ................................................................................................................... 14
1.3. Base de datos ............................................................................................................................. 17
3. Definición de Design Drivers ........................................................................................................... 18
1.4. Eficiencia aerodinámica ............................................................................................................ 18
1.5. Máxima capacidad de carga paga .............................................................................................. 18
4. Configuración inicial ........................................................................................................................ 18
1.6. Posibles configuraciones planteadas ......................................................................................... 18
1.7. Selección de configuración inicial ............................................................................................. 18
5. Justificación inicial ........................................................................................................................... 19
6. Configuración general ....................................................................................................................... 20
1.8. Configuración alar ..................................................................................................................... 20
1.8.1. Monoplano ......................................................................................................................... 20
1.8.2. Ala baja .............................................................................................................................. 20
1.8.3. Ala compuesta .................................................................................................................... 20
1.8.4. Aflechamiento .................................................................................................................... 20
1.8.5. Diedro neutro ...................................................................................................................... 20
1.9. Configuración de la planta motriz ............................................................................................. 21
1.10. Configuración del fuselaje ..................................................................................................... 21
1.11. Configuración del empenaje .................................................................................................. 21
1.12. Configuración del tren de aterrizaje ....................................................................................... 21
1.13. Diseño preliminar ................................................................................................................... 21
1.14. Diseño inicial ......................................................................................................................... 22
7. Estimación de pesos .......................................................................................................................... 23
1.15. Validación mediante el software AAA .................................................................................. 23
1.16. Estimación del peso mediante el software AAA ................................................................... 24
1.17. Estimación de peso teórica ..................................................................................................... 26
1.17.1. Maximum Fuel Weight (MFW) ..................................................................................... 26
1.17.2. Maximum Payload Weight (MPW) ................................................................................ 27
1.17.3. Empty Weight (EW) ....................................................................................................... 27
Nerea Messis – 115
4
1.18. Comparación de estimaciones ................................................................................................ 28
1.19. Análisis de sensibilidad .......................................................................................................... 29
1.19.1. Carpet Plots ..................................................................................................................... 30
1.20. Distribución de pesos ............................................................................................................. 31
8. Diagrama de rango y carga paga ....................................................................................................... 32
9. Matching Chart ................................................................................................................................. 33
10. Planta motriz ................................................................................................................................. 34
1.21. Justificación de parámetros .................................................................................................... 34
1.21.1. Tipo de motor ................................................................................................................. 34
1.21.2. Motores requeridos ......................................................................................................... 35
1.21.3. Ubicación en la aeronave ................................................................................................ 35
1.21.4. Requerimiento de empuje ............................................................................................... 35
1.22. Selección del motor ................................................................................................................ 36
1.23. 119 – PW – 100 ...................................................................................................................... 37
1.23.1. Descripción de la planta motriz ...................................................................................... 38
1.23.2. Especificaciones técnicas ............................................................................................... 38
1.23.3. Ventajas del motor .......................................................................................................... 39
1.23.4. Limitaciones de operación .............................................................................................. 40
1.23.5. Servicio y mantenimiento ............................................................................................... 40
1.23.6. Operación ........................................................................................................................ 40
1.23.7. Empuje vectorial ............................................................................................................. 40
1.23.8. Post – Quemador ............................................................................................................ 41
1.24. Instalación y sistema de acople .............................................................................................. 41
11. Dimensionamiento ........................................................................................................................ 42
1.25. Superficie alar ........................................................................................................................ 42
1.25.1. Selección del ala ............................................................................................................. 42
1.25.2. Selección de perfil aerodinámico ................................................................................... 42
1.25.3. Definición de forma en planta ....................................................................................... 43
1.26. Superficies hipersustentadoras ............................................................................................... 45
1.27. Empenaje ................................................................................................................................ 47
1.27.1. Estabilizador horizontal .................................................................................................. 47
1.27.2. Estabilizador Vertical ..................................................................................................... 48
1.28. Superficies de control ............................................................................................................ 50
1.28.1. Rudder ............................................................................................................................ 50
1.28.2. Elevador .......................................................................................................................... 51
1.29. Fuselaje .................................................................................................................................. 52
1.29.1. Ducto de entrada ............................................................................................................. 54
Nerea Messis – 115
5
1.29.2. Área Rule ........................................................................................................................ 57
1.29.3. Tren de aterrizaje ............................................................................................................ 59
12. Aerodinámica ................................................................................................................................ 62
13. Estructuras ..................................................................................................................................... 64
1.30. Diagrama V-n ......................................................................................................................... 64
1.31. Estructura ala ......................................................................................................................... 65
1.31.1. Puntos duros ................................................................................................................... 66
1.32. Estructura estabilizadores ...................................................................................................... 67
1.33. Estructura del Fuselaje ........................................................................................................... 67
14. Armamento .................................................................................................................................... 68
1.34. Armamento interno ................................................................................................................ 69
1.35. Armamento externo ............................................................................................................... 69
15. Sistemas del NM-115 .................................................................................................................... 70
1.36. Sistema de control de vuelo ................................................................................................... 70
1.37. Sistema de luces ..................................................................................................................... 70
1.38. Sistema eléctrico .................................................................................................................... 71
1.39. Sistema de combustible .......................................................................................................... 72
1.39.1. Distribución de Combustible .......................................................................................... 73
1.40. Sistema Hidráulico ................................................................................................................. 74
16. Traza radar y furtividad ................................................................................................................. 75
17. Estación de control en tierra “GCS” .............................................................................................. 78
18. Análisis de costos .......................................................................................................................... 80
19. CAD .............................................................................................................................................. 82
1.41. Modelo ensamblado ............................................................................................................... 82
1.42. Fuselaje .................................................................................................................................. 82
1.43. Ala .......................................................................................................................................... 82
1.44. Empenaje ................................................................................................................................ 83
1.45. Planta motriz .......................................................................................................................... 83
1.46. Tren de aterrizaje ................................................................................................................... 84
1.47. Armamento ............................................................................................................................ 84
1.48. NM-115 .................................................................................................................................. 85
Referencias ............................................................................................................................................... 86
Anexos ...................................................................................................................................................... 90
20. Características y especificaciones del NM-115 ............................................................................. 90
21. Matrices de selección en la configuración general ........................................................................ 90
1.49. Configuración alar ................................................................................................................. 90
1.49.1. Configuración según número de alas .............................................................................. 90
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6
1.49.2. Configuración según ubicación del ala ........................................................................... 91
1.49.3. Configuración según tipo de ala. .................................................................................... 91
1.49.4. Configuración según el aflechamiento. .......................................................................... 91
1.49.5. Configuración según ángulo diedro ................................................................................ 92
1.49.6. Configuración según estructura ...................................................................................... 92
1.50. Planta motriz .......................................................................................................................... 92
1.50.1. Configuración de acuerdo con el tipo de motor ............................................................. 92
1.50.2. Configuración propulsora ............................................................................................... 93
1.50.3. Configuración según el número de motores ................................................................... 93
1.50.4. Configuración según ubicación ...................................................................................... 93
1.50.5. Configuración según instalación .................................................................................... 94
1.51. Tren de aterrizaje ................................................................................................................... 94
1.51.1. Configuración según mecanismo .................................................................................... 94
1.51.2. Configuración según tipo ................................................................................................ 94
1.52. Empenaje ................................................................................................................................ 95
1.52.1. Configuración de empenaje ............................................................................................ 95
1.52.2. Configuración según forma ............................................................................................ 95
1.53. Fuselaje .................................................................................................................................. 95
1.53.1. Configuración según estructura ...................................................................................... 95
1.53.2. Configuración según tripulación .................................................................................... 96
22. Bases de datos ............................................................................................................................... 97
1.54. Aeronaves .............................................................................................................................. 97
1.55. Motores Preseleccionados ...................................................................................................... 98
1.56. Aviónica ............................................................................................................................... 101
23. Validación estructural del ala ...................................................................................................... 103
24. Misiones de Vuelo ....................................................................................................................... 104
25. Resultados análisis diferentes alas .............................................................................................. 105
26. Planos del NM-115 ...................................................................................................................... 107
27. Renders ........................................................................................................................................ 113
1.56.1. Modelo inicial ............................................................................................................... 113
1.56.2. Modelo final Diseño I ................................................................................................... 113
1.56.3. Modelo final Diseño II ................................................................................................. 113
Nerea Messis – 115
7
Lista de tablas
Tabla 2-1 Requerimientos de RFP ........................................................................................................... 13
Tabla 2-2 Tipos de misiones según alteraciones sufridas en el armamento ............................................. 16
Tabla 2-3 Aeronaves similares ................................................................................................................. 17
Tabla 7-1 Datos reales A-10 ..................................................................................................................... 24
Tabla 7-2 Datos en el AAA del A-10 ....................................................................................................... 24
Tabla 7-3 Resultado validación AAA ...................................................................................................... 24
Tabla 7-4 Condiciones modelación por etapa de la misión 1 .................................................................. 25
Tabla 7-5 Consideraciones generales para pesos ..................................................................................... 26
Tabla 7-6 Estimación de pesos final por método AAA............................................................................ 26
Tabla 7-7 Aeronaves para la estimación de pesos .................................................................................... 26
Tabla 7-8 Pesos máximos ......................................................................................................................... 27
Tabla 7-9 Combustible para las misiones ................................................................................................ 27
Tabla 7-10 Descripción de carga para la aeronave................................................................................... 28
Tabla 7-11 Fracción vacío de aeronaves similares .................................................................................. 28
Tabla 7-12 Pesos de la aeronave .............................................................................................................. 29
Tabla 7-13 Descripción de pesos máximos .............................................................................................. 29
Tabla 7-14 Validación de método ............................................................................................................ 29
Tabla 7-15 Datos de Distribución de pesos .............................................................................................. 32
Tabla 7-16 Posición del centro de gravedad de la aeronave. ................................................................... 32
Tabla 8-1 Datos obtenidos para misión ferry ........................................................................................... 33
Tabla 9-1 Carga alar y relación empuje-peso necesarios ......................................................................... 34
Tabla 9-2 Dimensionamiento por rendimiento ........................................................................................ 34
Tabla 10-1 Selección de motores ............................................................................................................. 37
Tabla 10-2 Especificaciones de los motores ............................................................................................ 38
Tabla 10-3 Especificaciones técnicas ....................................................................................................... 40
Tabla 11-1 Coeficientes de sustentación requeridos ................................................................................ 43
Tabla 11-2 Base de datos ......................................................................................................................... 44
Tabla 11-3 Puntajes característica perfil y perfil ganador ........................................................................ 44
Tabla 11-4 Condiciones de crucero .......................................................................................................... 45
Tabla 11-5 Parámetros importante del ala ................................................................................................ 45
Tabla 11-6 Resultado análisis CFD Para diferentes velocidades a AOA 0° ............................................ 46
Tabla 11-7 Características superficies hipersustentadoras ....................................................................... 47
Tabla 11-8 Parámetros geométricos del estabilizador horizontal ............................................................ 49
Tabla 11-9 Distancias entre estabilizadores verticales ............................................................................. 50
Tabla 11-10 Parámetros geométricos de los estabilizadores verticales ................................................... 50
Tabla 11-11 Recuperación de giro ........................................................................................................... 51
Tabla 11-12 Rudder .................................................................................................................................. 51
Tabla 11-13 Coeficientes de Drag ............................................................................................................ 52
Tabla 11-14 Datos Elevador ..................................................................................................................... 53
Tabla 11-15 Características generales del sistema de aire ....................................................................... 56
Tabla 11-16 Posición del CG ................................................................................................................... 60
Tabla 11-17 Clearance lateral .................................................................................................................. 60
Tabla 11-18 Clearance longitudinal. ........................................................................................................ 61
Tabla 11-19 Parámetros para cálculo del tren. ......................................................................................... 61
Tabla 11-20 Fuerzas del tren de nariz. ..................................................................................................... 62
Tabla 11-21 Fuerzas del tren principal. .................................................................................................... 62
Nerea Messis – 115
8
Tabla 11-22 Características llanta tren de nariz. ...................................................................................... 62
Tabla 11-23 Características llanta tren principal. ..................................................................................... 62
Tabla 12-1 Estimación arrastre parasito para etapa de crucero ................................................................ 63
Tabla 13-1 Datos diagrama V-n ............................................................................................................... 65
Tabla 14-1 Especificaciones armamento [24] .......................................................................................... 69
Tabla 18-1 Proceso de verificación del método ....................................................................................... 81
Tabla 18-2 Parámetros para definir la estimación de costos del NM-115 ............................................... 82
Tabla 18-3 Estimación costos NM-115 .................................................................................................... 82
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9
Lista de ilustraciones
Ilustración 2-1 Demanda del SMO para el segmento entre 2019-2028, tomada de Boeing, «Services
Market Outlook» ...................................................................................................................................... 14
Ilustración 2-2 Comportamiento de intervención para las fuerzas armada. Imagen tomada de The
Congress of the United States, «Alternatives for Modernizing, » [3] ...................................................... 15
Ilustración 2-3 Alteraciones en el armamento de las fuerzas de combate según el departamento de
Defensa, imagen tomada de The Congress of the United States [2] [4] .................................................. 16
Ilustración 2-4 Demanda de Service Market 2019-2028, imagen tomada de Boeing, «Services Market
Outlook» ................................................................................................................................................... 16
Ilustración 6-1 Propuesta de bocetos ........................................................................................................ 21
Ilustración 6-2 Diseño inicial ................................................................................................................... 22
Ilustración 7-1 Misión número uno, apoyo cercano aéreo ....................................................................... 24
Ilustración 7-2 Carpet plot W
TO
vs W
E
vs SFC vs L/D ............................................................................ 30
Ilustración 7-3 Carpet plot vs vs SFC vs ........................................................................ 30
Ilustración 8-1 Diagrama rango-carga paga ............................................................................................. 32
Ilustración 9-1 Matching chart ................................................................................................................. 33
Ilustración 10-1 Esquema de motor Turbofan [7] .................................................................................... 34
Ilustración 10-2 Modelo CAD del grupo de motores de Pratt & Whitney de la seria F100 para los
desarrollos del programa ATF y JAFE. ................................................................................................... 37
Ilustración 10-3 Vista lateral del F119-PW-100 ...................................................................................... 38
Ilustración 11-1Optimización en Aeolus .................................................................................................. 44
Ilustración 11-2 Geometría alar ................................................................................................................ 45
Ilustración 11-3 Dimensiones superficie hipersustentadoras y alerones (mediciones en ft) .................... 46
Ilustración 11-4 Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque diferentes configuraciones, los datos
fueron obtenidos de software AVL .......................................................................................................... 46
Ilustración 11-5 Coeficiente de momento vs Alpha ................................................................................. 47
Ilustración 11-6 Empenaje........................................................................................................................ 50
Ilustración 11-7 Geometría del rudder ..................................................................................................... 51
Ilustración 11-8 Ubicados de izquierda a derecha boceto águila dorada, boceto Halcón peregrino y boceto
fuselaje ..................................................................................................................................................... 53
Ilustración 11-9 Distribución componentes dentro del fuselaje ............................................................... 53
Ilustración 11-10 Diseño inicial fuselaje .................................................................................................. 54
Ilustración 11-11 Diseño final fuselaje .................................................................................................... 54
Ilustración 11-12 Dimensionamiento preliminar de la entrada de aire .................................................... 54
Ilustración 11-13 Geometría y variables de diseño del sistema de entrada de aire [18]. ......................... 55
Ilustración 11-14 Forma geométrica de la rampa del ducto ..................................................................... 55
Ilustración 11-15 Linea de curvatura del ducto y Estaciones ................................................................... 56
Ilustración 11-16 Simulación en ANSYS del ducto de entrada de aire ................................................... 57
Ilustración 11-17 Ducto de entrada de aire .............................................................................................. 57
Ilustración 11-18 Área rule inicial ........................................................................................................... 58
Ilustración 11-19 Reducción del área ....................................................................................................... 58
Ilustración 11-20 Área rule final .............................................................................................................. 58
Ilustración 11-21 Método grafico posición lateral. .................................................................................. 59
Ilustración 11-22 Método grafico altura del tren...................................................................................... 60
Ilustración 12-1 AVL análisis viscoso ..................................................................................................... 62
Ilustración 12-2 Coeficiente de arrastre total vs coeficiente de sustentación........................................... 63
Ilustración 13-1 Cutaway NM-115........................................................................................................... 64
Nerea Messis – 115
10
Ilustración 13-2 Diagrama V-n NM-115 .................................................................................................. 65
Ilustración 13-3 (a) Esquema estructural del ala. (b) y (c) Diseño de la estructura del ala. .................... 66
Ilustración 13-4 Esquema ubicación puntos duros en el ala .................................................................... 66
Ilustración 13-5 Esquema estructura estabilizador vertical ...................................................................... 67
Ilustración 13-6 Estructura del fuselaje .................................................................................................... 68
Ilustración 14-1 Armamento interno ........................................................................................................ 69
Ilustración 14-2 Distribución de armamento externo ............................................................................... 69
Ilustración 15-1 Sistema de luces ............................................................................................................. 71
Ilustración 15-2 Sistema eléctrico ............................................................................................................ 72
Ilustración 15-3 Sistema de combustible ................................................................................................. 73
Ilustración 15-4 Sistema Hidráulico ......................................................................................................... 74
Ilustración 16-1 Traza radar ..................................................................................................................... 76
Ilustración 16-2 Sistema de antenas ......................................................................................................... 77
Ilustración 17-1 GCS convencionales [32] .............................................................................................. 78
Ilustración 17-2 GCS portables [33] ........................................................................................................ 79
Ilustración 19-1 Modelo ensamblado. ..................................................................................................... 82
Ilustración 19-2 Fuselaje .......................................................................................................................... 82
Ilustración 19-3 Ala .................................................................................................................................. 82
Ilustración 19-4 Empenaje........................................................................................................................ 83
Ilustración 19-5 Motor ............................................................................................................................. 83
Ilustración 19-6 Planta motriz .................................................................................................................. 83
Ilustración 19-7 Tren de aterrizaje ........................................................................................................... 84
Ilustración 19-8 Armamento externo ....................................................................................................... 84
Ilustración 19-9 Armamento interno ........................................................................................................ 84
Ilustración 19-10 Exterior NM-115 .......................................................................................................... 85
Ilustración 19-11 Interior NM-115 ........................................................................................................... 85
Ilustración 1-1 Características y especificaciones NM-115 ..................................................................... 90
Ilustración 6-1 Coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque ....................................... 105
Ilustración 6-2 Coeficiente de arrastres en función del ángulo de ataque. ............................................. 105
Ilustración 6-3 Coeficiente de momento en función del ángulo de ataque ............................................ 106
Ilustración 6-4 Eficiencia aerodinámica en función del ángulo de ataque. ............................................ 106
Ilustración 8-1 Modelo inicial ................................................................................................................ 112
Ilustración 8-2 Modelo Final Diseño I ................................................................................................... 112
Ilustración 8-3 Modelo Final Diseño II .................................................................................................. 112
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11
1. Abreviaturas
AAA
Advanced Aircraft Analysis
AGM
Air-To-Ground Missile
AIAA
American Institute Of Aeronautics And Astronautics
AoA
Angle Of Attack
APU
Auxiliary Power Unit
ATF
Advanced Tactical Fighter
b
Wingspan
CAD
Computer-Aided Design
CAS
Close Air Support
CBU
Cluster Bomb Unit
CD
Drag Coefficient Of Aircraft
Cd
Drag Coefficient For Naca Profile
Cj
Consumption For Jet Engine
CL
Lift Coefficient Of Aircraft
Cl
Lift Coefficient For Naca Profile
CM
Momentum Coefficient Of Aircraft
Cm
Momentum Coefficient For Naca Profile
CTOL
Conventional Take-Off Landing
DoN
Department Of Navy
EMP
Electromagnetic Pulse
EW
Empty Weight
FOD
Foreign Object Damage
GAU 8/A
Avenger Seven-Barrel Gatling Gun
GFE
Government Furnished Equipment
GTF
Geared Turbo Fan
Hr
Hour
IR
Infrared
JAFE
Joint Advanced Fighter Engine
JSF
Joint Strike Fighter
L/D
Lift To Drag Or Aerodynamic Efficiency
LRU
Line-Replaceable Unit
M
Mach Number
MANPADs
Man-Portable Air-Defense Systems
Mff
Fuel Mass Fraction
MFW
Maximum Fuel Weight
MPW
Maximum Payload Weight
MTOW
Maximum Take-Off Weight
NAVY
Nautical Army Volunteers Yeoman
NBC
Nuclear, Biological, Chemical
OBIGGS
Onboard Inert Gas Generation System
OBOGS
Onboard Oxygen Gas Generation System
OEW
Operational Empty Weight
PGU
Precision Guided Unit
PL
Payload
PW
Pratt And Whitney
RCS
Radar Cross-Section
Nerea Messis – 115
12
RFP
Request For Proposal
S
Wing Surface
SFC
Specific Fuel Consumption
SL
Sea Level
SLEP
Service Life Extension Program
SMO
Services Market Outlook
STOL
Short Take-Off Landing
T
Thrust
T/W
Thrust To Weight
US Gal
United States Gallon
USAF
United States Air Force
V
Velocity
VC
Cruise Velocity
VTOL
Vertical Take-Off Landing
W
Weight
W/S
Weight To Spam
W
E
Empty Weight
W
F
Weight Of Fuel
W
Fres
Reserve Fuel Weight
W
TO
Weight Take-Off
W
TOes
Estimated Take-Off Weight
W
TOres
Weight Fuel Reserve For Take-Off Condition
W
tfo
Weight Trap Fuel And Oil
Nerea Messis – 115
13
2. Análisis de misión
El RFP plantea la propuesta de diseño para una aeronave super CAS, dicho diseño requiere estar en
condiciones de operar con la última tecnología, de manera eficiente y pueda reemplazar todas aquellas
aeronaves anteriores que cumplían con la misión de apoyo a tropas terrestres.
1.1. Requerimientos
Para los requerimientos de diseño del proyecto, se plantea el presente documento en donde se encuentran
las indicaciones y soportes del RFP, en español “Requerimientos específicos de la propuesta”, el cual a
su vez es emitido por el Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica (AIAA) con el objetivo de
plantear el diseño de una aeronave militar de apoyo aéreo cercano (CAS), así mismo deberá cumplir y
mejorar las especificaciones del avión militar de la empresa Fairchild Republic, el A-10 Thunderbolt II,
mejor conocido como WARTHOG, para el hipotético remplazo de dicha aeronave en la industria militar
moderna. Los requerimientos están contenidos y debidamente ordenados en la Tabla 2-1 Requerimientos
de RFP.
Tabla 2-1 Requerimientos de RFP
Especificaciones del RFP
1
Aplicación
Militar, Apoyo cercano a tropas terrestres (CAS)
2
Tripulación
Piloto o no tripulado
3
Presupuesto
15 millones dólares
4
Antecesor
Fairchild Republic A-10 Thunderbolt II
5
Propulsión
Turbina de gas
6
Detectabilidad
De baja observación, con énfasis en un RCS, Infra Red y señales
auditivas reducidas.
7
Capacidad de
supervivencia
Construcción resistente del fuselaje.
tanques OBIGGS autosellantes
Cabina, Nacela, compartimiento de munición y subsistemas críticos
blindados.
Capacidad de llantas para mantener la presión de aire y regresar a salvo
de la misión.
Redundancia de sistemas.
Equipado contra EMP
Protección contra ataques NBC
Supervivencia contra ataques MANPADs con armas de tipo AAA de
35mm.
Detección de radares y misiles dirigidos
8
Armamento primario
Sistema fijo, con cañón de gran calibre dirigida aire-tierra y aire-aire
Medida de cañón mínima 30 mm
Capacidad de entrega de series de munición PGU-14
Arma principal GD GAU-8 equipado con GFE.
2000 rondas.
9
Depósitos internos
Capacidad mínima de 8000 libras
10
Depósitos externos
Capacidad mínima de 15000 libras
11
Mantenimiento
Procedimientos de máximo 12 horas
Fácil acceso a áreas primarias
Sistemas primarios deben ser de tipo LRUs
Aeródromos de 130/C-17.
[1]
Nerea Messis – 115
14
1.2. Análisis de mercado
Comenzando por los requerimientos descritos en el documento del RFP, se debe proporcionar una
aeronave del tipo CAS la cual cumpla con las demandas del mercado militar moderno para el apoyo a
grupos de tropas terrestres en diferentes perfiles de misión, siguiendo un orden en el cual puedan hacer
frente a situaciones adversas y adaptarse con facilidad a los estándares de cualquier aeronave de categoría
similar, esto es gracias a los estudios realizados por los grandes fabricantes de aeronaves a nivel mundial;
se obtuvieron pronósticos y estimaciones estadísticas para iniciar este análisis de mercado, las cuales
provienen principalmente de sus bases de datos de libre ingreso a usuarios civiles, con el fin de establecer
las posibles tendencias y fenómenos que puedan modelar el comportamiento de la industria del transporte
aéreo para los siguientes años, y en su defecto aeronaves militares también; al final de estos estudios, se
obtuvo que para el desarrollo de la aviación se contará con un capital considerable, donde será tenido en
cuenta el desarrollo de la aviación militar; a diferencia de la inversión destinada a la aviación comercial
que es mínima, lo cual lo hace un nicho de mercado bastante interesante para el desarrollo y producción
de la aeronave a diseñar.
Boeing es una las potencias fabricantes nivel mundial en aviación, en su SMO hace una estimación de
1.45 trillones de dólares como podemos ver en la Ilustración 2-1 para la aviación militar a nivel global,
todo esto se divide en diversos servicios que se pueden brindar, como por ejemplo soporte, ventas,
modificaciones a las diferentes aeronaves, mantenimiento e ingeniería, entrenamiento del personal,
soluciones analíticas y digitales.
Ilustración 2-1 Demanda del SMO para el segmento entre 2019-2028, tomada de Boeing, «Services Market Outlook»
La USAF, NAVY AND MARINE CORPS, poseen alrededor de tres mil quinientas aeronaves de combate
o de carácter militar experimental, dichas aeronaves poseen capacidades que sobresalen en el conflicto
aire-aire y aire-tierra, según el perfil de misión para la cual se disponen dichos aviones. Cabe resaltar que
la mayoría de estos aeroplanos se obtuvieron con unas tasas de interés anuales considerablemente altas
alrededor de la década de los ochenta, de modo que se espera que lleguen con tasas similares al final de
su vida útil en las próximas décadas. Para contrarrestar estas jubilaciones, se espera modernizar una gran
parte de sus flotas con aeronaves modernas en manufactura, operación, desarrollo, optimizando por un
rendimiento más alto, tecnología de punta y adaptabilidad en batalla, como hasta el día de hoy se ha
evidenciado.
Lo anterior tiene sentido cuando se habla específicamente de la USAF, puesto que planea reemplazar el
A-10 Thunderbolt II, el F-16 Fighting Falcon y el F-15 Eagle con dos tipos de aviones modernos de
Nerea Messis – 115
15
quinta y sexta generación, donde se habla del F-22 Raptor y el F-35 Lightning II en sus tres diferentes
versiones que se adaptan para las diversas fuerzas armadas [2].
En la audiencia de asignación de fondos de defensa del gobierno norteamericano, liderada por el Senado
de Estados Unidos, en representación del secretario titular de la USAF, Deborah Lee James, se describió
un panorama sombrío como se muestra en la Ilustración 2-2 en vista a un posible embargo económico.
Debido a tales limitaciones presupuestales gubernamentales, la USAF se ve en la obligación de tomar
decisiones sobre los niveles de dotación y los equipos que dicha fuerza armada debe sostener. En el año
2013, el servicio respondió a una reducción de presupuesto alrededor de doce millones de dólares, esto
equivaldría a más o menos, a un diez por ciento del inventario de los aviones y, por ende, el despido de
alrededor de veinticinco mil personas, reduciendo de una manera muy considerable los escuadrones de
operación y de mantenimiento.
Ilustración 2-2 Comportamiento de intervención para las fuerzas armada. Imagen tomada de The Congress of the United
States, «Alternatives for Modernizing, » [3]
Esta situación seguirá empeorando, en parte a las presiones combinadas que representan los recortes
presupuestarios del gobierno, costos de las aeronaves primordialmente en continuo aumento, en mayor
medida debido a los materiales usados en estas, así mismo los periféricos, componentes y accesorios con
el cual se pueda equipar, finalmente la necesidad de reemplazar los aviones más antiguos. Los aviones
como el F-16 y F-15 se acercan rápidamente al límite de su servicio, lo que obliga al servicio a traer en
línea al F-35, independientemente de los problemas que esta aeronave ha presentado a lo largo de su
diseño y desarrollo. Este hecho pone al Ejército en una posición desventajosa: se necesita una aeronave
tipo CAS, pero no se cuenta con la capacidad orgánica, lo que permite entender lo necesario que es otro
tipo de aeronaves, posiblemente modificaciones o desarrollos que cumplan los requerimientos de manera
efectiva para diferentes misiones.
La USAF, NAVY AND MARINE CORPS, dentro de un estudio realizado por el departamento de defensa
del gobierno norteamericano, se muestra una tendencia en el desarrollo de aeronaves modernas, estas
tendrán a futuro los diferentes tipos de misiones y los radios de misión, que de este último solamente
aplicaría para misiones Aire-Tierra, esto se observa en la Ilustración 2-3, se presenta un inicio en el año
2009 hasta el 2034, donde para unos es más importante las operaciones Aire-Aire como se puede reflejar
en la Ilustración 2-3 de la parte izquierda, mientras que para los NAVY AND MARINE CORPS, sigue
siendo importante la distancia que esta aeronave debe recorrer para cumplir con la misión para brindar
apoyo en tierra. [2]
A continuación, en la Tabla 2-2 se presentan los diferentes los diferentes tipos de misiones a desarrollar
con su correspondiente designación, esto con el fin de entender de una más clara y concisa la Ilustración
Nerea Messis – 115
16
2-3 donde se mostrará la tendencia de desarrollo, la cual se llevará a cabo según el tipo de operación que
la aeronave debe realizar.
Tabla 2-2 Tipos de misiones según alteraciones sufridas en el armamento
Nomenclatura
de Misión
Tipo de Misión
Unidades
A
Aire-Aire/Solo vigilancia
N/A
B
Aire-Tierra/Total/500
nm
C
Aire-Aire/Total
N/A
D
Aire-Tierra/Total/600
nm
E
Aire-Tierra/Solo vigilancia/600
nm
F
Aire-Tierra/Total/700
nm
G
Aire-Tierra/Solo vigilancia y un total/700
nm
Ilustración 2-3 Alteraciones en el armamento de las fuerzas de combate según el departamento de Defensa, imagen tomada
de The Congress of the United States [2] [4]
Teniendo en cuenta lo anterior, entrar en este mercado es una gran posibilidad de brindar un avance
significativo para las fuerzas armadas de aquellos países con la necesidad de aeronaves tipo CAS, en el
caso de este documento, se proyecta en el mercado de Estados Unidos indicado en el RFP, ya que como
se observa en el SMO realizado por Boeing, este país presenta la mayor inversión en cualquier Fuerza
Armada. Tener la mayor potencia inversora en términos para el desarrollo militar vuelve a Norteamérica
el mejor candidato.
Ilustración 2-4 Demanda de Service Market 2019-2028, imagen tomada de Boeing, «Services Market Outlook»
Nerea Messis – 115
17
1.3. Base de datos
El diseño propuesto se basa en todas aquellas aeronaves que siguen la curva de diseño del A-10
Thunderbolt II y al F-35 Lightning II, buscando obtener el mejor rendimiento de operación en las misiones
que desempeña una aeronave CAS, siguiendo con los estándares tecnológicos y aerodinámicos que
presenta en la modernidad el F-35, debido a que cada una de ellas tienen características destacables que
cumplen con varios de los objetivos del RFP. Combinar estas aeronaves y buscar un punto intermedio
para el diseño que a su vez orienten mejor el proyecto, lo anterior fundamentado en las especificaciones
estipuladas para la configuración CAS, observar en la Tabla 2-3. Para referenciar especificaciones técnicas
de cada modelo diríjase al Anexo 3.1.
Tabla 2-3 Aeronaves similares
Aeronaves similares al A10
Aeronaves similares al F35
A10
F35
Su25
F22
A37
F18
Su25
Su27
Nerea Messis – 115
18
3. Definición de Design Drivers
Los design drivers prometen orientar la toma de decisiones durante el desarrollo del diseño, buscando
priorizar estos, con el fin de apuntar a un modelo objetivo y con las configuraciones deseadas por el
equipo para cumplir las misiones y especificaciones del RFP.
1.4. Eficiencia aerodinámica
Es un parámetro fundamental en toda aeronave moderna, buscando afectar los consumos de combustible,
relaciones de maniobra, aterrizajes, despegues y que en palabras más simples busca modernizar el
concepto del mejor vuelo posible. Para una aeronave tipo CAS debido a las bajas velocidades en las que
debe operar, este criterio debe ser muy flexible y orientar la toma de decisiones, razón por la cual es
indispensable que la aeronave cuente con el menor arrastre global y mayor sustentación posible. Se
buscará la optimización de superficies aerodinámicas usadas muy suavizadas que indirectamente
apoyaran el comportamiento furtivo de la aeronave.
1.5. Máxima capacidad de carga paga
Este parámetro es crucial cuando se trata de configuraciones CAS, pues al apoyar tropas terrestres se busca
conseguir llevar a bordo la mayor cantidad posible de armamento. El criterio que justifica este parámetro
está ligado al RFP respecto a la capacidad elevada de carga externa e interna de la aeronave, además de
su rango de misión.
4. Configuración inicial
Definir la configuración inicial abarcó un gran número de posibles opciones en los diferentes aspectos de
la aeronave, por lo que fue necesario tener claros los criterios de selección que apoyados en los design
drivers del equipo permitieran llegar a un punto de diseño conceptual base, el cual diera aspecto visual al
avión, es decir un primer grupo de bocetos que describan correctamente cómo será la aeronave.
1.6. Posibles configuraciones planteadas
Por medio del uso de matrices se evaluaron las configuraciones óptimas para definir que rumbo podía
tener el diseño preliminar de la aeronave tipo CAS, en estas se tienen en cuenta diferente criterios
cuantitativos y cualitativos utilizados para encontrar las configuraciones de mayor ajuste a los
requerimientos ya propuestos.
1.7. Selección de configuración inicial
Según lo establecido por el equipo los primeros diseños siguen la curva de diseño que tienen los prototipos
conceptuales del A14 en sus versiones A y B, el cual no fue un avión desarrollado y que permite orientar
la estética de un avión moderno adaptando las condiciones de un CAS optimo y proponiendo cambios
significativos. Mediante matrices de selección, se escoge la configuración inicial según criterios basados
en la operación, design drivers y especificaciones del RFP, teniendo en cuenta lo anterior y en términos
de seleccionar la mejor configuración se tuvo en cuenta las matrices de selección ubicadas en la parte de
Anexos 1.
Nerea Messis – 115
19
5. Justificación inicial
Para definir la configuración inicial de la aeronave, se utilizó la metodología de matrices de selección,
puesto que provee una amplia evaluación de posibles configuraciones, la ventaja de esta metodología es
que no da lugar a que se descarten configuraciones que podrían ser adecuadas debido al gran número de
estas que se tienen en cuenta, garantizando así que la configuración seleccionada es la más optima de
acuerdo con los requerimientos de la misión. A lo largo de las matrices ubicadas en la parte de Anexos 1
se tienen ciertos criterios comunes, por lo que es conveniente explicarlos inicialmente, dichos criterios
son el peso, los costos y la manufactura, lo cuales tienen su fundamento en principios básicos de la
aviación, puesto que tener un bajo peso aumenta la capacidad de carga, reduce el consumo de combustible
y permite una mayor velocidad de giro, por otra parte, los costos de manufactura son un factor
fundamental ya que reducirlos al máximo implica tener un proyecto más atractivo para los posibles
compradores, finalmente la manufactura representa un aspecto importante y común a todas las matrices
ya que los componentes seleccionados deber ser aptos para producirse en masa y de fácil mantenibilidad.
A continuación, se describirá y discutirá la configuración inicial seleccionada, para esto se decidió evaluar
los principales componentes de la aeronave. Primero se determinó la configuración del ala, por lo que se
estudiaron características como el número de planos, posición del ala, tipo ala, aflechamiento y ángulo
diedro. Al evaluar las ventajas y desventajas de cada una de las opciones mediante las matrices de
selección se obtuvo como resultado final un monoplano de ala baja, compuesta con aflechamiento hacia
atrás y diedro neutro, las ventajas de dicha configuración para el ala son las siguientes en el capítulo
Configuración general.
Nerea Messis – 115
20
6. Configuración general
1.8. Configuración alar
1.8.1. Monoplano
Brinda una reducción en peso, lo que resulta beneficioso ya que esto permite una mayor capacidad de
carga, lo cual va en la misma dirección de uno los design drivers del proyecto, pues esto permite una
mayor capacidad de acción y versatilidad de objetivos a atacar debido a la variedad y cantidad de
armamento transportado hacia la zona de apoyo Anexo 2.1.1
1.8.2. Ala baja
Provee un mejor rendimiento durante el despegue debido a un mayor efecto suelo, esto es importante
debido a la necesidad que tiene la aeronave de despegar desde pistas no preparadas y llegar rápidamente
a la zona de acción, una estructura de menor peso y una menor área frontal ya que no se necesitan struts
para soportar el ala, lo que se traduce en menor arrastre, por lo que se puede obtener una baja firma de
radar y una mayor eficiencia aerodinámica, además de esto aporta mayor control lateral de la aeronave
puesto que esta cuenta con menor estabilidad lateral debido a la contribución del fuselaje al efecto diedro
del ala, finalmente un ala baja genera menos downwash por lo que el empenaje tiene una mayor
efectividad dando como resultado un menor peso de la cola, reduciendo el tamaño del estabilizador
horizontal, finalmente el hecho de tener un ala baja hace que los procedimientos de inspección,
mantenimiento y carga de armamento tomen menos tiempo, una ventaja fundamental para reducir costos
y la eficiencia de las operaciones (Anexo 2.1.2).
1.8.3. Ala compuesta
Al analizar los tipos de alas tradicionales se llegó a la conclusión de que todas tienen desventajas
importantes que afectarían considerablemente el desempeño de las misiones establecidas por el RFP, por
lo que se seleccionó un tipo de ala compuesta, esto permite controlar de mejor manera la distribución de
sustentación para obtener una alta eficiencia aerodinámica sin sacrificar cantidad de puntos de anclaje
para armamento, adicionalmente se pueden tomar importantes decisiones estructurales que optimicen el
peso debido al control de la distribución de sustentación (Anexo 2.1.3).
1.8.4. Aflechamiento
Se seleccionó aflechamiento hacia atrás puesto que permite operar a altas velocidades en las que los
efectos de compresibilidad se deben tener en cuenta, por lo que la descomposición del vector de velocidad
que provee el aflechamiento hacia atrás para que el aire sobre el ala no supere la velocidad del sonido es
una característica importante, puesto que la aeronave debe llegar lo más rápido posible a la zona de
operación (Anexo2.1.4).
1.8.5. Diedro neutro
Teniendo en cuenta las ventajas y desventajas que tiene utilizar un ángulo diedro, se seleccionó un ángulo
neutro, puesto que permite una mayor facilidad para cargar armamento en los puntos de anclaje de las
alas, menor complejidad estructural a la hora de reforzar la raíz del ala y la unión al fuselaje,
adicionalmente las características de estabilidad que podrían ofrecer los ángulos diedros no se consideran
fundamentales (Anexo 2.1.5).
Nerea Messis – 115
21
1.9. Configuración de la planta motriz
Siguiendo con la selección de la configuración inicial, para la selección del motor se analizó el tipo
(Anexo 2.2.1), la posición en el fuselaje (Anexo 2.2.4), cantidad e instalación (Anexo2.2.3 & 2.2.5), para
obtener mediante las matrices una configuración de dos motores turbofán, ubicados dentro del fuselaje
arriba en la sección trasera y fijos (Anexo 2.2.2), dando como ventajas una firma radar reducida y menor
detectabilidad para sistemas infrarrojos, protección contra FOD, redundancia en el sistema de propulsión,
menor arrastre, mejor consumo específico y la potencia necesaria para alcanzar la velocidades necesarias
en etapa de crucero, como también la versatilidad necesaria para ejecutar maniobras exigentes.
1.10. Configuración del fuselaje
Se define la estructura y tipo de fuselaje (Anexo 2.5.1), como aeronave no tripulada (Anexo 2.5.2),
obteniendo una estructura semi – monocasco, fuselaje corto y una aeronave no tripulada; con ventajas
como la disminución de peso y de la firma radar, aumentando la capacidad máxima de carga.
1.11. Configuración del empenaje
Continuando la configuración de empenaje (Anexo 2.4.1 & 2.4.2), su posición y acople, se obtuvo como
resultando un empenaje en U, convencional y fijo, adquiriendo ventajas de reducción de peso y firma IR,
además de facilidad de manufactura y redundancia.
1.12. Configuración del tren de aterrizaje
Finalmente, en cuanto al tipo y mecanismo del tren de aterrizaje se seleccionó un tren de tipo triciclo y
retráctil (Anexo 2.3.1 & 2.3.2) brindado ventajas de disminución de arrastre por una mayor limpieza
aerodinámica y una firma radar reducida por la posibilidad de retraerse.
1.13. Diseño preliminar
De acuerdo con las especificaciones recopiladas en las matrices de selección se plantean los siguientes
bocetos iniciales:
Ilustración 6-1 Propuesta de bocetos
Una vez planteados los bocetos, se procede a la definición de una configuración inicial donde el
planteamiento del boceto inicial debe cumplir con lo estipulado en las matrices de selección, juntando
características de los modelos propuestos en Ilustración 6-1.
Nerea Messis – 115
23
7. Estimación de pesos
La estimación del peso de una aeronave es uno de los primeros procesos iterativos en el diseño de estas,
permitiendo realizar algunas suposiciones mediante el uso de información disponible de aeronaves ya
existentes y funcionales, así mismo, se buscará que dichas aeronaves sean orientadas a un objetivo similar
al que tendrá la aeronave a diseñar.
Basado en el RFP, el diseño a desarrollar deberá cumplir con las tres misiones de operación descritas en
el Anexo 5, esto a su vez solo se garantiza cuando se realiza una estimación de pesos para cada misión
buscando identificar los requerimientos más cruciales de consumo de combustible y variaciones de peso
durante el vuelo.
Cabe mencionar que, el diseño finalmente dependerá de poder cumplir con las tres misiones y en paralelo
cumplir con todos los requerimientos descritos en el RFP respecto a cargas, es decir almacenar la máxima
carga interna, máxima carga externa y máxima munición del cañón GAU – 8/A, claramente considerando
los parámetros constante regulares como lo son el combustible, equipos de abordo, sistemas y planta
motriz, entre otros.
1.15. Validación mediante el software AAA
Para realizar la validación del método perteneciente al software AAA en cuanto a la estimación de pesos,
se escoge una aeronave similar a la de diseño que cumpla con la mayor parte de los requerimientos del
RFP y que se encuentre dentro de la categoría de CAS con el fin de usar los mismos parámetros de Mff
del Take off, Climb, descend y Landing, esta aeronave es el A-10 Thunderbolt II, para este proceso se
hace una simulación similar a la misión 1 (ver Ilustración 7-1) con las mismas etapas, pero variando carga
paga, el rango y la velocidad de crucero, el Cj, y del crucero como se muestra en la Tabla 7-1, con
los valores del A-10 (Los valores de loiter y combate están en función de los parámetros de crucero).
Todo ello con el objetivo de validar que los resultados obtenidos por el software en la Tabla 7-2, tuvieran
un porcentaje de error bajo, lo que garantizaría si es o no un método confiable para estimar los pesos
iniciales de la aeronave a diseñar.
En la Tabla 7-3 se puede observar la diferencia entre los pesos estimados mediante el método usado por
el software AAA con respecto a los datos reales de la aeronave son muy pequeños, del 0,3%
aproximadamente, lo cual permite afirmar que las estimaciones halladas son aptas para ser tomadas como
los pesos iniciales para la aeronave en diseño, debido a que se ajustan a los valores reales.
Tabla 7-1 Datos reales A-10
Condición
Valor
Unidad
W
E
24959
lb
W
TO
51998
lb
SFC
0.371
lb/(h·lb)
L/D
14
-
Pay Load
16000
lb
Range
695
nm
V
op_cruise
300
kts
Tabla 7-2 Datos en el AAA del A-10
Condición
Valor
Unidad
25039
lb
52178
lb
cruise
0.371
lb/(h·lb)
L/D cruise
14
-
_loiter
0,668
lb/(h·lb)
L/D loiter
19,6
-
combat
0.556
lb/(h·lb)
L/D combat
16,8
-
Pay Load
16000
lb
Range
695
nm
V
op_cruise
300
knt
Nerea Messis – 115
24
Tabla 7-3 Resultado validación AAA
Real
[lb]
AAA
[lb]
Error
[%]
51998
52178
0.3468
24959
25039
0.3240
1.16. Estimación del peso mediante el software AAA
El AAA es un software de análisis que permite un pronto acercamiento de los posibles resultados de pesos,
estabilidad, control, costos, entre otros, a partir de un diseño de aeronave preliminar. En esta esta fase de
dimensionamiento se usa el AAA como herramienta para la estimación de pesos, por medio de la
modelación de cada una de las etapas de la misión uno, como se muestra en Ilustración 7-1.
Ilustración 7-1 Misión número uno, apoyo cercano aéreo
A continuación, en la Tabla 7-4, se muestran los datos usados para la modelación de la misión.
Tabla 7-4 Condiciones modelación por etapa de la misión 1
Número
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
Segmento
Take
off
Climb
Cruise
Loiter
Loiter
combat
Combat
(payload
exp)
Climb
Cruise
back
Descend
Loiter
Landindg
Velocidad
N/A
N/A
645
kts
N/A
N/A
N/A
N/A
645
kts
N/A
N/A
N/A
Altura
SL
36000
ft
36000
ft
5000
ft
5000 ft
5000 ft
31000
ft
36000
ft
SL
SL
SL
Tasa de
ascenso
N/A
10000
ft/min
N/A
N/A
N/A
N/A
10000
ft/min
N/A
N/A
N/A
N/A
Tiempo
N/A
N/A
N/A
120
min
20 min
N/A
N/A
N/A
N/A
20
min
N/A
Rango
N/A
N/A
750
nm
N/A
N/A
N/A
N/A
750
nm
N/A
N/A
N/A
Carga
expulsada
0 lb
0 lb
0 lb
0 lb
0 lb
19113,26
lb
0 lb
0 lb
0 lb
0 lb
0 lb
Cj
N/A
N/A
0,88
1,59
1,33
N/A
N/A
0,88
N/A
1,59
N/A
L/D
N/A
N/A
11
15,4
13.2
N/A
N/A
11
N/A
15,4
N/A
Mff
0,99
0,97
0,9104
0,8126
0,9669
1
0,98
0,9104
0,99
0,966
0,995
Nerea Messis – 115
25
La velocidad de crucero se haya a partir de la velocidad máxima según RFP la cual es 900kts, y asumiendo
una velocidad de picada (
) de 1000kts y por normatividad la velocidad crucero se obtiene con la ( 7-1)
( 7-1)
teniendo en cuenta que la velocidad de nunca exceder (
) se calcula con la (7-2)
(7-2)
Como resultado se obtiene, una velocidad crucero igual a 645kts.
El combustible de reserva se determina a partir del loiter de la misión uno que dura 120 min, puesto que
comúnmente las aeronaves usan el combustible de reserva para hacer este tiempo de maniobra. Teniendo
en cuenta que el combustible de reserva son 30 minutos, es decir, ¼ de la duración del loiter, se suma esta
fracción de combustible gastado en el loiter, al combustible total que debe llevar la aeronave para cumplir
la misión.
Tabla 7-5 Consideraciones generales para pesos
Parámetro
Valor
Referencia
Tipo de aeronave
CAS
RFP
a
-3,212
Base de datos
b
1,803
Base de datos
Motor
Jet
Base de datos
Número de motores
2
Base de datos
55000 lb
Estimado
0,50%
AAA
6%
AAA
Stall Speed
120 kts
RFP
Corner Speed
300 kts
RFP
CL_max
1,2
Base de datos
Los
y son estimados tiendo en cuenta los rangos aceptables según [5] para aeronaves fighter,
bomber y military trainer. De igual manera con los valores de fracciones másicas de combustible (Mff)
del Take off, climb, descend y landing que están predeterminados por Roskam según tipo de aeronave, sin
embargo, los valores de A y B no fueron tomados del libro sino a partir del análisis de pesos de las
aeronaves similares al diseño deseado las cuales conforman la base de datos, ya que en el libro de Roskam
se especifica la superposición de los valores arrojados por la base de datos, sobre los del libro.
Tabla 7-6 Estimación de pesos final por método AAA
Peso
Valor [lb]
W
TO
87891
W
F
35940
W
E
33439
W
Fres
2034
Con los datos en la Tabla 7-5 se obtienen los resultados de la
Tabla 7-6, los cuales indican una aproximación del peso real que puede llegar a tener la aeronave diseñada,
indicando el peso máximo de despegue y el peso en vacío lo cuales deben ser comparados con la
estimación teórica realizada en la sección 7.3.
Nerea Messis – 115
26
1.17. Estimación de peso teórica
El parámetro de estimación del peso de diseño de una aeronave se orienta a partir de la tendencia de
misión de esta, es decir, cada aeronave tiene una línea tendencia de diseño basada en su peso máximo de
despegue (MTOW) para condiciones de aviación civil, militar u otras. En el caso de las aeronaves militares
varían según sean de entrenamiento, caza, transporte o bombarderos [6].
Tabla 7-7 Aeronaves para la estimación de pesos
Aeronave
Máximo peso de despegue [lb]
Peso en vacío [lb]
F-35 A Lightning II
70000
29300
Mcdonnell Douglas F-18
51900
23000
A-10 Thunderbolt II
51998
24959
Sukhoi SU-25
45194
23678
Sukhoi SU-39
45194
23678
Northrop YA-9
41800
23082
El primer paso es ubicar un grupo de aeronaves que se orienten a cumplir un objetivo similar o igual al
de la aeronave a diseñar, esto se aprecia en la Tabla 7-7, donde se puede apreciar que la variación de peso
es relativamente similar, no obstante, esto solo es el primer paso y es necesario reconocer los pesos
primarios de diseño para estimar el MTOW. Para estimar el MTOW de una aeronave en la fase de diseño
se necesita conocer el peso máximo de combustible (MFW), el peso máximo de la carga paga (MPW) y
el peso en vacío de la aeronave (EW) [5].
Tabla 7-8 Pesos máximos
Descripción
Valor [lb]
MTOW
65000
MPW
17406
MFW
25385
OEW
22209
El valor de peso máximo para despegue se presenta en la Tabla 7-8, acompañado de los tres valores de
peso que lo componen.
1.17.1. Maximum Fuel Weight (MFW)
El peso máximo de combustible de la aeronave se despeja a partir de las fracciones másicas de
combustible para cada maniobra, estas fracciones son conocidas en la actualidad para la mayoría de las
etapas de vuelo en los tipos de aeronaves ya mencionados anteriormente. No obstante, algunos valores
dependen de las ecuaciones que relacionan el peso de despegue en función del rango de vuelo, tiempo en
la maniobra, velocidad y altitud en la cual se realiza la maniobra. En el caso de la aeronave super CAS, el
valor de estas etapas de vuelo se obtienen asumiendo que opera en una condición hibrida de lo que
operaria regularmente una aeronave de caza y una aeronave de bombardeo [6]. Ventaja de esto, se refleja
en la consideración de cargas elevadas en vuelo, es decir armamento y carga paga, mientras que también
considera operaciones de alta velocidad como en aviones de caza.
Tabla 7-9 Combustible para las misiones
Misión
Combustible requerido [lb]
Reserva de combustible [lb]
Combustible total [lb]
1
20000
2100
22100
2
13500
2100
15600
3
11600
3200
14800
Nerea Messis – 115
27
De la Tabla 7-9, se puede evidenciar los valores requeridos de combustible según cada misión del RFP,
lo que a su vez permite identificar la primera misión como las más crítica por el valor elevado de
combustible total requerido. La reserva de la tercera misión a su vez es aún más alta que en las otras dos
misiones, por lo que se puede considerar el caso de requerir una combinación de estos parámetros del
combustible en una condición extrema de diseño.
1.17.2. Maximum Payload Weight (MPW)
El valor máximo de carga paga que puede llevar este super CAS, depende de evaluar cual es la
consideración máxima de carga descrita según el RFP y cuál es la consideración máxima de carga que
describen las misiones, para eso se requiere de conocer el valor en peso que debe llevar al interior de la
aeronave, el valor externo y todos aquellos valores de peso referentes a munición y armamento según lo
estipule cada misión.
Tabla 7-10 Descripción de carga para la aeronave
Descripción de Carga
Valor [lb]
Carga Interna Requerida mínima
8000
Carga Externa Requerida mínima
15000
Carga obligatoria para GAU – 8/A
620
Carga de Munición para GAU – 8/A
3240
Máximo valor de carga en bombas CBU – 105
15800
Máximo valor de carga en misiles AGM – 65
8100
Carga total requerido por valores del RFP
27000
Carga total requerida según armamento descrito
27850
En la Tabla 7-10, referente a los valores de carga paga se describen todos los valores contemplados para
la estimación del MPW, por lo cual se debe utilizar el valor máximo para la estimación final del MTOW
correspondiente a la carga total requerida según el armamento descrito. Este valor de armamento descrito
corresponde a la suma de carga máxima de bombas, misiles, munición y el cañón mismo, los cuales
deberán estar disponibles en la misión más crítica de vuelo para la aeronave super CAS.
1.17.3. Empty Weight (EW)
El peso en vacío de la aeronave corresponde al último valor a contemplar en la estimación del MTOW,
este valor puede obtenerse por medio de la fracción de peso en vacío obtenida de las aeronaves utilizadas
en la Tabla 7-11, o también puede obtenerse realizando una sumatoria de lo que se desglosa de este peso
en vacío.
Tabla 7-11 Fracción vacío de aeronaves similares
Aeronave
Fracción de peso en vacío
F-35 A Lightning II
0,418
Mcdonnell Douglas F-18
0,443
A-10 Thunderbolt II
0,491
Sukhoi SU-25
0,523
Sukhoi SU-39
0,523
Northrop YA-9
0,552
El primer método se realiza identificando las fracciones de peso en vació de las aeronaves en la Tabla
7-11, este valor es la relación de peso en vació de cada aeronave con respecto a su peso máximo de
despegue. Con estos datos se promedia la fracción de peso en vació para un hipotético diseño [6]. El
siguiente paso es simplemente suponer el MTOW a partir de la fracción encontrada.
Nerea Messis – 115
28
El segundo método es un poco más detallado, y es el método que se utilizó para focalizar una mejor
estimación teórica del peso requerido real, es decir el MTOW que cumple con todas las misiones, cumple
con el MFW y a su vez está en capacidad de transportar MPW. Para realizar lo anterior se dice que el
MTOW es la sumatoria del EW, MFW y MPW.
( 7-3)
De la ecuación ( 7-3) , se conoce como identificar el valor para MFW y para MPW, mientras que el valor
de EW corresponde a un valor para el peso operacional en vació de la aeronave, designado como OEW,
el cual se obtiene de sumar el peso de la tripulación, el peso de manufactura de la aeronave, el peso de
equipos, el peso de fluidos atrapados en la aeronave, el peso de tuberías y el peso de la unidad auxiliar de
potencia (APU), en caso de que la aeronave cuente con una en su diseño [5].
Tabla 7-12 Pesos de la aeronave
Descripción de peso
Valor [lb]
Peso de los sistemas de aviónica y vuelo
4500
Peso de tuberías hidráulicas y neumáticas
60
Peso en equipos de radar
300
Peso de fluidos atrapados en la aeronave
130
Peso de manufactura
16950
Queda claro entonces que el EW, es decir el OEW, corresponde la sumatoria de los valores en la Tabla
7-12 indicando los valores estimados según el cálculo de las misiones [5] y el cálculo del peso en la
aviónica [6], pero que, al no tener tripulación y tampoco tener APU, se reduce el valor requerido de peso
final. Por último, el valor de EW incluye la planta motriz, estructuras y tren de aterrizaje, por lo que es
importante repartir el valor del peso de manufactura equitativamente para que el avión cuente con una
buena selección estructural, el grupo de motores correcto y un tren de aterrizaje que cumpla con todo lo
anterior.
Tabla 7-13 Descripción de pesos máximos
Descripción de peso
Valor [lb]
Peso máximo de planta motriz
8000
Peso máximo de estructuras
5000
Peso máximo del tren de aterrizaje
3500
Para concluir la estimación teórica del EW, la Tabla 7-13 presenta los valores restantes disponibles para
seleccionar la planta motriz, el tren de aterrizaje y la estructura con sus respectivos materiales. El valor
correspondiente al tren de aterrizaje varía en función del MTOW, donde puede ser un valor aproximado
del 3% al 6% del peso final [5].
1.18. Comparación de estimaciones
A partir de los resultados de las estimaciones de pesos obtenidos siguiendo el modelo teórico, sin las
condiciones más extremas usadas en secciones anteriores, y el modelo que presenta el software AAA, con
todos los parámetros de cada misión, se procede a la comparación de los resultados con el fin de hallar
las posibles discrepancias entre los dos métodos, buscando el margen de error, ya que no basta con usar
los resultados de uno solo, a pesar de estar basados en el mismo modelo calculo [5]. Esto es recomendable,
ya que ambos realizan una estimación similar y una comparativa entre sus resultados valida el método
usado que es lo que se busca, así finalmente obtener un punto de diseño con mayor confiabilidad y que
permita cumplir con lo descrito en las secciones previas.
Nerea Messis – 115
29
Tabla 7-14 Validación de método
Misiones
AAA
Método teórico
%Error
EW
[lb]
MFW
[lb]
MTOW
[lb]
EW
[lb]
MFW
[lb]
MTOW
[lb]
EW
MFW
MTOW
1
26200
11000
56600
25500
10700
55200
3%
3%
2%
2
21900
6300
41100
22300
6600
42300
2%
5%
3%
3
23600
7000
47000
24000
7000
47900
2%
0%
2%
En este paso se comparan los resultados de las tres misiones con lo descrito en el RFP, para verificar si
los dos métodos tienen un bajo porcentaje de error entre sí o no, la misión que más porcentaje de error
tuvo fue el número dos, esto en parte puede deberse a las consideraciones de valor en las fracciones
másicas, pues el software AAA busca orientar dichos valores siguiendo un cálculo que optimiza los
valores, mientras que el modelo calculado teóricamente únicamente selecciona los valores de algunas
condiciones guiado en tablas de la literatura [5]. Sin embargo, como se puede apreciar en la Tabla 7-14,
hay dos cosas a tener presentes, la primera corresponde al uso de cifras significativas para corroborar la
escala en la que se trabaja todo, ya que se habla de miles de libras, lo segundo es el error aproximado que
corresponde al 5%, un valor que sigue siendo muy bajo y por tanto aceptable para las necesidades de
estimación de pesos que se realizó.
Para concluir la comparativa, esta se realiza primordialmente para validar la veracidad de lo estimado, y
conociendo que los errores son muy bajos se puede hacer uso de un método u el otro, para buscar el
objetivo y punto de diseño. Lo anterior se realiza siguiendo lo explicado en la sección del modelo teórico,
utilizando los valores más críticos de vuelo, con máximas cargas, consumos de combustible coherentes,
reserva más alta en aterrizaje, y condiciones de vuelo mixtas, es decir el hipotético de una nueva misión
que sirva para diseñar una aeronave capaz de cumplir las tres misiones planteadas y cumplir con los
requerimientos implícitamente descritos en el RFP. En palabras más simples, el diseño de una aeronave
que cumpla las tres misiones del RFP no necesariamente cumpliría con el RFP pues el requerimiento de
carga del armamento es superior al descrito en los requerimientos de misión, dando como resultado el
valor presentado al inicio de la sección de estimación de pesos correspondiente a la Tabla 7-8 Pesos
máximos, el cual cumple a toda cabalidad con el diseño.
1.19. Análisis de sensibilidad
Una vez realizado la estimación de pesos iniciales, es necesario saber si estos pesos obtenidos con los
valores estimados serán los que mejor se ajustan al diseño deseado. Para esto se realiza variaciones en los
datos estimados con el objetivo de conocer como varían los pesos iniciales para así determinar cuál de los
valores estimados nos arrojará los mejores valores de pesos iniciales para nuestra aeronave, para poder
realizar esta comparación se emplea un análisis de sensibilidad de variables, en el cual se estará variando
los valores de
y estimado. Las siguientes ilustraciones donde se muestran los carpet plot
obtenidos, se puede observar que al aumentar el consumo especifico de combustible
aumentará el peso
estimado de despegue, el peso estimado en vacío y el peso estimado de combustible de la aeronave
Ilustración 7-2. Pero mientras disminuimos el
el
y
disminuye, pero mantiene
casi constante
Ilustración 7-3, permitiendo así tener un mayor peso de carga paga posible para la aeronave, de esta
manera se escoge un SFC de
pues permite obtener la mayor cantidad de peso disponible para
carga paga, esencial ya que las misiones para la cual estará diseñada esta aeronave necesitaran de la mayor
cantidad de carga paga posible. Igualmente, se toma un valor de de 11 debido a que este es el que
presenta una menor variación en
y
al aumentar el consumo especifico de combustible
.
Nerea Messis – 115
30
1.19.1. Carpet Plots
Ilustración 7-2 Carpet plot W
TO
vs W
E
vs SFC vs L/D
Ilustración 7-3 Carpet plot
vs
vs SFC vs
Nerea Messis – 115
31
1.20. Distribución de pesos
En esta sección se siguió el procedimiento de estabilidad planteado por CORKE, con el fin de tener una
óptima distribución de pesos y conservar la estabilidad que será presentada en el numeral 11.3.
Para realizar el procedimiento, es esencial conocer el peso de los diferentes componentes que tengan un
peso significativo en la aeronave (estructura ala, fuselaje, carga paga, combustible, motores, entre otros)
y la longitud del fuselaje, ya que esta última limitara la distribución de los componentes dentro de la
aeronave.
Primero se hace la relación x/L, donde x es la posición inicial o final del componente (dado que se
requieren ambas relaciones) y L es el largo del fuselaje, con estas relaciones se procede a calcular el
centro de gravedad teórico mediante la ecuación (7-4.
(7-4)
Ya con el Cg calculado se procede mediante el uso de la ecuación (7-5 al cálculo del momento producido
por cada componente con respecto al centro aerodinámico del ala ((x/L)ac es la relación entre la distancia
de la nariz al centro aerodinámico del ala y la longitud del fuselaje).
(7-5)
En la Tabla 7-15 se muestran los datos de pesos, Cgc y momentos, de los diferentes componentes
evaluados para la distribución de pesos.
Tabla 7-15 Datos de Distribución de pesos
Tipo Carga
Magnitud
x/L inicial
x/L Final
Cgc
M @ ac
(lbs)
x/L
f-lb (+ cw)
Combustible
41261
0,4
0,6
0,5
-257204,39
Carga paga
23000
0,1
0,8
0,45
-215059,05
Estructura del fuselaje
9977
0
1,0
0,5
-62192,58
Motores
7800
0,7
0,7
0,7
48622,04
Estructura del ala
4122
0,4
0,8
0,6
2,85E-11
Empenaje horizontal
228
0,15
0,2
0,175
-6040,35
Empenaje vertical
334
0,8
1,0
0,9
6246,06
Otros
16202
0
1,0
0,5
-100996,71
Para comprobar que la distribución de pesos es correcta se procede a calcular la distancia del centro de
gravedad de la aeronave medido desde la nariz, esto se realiza, mediante la relación de la sumatoria de
momentos de pesos (∑p) y de momentos (∑M) como se muestra en la ecuación (7-6). En la Tabla 7-16
se muestra el Xcg y se observa un valor aproximado al valor teórico calculado en la sección 11.3
(7-6)
Tabla 7-16 Posición del centro de gravedad de la aeronave.
Xcg / L
0,508
Xcg (m)
9,662
Nerea Messis – 115
32
8. Diagrama de rango y carga paga
Es importante conocer el alcance máximo que tendrá la aeronave, esto nos permite saber si la aeronave
es apta para algún tipo de misión en específico, como por ejemplo ir desde la base principal hasta el punto
de ataque o ir hacia otra base, con una determinada carga paga. Por este motivo re realiza el diagrama
rango-carga paga (Ilustración 8-1). Para la realización del diagrama se realiza varias misiones de tipo
ferry en la cual se variará la cantidad de carga paga y combustible que llevará la aeronave, de esta manera
se podrá determinar cuál será el rango que esta podrá alcanzar. Para la primera misión se realizará con el
máximo de carga paga, mientras que la segunda misión se realizará con el máximo de combustible en los
tanques, disminuyendo la capacidad de carga paga y la tercera misión se realizará sin carga paga y con el
máximo de combustibles en tanques más dos tanques externos con capacidad de 300 USGal. En la Tabla
8-1 se pueden observar los resultados. Mediante el análisis de resultados, se concluye que la aeronave
cumplirá con las condiciones impuestas en el RFP de mínimo 2000nm de rango con tanque internos al
máximo y 3500mn de rango ferry con tanques internos y externos.
Tabla 8-1 Datos obtenidos para misión ferry
Combustible usado[lb]
Carga paga [lb]
Rango [nm]
0
17400
0
20000
17400
1289
25385
12000
2331
29410
0
4953
Ilustración 8-1 Diagrama rango-carga paga
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
0 1 2 3 4 5 6
Carga paga
- 1000 lb
Rango - 1000 nm
Rango vs Carga-paga
Nerea Messis – 115
33
9. Matching Chart
Matching chart es una herramienta la cual nos permite graficar todas las restricciones a las cuales está
sometida la aeronave, obteniendo una zona de permisibilidad dentro de la cual se cumplirán las
restricciones impuestas, dentro de esta zona se puede escoger un punto cualquiera (design point) en él
cual la aeronave cumplirá con zona de diseño demarcada de color rojo en la Ilustración 9-1 Matching
chart El punto que se escoge dentro de esta zona estará basado en los design drives mencionados
anteriormente, como el objetivo es diseñar una aeronave con un coeficiente aerodinámico alto y que pueda
cargar la mayor cantidad de carga paga, esto se puede encontrar yendo hacia la parte superior del Matching
chart, tendremos mayor empuje, necesario también para poder aumentar la carga paga. Mientras que hacia
la derecha tendremos una menor área alar, lo que permitiría tener una aeronave de alta velocidad. De esta
manera el punto de diseño escogido será presentado a continuación en la Tabla 9-1.
Tabla 9-1 Carga alar y relación empuje-peso necesarios
Parámetro
Valor
Unidades
W/S
115
lb/ft^2
T/W
0,65
-
Ilustración 9-1 Matching chart
Con el punto de diseño en el Matching chart y la estimación de pesos realizada, se obtiene el área alar y
el empuje total necesario para continuar con el proceso de diseño, como se puede ver en la Tabla 9-2.
Tabla 9-2 Dimensionamiento por rendimiento
MTOW
65000
lb
Empuje (T)
42250
lb
Empuje (T) por motor
21125
lb
Área alar (S)
566
ft^2
Nerea Messis – 115
34
10. Planta motriz
1.21. Justificación de parámetros
1.21.1. Tipo de motor
Como se puede observar en la matriz de tipo de motor en el Anexo 2.2.1, los motores que más puntaje
obtuvieron fueron los turbojet y los turbofan, ganando los turbofan por un 2% aproximadamente, sin
embargo, se verifica la elección de este debido a:
La mayoría de los motores que están en la base de datos, son turbofan, un ejemplo de este tipo de motor
se puede observar en la Ilustración 10-1, esto genera peso en la decisión ya que los motores recopilados
son usados en aeronaves militares que tienen características y misiones similares a las de la aeronave que
se quiere diseñar, también se deben seguir los objetivos de los design drives, en que la aeronave pueda
abarcar una gran cantidad de carga lo cual puede ser posible al aumentar el empuje, además el motor
escogido debe tener un empuje alto puesto que tiene que ser capaz de despegar en distancias cortas como
lo especifica el RFP y el motor que genera más empuje es el turbofán en comparación con el turbojet
(Anexo 2.2.1).
Los motores turbofan ofrecen mejores ventajas sobre los turbojet como, mayor empuje de despegue con
el mismo peso, adicional a esto los motores turbofan son capaces de operar eficientemente a velocidades
subsónicas y supersónicas (Nicolai et al. 2010).
Ilustración 10-1 Esquema de motor Turbofan [7]
Es importante especificar que el Bypass del turbofán, es la relación entre la velocidad de flujo másico de
aire aspirado por el fan sin pasar por el núcleo del motor y la velocidad de flujo másico que pasa a través
del núcleo del motor [8]
El tener Bypass implica menos consumo de combustible ya que el flujo de aire que pasa por el Bypass no
es quemado, y sirve de igual manera para impulsar la aeronave sin usar combustible, también da la
potencia y versatilidad necesaria para ejecutar maniobras exigentes. Por otro lado el aumento del Bypass
reduce el empuje específico e implícitamente se reduce el ruido del motor [8], lo cual es ventajoso para
que la aeronave no sea tan fácil de rastrear por el enemigo, sin embargo la disminución de ruido, sacrifica
el empuje entonces se debe encontrar un equilibrio entre el empuje requerido y el Bypass del motor así
que, se elige un motor con bajo Bypass debido a que además de ser la configuración que usan de los
motores para aviación militar, no es tan pesado ni genera tanto arrastre porque su área frontal no es tan
Nerea Messis – 115
35
grande en comparación con un motor de alto Bypass a pesar de que este último mejore el SFC, también
genera pérdidas en la eficiencia del motor a las velocidades a las cuales estará sometida la aeronave.
1.21.2. Motores requeridos
Como se muestra en la matriz de decisión del Anexo 2.2.3, se escoge la configuración bimotor por dos
razones:
La primera por seguridad [7], es decir, si un motor falla, la aeronave no quede sin ningún tipo de empuje.
La idea es que con los dos motores se pueda suplir esta demanda de empuje y más, teniendo en cuenta
que los dos motores a su máxima potencia darán el empuje requerido más la mitad del empuje ya
mencionado, haciendo así que mientras los dos motores estén en funcionamiento, ninguno operará al
100% ya que esta condición implicaría sobrecalentamiento de motores, altas vibraciones y mantenimiento
prematuro de los mismos. A pesar de que se busca seguridad en la operación.
El segundo aspecto a tener en cuenta tiene que ver con la aerodinámica porque si se coloca un solo motor
que pueda dar el empuje máximo requerido, tendría que ser un motor muy grande lo que implica mayor
área fontal y consigo mayor arrastre [7], además el tener una propulsión dual aporta al rendimiento de la
aeronave a la hora de realizar maniobras complejas y el objetivo es no sobredimensionar los motores, ya
que la aviación militar no regula que la aeronave tenga que volar con un motor en caso de falla como lo
hace la aviación comercial.
1.21.3. Ubicación en la aeronave
Cuando se habla de la ubicación del motor, se refiere a la posición del motor en el fuselaje y esta fue
arriba y en la parte trasera del fuselaje, pero internos como se puede apreciar en la matriz de selección del
Anexo 2.2.4.
Esta configuración en cuanto la aerodinámica tiene ventajas ya que, al ser internos, produce menos
arrastre y en cuanto al almacenamiento permite que la mayoría de carga la cual será expulsada en un
momento de la misión se pueda ubicar en la parte media de la aeronave, entonces al variar este peso de
carga, el centro aerodinámico no sufrirá cambios muy fuertes lo cual es lo ideal para que la estabilidad
dinámica de la aeronave se mantenga sin necesidad de variar características aerodinámicas del vuelo.
Además, permite que haya un espacio para que el tren de aterrizaje se pueda retraer totalmente y generar
menos interacción aerodinámica.
La masa de los motores y los pylons para el caso de una configuración de fuselaje trasero conduce a una
reducción en el bending moment en comparación con el de una configuración debajo del ala, aligerando
así el peso total de la aeronave, además hace que centro de gravedad se mueva hacia atrás, por lo que
tiene un papel positivo en la estabilidad longitudinal de la aeronave [3].
Otros aspectos positivos que resulta de tener configuración de fuselaje trasero es la protección contra
FOD producidos por la interacción del aire con el suelo en el despegue, también la baja detectabilidad
por sistemas infrarrojos ya que al ubicar los motores encima del empenaje, se reduce la firma calor
producida por los motores. Y por último la estela del aire debido a la interacción con las alas no afecta
considerablemente el flujo que entra al motor.
1.21.4. Requerimiento de empuje
Para la estación del empuje requerido, se hizo referencia al método de dimensionamiento presentado en
el libro de Corke, el cual, se basa en datos experimentales de motores ya existentes donde entrega un
empuje igual al drag en crucero; debido a que el dimensionamiento del fuselaje y del empenaje no se han
realizado, el drag total de la aeronave aún no se ha encontrado y por ende, para el valor total de despegue
Nerea Messis – 115
36
(T) total requerido, es tomado del punto de diseño el cual se encuentra en el Dimensionamiento por
rendimiento del Matching chart y cuyo valor es 48750 lb.
1.22. Selección del motor
Luego de definir el tipo de planta motriz y la cantidad de motores que la aeronave debe usar, se procede
a realizar la selección del motor más apropiado teniendo en cuenta la gran cantidad de opciones que nos
brinda este mercado a nivel global.
Cuando se inicia con dicho estudio, en primer lugar, se realiza una preselección entre todos los motores
existentes, teniendo en cuenta que estos tuviesen la capacidad de brindar el empuje requerido por la
aeronave encontrado en la sección 10.1.4. Cabe resaltar que los modelos preseleccionados, se presentan
en el Anexo 3.2.
Con el fin de encontrar el motor que se ajuste a los requerimientos para la aeronave, se realiza un filtro
de motores donde de selecciona primeramente que sean de bajo Bypass, un rango de empuje máximo que
va desde las 20000 lb (libras) hasta 35000 lb, de allí se hace otro filtro para los motores que tengan un
SFC que este en un rango entre 0 y 2 lb/lb*Hr y por último que dicho motor tuviese un peso bajo.
Dentro de la selección del motor, se tienen en cuenta parámetros como lo es el Bypass, empuje máximo
que dicho motor puede brindar a nivel del mar, el SFC , las medidas este y su peso. El orden de
importancia de dichos parámetros es como fueron mencionados anteriormente. Para esta elección
partimos de la metodología de Sadrey. [3]
El proceso de selección de la planta motriz es un proceso iterativo, esto indica que muchas veces un
primer motor seleccionado, no necesariamente cumple con todas las condiciones mínimas y máximas de
la aeronave. Lo anterior indica que, se debe estructurar una base de datos con varios grupos de motores,
en donde sea posible escoger varios motores, revisar su comportamiento en diferentes condiciones del
RFP, garantizando a su vez, que exista una grupo de motores que pueda ser una opción para la aeronave,
cumpla con el empuje mínimo requerido, tengo un SFC relativamente bajo, no sea excesivamente pesado
y a su vez cumpla dimensionalmente con el espacio disponible en la aeronave.
Tabla 10-1 Selección de motores
Designación
F119-PW-100
Pegasus 11-61 (F402-RR-408)
CF34-10E7
Bypass
Bajo
Bajo
Alto
Máximo Empuje [lb]
35000
23800
20360
SFC [lb/lb*Hr]
0.74
0.67
0.39
Pressure Ratio
35
16.3
29
Diámetro máximo [in]
45
48
57
Longitud máxima [in]
203
138
90
Peso [lb]
3900
3961
3700
En la Tabla 10-1, se presentan los tres motores que fueron iterados en la selección de motores para validar
la estimación de pesos, Matching Chart y diagrama de rango y carga paga, en el Anexo 3.2se puede
apreciar la base de datos de motores que resultó de filtrar un grupo de más de 676 posibles motores
disponibles en el mercado [9]. El filtrado permitió conseguir 75 motores que cumplían con los
requerimientos mínimos de empuje, de los cuales quedarían 25 motores que estarían en rangos de
consumo, empuje y peso aceptable. Toda esa información culminaría en 10 motores que serían evaluados
buscando un punto de selección que ubicarían al CF34-10E7 como primer motor a usar en la aeronave,
reemplazado posteriormente por el F402-RR-408 debido a las condiciones del Bypass y que terminaría
siendo reemplazado por el F119-PW-100, esto se observa de una manera más clara en la Tabla 10-2 [10].
Nerea Messis – 115
37
Cabe acotar que el empuje que puede brindar este motor oscila entre 22000 lb y 35000 lb, este último se
genera cuando se tienen los posts quemadores encendidos, al observar el empuje requerido del punto de
diseño, no sería un problema para el motor, ya que se habilita esta parte del motor, el empuje aumenta de
una manera considerable, el cual no estaría encendido durante todo el vuelo si no para las condiciones
requeridas del motor a lo largo de todo el trayecto.
Tabla 10-2 Especificaciones de los motores
Designación
Tipo
de
Compresor
Tipo de
Cámara de
combustión
Bypass
Máximo
empuje a
nivel del
mar
SFC con
potencia
Máxima
(lb/lb*Hr)
Máximo
diámetro
(in)
Largo
máximo
(in)
Peso
vacío del
motor
(Pounds)
F100-PW-
232
Axial
Anular
Low
32,500
1,91
46,5
190,7
4,065
F110-IHI-
129
Axial
Anular
Low
29,000
1,9
46,5
182,3
3,94
F110-GE-
129
Axial
Anular
Low
29,000
1,9
46,5
182,3
3,95
F414-GE-
400
Axial
Anular
Low
22,000
1,85
35
154
2,445
F119-PW-
100
Axial
Anular
Low
22,000
0,74
45
203,15
3,9
Pegasus 11
Axial
Anular
Low
21,500
0,74
48
137,2
3,62
Pegasus 11-
61 (F402-
RR-408)
Axial
Anular
Low
23,800
0,67
48
137,2
3,961
Pegasus 11-
21 (F402-
RR-406A)
Axial
Anular
-
22,000
0,62
48
137,2
3,96
TF33-P-
7/7A
Axial
Can-anular
Low
21,000
0,56
54
142
4,65
TF33-PW-
100A
Axial
Can-anular
Low
21,000
0,56
54
142
4,79
1.23. 119 – PW – 100
En 1983, las empresas General Electric y Pratt & Whitney firmaron el contrato más importante para el
desarrollo de una planta motriz para el programa militar ATF, hoy en la actualidad conocido como JAFE
el cual sería adaptado como la planta motriz para el F-22 Raptor [11].
Ilustración 10-2 Modelo CAD del grupo de motores de Pratt & Whitney de la seria F100 para los desarrollos del
programa ATF y JAFE.
Nerea Messis – 115
38
La planta motriz F119-PW-100 pertenece al programa de plantas motrices de la serie F100, serie
correspondiente a la base de diseño de la Ilustración 10-2, de la compañía Pratt & Whitney, esta serie
cuenta con el grupo de investigación CAESAR encargado de la estructura del motor, el grupo SE614 y
SE6111 que desarrollan el aumento de empuje del motor en las versiones de hasta 35000 libras de empuje,
y finalmente con el grupo de XTE-66 que adaptaría el grupo de motores al F-22 Raptor con la
disponibilidad de post – quemadores, empuje vectorial y reducción de consumo especifico de
combustible.
Ilustración 10-3 Vista lateral del F119-PW-100
La Ilustración 10-3, muestra el motor ganador de la selección e iteración llevada a cabo para la aeronave
a diseñar, es decir el F119-PW-100 diseñado por Pratt & Whitney y con el apoyo de General Electrics.
Este motor además de ser compacto en tamaño y tener bajo Bypass, también es el mejor motor para el
diseño buscado, lo anterior respecto a sus capacidades de empuje, peso, consumo y ventajas respecto otras
plantas motrices que podían adaptarse a la aeronave.
1.23.1. Descripción de la planta motriz
La planta motriz de la aeronave se constituye de un grupo de dos motores F119-PW-100, dicho grupo de
motores están ubicados internamente en la aeronave ubicados en la parte superior. Cada motor está
diseñado para operar con un Bypass bajo, incluso inferior al estimado de mercado con valores de hasta
0.2 según el registro de la compañía en bancos de prueba, incluyendo la característica de
convergencia/divergencia en la salida del motor de las series F119 y F120, las que utilizan compuestos
de Nickel y Titanio para el manejo de temperaturas y cargas del motor en los discos de la turbina,
adicionalmente de los recubrimientos en las boquillas con materiales a base de carbón/carbón y
grafito/poliamida [11].
1.23.2. Especificaciones técnicas
Los valores del fabricante corresponden a valores de mercado y venta, razón por la cual muchos valores
reales son reportados únicamente por equipos de investigación del gobierno de Estados Unidos y la USAF
en pruebas de vuelo experimental y en los bancos de prueba del motor
En la Tabla 10 3 se presentan todos los datos disponibles de operación y fabricante del motor
seleccionado, incluyendo valores de temperatura y rotación correspondientes a pruebas en los bancos de
motores de las series F100 hasta la serie F120 durante el periodo del programa JAFE [10]. Los valores
descritos para el motor tienen dos variantes en las configuraciones de post – quemador encendido o
apagado, reflejado en los cambios del empuje reportado en los diferentes textos y pruebas del motor
XF119 y homologados al motor dispuesto para el F-22 Raptor, es decir el F119-PW-100.
Nerea Messis – 115
39
Tabla 10-3 Especificaciones técnicas
Dato Técnico
Descripción
Designación de planta motriz
F119-PW-100
Tipo de compresor
Axial
Tipo de salida
Fan
Etapas del Fan
3 etapas de optimización del flujo
Etapas de compresor
6 etapas en contra rotatorias
Etapas de turbina
Dos etapas de 1:1
Tipo de cámara de combustión
Annular
Flujo de Bypass
Bajo
Máximo empuje sin post – quemador [lb]
26000
Máximo empuje con post – quemador [lb]
35000
SFC
0.61
Diámetro máximo [in]
45
Longitud máxima [in]
190
Peso del motor sin tuberías [lb]
3900
Reducción y variación en el SFC por P&W
14%
Bypass Ratio
0.2
Fan Pressure Ratio
4
Overall Pressure Ratio
35
Flujo masico en motor [lb/s]
270
T/W Ratio
7.95
Temperatura de entrada en la turbina [ºF]
3000
Rotación en el eje de alta compresión [rpm]
22000
Rotación en el eje de baja compresión [rpm]
10000
[12]
1.23.3. Ventajas del motor
El motor tiene muchas características tecnológicas por encima de la media de motores comunes, algunas
de estas incluyen el sistema de contra rotación en las etapas del compresor, las múltiples etapas del fan
que optimizan el flujo de entrada y relación del Bypass, el valor de bajo Bypass es de los más bajos
reportados en la industria aérea, los valores de temperatura que maneja en la turbina son más elevados
respecto a sus pares de tamaño, peso y empuje, cuenta con varias patentes de conjunto de las empresas
General Electrics y Pratt & Whitney, incluyendo el desarrollo de materiales para los alabes de la turbina,
recubrimientos de los inyectores y la combinación de polímeros y carbono en diferentes zonas [13].
Este motor cumple con varios récords de operación continua de flujo mixto en la fase del post – quemador,
operando en condición super crucero en etapa de supersónico sin el uso del post – quemador, con un costo
de producción muy rentable para el gobierno de Estados Unidos con bajo riesgo de costos por
mantenimiento para la USAF [12]. Las características de contra rotación aportan una reducción de
componente mecánicos y peso adicional, que a su vez aporta una característica única en los cambios de
empuje drásticos del motor, respondiendo más rápido.
Para su última configuración en el F-22 se dispuso del sistema de empuje vectorial 2 – D THRUST –
VECTORING NOZZLE en la salida del motor F119-PW-100, dicho dispositivo está disponible para
futuras modificaciones de la aeronave en caso de que se le quiera dar una actualización de diseño en la
cual pueda operar con empuje vectorial en todas las maniobras y misiones, optimizando el rendimiento y
operación de la aeronave [12].
Nerea Messis – 115
40
Por último, cuenta con una mejora en la cámara de combustión que reduce el daño de fatiga por altas
temperaturas gracias unas paredes y superficies con una tecnología flotante diseñada específicamente para
los inyectores y entradas de dichas cámaras de combustión [10].
1.23.4. Limitaciones de operación
El motor tiene restricciones de empuje ligadas al diseño estructural de la aeronave, en palabras más
simples este motor aunque tenga todo ese empuje disponible, no necesariamente se hará uso del mismo
para cumplir con las especificaciones de diseño y del RFP, parte de esto lo valida el proceso de estimación
de velocidades realizado durante el Matching Chart y la estimación de pesos teórica, en parte al post –
quemador que al estar incorporado al diseño propio del motor puede cumplir con ventajas para
optimización de tiempos de vuelo, sin embargo respetando los tiempos de uso de este y no afecten la
estructura de la aeronave en vuelo [14]. Adicionalmente, el motor se limita a un peso máximo de 4000
libras por cada motor usado en la aeronave, por lo que el motor instalado con todos sus componentes no
deberá superar dicho peso, para el caso del F119-PW-100 cumple a cabal con dichas limitaciones.
1.23.5. Servicio y mantenimiento
Gracias al trabajo realizado por General Electrics y Pratt & Whitney, este motor cuenta con un de los
tiempos de servicio más extensos la industria, superando con tranquilidad las 500 horas de vuelo sin
presentar fallas o alteraciones mayores, no obstante, sus capacidades de operación y sistemas dispuestos
con el fin de reducir el uso de piezas le permiten realizar inspecciones más rápidas y eficientes a un equipo
de mantenimiento. Dentro las ventajas mencionadas este motor tiene un costo de mantenimiento
económico respecto a pares de motores similares y se estima que, en versiones más avanzadas de este,
hablase del XF135 que estará disponible en próximos años se reducirán aún más dichos gastos [14]. Cabe
aclarar que las versiones de F100 de la Pratt & Whitney utilizan las mejores patentes de sus versiones
modernas en algunos motores antiguos de servicio, y sabiendo que el F119 es un motor relativamente
nuevo y con una demanda operativa alta, se espera que acople mejoras del XF135, dato que podría variar
en función de las decisiones que tome la USAF respecto al proyecto del motor [12].
1.23.6. Operación
El motor deberá operar acorde al requerimiento de cada misión dispuesta por el RFP, y con esto se busca
enfatizar en no superar el empuje requerido para crucero, ni el uso de componentes del motor de manera
innecesaria, respetando los consumos de combustible óptimos para no superar las fracciones de
combustible que se traduce en mayor peso para la aeronave y reduce su rendimiento en vuelo
significativamente.
En conclusión a la operación de motor, este operara sin el post – quemador en la mayor cantidad de etapas
de vuelo y puntos de misión, únicamente requerido en caso de emergencia y maniobras que necesiten de
mayor empuje en la aeronave, adicionalmente el uso de componente de empuje vectorial también queda
restringida, y solo será habilitada cuando la aeronave requiera de maniobras fuera de los rangos
estipulados en vuelo convencional y bajo condiciones de combate podrá hacer uso del mismo si lo
requiere para garantizar objetivos de interés en misión.
1.23.7. Empuje vectorial
El dispositivo de empuje vectorial 2 – D THRUST – VECTORING NOZZLE está incorporado al motor
por disposición del fabricante, esto implica que es un componente propio de este en la configuración de
mercado, este será operativo y está disponible para su uso en la aeronave, siempre que respete las
limitaciones y rango de operación establecidos en el manual del fabricante.
Nerea Messis – 115
41
Las aeronaves que cuentan con el componente de empuje vectorial, generalmente lo incorporan
directamente en el diseño de la aeronave o se realiza convenios entre fabricante de motor y equipo de
diseño de la aeronave, razón por la cual al seleccionar este motor, que incluye dicha característica en su
modelo base, lo ideal es permitir el uso de este, para considerar constante las condiciones de operación,
especificaciones y datos que proporcionan el fabricante y grupos de investigación de la USAF [12]
1.23.8. Post – Quemador
Los motores de uso militar siempre han tenido en consideración el uso de estos dispositivos para aumentar
las capacidades de sus aeronaves, obteniendo rangos más altos de empuje y por ende mayor velocidad en
la aeronave, así mismo, aumentando el consumo y costos de operación de estas. No obstante, el motor
F119-PW-100 está adecuado para operar con el post – quemador sin desgastar considerablemente el
motor, hacer uso opcional del mismo e incluso mantener consumos bajos para el uso continuo del post –
quemador durante operaciones que lo requieran [15].
La serie de motores F100, al buscar el desarrollo del F119 opto por establecer un post – quemador interno
previo a la zona de convergencia y divergencia que además de aumentar el empuje redujera la traza
térmica en la salida del motor, mejorando las capacidades furtivas indirectamente, en conexión con dicha
característica se buscó además suavizar la incorporación del flujo del Bypass bajo a la salida, por lo que
se obtiene una planta motora excepcional. Es el motor del mejor caza da la USAF, el F-22 Raptor [14].
Finalmente, el equipo de post – quemador es adaptable durante operación y no tiene problemas en estar
inactivo o activo según lo requiera la aeronave, esta misma aeronave opera tranquilamente sin este
dispositivo, pero cuando requiera del uso activo puede hacer la transición en un instante muy corto de
tiempo sin afectar la planta motriz gracias a su eje de contra rotación y capacidad de cambio de altas y
bajas velocidades [11].
1.24. Instalación y sistema de acople
El equipo de acople del motor se plantea por medio de un convenio entre la Pratt & Whitney y el equipo
de manufactura, si bien el caso es hipotético y está sujeto a disponibilidad de estos, dichas plantas motrices
de carácter militar suelen no hacer uso de contratos a terceros para la instalación de los motores, por lo
cual únicamente se puede contar con el fabricante del motor para dicho acople e integración de los equipo
eléctricos, neumáticos, hidráulicos y electrónicos, de tal forma que se garantiza el perfecto acople entre
aeronave y planta motriz. Las consideraciones a tener en cuenta durante el acople es respetar el adecuado
distanciamiento entre la salida de gases y el empenaje para la reducción de la traza térmica, beneficiando
el gasto en materiales térmicos innecesarios, dicho ducto de escape se suaviza en los bordes inferiores los
cuales actuaran como disipadores térmicos, gesto que comparte con algunas aeronaves con bajo RCS.
Nerea Messis – 115
42
11. Dimensionamiento
1.25. Superficie alar
1.25.1. Selección del ala
Como se mencionó anteriormente en la sección 9. El ala tendrá un área optima de 566 ft2 con una MTOW
de 65000 lb y un Aspect Ratio aproximado de entre 4 y 5. También se determinó la carga de alar de 115
pfs. El cuarto de cuerda tendrá un ángulo de aflechamiento de 42.27° esto debido a que la aeronave
operará a velocidad supersónicas, de esta manera se atrasará la aparición de ondas de choque sobre el ala,
disminuyendo el arrastre debido a la onda de choque. El ala tendrá una forma compuesta conformada por
una sección rectangular y una sección trapezoidal con el objetivo de mejorar la distribución de
sustentación y disminuir el momento que pueda generar el ala.
Por esta razón, el diseño del ala se fundamenta en encontrar el mejor compromiso entre las características
aerodinámicas, la cuales implican la selección de un perfil y la definición de una forma en planta que
cumplan con los requerimientos de las misiones planteadas por el RFP, y que a su vez sean consecuentes
con los Design drivers seleccionados, adicionalmente se deben tener en cuenta las características
estructurales, ya que el ala se verá sometida a cargas distribuidas variables, la cuales requieren de una
estructura robusta que garantice la integridad física de la misma.
Es importante aclarar que el diseño del ala se realizará para optimizar la etapa de crucero, ya que es la
más larga en comparación con las demás, sin embargo, también se debe tener en cuenta que la aeronave
tiene 3 diferentes perfiles de misión.
1.25.2. Selección de perfil aerodinámico
La metodología propuesta por Sadraey, permite disminuir el tiempo consumido en la selección de los
perfiles aerodinámicos, calculando los coeficiente de sustentación necesarios conociendo el área alar
requerida y las condiciones de vuelo (ver Tabla 7-4 y Tabla 9-2). Los coeficientes obtenidos se muestran
en la Tabla 11-1.
Tabla 11-1 Coeficientes de sustentación requeridos
El coeficiente de diseño (Ver Tabla 11-1) está determinado por el valor promedio de las condiciones de
vuelo crucero de la aeronave para la misión 1, la cual es la misión más crítica. Una vez calculados los
coeficientes de sustentación necesarios para las diferentes etapas de vuelo en las cuales operará la
aeronave, el siguiente paso es encontrar el perfil aerodinámico más óptimo para la aeronave. Existen una
gran cantidad de perfiles aerodinámicos que satisfacen los requerimientos de los perfiles de misión de la
aeronave, no se tiene la necesidad de diseñar un perfil nuevo. La recolección de perfiles candidatos para
el ala de la aeronave a diseñar, se enfocó en la familia de perfiles NACA serie 6, debido a que dichos
perfiles indican características importantes en su nomenclatura, como: espesor máximo t/c, ancho del
Drag Bucket (Cd
MIN
) y el coeficiente de sustentación en que se presente dicho drag Bucket. De esta forma,
se reduce el tiempo de búsqueda y se obtiene una gran variedad de perfiles en la base de datos preliminar.
Adicionalmente, se tendrán en cuenta familias de perfiles adicionales a los NACA, como la familia GOE,
OAF y perfiles super críticos (ver Tabla 11-2).
C
L_Design
0,145
C
L_despegue
1,63
C
L_aterrizaje
1,35
C
L_max
2,20
C
L_Combate
0,29
Nerea Messis – 115
43
Tabla 11-2 Base de datos
Nombre perfil
t/c
M
critico
C
dmin
NACA 63-209
120
9
0.74
1.89
0.0058
NACA 63-415
135
15
0.66
1.74
0.0061
OAF 102
111
10
0.70
2.34
0.0071
GOE 795
114
8
0.75
1.99
0.0053
NACA 65(2)-415
117
15
0.66
2.03
0.0060
NACA 66(2)-415
110
15
0.66
1.96
0.0061
En la Tabla 11-2, se muestran solamente los mejores 6 perfiles obtenidos de la base de datos, se realizó
una matriz de selección donde se les dio valor en porcentaje a cada una de las características mencionadas
anteriormente y de esta manera se seleccionó el perfil con mayor puntaje obtenido, ya que este cumpliría
de la mejor manera con las características solicitadas. El valor para cada característica y el perfil ganador
se pueden ver en la Tabla 11-3.
Tabla 11-3 Puntajes característica perfil y perfil ganador
característica
Porcentaje
30%
t/c
20%
M
critico
15%
20%
C
dmin
15%
Perfil ganador
GOE 795
Considerando las características del perfil y la operación de la aeronave a diseñar, se encuentra que para
la velocidad de crucero establecida, utilizar un perfil con un espesor del 8%, es la mejor elección, ya que
presenta un mach crítico considerablemente alto de 0.75, lo que brinda la posibilidad de tener
aflechamientos no tan pronunciados (mínimo 42.27°), lo cual resulta beneficioso a la hora de realizar
vuelos a bajas velocidades como lo son las fases de combate, ataque y aterrizaje. O en caso de tener una
falla de motor.
1.25.3. Definición de forma en planta
A partir del área alar, el aflechamiento, el Aspect Ratio y utilizando el sotfware aeolus, el cual nos permite
optimizar formas de planta alar teniendo en cuenta uno o varios criterios, para nuestro caso siguiendo los
design drives se determinó que esos criterios serian maximizar la eficiencia aerodinámica y minimizar el
momento del ala, de esta manera mediante iteraciones se obtuvieron diferentes geometrías de las alas
óptimas (ver Ilustración 11-1).
Nerea Messis – 115
44
Ilustración 11-1Optimización en Aeolus
Las formas en planta dispuestas inicialmente para el análisis que se muestran en la Ilustración 11-1 para
la posterior evaluación de las características aerodinámicas más importantes mediante el uso de
herramientas computacionales como XFLR5®. Las condiciones de operación de la aeronave según lo
dispuesto en los requerimientos y cálculos previos donde se utilizará la etapa de crucero para la evaluación
de las características aerodinámicas de las configuraciones alares debido a que es la condición de vuelo a
la cual la aeronave estará la mayor parte de tiempo de operación según el perfil de misión dispuesto en
los análisis anteriores. Adicionalmente, el número de Reynolds para esta condición de vuelo es
considerablemente alto lo cual permite inferir que el cumplimiento satisfactorio de esta etapa será
directamente proporcional para las demás. Los parámetros de la condición de operación en vuelo crucero
están contenidas en la Tabla 11-4 y los resultados obtenidos se pueden observar en el anexo 6
Tabla 11-4 Condiciones de crucero
Parámetro
Valor
Unidad
Velocidad
645
Knots
Altitud
40000
ft
Densidad
5.85189E-4
slug/ft
3
Viscosidad dinámica
2.99135E-7
lbf·s/ft
2
Conforme al análisis realizado en XFLR5®, la forma en planta que ofrece mayores ventajas en cuanto a
los criterios de evaluación mencionados es el ala numero 3 (ver 6) la cual tiene la mejor eficiencia
aerodinámica con el menor coeficiente de momento y la cual cumple para todas las condiciones de vuelo
subsónico y supersónico a los cuales estará sometida la aeronave para sus diferentes misiones.
Tabla 11-5 Parámetros importante del ala
Forma en planta
S [ft
2
]
566
Λ
c/4
[grados]
42.27
Envergadura [ft]
50
MAC [ft]
11.79
C
root
[ft]
12.82
C
tip
[ft]
5.16
AR
4.42
Diedro [grados]
0
Nerea Messis – 115
45
Ilustración 11-2 Geometría alar
El diseño final del ala fue analizado mediante CFD a las velocidades máxima y de crucero, con las
condiciones de altitud optima de vuelo 36000ft y la velocidad de ataque a condiciones a SL, todas las
simulaciones fueron realizadas a AOA de 0°. El objetivo del análisis es conocer si el comportamiento del
ala diseñada es la mejor para estas tres condiciones de velocidades. Los resultados de las simulaciones
realizadas (Ver Tabla 11-6) arrojaron que el coeficiente de arrastre aumenta según aumenta la velocidad,
siendo mayor a velocidad máxima, además el coeficiente de sustentación disminuye, estos resultados son
esperados ya que el CD
wave
generado por la onda de choque el mayor al aumentar el número de Mach.
Por otro lado, el ala siempre está dentro del cono de Mach, lo cual se buscaba al realizar el aflechamiento
del ala, de esta manera nos permite disminuir cálculos y análisis, ya que el ala cumple para la condición
de velocidad máxima estipulada por el RFP. Es importante mencionar, que no recomendamos que la
aeronave llegue a velocidad máxima, ya que es una condición de vuelo aerodinámicamente poco optima
y si se vuela a esta velocidad se aumentara el consumo de combustible. Por otro lado, a bajas velocidad
el ala también se comporta de buena manera, lo cual es muy emocionante ya que esta es una atapa muy
importante durante las misiones y es donde mejor se debe desempeñar el ala, para realizar un ataque
exitoso.
Tabla 11-6 Resultado análisis CFD Para diferentes velocidades a AOA 0°
V [knots]
CL
CD
L/D
300
0.154
0.007
22
645
0.159
0.035
5.54
900
0.05
0.039
1.28
1.26. Superficies hipersustentadoras
A partir del coeficiente de sustentación máximo de 2.20, (Ver Tabla 11-1) el cual es el coeficiente de
sustentación máximo obtenido a partir del Matching Chart (Ilustración 9-1) obtenido para el despegue y
siguiendo la metodología planteada por Corke [16]. Se realizó el dimensionamiento de las superficies
hipersustentadores y de los alerones. En la Tabla 11-7 se pueden observar los datos usados para el
dimensionamiento de las superficies y los resultados se obtuvieron mediante el software de análisis
aerodinámico AVL y se pueden observar en la Ilustración 11-4.
Nerea Messis – 115
46
Tabla 11-7 Características superficies hipersustentadoras
Ubicación
TE
LE
LE
Tipo
Plain Flap
Drooped Nose
Alerones
C
f
/C
0.4
0.2
0.4
S
wf
/S
w
0.1558
0.077
0.0642
δ [deg]
0° - 20°
0° - 40°
-40°- 40°
Como se puede observar en la Tabla 11-7 el tipo de superficie hipersustentadora usada para el borde de
salida del ala fue Plain Flap, se usó esta configuración debido a que su fabricación, operación y
mantenimiento son de los más sencillos y baratos. Mientras que para la superficie hipersustentadora usada
para el borde de ataque fue Droop Nose, ya que al igual que el Plain Flap es uno de los más simples y de
fácil mantenimiento y es de los más usado para aeronaves militares. A continuación, en la Ilustración
11-3 se presentará un esquema con el dimensionamiento final de las superficies hipersustentadoras.
Ilustración 11-3 Dimensiones superficie hipersustentadoras y alerones (mediciones en ft)
Ilustración 11-4 Coeficiente de sustentación vs ángulo de ataque diferentes configuraciones, los datos fueron obtenidos de
software AVL
Nerea Messis – 115
47
1.27. Empenaje
El diseño del empenaje se realiza con el fin de que aeronave pueda ser estable, controlable y proporcione
balance relativo a los tres ejes de la aeronave. Este se suele dividir en horizontal y vertical, el primero
provee estabilidad, control y balance longitudinal mientras el segundo provee estabilidad, control y
balance direccional. En este caso la configuración del estabilizador diseñado es de tipo convencional en
cuanto a la posición (trasera), su forma es convencional con doble estabilizador vertical y estabilizador
horizontal variable.
1.27.1. Estabilizador horizontal
Como ya se había mencionado, el estabilizador horizontal equilibra longitudinalmente la aeronave, pero
además proporciona los momentos requeridos para que el eje trasversal se puede maniobrar. Para este
diseño se tuvieron en cuenta ciertas consideraciones como usar perfiles simétricos para que la resistencia
aerodinámica sea baja y el momento en este sea nulo alrededor del centro aerodinámico, con el fin de
aumentar su eficiencia y que el flujo de la estela del ala no lo afecte en gran medida, con el fin de tener
la menor interferencia en el estabilizador por el ala, fuselaje, motores o por el mismo empenaje. Todo lo
anterior teniendo en cuenta que la superficie del estabilizador horizontal depende del perfil aerodinámico,
su envergadura, entre otros.
Para realizar el diseño del estabilizador horizontal, se siguió la metodología propuesta por Sadreay [3], y
con la cual se obtuvieron los resultado del diseño preliminar para el estabilizador horizontal, sin embargo,
luego de obtener la geometría inicial, se analizó el comportamiento del estabilizador en el software XFLR
5. A partir de los datos obtenidos en la simulación, se realizaron correcciones dimensionales menores,
finalmente los parámetros del estabilizador horizontal son los mostrados en la Tabla 11-8
1.27.1.1. Estabilidad longitudinal estática
Para verificar la estabilidad de la aeronave, Sadreay muestra que la derivada del coeficiente de momento
con respecto al ángulo de ataque debe tener un valor negativo, sin embargo teniendo en cuenta que se está
diseñando una aeronave que requiere alta maniobrabilidad, se decide hacer la aeronave inestable
intencionalmente con el fin de ganar velocidad de giro, lo que se ve reflejado en una alta maniobrabilidad,
para esto se decide ubicar el centro de gravedad levemente por detrás del punto neutro de la aeronave, por
tanto la derivada de estabilidad en pitch tomará un valor positivo. Los resultados de la simulación se
muestran la Ilustración 11-5.
Ilustración 11-5 Coeficiente de momento vs Alpha
Nerea Messis – 115
48
Teniendo en cuenta la gráfica anterior, se puede concluir que el estabilizador horizontal diseñado, genera
una derivada en pitch positiva, por tanto contribuye en gran medida a una alta velocidad de giro,
incrementando la maniobrabilidad. Es importante mencionar que dado la condición de instabilidad natural
con la que se diseñó el estabilizador, se hace necesario la implementación de sistemas de control
automático para operar la aeronave de manera segura.
Tabla 11-8 Parámetros geométricos del estabilizador horizontal
Estabilizador horizontal
Superficie del estabilizador horizontal
97.30
Ft^2
Brazo del horizontal (l
h
)
41.20
ft
Perfil Aerodinámico
HT12
Relación de aspecto (AR
h
)
3.56
Relación de taperado (λ
h
)
0.37
Cuerda de punta ( C
htip
)
3.0
ft
Cuerda de raíz (C
hroot
)
7.70
ft
Cuerda media aerodinámica (MACh or C
h
)
5.74
ft
Envergadura (b
h
)
16.92
ft
Ángulo de aflechamiento ( Λ
h
)
42.27
deg
Ángulo diedro ( г
h
)
Neutro
Instalación
ajustable
Incidencia (ih)
-0.35
deg
1.27.2. Estabilizador Vertical
El estabilizador vertical tiene que ser capaz de mantener la estabilidad estática lateral, el control, facilitar
el aterrizaje y otras maniobras donde el viento cruzado esté involucrado, además de generar el momento
requerido para maniobrar en el eje vertical. El diseño de estos estabilizadores verticales es trapezoidal y
el perfil es simétrico.
Empleando la misma metodología de la sección 11.3.1 se obtuvieron los resultado del diseño preliminar
para el estabilizador vertical de la Tabla 11-10
1.27.2.1. Estabilidad direccional estática
Para garantizar que la aeronave sea estáticamente estable direccionalmente, la derivada de la estabilidad
direccional estática en la ecuación (11-1) debe ser un valor positivo, un valor alto de
implica una
aeronave con una mayor estabilidad direccional. El resultado en la ecuación (11-3) garantiza la estabilidad
direccional estática con los datos del estabilizador vertical diseñado.
(11-1)
(11-2)
(11-3)
Nerea Messis – 115
49
1.27.2.2. Separación entre estabilizadores verticales
Como se garantiza en la sección del ala 11.1.1, toda la aeronave queda dentro de cono de mach, lo cual
es fundamental para que el flujo que llega al empenaje sea uniforme y así cumpla con su función de
estabilizar la aeronave. Teniendo en cuenta que para este diseño de aeronave se tienen dos estabilizadores
verticales, es necesario definir la distancia entre estos para que su interacción no se afecte el rendimiento.
Como primera consideración para definir esta distancia fue analizar el comportamiento del flujo el cual
depende de los perfiles aerodinámicas de los estabilizadores. Sin embargo, a pesar de que la velocidad
máxima de la aeronave es supersónica esta es muy baja, de aproximadamente 1.6 mach y sabiendo que el
flujo que llega al empenaje tiene menos velocidad que el flujo del ala, se puede afirmar que la velocidad
del flujo que llega al empenaje no alcanza a ser supersónica, además, estos perfiles tienden a ser de menor
espesor con respecto al perfil del ala y por tanto su mach crítico es mayor a los perfiles del ala, por tanto
también requieren mayor velocidad para entrar en régimen supersónico que el ala. Vale rescatar que la
separación no puede ser muy grande porque puede llegar a inestabilizar más fácil longitudinalmente la
aeronave.
La consideración que se tuvo en cuenta para la separación fue la facilidad de manufactura contando con
la disponibilidad de fuselaje en cuanto a su tamaño ya planteada, en donde se respetó el espacio de salida
de gases de los motores, además se realizó un análisis del cono del mach a velocidad máxima en cada
estabilizador vertical y se obtuvo que la separación mínima entre los dos es de 8.24 pies entre sí para
lograr que no se vean afectados por las ondas de choque que se generan en cada estabilizador. Para
comprobar si este resultado estaba dentro de lo normal, los resultados se verificaron con la distancia de
separación de otras aeronaves similares (ver Tabla 11-9).
Tabla 11-9 Distancias entre estabilizadores verticales
Aeronave
separación entre los estabilizadores verticales
F/A-18B Hornet
6.89 ft
F-22
10.17 ft
F-35
8.5 ft
Su-35
15.09 ft
Tabla 11-10 Parámetros geométricos de los estabilizadores verticales
Estabilizador Vertical
Superficie del estabilizador vertical
65.56
ft^2
Brazo del estabilizador (l
v
)
32.8
ft
Perfil aerodinámico
NACA 0006
Relación de aspecto (AR
v
)
1.2
Relación de taperado (λ
v
)
0.4
Cuerda de punta (C
vtip
)
3.98
ft
Cuerda de raíz (C
vroot
)
9.95
ft
Cuerda media aerodinámica (MACv or C
v
)
7.39
ft
Envergadura (b
v
)
8.87
ft
Angulo de aflechamiento ( Λ
v
)
32.6
deg
Ángulo diedro ( г
v
)
15
deg
Separación
8.84
ft
Incidencia (ih)
0
deg
Nerea Messis – 115
50
El resultado final para el diseño del empenaje se puede ver en Ilustración 11-6
Ilustración 11-6 Empenaje
1.28. Superficies de control
1.28.1. Rudder
El rudder es la superficie de control primaria responsable del control direccional de la aeronave, su diseño
está basado en las condiciones más crítica de vuelo, las cuales, para aeronaves militares son la
maniobrabilidad direccional y la recuperación de giro. El rudder del NM-115 fue diseñado para la
recuperación de un giro con la condiciones especificadas en la Tabla 11-11
Tabla 11-11 Recuperación de giro
Condiciones críticas de recuperación de giro
Angulo de ataque para la maniobra de giro (α)
30
deg
Velocidad de giro (Ω)
Rudder
Relación de cuerdas (C
R
/C
V
)
0.364
Cuerda de raíz rudder (C
Ri
)
3.30
ft
Envergadura rudder (b
R
)
6.65
ft
Altura del rudder (b
Ri
)
1.31
ft
Máxima deflexión (δ
Rmax
)
30
deg
Rudder
Relación de cuerdas (C
R
/C
V
)
0.364
Cuerda de raíz rudder (C
Ri
)
3.30
ft
Envergadura rudder (b
R
)
6.65
ft
Altura del rudder (b
Ri
)
1.31
ft
Máxima deflexión (δ
Rmax
)
30
deg
240
deg/s
Tiempo de recuperación
3
s
Para realizar este diseño, se siguió la metodología propuesta por Sadreay [3], y con la cual se obtuvieron
los resultado del diseño preliminar del rudder de la Tabla 11-12
Tabla 11-12 Rudder
Rudder
Relación de cuerdas (C
R
/C
V
)
0.364
Cuerda de raíz rudder (C
Ri
)
3.30
ft
Envergadura rudder (b
R
)
6.65
ft
Altura del rudder (b
Ri
)
1.31
ft
Máxima deflexión (δ
Rmax
)
30
deg
Con los resultados obtenidos en la Tabla 11-12, se verificó que este diseño permitía a la aeronave aterrizar
con vientos cruzados de 30 nudos con una deflexión del rudder dentro de los rangos establecidos, ya que
esta es otra de las condiciones críticas estipulada en el RFP [1]. La geometría final del rudder se puede
ver en la Ilustración 11-7
Nerea Messis – 115
51
Ilustración 11-7 Geometría del rudder
1.28.2. Elevador
Para el diseño del elevador, se tomó en cuenta la selección de configuración inicial en la cual se observa
que, para las características dimensionales de la aeronave y por beneficios en términos de
maniobrabilidad, lo mejor sería implementar un estabilizador horizontal que tenga movilidad en su
totalidad para generar control en pitch, por tanto para el diseño se siguió la metodología propuesta por
Sadraey, en la cual se observan dos requerimientos principales, el primero es que el elevador debe tener
la suficiente autoridad de control para generar la rotación durante la carrera de despegue con el fin de
lograr una determinada aceleración angular (
), de manera que la rotación se logre en un tiempo
específico; basándose en los datos propuestos por Sadraey, una aeronave con alta maniobrabilidad como
un caza, debería lograr la rotación en 0.7 segundos, para lo cual la aceleración angular debería ser de
20deg/s
2
, para lograr esto, se desarrolla una sumatoria de momentos en el instante en que la aeronave rota,
esto con el fin de obtener la sustentación que debería generar el estabilizador horizontal y por consiguiente
obtener la deflexión necesaria, dicha sumatoria de momentos se muestra a continuación en las ecuaciones
(11-4), (11-5) y (11-6).
(11-4)
(11-5)
(11-6)
Para obtener esta expresión fue necesario calcular el arrastre total de la aeronave en configuración de
despegue, lo cual se realizó utilizando la metodología de dividir las partes de la aeronave y representarlas
a través de figuras geométricas, para luego obtener el arrastre de cada una de ellas y finalmente sumarlas,
así se obtuvo el arrastre por fricción en condición de cero sustentación, sin embargo también es necesario
obtener el arrastre inducido, luego de implementar esta metodología se obtuvieron los resultados de la
Tabla 11-13
Tabla 11-13 Coeficientes de Drag
CD
0
CD
i
CD
0.25
0.24
0.49
Nerea Messis – 115
52
Utilizando este valor del coeficiente de arrastre se calculó el valor de 60706,63 N que aparece en la
ecuación (11-5). Conociendo la sustentación que debe generar el estabilizador horizontal durante la
carrera de despegue es posible conocer la deflexión necesaria de la siguiente manera en las ecuaciones
(11-7) y (11-8).
(11-7)
(11-8)
De esta manera se obtiene como deflexión máxima -25 grados para generar la rotación necesaria. La
segunda condición que establece Sadraey es que el elevador debe tener la suficiente autoridad de control
para mantener la aeronave en equilibrio cuando en vuelo el centro de gravedad se encuentra en la posición
más retrasada, para esto se sigue un procedimiento similar al anteriormente mencionado, teniendo en
cuenta la configuración de crucero y modificando la posición del centro de gravedad. Luego de realizar
el procedimiento se encuentra que se requiere una deflexión de 21 grados para lograr la autoridad de
control requerida. Finalmente se muestran las características del elevador en la Tabla 11-14
Tabla 11-14 Datos Elevador
Elevador
Relación de cuerdas (C
e
/C
h
)
1
Cuerda de raíz
7.73
ft
Envergadura
17.95
ft
Máxima deflexión positiva
21
deg
Máxima deflexión negativa
-25
deg
1.29. Fuselaje
La estructura geométrica del cuerpo de la aeronave consiste en un diseño bioinspirado, como punto de
partida se tomaron las aves más rápidas del mundo aplicando el perfil geométrico lateral y superior de los
cuerpos de dichas aves. Las aves destacadas por sus vuelos a grandes velocidades son el halcón peregrino)
y el águila dorada (ver Ilustración 11-8). Los vuelos realizados por las aves ya mencionadas se ejecutan
a gran velocidad para que su presa no pueda identificarlas durante el ataque además de tener cualidades
de sigilo y vuelos conocidos como “slow motion” en donde cambian su condición de vuelo de alta
velocidad a un régimen mucho menor. Debido a que la aeronave diseñada a lo largo de este reporte
pretende no solamente alcanzar altas velocidades sino tener la capacidad de presentar transiciones entre
regímenes supersónicos y velocidades óptimas para el ataque, donde la detectabilidad debe ser mínima,
se decide tomar como referencia de diseño, el perfil geométrico de las aves ya mencionadas. De esta
manera se realizó el boceto de la forma del fuselaje (ver Ilustración 11-8). El fuselaje debe contar con
suficiente espacio para poder almacenar la ametralladora, municiones, Bahía de bombas, motores y
tanques de combustible sin mencionar, todos aquellos sistemas que hacen parte de la aeronave, como
sistemas de aviónica, sistemas hidráulicos, sistema de aire del motor, entre otros. Es por lo anterior,
teniendo en cuenta que el volumen de espacio dispuesto para el fuselaje es considerablemente alto, se
deben optimizar los espacios con formas adaptadas al contorno del fuselaje, como por ejemplo el tanque
de combustible interno debe disponer de una geometría solidaria con la morfología del fuselaje para
aprovechar al máximo el espacio dispuesto dentro de la aeronave.
Nerea Messis – 115
53
Ilustración 11-8 Ubicados de izquierda a derecha boceto águila dorada, boceto Halcón peregrino y boceto fuselaje
Un aspecto importante es la detección de fue Radar Cross Section (RCS), cuyo factor fue tenido en cuenta
en el diseño bioinspirado del fuselaje, con el fin de minimizar dicha detección, se adoptaron medidas
geométricas dado que la superficie se diseñó de forma que fuese limpia aerodinámicamente con suaves
transiciones por medio de curvaturas que se adoptan la morfología de la aeronave, de esta manera se
disminuye el reflejo de las señales radares que son enviadas desde tierra y mejora la aerodinámica de la
aeronave. Los motores serán ubicados dentro del fuselaje para disminuir la traza infrarroja que estos
pueden producir debido a los gases de salida. Por otro lado, Se sabe que los componentes rotativos como
hélices y alabes de los compresores reflejan de manera particular las ondas de radar [17], por esta razón
los ductos de entrada al motor estarán ubicados estratégicamente en una posición media del de fuselaje,
disminuyendo la probabilidad que estos sean alcanzados por las señales radar. La ametralladora ira por
dentro del fuselaje y solamente estará por fuera al momento de ser usada, empleando un mecanismo de
riel para extraer y retraer la ametralladora. Por otro lado, uno de nuestros design driver consiste en mayor
carga paga, para cumplir con nuestro design driver, el fuselaje tendrá tres bahías de bombas, dentro de
cada una cabrán tres AIM 120 las cuales son los misiles más grandes y GBU 105 las más pesadas. En la
Ilustración 11-9 se podrá observar cómo estarán ubicados los distintos componentes dentro del fuselaje.
Ilustración 11-9 Distribución componentes dentro del fuselaje
Se realizó un estudio aerodinámico en ANSYS, en donde los resultados arrojaron, gran parte de este
arrastre era originado por presión, como se puede ver la Ilustración 11-10 donde a la salida del fuselaje,
se puede apreciar que existe un gradiente adverso de presión, lo cual origina un coeficiente de arrastre
alto. De esta manera se realizó un rediseño en el fuselaje, donde se trató de disminuir el arrastre generado
Nerea Messis – 115
54
por este, disminuyendo las superficies curvas, sin hacerlas demasiado rectas, ya que esto puede influir en
la detectabilidad como se mencionó anteriormente, además la punta del fuselaje se hizo más afilada. Como
se puede observar en la Ilustración 11-11, ya no se encuentra el aumento de presión al final del fuselaje
como pasaba en el primer análisis. De esta manera se puedo reducir el coeficiente de arrastre del fuselaje
en un 18%.
Ilustración 11-10 Diseño inicial fuselaje
Ilustración 11-11 Diseño final fuselaje
1.29.1. Ducto de entrada
El sistema de aire de entrada del motor debe garantizar que el fluido ingrese al motor con las
especificaciones adecuadas para su operación, el mach ideal para un motor turbo jet esta alrededor de 0.4-
0.5 [6]. El mach critico como ya se vio en la sección de aerodinámica es de aproximadamente 1.56 cuyo
valor es el de referencia para diseño.
Ilustración 11-12 Dimensionamiento preliminar de la entrada de aire
El área de entrada es determinada a partir de la gráfica anterior contenida en el libro de Raymer quien
realiza unas aproximaciones según modelos estadísticos de este tipo de aeronaves, arrojando un valor
aproximado de 0.59 m2 para el área de entrada del ducto. Debido a que la aeronave será expuesta a un
régimen supersónico se emplea un difusor para tal fin seguido por un difusor subsónico. En primer lugar,
se emplea para la parte supersónica la configuración de rampa o “Ramp Inlet” el cual permite reducir la
velocidad hasta en un 50 % y para el difusor subsónico se emplea la metodología propuesta por Paul J.
Barnhart [18].
La geometría se encuentra dividida en las estaciones 1, 2, 3 y 4 para la disminución del régimen de
velocidad supersónica y entre la estación 4 a la 6 se encuentra el difusor subsónico, como se puede ver en
la Ilustración 11-13.
Nerea Messis – 115
55
Ilustración 11-13 Geometría y variables de diseño del sistema de entrada de aire [18].
Las tablas estandarizadas de Raymer contienen que para el Mach de diseño de 1.56 el ángulo de la onda
de choque es de aproximadamente 66 grados y se recomienda un ángulo para la rampa de
aproximadamente 13.5 grados. Se determina que para una onda de choque de 66 grados el ángulo inicial
de la rampa debe ser de 13.86 grados cuyo valor es muy cercano al ángulo estandarizado en Raymer
asegurando una buena aproximación de las ecuaciones al método estándar. En la Tabla 11-15 y en la
Ilustración 11-14 se puede observar las características generales del ducto de entrada de aire.
Tabla 11-15 Características generales del sistema de aire
1
2
3
4
M
1.17
1.02
0.98
1.04
θ deg
66
73
88
N/A
deg
13.86
3.05
0.07
N/A
deg Estándar
13.5
3.2
0
N/A
Ilustración 11-14 Forma geométrica de la rampa del ducto
El difusor subsónico se define por una línea que define la curvatura y las secciones transversales en
función de la posición del ducto definidas por polinomios planteados por la NASA [19]. Las secciones
transversales deben adaptarse a la transición de forma rectangular a circular, como se muestra en la
Ilustración 11-15.
Nerea Messis – 115
56
Ilustración 11-15 Linea de curvatura del ducto y Estaciones
Nerea Messis – 115
57
Para establecer la forma del ducto de entrada y el ángulo efectivo para aumentar la furtividad se toman
de referencia las aeronaves F22 y SU57. El ángulo para el F22 es de aproximadamente 33 ° y para el
Sukhoi 57 es de aproximadamente 27 grados. Por lo cual se hace un promedio de ambos ángulos para
establecer el ángulo para el ducto de aire de la aeronave en proceso de diseño arrojando un ángulo de 30
grados. Para evaluar la efectividad del ducto de aire diseñado se establece un diseño en ANSYS mediante
el cual se comprueba la efectividad de este, observándose en la Ilustración 11-16, que se genera una onda
de choque dentro de lo que es considerado normal para reducir la velocidad [20], reduciendo la velocidad
en la entrada del motor a un valor aproximado de 0.4 M.
Ilustración 11-16 Simulación en ANSYS del ducto de entrada de aire
Adicionalmente para mejorar la eficiencia de la entrada de aire y tomar aire sangrado para otros sistemas
necesarios para refrigerar el motor y entre otros sistemas, se dispone una separación entre el ducto de la
entrada de aire y el fuselaje [6] como se puede ver en el diseño final del ducto de entrada de aire en la
Ilustración 11-17.
Ilustración 11-17 Ducto de entrada de aire
1.29.2. Área Rule
Para mejorar el rendimiento de la aeronave en la etapa de crucero o en vuelo supersónico, se realiza el
análisis del área rule de la aeronave lo cual pretende incrementar la velocidad crucero y disminuir el efecto
de arrastre cuando se rompe la barrera del sonido, para lograr dicho fin se obtuvo el área rule del modelo
original y se obtuvo el siguiente comportamiento de la Ilustración 11-18.
Nerea Messis – 115
58
Ilustración 11-18 Área rule inicial
Según la Ilustración 11-8, se observa que existe un pico entre la estación 6 y 10 de la aeronave la cual
corresponde a la unión de ala fuselaje, dentro de lo cual se decide aplicar la misma metodología de diseño
utilizada para la aeronave YF-102A [21], donde se reduce la sección transversal en las secciones donde
sobrepasa el área rule ideal.
Ilustración 11-19 Reducción del área
En la Ilustración 11-19, las secciones en color rojo representan la reducción entre las estaciones
mencionadas para reducir el excedente del área rule ideal y suavizar más la curva, obteniendo los
siguientes resultados en la Ilustración 11-20.
Ilustración 11-20 Área rule final
Nerea Messis – 115
59
Se logra obtener una aproximación al área rule ideal, lo cual incide directamente en la eficiencia de la
aeronave al reducir el arrastre considerablemente en las etapas críticas de vuelo.
1.29.3. Tren de aterrizaje
Para el diseño del tren se siguieron dos métodos, el primero es el método grafico propuesto por Roskam
[5], para determinar las dimensiones del tren y la posición que este tendrá en la aeronave; el segundo es
el propuesto por Sadraey [3], para el cálculo de las fuerzas y la posición en el eje longitudinal respecto al
centro de gravedad (CG) de la aeronave.
Con estos dos métodos es muy importante conocer la posición del CG de la aeronave, ya que es el
parámetro que limita todo el posicionamiento y las cargas. En la Tabla 11-16 se presenta la posición del
CG de la aeronave, donde X es la posición en el eje longitudinal, Y posición en el eje lateral y Z la
posición en eje vertical.
Tabla 11-16 Posición del CG
X
9
Y
0
Z
-0,104
1.29.3.1. Método Grafico
Este método se define la posición del tren tanto de en el eje lateral y la altura. Para determinar la posición
lateral del tren se debe trazar una recta simulando la pista y otra simulando el eje de la aeronave, en la
Tabla 11-17 se muestra el clearance lateral (distancia de separación y ángulo de seguridad, por si se
presenta un aterrizaje o despegue con la aeronave inclinada a un lado). Estas medidas se han definido,
teniendo en cuenta que la operación es en pistas no preparadas, pero esto no tienen una inclinación
superior a los tres grados. En la Ilustración 11-21 se muestra la distancia entre el tren y el CG (1,6 m) y
la distancia diagonal entre la llanta y el fuselaje (0.5m).
Ilustración 11-21 Método grafico posición lateral.
Tabla 11-17 Clearance lateral
Distancia
10 cm
Ángulo
5°
Nerea Messis – 115
60
Ahora se define el clearance longitudinal en la Tabla 11-18, esto con el fin de determinar la altura del
tren, para este punto la distancia es de 20 cm ya que a la pista no estar en perfectas condiciones se pueden
presentar desniveles o baches que pueden afectar a la aeronave a la hora de la rotación en el despegue, el
procedimiento es el mismo procedimiento que para determinar la posición lateral, pero en lugar del eje
lateral se traza es el eje longitudinal. En la Ilustración 11-22 se muestra el esquema y la altura del tren
(1,92 m).
Tabla 11-18 Clearance longitudinal.
Distancia
20 cm
Ángulo
10°
Ilustración 11-22 Método grafico altura del tren.
1.29.3.2. Método teórico
Siguiendo los pasos descritos en el libro de SADRAEY, se puede determinan la posición longitudinal del
tren de aterrizaje, para esto el autor propone que el tren de nariz debe cargar entre el 20% y el 10% del
peso de la aeronave. Con las ecuaciones (11-9) y (11-10) se calculan las fuerzas estáticas que soportan el
tren de nariz y el tren principal, donde
es la fuerza estática del tren de nariz,
s la fuerza estática del
tren principal, B es la distancia entre el tren principal y el de nariz,
es la distancia entre el CG y el tren
de nariz y
es la distancia entre el CG y el tren principal.
(11-9)
Se varían
y
, para que la relación peso y
este entre 10% y el 20%, como se observa en la Tabla
11-19esta relación es del 11,11%y también las distancias.
Tabla 11-19 Parámetros para cálculo del tren.
10,53%
8,5 m
1 m
Para hacer el cálculo de la fuerza dinámica del tren de nariz, se multiplica
por un factor de 1,5 ya que
la aeronave es militar, esto con el fin de determinar la fuerza que va a soportar la llanta del ten de nariz y
para las llantas del tren principal se divide
por el número de struts y este resultado luego se divide por
el número de llantas en cada strut , en este caso cada strut consta de una sola llanta [22], en la Tabla 11-20
y Tabla 11-21 se muestran los resultados.
(11-10)
Nerea Messis – 115
61
Tabla 11-20 Fuerzas del tren de nariz.
3103,53 N
Fuerza por strut
4655,29 N
Fuerza por llanta
4655,29 N
Fuerza por llanta
1050 Lb
Tabla 11-21 Fuerzas del tren principal.
26379,98 N
Fuerza por strut
13189,99 N
Fuerza por llanta
13189,99 N
Fuerza por llanta
2966 Lb
Ahora con la ecuación (11-11) se calcula la velocidad de despegue, dando como resultado una velocidad
de 163,93 mph. Para poder determinar la llanta que va llevar cada tren, dado que la operación es militar
las llantas son del tipo VII [5]
(11-11)
Con esta información, se busca dos llantas que cumplan con cada requisito del catálogo de Goodyear, es
decir una para el tren de nariz y otra para el tren principal, en las Tabla 11-22 y Tabla 11-23 se presentan
las características de cada llanta.
Tabla 11-22 Características llanta tren de nariz.
Tamaño
16x4.4 in
TT o TL
TL
Velocidad de rotación
210 mph
Fuerza máxima
1650 Lb
Numero de parte
164F43-2
Tabla 11-23 Características llanta tren principal.
Tamaño
16x4.4 in
TT o TL
TL
Velocidad de rotación
210 mph
Fuerza máxima
4400 Lb
Numero de parte
164F03-2
Nerea Messis – 115
62
12. Aerodinámica
En esta sección se presentará una profundización en la aerodinámica de la aeronave utilizando métodos
que permitan tener una mayor precisión que los modelos básicos usados en las secciones anteriores, se
utilizaron modelos más sofisticados como Vortice lattice method y CFD los cuales son implementado
mediante los software AVL y ANSYS.
Para empezar, se realizó análisis viscoso para conocer los valores de coeficiente de sustentación y arrastre
para distintos ángulos de ataque los cuales se pueden observar en la Ilustración 12-1, este análisis se
realizó para la condición de combate a un Reynolds de veintidós millones.
Ilustración 12-1 AVL análisis viscoso
Como se puede observar en la gráfica el ángulo de stall es de aproximadamente 20 grados lo que permite
tener un algo grado de maniobrabilidad sin preocupación de que la aeronave entre en stall. Pero también
se puede observar que alrededor de los 5 grados el arrastre inducido aumenta drásticamente, esto influye
en el performance de la aeronave ya que aumente el consumo de combustible. El siguiente paso, fue
calcular el arrastre parasito para las diferentes configuraciones de la aeronave en la condición de crucero,
inicialmente se utilizó una estimación básica la cual consistía en calcular los coeficientes de arrastre
generado por la aeronave, carga externa y las tomas de aire del motor. Además, también se realizó una
segunda estimación mediante CFD, los resultados se pueden observar en la Tabla 12-1. Ilustración 12-2
se puede observar las gráficas de coeficiente de arrastre total vs coeficiente de sustentación para las
diferentes configuraciones para la etapa de crucero.
Tabla 12-1 Estimación arrastre parasito para etapa de crucero
Configuración
C
D0
estimación primaria
C
D0
estimación CFD
Crucero limpio
0,01517605
0,01631833
Crucero Mision1
0,2563543
0,27564978
Crucero Mision2
0,25546589
0,27469451
Crucero Mision3
0,25467625
0,27384543
-5 0 5 10 15 20 25
0
0,02
0,04
0,06
0,08
0,1
0,12
0,14
0,16
0,18
0,2
-0,4
-0,2
0
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
Coeficiente De Arrastre Inducido
Coeficiente De Sustentacion
AOA [DEG]
CL --------
CD ---------
Nerea Messis – 115
63
Ilustración 12-2 Coeficiente de arrastre total vs coeficiente de sustentación
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
-0,4 -0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4
Coeficiente De Arratre
Coeficiente De Sustentacion
CD_crucero_limpio CD_crucero_mision 1 CD_crucero_mision 2 CD_crucero_mision 3
Nerea Messis – 115
64
13. Estructuras
Ilustración 13-1 Cutaway NM-115
1.30. Diagrama V-n
Se utiliza un diagrama V-n para determinar los límites de diseño y los factores de carga máxima a las
velocidades correspondientes que se utilizaran para el diseño de las estructuras de la aeronave NM-115.
El diagrama V-n en la Ilustración 13-2 se realizó siguiendo la metodología de Roskam [23] y con los datos
estipulados en el RFP [1] los cuales se pueden observar a continuación en la Tabla 13-1.
Tabla 13-1 Datos diagrama V-n
Datos para el diagrama V-n
n máx. positivo
+7
RFP
n máx. negativo
-3
RFP
V
máx
900 kn
RFP
V
S
120 kn
RFP
V
A
300 kn
RFP
V
D
1000 kn
V
C
645 kn
V
NE
1111 kn
Las líneas de ráfagas estan calculadas de acuerdo con las regulaciones FAR 25, donde se especifican dos
velocidades de ráfagas, una de 85 ft/s para velocidad crucero y la otra de 112 ft/s para una máxima
intensidad de ráfagas, pero para aviones militares generalmente las velocidades de ráfagas no son críticas
por encima de un factor de carga de 3.
Nerea Messis – 115
65
Ilustración 13-2 Diagrama V-n NM-115
1.31. Estructura ala
La estructura del ala se puede observar en la Ilustración 13-3, la estructura de ala estará conformada por
dos vigas principales ubicadas a 0.20 y 0.75 por ciento de la cuerda alar (líneas azules), además tendrá
cinco costillas principales (líneas azules). Por otro lado, estructura constará de once costillas secundarias
que estarán ubicadas perpendicularmente a las vigas principales y estarán separas a una distancia de 2.75ft
(líneas punteadas rojas) y por último también constará de ocho vigas secundarias o de refuerzos que
estarán ubicadas entre las vigas principales (líneas verdes punteadas).
(a)
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
0 200 400 600 800 1000 1200
n
V [Keas]
Diagrama V-n NM-115
VA
V
c
VD
Vs
Vmax
VNE
Ultimate Load
Proof Load
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(b)
(c)
Ilustración 13-3 (a) Esquema estructural del ala. (b) y (c) Diseño de la estructura del ala.
1.31.1. Puntos duros
El ala contará con cuatro puntos duros en los cuales se fijarán los pylons donde se encontrarán sujeto los
racks y lanzadores, que tendrán el armamento y tanques de combustible externos, además de que podrán
ser usados para el gateo de la aeronave durante los mantenimientos. La ubicación de los puntos duros se
puede observar en la Ilustración 13-4 las distancia indicadas son tomadas desde la cuerda de raíz y se
encuentran en pies.
Ilustración 13-4 Esquema ubicación puntos duros en el ala
El proceso de validación estructural de ala fue realizado bajo las condiciones más críticas para despegue
y para combate. En el anexo 4, se aprecian los diferentes modelos simulados con algunas combinaciones
Nerea Messis – 115
67
de materiales compuestos que presentan las mejores características en peso y resistencia para la aeronave,
dichos materiales se proponen también para la estructura del fuselaje como se ve en la sección 13.4
1.32. Estructura estabilizadores
Para el caso del estabilizador vertical (ver Ilustración 13-5) estará conformado por dos vigas y cuatro
costillas principales (líneas rojas) y tres costillas secundarias (líneas azules). Las vigas estarán ubicas 20
y 66 por ciento de la cuerda de raíz. Mientras que las costillas tendrán un espaciamiento de 1.31ft entra
ellas. Por otro lado, los estabilizadores horizontales estarán fabricados completamente en materiales
compuestos.
Ilustración 13-5 Esquema estructura estabilizador vertical
1.33. Estructura del Fuselaje
El fuselaje del NM-115 es una estructura modular de tres secciones compuesta por el módulo delantero,
el fuselaje central y el fuselaje posterior como se puede observar en la Ilustración 13-6. Los tres módulos
del fuselaje cuentan con una subestructura especial construida de marcos, mamparos y largueros. Las
pieles son lisas para reducir el drag por fricción en la piel. Los módulos de los fuselajes estarán conectados
por pernos de titanio para permitir la extracción y el reemplazo en cado daños o fallas importantes en la
estructura. Cada módulo del fuselaje es una unidad integral e independiente que contiene todos los enlaces
de control, sistemas de control, cableado y arneses eléctricos, líneas del sistema hidráulico y líneas de
distribución del combustible, interconectados con los otros módulos a través de conectores reutilizables.
El módulo delantero contiene el compartimiento y el tren de aterrizaje de nariz de la aeronave, el radar
primario, el compartimiento primario de aviónica, la sonda de reabastecimiento en vuelo retráctil, y
además cuenta con la compuerta para el cañón rotativo de la ametralladora GAU-8. Este módulo se
encuentra aislado y bajos las condiciones climáticas para garantizar un óptimo funcionamiento de la
aviónica y los sensores.
El módulo del fuselaje central está compuesto por los ductos de entrada de aire al motor, la bahía del
sistema de munición y del cargador de la GAU-8, la bahía de armamento interno, la bahía sistemas de
guerra eléctrica y comportamiento del tren aterrizaje principal. El fuselaje central también cuenta con un
tanque de combustible central y un compartimiento de aviónica secundario.
El módulo del fuselaje posterior alberga el motor de la aeronave, el soporte estructural de la panta motriz,
el sistema de salida del aire del motor, los sistemas de soporte del motor, equipo de autoarranque y los
sistemas de guerra electrónica.
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a) Vista Isométrica
b) Vista lateral
c) Vista frontal
Ilustración 13-6 Estructura del fuselaje
14. Armamento
La aeronave estará capacitada para neutralizar diferentes tipos de objetivos como puedes ser: tanques,
navíos, cañones antiaéreos, tropas en tierra, bases pequeñas e inclusive otras aeronaves en caso de
combate aéreo, para poder llevar a cabo este tipo de misiones la aeronave deberá llevar una variedad de
armamento (Ver Tabla 14-1) entre los que se encuentra misiles aire-aire (AIM), misiles aire-tierra (AGM),
bombas guiadas (GBU), bombas no guiadas (CBU) los cuales pueden ser cargados internamente dentro
del fuselaje o externamente anclado en el ala.
Tabla 14-1 Especificaciones armamento [24]
Nombre/Designación
Peso [lb]
Longitud [in]
Diámetro [in]
GBU-31
2085
152,72
18
GBU-38
559
92,64
10,75
CBU-105
927
92
15,6
AIM-120
335
143,9
7
AGM-65 Maverick A/B
462
98
12
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1.34. Armamento interno
El armamento interno se encuentra distribuido en 3 bahías, cada una de ellas cuenta con una capacidad
de 3 misiles sumando un total de 9 misiles, 3 de los más largos y 9 en su defecto de los más anchos. La
distribución para las distintas misiones, de acuerdo con las dimensiones de cada compartimiento interno
se muestran en la Ilustración 14-1.
Ilustración 14-1 Armamento interno
1.35. Armamento externo
Por otro lado, el armamento externo estará ubicado en la parte inferior del ala como se mencionó en la
sección 13.2.1 donde contará con ocho puntos duros. A continuación, en la Ilustración 14-2 se mostrará
las posibles distribuciones para las diferentes misiones indicadas en el RFP, además de otras posibles
configuraciones del armamento.
Ilustración 14-2 Distribución de armamento externo
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15. Sistemas del NM-115
1.36. Sistema de control de vuelo
La aeronave usa un sistema doble redundante para el sistema de controles primarios y secundarios en
vuelo. El sistema primario consta de alerones, estabilizadores y timón de cola; el sistema secundario hace
referencia a las superficies hipersustentadoras ubicadas en el ala. Estos controles de vuelo están diseñados
bajo una metodología que regula el nivel de sensibilidad en los actuadores, el cual adapta, modula y valida
el valor requerido para el movimiento del actuador en función de los controles de vuelo y el piloto
automático, apoyado en sistemas de ópticas irreversibles. Lo anterior es importante ya que, se usa para
que el sistema sea menos susceptible a interferencia durante el servicio efectuado por el operador, además
de disminuir la complejidad que representaría un sistema completamente mecánico.
Respecto a la configuración y disposición del sistema, se encuentra anclado a las computadoras que
reciben las señales enviadas por el piloto automático u el operador en tierra del UAV, luego este sistema
se encarga de enviar las señales a los actuadores. Los actuadores están dimensionados para requerir solo
dos en caso de falla, operando para situaciones de combate crítico, probabilidad de fallas hidráulicas,
fallas en el sistema eléctrico no ocasionadas por combate y cualquier tipo de incidente enlistado por el
fabricante del sistema de actuadores. Los actuadores usados son de la serie Thomson ECT130 [25].
Finalmente, estos poseen una amplia gama de longitudes de carrera y una velocidad de carrera de 100 a
300 grados por segundo, lo cual aporta significativamente a la capacidad de reacción de la aeronave y
también a su estabilidad.
1.37. Sistema de luces
• Luces de formación: Las luces de formación son necesarias para que la aeronave pueda realizar
vuelos en formaciones cerradas durante operaciones nocturnas, de manera que las demás
aeronaves a su alrededor puedan identificarla con facilidad mediante la referencia que brinda la
luz , dado que el NM-115 estará en capacidad de realizar operaciones nocturnas y que existe la
posibilidad de que deba volar en formación con otro tipo de aeronaves, es necesario incluir dichas
luces, las cuales consisten en bandas de forma alargada que iluminan de color verde, estás estarán
ubicadas de la siguiente manera: dos bandas horizontales a cada lado del frente del fuselaje, dos
bandas horizontales a cada lado de los motores en la parte trasera del fuselaje, una banda vertical
en cada estabilizador vertical y una banda en cada punta de ala. Adicionalmente estas luces serán
estacionarias.
• Luces estroboscópicas: Estas luces se utilizan para aumentar la visibilidad de la aeronave
notablemente ya que su operación es intermitente, estas estarán ubicadas en la superficie exterior
de cada estabilizador vertical emitiendo una luz roja intermitente.
• Luces de navegación: las luces de navegación se utilizan para aumentar la visibilidad en
operaciones nocturnas e indicar la posición y el rumbo de la aeronave para el personal en tierra u
otras aeronaves, estas se ubican de la siguiente manera: una luz verde en el borde de ataque del
ala derecha, una luz roja en el borde ataque del ala izquierda y una luz blanca intermitente en la
punta trasera del estabilizador vertical derecho.
• Luces de aterrizaje y carreteo: la luz de aterrizaje y despegue estará ubicada en el tren de nariz de
la aeronave, esta tendrá un ángulo de apertura de 5.5º y una intensidad máxima de 400.000cd
(candelas), adicionalmente se contara con luces de carreteo, las cuales también estarán ubicadas
en el tren de nariz, estas contarán con un ángulo de apertura de 17.5º y una intensidad de 42000cd.
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• Luz para repostaje aéreo: teniendo en cuenta que el NM-115 debe estar en capacidad de recibir
combustible durante el vuelo, se hace necesario una luz que ilumine el puerto de conexión para
realizar operaciones nocturnas de reabastecimiento.
El sistema de luces del NM-115 se puede ver la Ilustración 15-1
Ilustración 15-1 Sistema de luces
1.38. Sistema eléctrico
La aeronave cuenta con dos generadores cada uno de 90KVA los cuales distribuyen la energía a las barras
de corriente alterna en la aeronave cómo se en la Ilustración 15-2, [26] después de esto pasan a través de
unos transformadores rectificadores a las barras de corriente directa y por último pasa a las baterías del
aeronave.
El sistema eléctrico tiene dos barras de emergencia o sistemas esenciales de alterna y directa que se
comunican por un transformador rectificador y también por un inversor. Por último, el sistema puede
funcionar mediante la entrada de energía en tierra y también con las baterías. El diseño del sistema
eléctrico está basado en el MIL-STD-704F [27] y la regulación de sistemas eléctricos para aeronaves
militares que dicta la naval de Estados Unidos [28].
En la estimación totalidad de la energía requerida en la aeronave existen muchas complicaciones, ya que
la mayoría de los fabricantes y proveedores cuentan con una política de privacidad respecto a los valores
de potencia por motivos de seguridad y evitar la competencia desleal. En palabras más simples, los
diferentes componentes de aviónica o componentes electrónicos usados en la aeronave no brindan el
consumo total hasta el momento de adquisición del componente, de tal forma que el proveedor se ajuste
a los requerimientos de los compradores o diseñadores.
En el anexo 3.3, es posible ver una breve descripción de algunos componentes de la aeronave.
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Ilustración 15-2 Sistema eléctrico
1.39. Sistema de combustible
La Ilustración 15-3 se muestra el sistema de combustible empleado en la aeronave. La parte morada hace
referencia al esquema del espacio disponible para el combustible. Se puede observar que una parte de los
tanques se encuentra ubicada en el fuselaje y otra en la parte más interna de las alas pegadas al fuselaje.
El combustible sale de este compartimiento gracias al accionar de una bomba tipo Venturi, esta brinda la
presión necesaria para la activación de los componentes encargados de bombear el combustible, estas son
bombas eléctricas de corriente alterna y corriente directa, de allí viajan por los ductos hasta llegar a un
filtro, en este se hace una depuración de las posibles suciedades que contenga el combustible. De allí el
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combustible está listo para entrar al motor e iniciar el proceso de combustión. En caso de emergencia, se
tiene una válvula de corte de combustible cuyo mando se encuentra desde cabina y esta solo se activa en
caso tal de que se presente fuego en el motor.
Ilustración 15-3 Sistema de combustible
1.39.1. Distribución de Combustible
El NM-115 almacena la mayor parte del combustible en el fuselaje, sin embargo, los tanques se han
diseñado de manera específica para que este también se ubique en la parte central del fuselaje, esto con
el fin de ayudar a optimizar la ubicación del centro de gravedad. Es importante mencionar que los tanques
internos serán autosellantes dadas las condiciones en las que se desempeñará la aeronave, las cuales la
hacen propensa a recibir impactos de proyectiles que podrían causar fugas de combustible, además de
esto, todos los tanques de combustible están conectados por líneas de combustible, bombas y válvulas de
corte para brindar seguridad y maniobrabilidad durante las operaciones. Los puertos para repostaje se
ubicarán en la parte inferior de los extremos de las alas con el fin de realizar repostaje en tierra de manera
práctica y rápida, la distribución de los tanques internos puede verse en la Ilustración 15-3.
Para operaciones de rango extendido se cuenta con la posibilidad de acoplar tanques externos
desprendibles en las puntas de las alas, teniendo en cuenta que deben respetarse los valores de MTOW,
adicionalmente el NM-115 cuenta con la capacidad de realizar repostaje en vuelo, es por esto que se ubica
un puerto hembra en la parte central superior del fuselaje, el cual, a través de una línea de combustible,
llevará el fluido a los tanques internos.
Nerea Messis – 115
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1.40. Sistema Hidráulico
Como se muestra en la Ilustración 15-4, el sistema hidráulico consiste en dos bombas principales,
ubicadas en el lado derecho e izquierdo respectivamente, una bomba auxiliar ubicada en el lado derecho
y una bomba de transferencia en la parte media de la aeronave. El lado izquierdo (de color azul) se encarga
de suministrar lo necesario para la operación de las superficies de control y superficies hipersustentadoras
de dicho lado, también para el tren de aterrizaje principal izquierdo y el motor izquierdo. El lado derecho
(de color rojo) es equivalente al del lado izquierdo con la diferencia de que este posee una bomba auxiliar
para el tren de nariz, también para desplegar la ametralladora cuando esta se requiera. Este sistema se
encuentra unido por una bomba de transferencia en caso tal de que una de las bombas principales falle de
un lado, pueda suplir la necesidad del sistema completo.
Ilustración 15-4 Sistema Hidráulico
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16. Traza radar y furtividad
La furtividad es uno de los requerimientos más importantes para el NM-115, dentro de los parámetros
preestablecidos para hacer una aeronave que cumpla o tenga las características de clase furtiva, se tienen
la altitud de operación de la aeronave, para ser más precisos se habla de un techo de operación máximo
que aprovecha de la altitud para etapas crucero y desplazamientos prolongados, implícito en su
configuración, los sistemas anti–radares con los cuales cuente como absorción de ondas, disipación de
estas, entre otras que se irán nombrando más adelante incluyendo sistemas pasivas de cancelación que
usan materiales refractores–reflectores, recubrimientos disipadores, geometrías suavizadas curvas y
superficies con ángulos suavizados no perpendiculares, pinturas con reflectividad nula, sistemas activos
que consideran etapas completamente activas y semiactivas, además de sistemas de nueva generación que
serán homologables a la aeronave conforme sean desarrollados por futuras empresas militares en el futuro
como gases ionizados en la superficie metálica que recubre toda la aeronave o computadoras basadas en
Maching Learning y Overclocking que reorganizan, modulan, varían, cambian o distorsionan los valores
que tienen los radares de detección en tierra. Dentro de este estudio, se plantea principalmente la
separación de estos sistemas o configuraciones en activos o pasivos.
Los sistemas pasivos son aquellos componentes de la aeronave que no consumen cualquier tipo de energía
o que requieran la articulación de otros sistemas para llevar a cabo su función [29]. El diseño de la
aeronave cuenta con los requerimientos para tener una traza radar baja. Este cuenta con unas alas de baja
envergadura, con doble aflechamiento como se observa en la Ilustración 11-2. Haciendo énfasis en la
Ilustración 11-6 para el empenaje, los estabilizadores tanto horizontales como verticales, están diseñados
con ángulos de incidencia y tamaño reducido, donde estos aportan a que se continúe con la disminución
de detección en los radares. La configuración de las tomas de aire para el motor, se tiene un estudio el
cual arrojó su ubicación en la parte media del fuselaje, este último es un factor bastante importante, ya
que si su ubicación hubiese estado en el morro de la aeronave, las ondas emitidas por los radares sería
con lo primero que se encontrarían, lo cual, es un problema bastante considerable, ya que no se reduciría
la onda que vuelve al radar y no se llevaría a cabo la reducción de detección radar. Cabe resaltar que la
detectabilidad por medio de calor o infrarroja, para este caso, se tienen motores de bajo bypass y salidas
de motores debidamente diseñadas para que la franja de calor que este expulsa es muy baja, este diseño
del motor viene desde fabrica, ya que este es un especialista en realizar motores para aeronaves de
combate y los cuales reciben el nombre de indetectables, el mejor ejemplo es el F22 Raptor, aeronave
que cuenta con el mismo motor con el que cuenta la aeronave; esta franja de calor se reduce gracias a la
distancia que existe entre la salida de los gases de las turbinas y la parte final del ducto de salida. Los
diferentes materiales que absorben el calor, también los diferentes sangrados que se realizan en esta parte
ayudan a la disminución de la temperatura de los gases de salida.
Los sistemas activos por su parte actúan en conjunto con los sistemas pasivos, buscando optimizar la traza
de radar de la aeronave, para esto se utilizan diferentes conjuntos de sistemas equipados dentro y fuera de
la aeronave que interactúan con las ondas emitidas a la aeronave. Se cuenta con diferentes trazas de radar
que varían en función de la ubicación de las antenas o dispositivos emisores de ondas, con lo que se puede
identificar las zonas más críticas que requieren de una reducción pasiva o activa según el caso, puesto que
la reducción pasiva ya está operativa en la aeronave lo que se busca con la reducción activa es compensar
las zonas que la reducción pasiva no consigue.
Las zonas más críticas cuentan con sistemas de cancelación y reducción completamente activos, estos
sistemas tienen receptores en las zonas críticas de la traza de radar que reciben la onda o señal en un
elemento de cancelación pasiva, que absorbe y modula parte de la traza de radar, así mismo la parte
restante pasa a través de un sistema circulatorio que conduce la señal a un variador de fase variable para
controlar la fase que se desea emitir e ingresando a un atenuador variable para finalmente pasar por un
Nerea Messis – 115
76
amplificador que emite un onda o señal muy diferente a la que sería recibida por un radar para la aeronave.
Con este sistema se cambia la traza de radar drásticamente, sin embargo, solo tiene efecto en determinadas
zonas debido a la complejidad y peso de los equipos. Las zonas que gozan de este sistema son la parte
inferior y frontal de la aeronave que actúa en conjunto con los equipos de radar de la aeronave para
proyectar una línea libre radar al frente de la aeronave que permite garantizar furtividad respecto radares
de tierra que estén en oposición al desplazamiento de la aeronave. [30]
Parte los sistemas activos también comprenden los sistemas semiactivos en zona de traza de radar media,
sin valores críticos y con posibilidad de detección, donde lo que se busca es obtener un sistema de
absorción que consta de un elemento de cancelación de la traza de radar pasivo que absorbe la onda o
señal para dirigirse a un variador de fase variable y luego a un atenuador variable que cambia el efecto de
emisión de la aeronave en el radar que recibe la señal en tierra. Este sistema es mucho más ligero, pequeño
y práctico para ser usado e instalado en la aeronave en diferentes zonas como alas, estabilizadores e
incluso zonas superiores e inferiores de la aeronave. Para efectos de las aeronaves remotamente tripuladas
este sistema es muy eficiente pues actúa en tiempo real con las computadoras de vuelo y funcionan como
cortina de humo en las zonas que ya ha volado la aeronave, es decir una furtividad en las zonas laterales,
superior y trasera del fuselaje y las alas. [30]
Para tener más claridad del comportamiento del NM-115 referente a la furtividad, se realizó un estudio
donde se mide la emisión transversal de radar de la aeronave, este estudio se lleva a cabo por medio de
un método llamado momento (MoM); el MoM convencional, el problema de la dispersión
electromagnética con PEC en un espacio libre se trata con la ecuación integral del campo eléctrico (EFIE),
y la corriente superficial se expresa mediante la función de base Rao-Wilton-Glisson (RWG). Sin
embargo, para analizar un objeto eléctricamente grande, como una aeronave, sería necesaria la utilización
de CBFM y MLFMA. [31]
Al aplicar la metodología mencionada anteriormente se obtiene traza radar como se muestra en la
Ilustración 16-1. Esta imagen nos describe como es la emisión de aquellas ondas que reflejan en la
estructura de la aeronave. De los colores azul al verde son niveles de energía muy débiles, de los colores
amarillo-naranja hasta el rojo son niveles de energía bastante considerables para la aeronave, con esto
podemos concluir que para estas partes se debe de pensar es donde se implementan los sistemas activos
de la aeronave, buscando la reducción de estos niveles de refracción y alcanzar los niveles deseados.
Ilustración 16-1 Traza radar
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El diseño cuenta con el esquema de antenas propuesto en la Ilustración 16-2, donde se evidencia en las
líneas punteadas el área de cobertura que brindan los sistemas de furtividad activos, los cuales cubren la
aeronave de manera longitudinal, transversal y lateral; además del apoyo a telemetría que tiene en la parte
delantera de la aeronave.
Se cuenta con un sistema FLIR, dos sistemas DAS y una antena AESA, los cuales son sistemas de última
tecnología con el fin de optimizar los procesos de la aeronave frente a la recepción y emisión de ondas,
entre otros, los cuales aportan eficiencia en los procesos de la aeronave, cabe resaltar que estos son
empleados en las aeronaves militares más modernas.
Este conjunto de componentes hacen que la aeronave aumente sus habilidades de pericia en el área de
combate, ya que permite fijar objetivos estáticos, en movimiento, bajo poca visibilidad, detección de
movimiento y reconocimiento de tropas y enemigos, así como otras ventajas ya comunes en cámaras
estratégicas militares como visión nocturna o traza de calor.
Ilustración 16-2 Sistema de antenas
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17. Estación de control en tierra “GCS”
Hay dos versiones disponibles de estaciones de control en tierra para la aeronave diseñada, considerando
la metodología COTS en el mercado actual de aeronaves no tripuladas y remotamente tripuladas militares,
se identificaron estaciones robustas, portables y que fueran aptas para las misiones. De acuerdo con lo
anterior se consideraron en primer lugar los proveedores de GCS de grado militar disponibles para UAV
existentes del mercado usando las soluciones de productos ofrecidas por empresas como: General
Atomics Aeronautical®, Vertical Technologies®, UAV Factory®, Unmanned Systems Technology®,
Elbit Systems®, entre otras.
Las GCS deben cumplir con algunas condiciones para operar en cada país, es decir que sea certificable su
instalación, mantenimiento, soporte y uso según el requerimiento gubernamental o militar requerido. Ya
que se habla de una aeronave remotamente tripulada que busca asegurar la vida de los pilotos, este puede
ser operado desde tierra bajo las condiciones diferentes que puedan adaptarse con futuras actualizaciones
para ofrecer el mejor apoyo a tropas terrestres sin sacrificar la maniobrabilidad, operación o control de la
aeronave. Las opciones disponibles para operar la aeronave incluyen:
1. GCS convencional de grado militar: En la primera versión se encuentra una estación de tierra
robusta, apta únicamente para instalaciones militares que cumple con los estándares de operación
de cualquier aeronave de tripulación remotamente o UAV que requieran realizar misiones de largo
alcance. El principal proveedor de estas GCS es la empresa General Atomics Aeronautical®,
quienes se encargan del diseño de la estación completa, selección de equipos necesarios, puestos
de control y adaptación a la locación deseada. Además, se emplea el uso de antenas en tierra de
largo alcance como las desarrolladas por la empresa Elbit Systems® que se adapta al control de
diferentes tipos de UAV de diseño militar. La Ilustración 17-1 ilustra un ejemplo de los GCS
convencionales.
Ilustración 17-1 GCS convencionales [32]
Nerea Messis – 115
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2. GCS portable de grado militar: La segunda versión de estación de control está enfocada en una
versión compacta, dicha versión portable se almacena en un maletín o caja de transporte que
incorpora los equipos mínimos para operar por completo la aeronave desde locaciones más
cercanas a la misión y se optó por incorporar este sistema de respaldo para que un operario en
combate pueda priorizar objetivos visibles únicamente en tierra y que además pueda movilizar
rápidamente la estación de mando cuando no se tenga acceso a control satelital o antenas de largo
alcance. La empresa Unmanned Systems Technology® con su equipo “12PCX HOTAS HD
Portable GCS”, proporcionando el paquete completo de la GCS adaptable a diferentes UAVs con
versiones compactas que pueden ser llevadas por un único operario o soldado durante una misión.
La alternativa a este sistema lo proporciona la empresa UAV Factory® con estaciones similares.
La Ilustración 17-2 ilustra unos de los ejemplos que pueden adaptarse a la versión portable de
GCS.
Ilustración 17-2 GCS portables [33]
Las GCS de las empresas mencionadas cumplen con el control y operación de la aeronave en tierra y aire,
además de cumplir a cabalidad con las capacidades de ataque aire – aire y aire – tierra con buenos
resultados y experiencia que se presentaron en otras aeronaves como el MQ-9A “Reaper” o MQ-9B
“SkyGuardian & SeaGuardian”. Las GCS hacen uso de algoritmos de detección y corrección de errores
altamente sofisticados para información de datos y video. Poseen alta eficiencia espectral, latencia muy
baja, tasa de bits seleccionable, que combinan técnicas avanzadas de compresión de datos y video.
Finalmente, el seguimiento de un solo pulso es clave para un posicionamiento muy preciso de objetivos.
Nerea Messis – 115
80
18. Análisis de costos
En una aeronave que se encuentra en etapa de diseño, es requerida la estimación de costos, esta considera
el costo unitario de la aeronave, es decir, el valor comercial de adquisición y los costos debido a su
operación, como lo son los costos asociados a la operación y el mantenimiento, la unión de estos dos
costos determina la rentabilidad de la aeronave a lo largo de su ciclo de vida.
Teniendo en cuenta que la etapa de operación de la aeronave es sumamente importante, también hay que
reconocer que los costos de operación fluctúan bastante ya que tienen en cuenta la depreciación, el seguro,
el mantenimiento, el combustible quemar, la tripulación para controlar la aeronave desde tierra, las tasas
de aterrizaje dependiente de los aeropuertos donde se opera y por tanto hace que esta estimación sea
menos precisa teniendo en cuenta que se estima que la aeronave iniciaría su proceso de manufactura en
2024, en cambio el costo de manufactura tiene a ser más constante a través del tiempo y considerando el
alcance del proyecto, en este informe se mostrará la estimación preliminar del costo unitario, que
contempla el valor comercial de cada uno de los componentes que conforman la aeronave, el ensamble
de estos, las pruebas requeridas para verificar su correcto funcionamiento.
Para llevar a cabo la estimación de este costo de adquisición se sigue la metodología usada en el libro de
Corke, en la cual es implementada una hoja de cálculo que lleva a cabo un gran número de relaciones de
CERs (Cost Estimated Relaciones) como el peso estructural de la aeronave, su desempeño en términos de
velocidad de operación, número de prototipos y unidades a producir, entre otros.
Para distintas variables del método, se basó principalmente en compilaciones estadísticas a partir de
información de 4 aeronaves con características similares a la aeronave en proceso de diseño (fighters)
como Fairchild Republic A-10 Thunderbolt II, Lockheed Martin F-35 Lightning II, Sukhoi Su-25 y F-16
Fighting Falconcon, el fin de obtener ciertas correlaciones que hagan más preciso el proceso en función
del tipo de aeronave por modelo. Se compararon los valores reales de cada una con el valor resultante de
la hoja de cálculo de Corke, todo expresado en Dólares Estadounidenses y así se calcula el error del
método como se puede observar en la Tabla 18-1. Cabe aclarar que se realiza una exhaustiva búsqueda
de los precios unitarios reales de estas aeronaves en el 2020 o más cercanos al 2020 y con una producción
de aproximadamente 250 ejemplares para simular la situación similar a la de la aeronave en proceso de
diseño, de la que se asume la producción de 250 aviones en el 2020, al usar estas mismas condiciones o
muy cercanas hacen que sea más precisa la estimación del error.
Tabla 18-1 Proceso de verificación del método
Aeronave
Costo real
Costo Corke
Error promedio
Fairchild Republic A-10 Thunderbolt II
$46,300,000
$38,432,053
20%
Lockheed Martin F-35 Lightning II
$77,900,000
$58,654,237
33%
Sukhoi Su-25
$32,000,000
$24,849,815
29%
F-16 Fighting Falcon
$70,000,000
$59,893,416
17%
Total
$226,200,000
$181,829,521
25%
Este método indica que el costo del avión depende principalmente de su peso en vacío, sin embargo, al
pasar los años se han implementado nuevas tecnologías, materiales, métodos de manufactura y ensamble
hacen que el peso de la aeronave reduzca y por tanto el valor también, esto crea una estimación de costos
falsa porque estos elementos mencionados pueden incurrir en un mayor costo de producción y como se
puede observar los valores calculados por Corke dan menores que el valor real. Teniendo en cuenta que
Nerea Messis – 115
81
los costos de la aeronave son un parámetro indispensable para determinar la viabilidad del proyecto
además de ser restringido por el RFP [1] .
Tabla 18-2 Parámetros para definir la estimación de costos del NM-115
NM-115
Año
2020
Unidades por producir
250
Ws
26200 lbs
Vmax
1519.03 f/s
Costo unitario en Corke
$48,068,153
Corrección Error
$60,085,191
Existe una incertidumbre considerable a la hora de implementar el método y, con el fin de minimizarla y
hacer la estimación de costos lo más realistas posible, se debe tener en cuenta el error encontrado del
25%, aparentemente grande, sin embargo, teniendo en cuenta que la actualización más reciente fue en el
año 1986, es importante realizar las respectivas conversiones de los resultados obtenidos a valores dados
donde se debe tomar en cuenta la inflación a lo largo de los 34 años, para verificar si la aeronave en
proceso de diseño es viable y cumple con los requerimientos iniciales, se suma el error resultante de la
evaluación del método utilizado como se puede observar en la Tabla 18-2, valores en dólares
estadounidenses.
Tabla 18-3 Estimación costos NM-115
NM-115
Costo unitario
$60,085,191 USD
Valor de los motores (2)
$6,824,569 USD
El costo unitario (Tabla 18-3) de la aeronave NM-115 hacen que sea un diseño viable y por tanto rentable
con respecto a las aeronaves similares con las que se llevó a cabo todo el proceso de comparación y
estimación de costos. Los motores van incluidos en este valor a pesar de ser el 11% del valor total de la
aeronave, sigue siendo una aeronave económica, esto se debe a las grandes características de rendimiento
que lo caracterizan y a la aplicación de múltiples tecnologías avanzadas en cuanto a materiales, sistemas
y estructuras, lo que lo hace muy atractivo para el cliente como una aeronave novedosa, asequible y
eficiente.
Nerea Messis – 115
82
19. CAD
1.41. Modelo ensamblado
Ilustración 19-1 Modelo ensamblado.
1.42. Fuselaje
Ilustración 19-2 Fuselaje
1.43. Ala
Ilustración 19-3 Ala
Nerea Messis – 115
83
1.44. Empenaje
Ilustración 19-4 Empenaje
1.45. Planta motriz
Ilustración 19-5 Motor
Ilustración 19-6 Planta motriz
Nerea Messis – 115
84
1.46. Tren de aterrizaje
Ilustración 19-7 Tren de aterrizaje
1.47. Armamento
Ilustración 19-8 Armamento externo
Ilustración 19-9 Armamento interno
Nerea Messis – 115
85
1.48. NM-115
Ilustración 19-10 Exterior NM-115
Ilustración 19-11 Interior NM-115
Nerea Messis – 115
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Nerea Messis – 115
90
Anexos
20. Características y especificaciones del NM-115
Ilustración 1-1 Características y especificaciones NM-115
21. Matrices de selección en la configuración general
1.49. Configuración alar
1.49.1. Configuración según número de alas
Nerea Messis – 115
91
1.49.2. Configuración según ubicación del ala
1.49.3. Configuración según tipo de ala.
1.49.4. Configuración según el aflechamiento.
Nerea Messis – 115
92
1.49.5. Configuración según ángulo diedro
1.49.6. Configuración según estructura
1.50. Planta motriz
1.50.1. Configuración de acuerdo con el tipo de motor
Nerea Messis – 115
93
1.50.2. Configuración propulsora
1.50.3. Configuración según el número de motores
1.50.4. Configuración según ubicación
Nerea Messis – 115
94
1.50.5. Configuración según instalación
1.51. Tren de aterrizaje
1.51.1. Configuración según mecanismo
1.51.2. Configuración según tipo
Nerea Messis – 115
95
1.52. Empenaje
1.52.1. Configuración de empenaje
1.52.2. Configuración según forma
1.53. Fuselaje
1.53.1. Configuración según estructura
Nerea Messis – 115
96
1.53.2. Configuración según tripulación
Nerea Messis – 115
97
22. Bases de datos
1.54. Aeronaves
Fabricante
Design
acion
Altura
[ft]
Longitud
[ft]
Enverga
dura[ft]
Área
alar
[ft^2]
Tripula
ción
Peso
vacio
[lb]
Máxim
o de
despeg
ue [lb]
Numero de motores,
Fabricante & modelo
Empuje
promed
io [lbf]
Velocid
ad
crucero
[Kts]
Velocid
ad stall
[Kts]
Techo
de
operaci
on [ft]
Rango
[nm]
Tasa de
ascenso
[ft/min]
Fairchild-
Republic
A-10
Thunder
bolt II
15.4207 19.671 57.7456 507.19 1 24959 51998
2, General Electric TF34-
GE-100A
9065 300 120 44738 695 6000
Embraer
Super
Tucano
A29
13.0256 37.1737 36.5503 208.82 2 1369.9 2358.7
1, Pratt&Whitney canada
PT6A-68C
1600 hp 319 83 35007 1542 3242
Lockheed y
Boeing
AC 130 38.3877 97.7738 131.24 1744.8 5 75817 31751 4, ALLISON T 56 4910 hp 324.99 29856 2198
Sukhoi Su25 15.7488 50.2977 47.1152 324 1 23678 45194
2, Soyuz/Tumansky R-195
turbojets
9480 513 94.5 22966 1350 6000
Cessna A 37 8.8587 28.2166 35.8613 183.96 2 6206 14000
2, General Electric J85-
GE-17A
2850 440 41765 810 7000
Lockheed Martin F 35 14.4364 51.5117 36.091 462.85 1 29300 70000
1, Pratt & Whitney F135-
PW-100
28000 50000 1500
Lockheed Martin F 22 16.7003 62.0109 44.4904 840 1 43340 83500
2, Pratt & Whitney F119-
PW-100
13000 800 65000 1600
Lockheed Martin F 18 40.3563 56.1051 40.3563 409.03 2 23000 51900 2, GE F404 11000 570 50000 1089 50000
Sukhoi Su 39 17.0612 50.2977 47.1152 324 1 23678 45194
2, Soyuz/Tumansky R-195
turbojets
9480 513 94.5 22966 1350 11400
Sukhoi Su 24 20.3094 80.7126 34.024 2 49163 31751
2, Saturn/Lyulka AL-21 F-
3A
24690 1251 57415 567 29525
Nerea Messis – 115
98
1.55. Motores Preseleccionados
Designation
Number of
Fan/
Compressor
Stages
Number
of
Turbine
Stages
Combustor
Type
Bypass
Maximum
Power at
Sea Level
(lb)
SFC at
Maximum
Power
(lb/lb*Hr)
Pressure
Ratio
Maximum
Envelope
Diameter
(Inches)
Maximum
Envelope
Length
(Inches)
Dry Weight
Less
Tailpipe
(Pounds)
Status/
Outlook/
Remarks
TF30-P-109RA
3, 6, 7
1, 3
Can-annular
Low
20,240 lb. t.
2.62
18.1
49
242
4,106
F-111C.
TF30-P-108
3, 6, 7
1, 3
Can-annular
Low
20,350 lb. t.
2.7
16.5
51
242
4,166
F-111G.
TF30-P-
414/414A
3, 6, 7
1, 3
Can-annular
Low
20,900 lb. t.
2.78
19.8
51
236
4,251
Northrop
Grumman F-
14A.
TF33-P-7/7A
2, 7, 7
1, 3
Can-annular
Low
21,000 lb. t.
0.56
15.6
54
142
4,65
Lockheed C-
141.
TF33-PW-
100A
2, 7, 7
1, 3
Can-annular
Low
21,000 lb. t.
0.56
15.6
54
142
4,79
Boeing E-3A.
Pegasus 11
3, 8
2, 2
Annular
Low
21,500 lb. t.
0.74
14.6
48
137.2
3620
Harrier, Sea
Harrier, AV-
8A.
F414-GE-400
3, 7
1, 1
Annular
Low
22,000 lb. t.
1,85
30
35
154
2445
Boeing F/A-
18E/F, EA-
18G, Saab
Gripen NG.
Pegasus 11-21
(F402-RR-
406A)
3, 8
2, 2
Annular
-
22,000 lb. t.
0.62
15.3
48
137.2
3960
AV-8B, GR.
Mk. 5/Mk.
7/Mk. 9, TAV-
8B. T Mk10.
D-30KU-154
3, 11
2, 4
Can-annular
Low
23,150 lb. t.
0.498
17
57.3
224,3
5,082
Tupolev Tu-
154M.
F100-IHI-220E
3, 10
2, 2
Annular
Low
23,450 lb. t.
2.26
25.3
46.5
208.1
3,179
Japanese F-
15J/DJ.
Nerea Messis – 115
99
Designation
Number of
Fan/
Compressor
Stages
Number
of
Turbine
Stages
Combustor
Type
Bypass
Maximum
Power at
Sea Level
(lb)
SFC at
Maximum
Power
(lb/lb*Hr)
Pressure
Ratio
Maximum
Envelope
Diameter
(Inches)
Maximum
Envelope
Length
(Inches)
Dry Weight
Less
Tailpipe
(Pounds)
Status/
Outlook/
Remarks
Pegasus 11-61
(F402-RR-408)
3, 8
2, 2
Annular
Low
23,800 lb. t.
0.67
16.3
48
137.2
3961
AV-8B, GR.
Mk. 7A/Mk.
9A, T Mk12.
F100-IHI-100
3, 10
2, 2
Annular
Low
23,830 lb. t.
2.21
24.9
46.5
198.3
3,068
Japanese F-
15J/DJ.
D-30KU
3, 11
2, 4
Can-annular
Low
24,250 lb. t.
0.498
17.7
57.3
224,3
5,071
Ilyushin Il-
62M.
D-30KP (2)
3, 11
2, 4
Can-annular
Low
26,455 lb. t.
0.51
19
57.3
214,84
5,11
Ilyushin Il-76.
F110-GE-400
1, 2, 9
1, 2
Annular
Low
27,000 lb. t.
2
29.9
46.5
232.3
4,4
Northrop
Grumman F-
14B/D.
F110-GE-100
1, 2, 9
1, 2
Annular
Low
28,000 lb. t.
2.06
30.4
46.5
182.3
3,92
Lockheed
Martin F-
16C/D.
"D-30KP-3
""Burlak"""
1, 1, 11
2, 4
Can-annular
-
28,660 lb. t.
0.404
17.7
65.5
225,75
5,717
Ilyushin Il-76.
F110-GE-129
1, 2, 9
1, 2
Annular
Low
29,000 lb. t.
1.9
30.7
46.5
182.3
3,95
Boeing F-
15E/K,
Lockheed
Martin F-
16C/D,
Mitsubishi F-
2.
F110-IHI-129
3, 9
1, 2
Annular
Low
29,000 lb. t.
1.9
30.7
46.5
182.3
3,94
Mitsubishi F-
2.
F101-GE-102
1, 1, 9
1, 2
Annular
Low
30,780 lb. t.
2.46
26.8
55
181
4,4
US Air Force
B-1B.
Nerea Messis – 115
100
Designation
Number of
Fan/
Compressor
Stages
Number
of
Turbine
Stages
Combustor
Type
Bypass
Maximum
Power at
Sea Level
(lb)
SFC at
Maximum
Power
(lb/lb*Hr)
Pressure
Ratio
Maximum
Envelope
Diameter
(Inches)
Maximum
Envelope
Length
(Inches)
Dry Weight
Less
Tailpipe
(Pounds)
Status/
Outlook/
Remarks
F110-GE-132
1, 2, 9
1, 2
Annular
Low
32,130 lb. t.
2.09
33.3
46.5
185.3
4,15
Lockheed
Martin F-16
Block 60.
F100-PW-232
3, 10
2, 2
Annular
Low
32,500 lb. t.
1.91
35
46.5
190.7
4,065
F100-229
performance
and durability
upgrade.
J58
9
2
Can-annular
Low
34,500 lb. t.
2.174
8.8
55.4
211.7
6,326
Lockheed SR-
71, with
afterburner.
Partial ramjet
cruise.
F119-PW-100
3, 6
1, 1
Annular
Low
35,000 lb. t.
0,74
35
45
203,15
3900
Lockheed
Martin F-22.
Nerea Messis – 115
101
1.56. Aviónica
Sección
Tipo
Nombre
Descripción
Fuente
Potencia
Usada
(W)
Volumen
Navegación
Radio
Altímetro
Sensors Low
Probability of
Intercept
Altimeter
(LPIA)
High reliability, Low Probability of Intercept Radar Altimeter
to be a drop-in replacement for existing altimeter receiver-
transmitters. LPIA provides enhanced altitude range,
accuracy and Mil-Std-1553 interface. Full Rate Production
Contract awarded 6/05.
https://www.baesystems.com/en-
us/download-en-
us/20191113205956/143459227052
5.pdf
32
581.3 (in^3)
Navegación
INS/GPS
LN-260
Advanced
Embedded
INS/GPS
(EGI)
Northrop Grumman's proven and lightweight INS/GPS has
several advantages over its competitors. Our fiber-optic gyro
is developed from the latest, proven fiber-optic technology
and weighs less than 26 lb (11.79 kg). The LN-260 is
equipped with three independent navigation solutions:
blended INS/GPS, INS only and GPS only. Our INS/GPS
solution provides more accurate velocity measurements,
superior anti-jamming capabilities and has been highly
reliable
https://news.northropgrumman.com
/news/releases/northrop-grumman-
delivers-first-unit-of-its-newest-
navigation-system-for-flight-
testing-on-u-s-navy-f-5-adversary-
fleet-support-fighter ;
https://datasheets.globalspec.com/d
s/98/NorthropGrumman/187BABA
3-595B-4A06-88F6-
5BAD33BC7CC7
NF
NF
Navegación
TACAN
An/Arn-
154(v)
The AN/ARN-154(V) supports four modes of operation:
receive mode, transmitreceive mode, air-to-air receive mode
and air-to-air transmit-receive mode. When used with the
optional 938Y-1 rotating antenna and a control unit, the
system also provides bearing to an air-to-air TACAN that is
transmitting an unmodulated squitter, as well as bearing to
DME-only ground stations.
https://dokumen.tips/documents/an-
arn-154-ops-man.html
48
4.96 in (12.60
cm) high
3.50 in (8.90 cm)
wide
11.40 in (28.96
cm) deep
Navegación
ILS/GS/MB
AN/ARN-
147(V)
VOR/ILS/GS/
MB
RECEIVER
SYSTEM
The AN/ARN-147(V) is a proven design derived from
extensive experience in navigation and precision approach
and landing systems. As a leading supplier of these systems,
Collins Aerospace has designed and manufactured more than
100,000 VHF navigation and landing systems.
https://www.collinsaerospace.com/-
/media/project/collinsaerospace/coll
insaerospace-website/product-
assets/marketing/a/an-arn-147v/an-
arn-147v-data-
sheet.pdf?rev=4861c59ddb7e4f239
492a6f3f4a7841d
NF
4.12 x 5 x 12 in.
(W/H/D)
Nerea Messis – 115
102
Navegación
ADF
KR 87
Featuring an all-new appearance, the KR 87 maintains its re
p u t a t i o n for offering superb dependability. This compact
TSO’d unit gives you accurate bearing-to-station in the 200
kHz to 1799 kHz fre q u e n c y range, complete with ADF,
ANT and BFO tuning modes, plus audio output for station
identification and monitoring AM bro a d c a s t s
http://shop.avionics.co.nz/index.php
?route=product/download/get&dow
nload_id=9
14,96
Width 3.26 in.
(8.28 cm) Height
3.26 in. (8.28 cm)
Depth 2.75 in.
(6.99 cm)
Mission
Recording
Mission
Recording
FA2100
L3Harris’ FA2100 family of cockpit and flight data recorders
offers proven reliability and performance for fixed- and
rotary-wing aircraft operating in virtually all civil and
military environments.
https://www.l3harris.com/all-
capabilities/fa2100-series-cockpit-
voice-and-flight-data-recorders
13.8 W max
AC; 12.3 W
max DC
Height: 5.5 in.
(13.97 cm)
Width: 5.0 in.
(12.70 cm)
Depth: 12.6 in.
(32.00 cm)
Avionics
Avionics
Management
System
MCS1000
Rugged
Mission/Displ
ay Computer
The MCS1000 is a new breed of system that is mission-ready
out of the box. It offers maximum configurability and a
shorter delivery time, yet reduces program risks and costs.
https://www.abaco.com/products/m
cs1000-rugged-missiondisplay-
computer
NF
NF
Avionics
Computer
Mision
FMC-4000
FMC-4000 flight mission computers meet these
requirements. They provide a combination of high-integrity,
general purpose, multi-core processing resources, scalable
I/O capabilities and high-integrity graphics generation. They
also supply powerful, real-time video processing
functionality based on a digital signal processing module.
https://www.collinsaerospace.com/
what-we-do/Military-And-
Defense/Avionics/Computing-And-
Networks/Mission-Computers/Fmc-
4000-Flight-Mission-Computer
NF
NF
Communication
Digital Data
Link
AN/URC-
138(V)1(C)
Link 16 Low
Volume
Terminal
The AN/URC-138(V)1(C) Information Distribution System
provides anti-jam protected, encrypted, high throughput data
distribution. It’s low cost, makes Link 16 participation
affordable. The small size and low weight of the URC-138
terminal make it suitable for a broad variety of other
platforms. URC-138 terminal is waveform, message format
and network compatible with existing Link 16 systems.
https://www3.rockwellcollins.com/
dls/product_line/URC-138.asp ;
https://citeseerx.ist.psu.edu/viewdo
c/download?doi=10.1.1.174.4408&
rep=rep1&type=pdf
NF
NF
Nerea Messis – 115
103
23. Validación estructural del ala
Nerea Messis – 115
104
24. Misiones de Vuelo
Nerea Messis – 115
105
25. Resultados análisis diferentes alas
Ilustración 6-1 Coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque
Ilustración 6-2 Coeficiente de arrastres en función del ángulo de ataque.
-0,2
0
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
-10 -5 0 5 10 15 20
Lift coefficient
ALA 1 ALA 2 ALA 3 ALA 4 ALA 5 ALA 6
0
0,02
0,04
0,06
0,08
0,1
0,12
0,14
-10 -5 0 5 10 15 20
Drag coefficient
ALA 1 ALA2 ALA3 ALA 4 ALA 5 ALA 6
Nerea Messis – 115
106
Ilustración 6-3 Coeficiente de momento en función del ángulo de ataque
Ilustración 6-4 Eficiencia aerodinámica en función del ángulo de ataque.
-1,8
-1,6
-1,4
-1,2
-1
-0,8
-0,6
-0,4
-0,2
0
0,2
-10 -5 0 5 10 15 20
Moment coefficient
ALA 1 ALA2 ALA 3 ALA 4 ALA 5 ALA 6
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
10
15
20
25
30
-10 -5 0 5 10 15 20
L/D
ALA 1 ALA 2 ALA 3 ALA 4 ALA 5 ALA 6
Nerea Messis – 115
107
26. Planos del NM-115
Nerea Messis – 115
108
Nerea Messis – 115
109
Nerea Messis – 115
110
Nerea Messis – 115
111
Nerea Messis – 115
112
Nerea Messis – 115
113
27. Renders
1.56.1. Modelo inicial
Ilustración 8-1 Modelo inicial
1.56.2. Modelo final Diseño I
Ilustración 8-2 Modelo Final Diseño I
1.56.3. Modelo final Diseño II
Ilustración 8-3 Modelo Final Diseño II
Nerea Messis – 115
114
Nerea Messis 115
