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ETSIAE – UPM VEHÍCULOS AEROESPACIALES Aeronaves de Ala Fija, Aeronaves de Ala Rotatoria, Misiles y Vehículos Espaciales Pedro Rivero Ramírez Grado en Ingeniería Aeroespacial. Especialidad de Ciencias y Tecnologías Aeroespaciales. Curso 2015-2016. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 2 CONTENIDO AERONAVES DE ALA FIJA ........................................................................................... 8 TEMA A.1. – EL PROYECTO DE AVIÓN ....................................................................................... 9 A.1.1. Programa y proyecto .................................................................................................. 9 A.1.2. Fases del proyecto ...................................................................................................... 9 A.1.3. Diseños conceptual, preliminar y detallado ............................................................. 10 A.1.3.1. Diseño conceptual ............................................................................................. 10 A.1.3.2. Diseño preliminar .............................................................................................. 10 A.1.3.3. Diseño congelado ............................................................................................... 10 A.1.3.4. Diseño detallado ................................................................................................ 10 A.1.4. Certificación .............................................................................................................. 11 TEMA A.2. – CONFIGURACIÓN GENERAL Y ARQUITECTURA DEL AVIÓN ................................ 12 A.2.1. Introducción .............................................................................................................. 12 A.2.2. Disposición relativa alas-fuselaje .............................................................................. 12 A.2.3. Elección de planta propulsora .................................................................................. 13 A.2.4. Disposición de las superficies de cola ....................................................................... 14 A.2.5. Tren de aterrizaje ...................................................................................................... 14 A.2.6. Perspectiva estructural ............................................................................................. 15 TEMA A.3. – DISEÑO Y DIMENSIONADO DEL FUSELAJE .......................................................... 16 A.3.1. Disposición de la cabina ............................................................................................ 16 A.3.2. Accesos y evacuación ................................................................................................ 18 A.3.3. Dimensionado de la cabina y el fuselaje ................................................................... 19 TEMA A.4. – ESTIMACIÓN DE LA POLAR ................................................................................. 20 A.4.1. Introducción .............................................................................................................. 20 A.4.2. Polar del avión .......................................................................................................... 20 A.4.3. Cálculo de los coeficientes ........................................................................................ 21 A.4.4. Reducción de la resistencia aerodinámica ................................................................ 24 TEMA A.5. – MÉTODOS RÁPIDOS PARA LAS ACTUACIONES DE CRUCERO ............................. 26 A.5.1. Métodos rápidos para estimación de actuaciones ................................................... 26 A.5.2. Ecuación de Breguet ................................................................................................. 26 A.5.3. Condiciones de crucero ............................................................................................ 27 A.5.4. Empuje o potencia necesarios para el crucero ......................................................... 28 TEMA A.6. – MÉTODOS RÁPIDOS PARA LAS ACTUACIONES EN PISTA Y ASCENSO ................. 29 A.6.1. Introducción .............................................................................................................. 29 A.6.2. Despegue .................................................................................................................. 29 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 3 A.6.3. Subida en segundo segmento ................................................................................... 31 A.6.4. Aterrizaje .................................................................................................................. 31 TEMA A.7. – DIAGRAMAS PESO-ALCANCE .............................................................................. 33 A.7.1. Diagrama peso-alcance ............................................................................................. 33 A.7.2. Puntos característicos del diagrama ......................................................................... 34 A.7.3. Influencia de las condiciones de crucero .................................................................. 34 A.7.4. Estimación de los puntos del diagrama empleando la ecuación de Breguet ........... 35 A.7.5. Determinación del parámetro de alcance a partir del diagrama PL-R ...................... 35 A.7.6. Capacidad de transporte: Productividad .................................................................. 36 A.7.7. Modificaciones del diagrama PL-R ............................................................................ 36 A.7.8. Comparación de diagramas PL-R .............................................................................. 36 TEMA A.8. – ESTIMACIÓN DE LOS PESOS DE UN AVIÓN ......................................................... 37 A.8.1. Principales pesos del avión ....................................................................................... 37 A.8.2. Peso vacío operativo del avión (OEW) ...................................................................... 38 A.8.3. Carga de pago (PL) .................................................................................................... 38 A.8.4. Peso de combustible (FW) ........................................................................................ 39 A.8.5. Peso de despegue ..................................................................................................... 40 TEMA A.9. – SELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO .................................................................... 41 A.9.1. Introducción .............................................................................................................. 41 A.9.2. Requisitos operativos ............................................................................................... 41 A.9.2.1. Empuje necesario para el crucero ..................................................................... 41 A.9.2.2. Empuje necesario para el despegue .................................................................. 42 A.9.2.3. Carga alar máxima para el aterrizaje ................................................................. 42 A.9.2.4. Empuje necesario para segundo segmento ....................................................... 42 A.9.3. Selección del punto de diseño .................................................................................. 43 A.9.4. Elección de la planta propulsora ............................................................................... 43 A.9.5. Determinación de la superficie alar .......................................................................... 44 A.9.6. Otros parámetros seleccionados .............................................................................. 44 TEMA A.10. –DISEÑO DE ALAS ............................................................................................... 45 A.10.1. Comportamiento frente a ráfagas .......................................................................... 45 A.10.2. Entrada en pérdida de perfiles ............................................................................... 45 A.10.2.1. Type I: Trailing Edge Stall ................................................................................. 46 A.10.2.2. Type II: Leading Edge Stall ............................................................................... 46 A.10.2.3. Type III: Thin Airfoil Stall .................................................................................. 46 A.10.2.4. Type IV: Combined Trailing and Leading Edge Stall ......................................... 46 A.10.3. Entrada en pérdida de alas ..................................................................................... 46 A.10.4. Comportamiento en Subsónico Alto ....................................................................... 47 A.10.5. Selección de parámetros geométricos ................................................................... 48 TEMA A.11. – DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES ............................................................. 50 A.11.1. Tipos de dispositivos hipersustentadores ............................................................... 50 A.11.1.1. Dispositivos activos .......................................................................................... 51 A.11.1.2. Dispositivos pasivos ......................................................................................... 51 A.11.1.3. Dispositivos de borde de salida ....................................................................... 51 A.11.1.4. Dispositivos de borde de ataque ..................................................................... 52 A.11.1.5. Mecanismos de los dispositivos ....................................................................... 53 A.11.2. Efecto de los dispositivos sobre la curvas del perfil ................................................ 54 A.11.3. Estimación de características .................................................................................. 55 A.11.4. Dimensionado ......................................................................................................... 56 A.11.4.1. Dimensionado de los flaps ............................................................................... 56 A.11.4.2. Dimensionado de las superficies de mando .................................................... 56 TEMA A.12. – DISTRIBUCIÓN DE PESOS Y CENTRADO DEL AVIÓN .......................................... 57 A.12.1. Introducción ............................................................................................................ 57 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 4 A.12.2. Limitaciones en la posición del centro de gravedad ............................................... 58 A.12.3. Posición de la carga de pago ................................................................................... 59 A.12.3.1. Diagrama de carga-centrado ........................................................................... 59 A.12.3.2. Regla de la ventanilla ....................................................................................... 59 A.12.3.3. Combustible ..................................................................................................... 59 A.12.3.4. Efectos de la configuración general del avión sobre su diagrama de carga- centrado. ....................................................................................................................... 59 A.12.4. Diagrama de pesos: Centro de gravedad ................................................................ 60 A.12.5. Centrado del avión .................................................................................................. 62 A.12.6. Versiones de avión .................................................................................................. 63 TEMA A.13. – DISEÑO DE LAS SUPERFICIES ESTABILIZADORAS .............................................. 64 A.13.1. Introducción ............................................................................................................ 64 A.13.2. Funciones de las superficies estabilizadoras ........................................................... 64 A.13.3. Estabilidad y control del avión ................................................................................ 64 A.13.3.1. Viento cruzado y asimetría de empuje ............................................................ 65 A.13.3.2. Viento cruzado en aterrizaje ............................................................................ 65 A.13.4. Dimensionado de las superficies de cola ................................................................ 66 A.13.4.1. Dimensionado de Sh a partir del coeficiente de volumen de cola horizontal .. 66 A.13.4.2. Dimensionado de Sh a partir de sus funciones ................................................. 66 A.13.4.3. Sv necesaria para garantizar la estabilidad ...................................................... 67 A.13.4.4. Sv necesaria en caso de fallo del motor crítico ................................................ 67 A.13.5. Parámetros geométricos ........................................................................................ 69 A.13.5.1. Superficie horizontal ........................................................................................ 69 A.13.5.2. Superficie vertical ............................................................................................ 69 TEMA A.14. – DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE .................................................................... 70 A.14.1. Introducción ............................................................................................................ 70 A.14.1.1. Tren triciclo y de cola (tail dragger) ................................................................. 70 A.14.1.2. Trenes de múltiples neumáticos por pata ....................................................... 70 A.14.2. Funciones del tren de aterrizaje ............................................................................. 71 A.14.3. Limitaciones de la posición de las patas ................................................................. 71 A.14.4. Ecuaciones de los amortiguadores ......................................................................... 72 A.14.5. Cargas del tren sobre las pistas .............................................................................. 72 AERONAVES DE ALA ROTATORIA ............................................................................. 75 TEMA R.1. – FENOMENOLOGÍA DEL VUELO DE HELICÓPTEROS ............................................. 76 MISILES .................................................................................................................... 77 TEMA M.1. – INTRODUCCIÓN ................................................................................................. 78 M.1.1. Arquitectura del Misil .............................................................................................. 78 M.1.2. Diagrama de Bloques Funcional de un Misil ............................................................ 79 M.1.3. Tipos de Armas Aéreas ............................................................................................ 80 M.1.4. Clasificación de los distintos sistemas aéreos de este grupo .................................. 80 M.1.5. Clasificación de los distintos sistemas de guiado .................................................... 81 M.1.6. Comparativa entre un misil y una aeronave convencional ...................................... 82 TEMA M.2. – MOVIMIENTO GENERAL .................................................................................... 83 M.2.1. Dinámica del sólidorígido ....................................................................................... 83 M.2.2. Aplicación teórica al caso de un misil ...................................................................... 86 M.2.3. Ecuaciones generales ............................................................................................... 89 TEMA M.3. – MOVIMIENTO UNIDIMENSIONAL ...................................................................... 90 M.3.1. Ecuación de movimiento ......................................................................................... 90 M.3.2. Términos característicos del problema ................................................................... 90 M.3.3. Integración analítica de la ecuación ........................................................................ 91 M.3.4. Movimiento en el espacio vacío .............................................................................. 91 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 5 M.3.5. Casos particulares .................................................................................................... 92 M.3.6. Efecto de los principales parámetros ...................................................................... 93 M.3.7. Análisis con resistencia aerodinámica ..................................................................... 94 M.3.8. Ejercicios .................................................................................................................. 95 TEMA M.4. – MOVIMIENTO BIDIMENSIONAL ......................................................................... 96 M.4.1. Introducción ............................................................................................................ 96 M.4.2. Movimiento de translación ...................................................................................... 97 M.4.3. Movimiento de rotación .......................................................................................... 98 M.4.4. Rango de aplicabilidad ........................................................................................... 100 M.4.4.1. Dos grados de libertad .................................................................................... 100 M.4.4.2. Tres grados de libertad: movimiento en el plano longitudinal ....................... 100 M.4.5. Consideraciones ..................................................................................................... 100 TEMA M.5. – TRAYECTORIAS DE VEHÍCULOS LANZADORES E INYECTORES .......................... 101 M.5.1. Estudio de las fases de un lanzador ....................................................................... 101 M.5.2. Clasificación de vehículos lanzadores e inyectores ............................................... 101 M.5.3. Multiescalonamiento y perfil ascensional típico ................................................... 102 M.5.4. Optimización del dimensionado ............................................................................ 103 M.5.4.1. Criterios e hipótesis ........................................................................................ 103 M.5.4.2. Relaciones básicas .......................................................................................... 104 M.5.4.3 Solución con relaciones estructurales constantes (σ n ) .................................. 104 M.5.4.4. Solución con relaciones estructurales variables (σ n = f (Wn ) ) ..................... 105 M.5.5. Soluciones analíticas .............................................................................................. 106 M.5.5.1. Giro por gravedad ........................................................................................... 108 M.5.5.2. Últimas fases ................................................................................................... 110 M.5.6. Control y guiado clásicos de misiles ....................................................................... 112 M.5.6.1. Métodos de guiado ......................................................................................... 113 M.5.7. Ejercicios ................................................................................................................ 114 TEMA M.6. – MISILES BALÍSTICOS Y COHETES ...................................................................... 116 M.6.1. Trayectorias ........................................................................................................... 116 M.6.1.1. Optimización de trayectorias de misiles balísticos ......................................... 117 M.6.1.2. Guiado clásico de misiles balísticos ................................................................ 118 M.6.2. Cohetes de sondeo: Misiones civiles ..................................................................... 118 M.6.2.1. Trayectoria nominal ........................................................................................ 119 M.6.3. Perturbaciones ....................................................................................................... 119 M.6.3.1. Dispersión ....................................................................................................... 119 M.6.3.2. Parámetros importantes ................................................................................. 120 M.6.3.3. Formulación .................................................................................................... 121 M.6.3.4. Efecto de la rotación terrestre ........................................................................ 121 TEMA M.7 – INGENIERÍA DEL SISTEMA MISIL TÁCTICO ........................................................ 123 M.7.1. Definición y clasificación de misiones .................................................................... 123 M.7.2. Descripción de los principales subsistemas ........................................................... 123 M.7.2.1. Subsistema de propulsión ............................................................................... 124 M.7.2.2. Subsistema de fuente energía ........................................................................ 124 M.7.2.3. Subsistema célula aerodinámica .................................................................... 125 M.7.2.4. Subsistema estructura .................................................................................... 125 M.7.2.5. Subsistema de guerra o cabeza bélica ............................................................ 125 M.7.2.6. Subsistema de navegación, guiado y control .................................................. 127 M.7.2.7. Subsistema de lanzamiento ............................................................................ 127 M.7.2.8. Subsistema de gestión de datos ..................................................................... 128 M.7.2.9. Subsistema de Data Link TM/TC ..................................................................... 129 M.7.2.10. Soporte logístico integrado ........................................................................... 129 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 6 M.7.3. Ciclo de vida y proceso de desarrollo .................................................................... 129 M.7.4. Ensayos y certificación ........................................................................................... 132 TEMA M.8. – AERODINÁMICA ............................................................................................... 134 M.8.1. Configuraciones aerodinámicas ............................................................................. 134 M.8.1.1. Configuraciones de las superficies de mando ................................................. 134 M.8.1.2. Tipos de maniobras ......................................................................................... 134 M.8.1.3. Configuración aerodinámica general .............................................................. 134 M.8.1.4. Estudio comparativo de las configuracionestípicas ....................................... 135 M.8.2. Fuerzas y momentos .............................................................................................. 136 M.8.2.1. Secciones delanteras convencionales de misiles ............................................ 136 M.8.2.2. Resistencia ...................................................................................................... 137 M.8.2.3. Fuerza normal ................................................................................................. 139 M.8.2.4. Momentos ...................................................................................................... 146 M.8.3. Estabilidad y maniobrabilidad ............................................................................... 148 M.8.3.1. Estabilidad estática y dinámica ....................................................................... 148 M.8.3.2. Maniobrabilidad y mandos fijos ..................................................................... 148 M.8.3.3. Maniobrabilidad par fijo ................................................................................. 149 M.8.3.4. Diagrama de maniobra ................................................................................... 151 TEMA M.9. – SISTEMAS DE GUIADO ..................................................................................... 152 M.9.1. Autoguiado ............................................................................................................ 152 M.9.1.1. Descripción general ........................................................................................ 152 M.9.1.2. Características y bandas espectrales .............................................................. 152 M.9.1.3. Leyes de guiado .............................................................................................. 153 M.9.2. Telemando ............................................................................................................. 153 M.9.2.1. Descripción general ........................................................................................ 153 M.9.2.2. Características y bandas espectrales .............................................................. 154 M.9.2.3. Leyes de guiado .............................................................................................. 154 M.9.3. Haz director ........................................................................................................... 156 M.9.4. Guiado inercial ....................................................................................................... 156 M.9.4.1. Mecanización plataforma ............................................................................... 157 M.9.4.2. Mecanización Strap-Down .............................................................................. 157 M.9.4.3. Ecuaciones caso simplificado .......................................................................... 158 M.9.5. Guiado por satélite (GPS) ....................................................................................... 158 M.9.5.1. Descripción general ........................................................................................ 158 M.9.5.2. Segmentos ...................................................................................................... 159 M.9.5.3. Proceso básico y errores ................................................................................. 159 M.9.5.4. GPS diferencial y relativo ................................................................................ 160 M.9.6. Navegación sobre el terreno ................................................................................. 160 TEMA M.10. – PERSECUCIÓN PURA ...................................................................................... 161 M.10.1. Descripción .......................................................................................................... 161 M.10.2. Trayectoria ........................................................................................................... 161 M.10.3. Condiciones necesarias y suficientes para el impacto ......................................... 161 M.10.4. Trayectoria de persecución con desviación ......................................................... 162 TEMA M.11. – NAVEGACIÓN PROPORCIONAL ...................................................................... 164 M.11.1. Definición ............................................................................................................. 164 M.11.2. Trayectoria ........................................................................................................... 164 M.11.3. Consideraciones previas ...................................................................................... 164 M.11.4. Solución gráfica .................................................................................................... 165 M.11.5. Definición de parámetros .................................................................................... 165 M.11.6. Maniobra requerida ............................................................................................. 165 M.11.7. Condición necesaria para el impacto ................................................................... 166 M.11.5.1. Blanco no maniobrante y error de puntería respecto a la colisión lineal ..... 166 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 7 M.11.5.2. Blanco con maniobra a factor de carga constante y error de puntería nulo 166 VEHÍCULOS ESPACIALES ......................................................................................... 167 TEMA E.1. – MISIONES ESPACIALES, ELEMENTOS DE LA MISIÓN Y ENTORNO ESPACIAL I .. 168 E.1.1. Introducción ............................................................................................................ 168 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 8 AERONAVES DE ALA FIJA Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 9 TEMA A.1. – EL PROYECTO DE AVIÓN A.1.1. Programa y proyecto Es importante diferenciar entre los conceptos de programa y proyecto a la hora de desarrollar un sistema de ingeniería, en este caso un avión. El proyecto de un avión hace referencia a la parte técnica del desarrollo del mismo. En el se recogen exclusivamente temas de carácter ingenieril y de desarrollo del producto desde un punto de vista de fabricación con vistas a cumplir una serie de objetivos. El programa engloba además apartados más generalistas como pueden ser la perspectiva de mercado, las ventas o el mantenimiento a gran escala. Es por tanto una ampliación natural del concepto de proyecto derivado del sistema mercantil, social y económico en el vivimos. A.1.2. Fases del proyecto Las diferentes fases del proyecto se representan en el gráfico Gantt que sigue. Como puede observarse cada parte del proceso no es enteramente independiente de la anterior, necesitando, por tanto, ser subsecuentes en el tiempo, aunque pudiendo empezar ligeramente antes de haber terminado la fase anterior de cara a optimizar tiempos. En el eje vertical además se muestra el tipo de actividad que se realiza en cada caso. Siendo las primeras de carácter de desarrollo de la configuración, las siguientes de diseño detallado y por último las de certificación e ingeniería de mantenimiento. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 10 A.1.3. Diseños conceptual, preliminar y detallado A.1.3.1. Diseño conceptual Se trata de la primera fase de diseño. En ella se presentan una serie de unos 20 aviones distintos, que puedan cumplir con los requisitos para los cuales se planea desarrollar el producto. De forma natural cabe esperar que estos modelos guarden una serie de similitudes entre si. La gente que lleva a cabo este trabajo son figuras con un conocimientomás generalista de las necesidades del sistema, a fin de que puedan incorporar y dar respuesta a todas en el concepto de diseño. El equipo de trabajo es muy reducido en tamaño. A.1.3.2. Diseño preliminar De donde antes había unos 20 modelos diferentes, se escogen ahora los siete que mejor se amolden a la misión que se pretende llevar a cabo. Este proceso se lleva a cabo ya obteniendo unos números gordos de los diferentes parámetros de diseño y optimizando las variables de diseño ligeramente para ver cuales son los modelos que van a ofrecer mejor respuesta en el desarrollo posterior. Para este trabajo el equipo crece, incorporándose figuras más especializadas al que ya existía para el diseño conceptual. Aún así el equipo sigue siendo relativamente pequeño, lo que por otro lado ayuda a mantener los costes bajos. A.1.3.3. Diseño congelado Una vez pasada la fase de diseño preliminar se elige uno de los modelos que han quedado, dejando ya cerrado lo que sería el diseño general de la aeronave. A esta fase se la conoce como diseño congelado (frozen configuration), ya que a partir de este momento no se podrá realizar más cambios sustanciales en el diseño si tener que reabrir alguna de las fases anteriores. Una vez se dispone ya de este diseño definitivo, se prepara tanto la documentación como las diferentes maquetas y presentaciones que se llevarán al mercado mediante su presentación en ferias y demás actos con el fin de ver la acogida que tiene el nuevo modelo en la industria y en el sector. Una vez se ha dejado un tiempo prudencial para comprobar la reacción del mercado, se podría estar en disposición de comenzar las siguientes etapas más enfocadas a la producción, en las que se invierte el grueso del dinero del proyecto (50M u.m. empleadas hasta ahora frente a 1000M u.m. que se emplean de aquí en adelante). A.1.3.4. Diseño detallado Como se venía anunciando, en esta fase se incluyen ya los diseños exhaustivos de piezas y componentes del sistema de ingeniería que define nuestra aeronave. En esta fase el equipo crece de forma exponencial, incluyendo perfiles profesionales muy especializados. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 11 A.1.4. Certificación Para que el sistema que se ha compuesto pueda llevarse al mercado, y por tanto cumplir con las funciones para lo que se ha implementado, así como sus expectativas comerciales, es necesario que cumpla una serie de normas impuestas mayormente en aras de conseguir una seguridad en el uso y operación del avión. Para esto deben pasar pruebas y ensayos de todo tipos, desde por componentes, hasta ensayos más a escala completa, ensayos en vuelo e incluso pruebas de evacuación, etc. Todas estas pruebas de ensayos y certificación viene recogidas en las diferentes normas de aeronavegabilidad, siendo el estatus de aeronavegable el que se pretende alcanzar en última instancia. En síntesis, un avión debe cumplir con lo siguiente: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 12 TEMA A.2. – CONFIGURACIÓN GENERAL Y ARQUITECTURA DEL AVIÓN A.2.1. Introducción El objetivo de la configuración general es la selección de la forma y características globales del fuselaje, ala, superficies de cola, planta propulsora y tren de aterrizaje, así como de las relaciones entre ellos. El punto de partida son las especificaciones iniciales, las normas de aeronavegabilidad, la experiencia previa y las tecnologías disponibles o emergentes. No hay criterios absolutos. Las decisiones se basarán en consideraciones generales y en información disponible acerca de aviones semejantes. Los factores determinantes son la seguridad, los requisitos funcionales, la envolvente de vuelo, el atractivo para el usuario, la capacidad evolutiva, etc. Identificar arquitectura con estructura es erróneo, ya que aquélla engloba además las instalaciones, sistemas y equipos que debe tener el avión para su correcto funcionamiento y dar servicio a la carga de pago. La arquitectura está relacionada también, estrechamente, con el mantenimiento del avión (por la accesibilidad que se requiere para inspeccionar o cambiar equipos o módulos) y con la fabricación (pues es muy común que los grandes subconjuntos se fabriquen en lugares diversos y luego se ensamblen). A.2.2. Disposición relativa alas-fuselaje En altura, las configuraciones más comunes que existen son: • Ala alta • Ala media • Ala baja El uso de una configuración u otra depende de diferentes factores como son la estabilidad aerodinámica, el hecho de que se lleven los motores colgando bajo las alas, el tipo de pista en el que se pretenda operar (una pista limpia no presentará tantos problemas como una pista más rudimentaria o de carácter provisional o improvisado como las que pueden usarse en tiempos de guerra) Respecto a lo adelantas que se encuentren las alas una de las cosas que más impacto tiene es donde se ubique la planta propulsora, según se puede apreciar en el gráfico. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 13 A.2.3. Elección de planta propulsora Se hace vital la correcta elección del tipo de planta propulsora que se instalará en nuestra aeronave. Claramente la principal consideración a tener en cuenta a la hora de elegir una planta propulsiva u otra, es el régimen de vuelo en el que esta debe operar. En el gráfico puede verse las líneas de consumo de cada motor en función del número de Mach de vuelo. Al igual que en el caso de la posición relativa de las alas, la ubicación de los motores se elegirá con arreglo a una serie de circunstancias mayoritariamente de operación, como la maniobrabilidad, el tipo de pista en el que se va a despegar y aterrizar, etc. Las configuraciones más típicas son, en el morro para hélices, bajo las alas, o en góndolas en la zona de cola del fuselaje. Los aviones militares de combate suelen llevarlos dentro del propio fuselaje, saliendo por la zona de cola y tomando aire por tomas integradas en el fuselaje. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 14 A.2.4. Disposición de las superficies de cola Existe una variedad enorme de disposiciones para las superficies de cola. Muchas de ella son relativamente complejas ya que acoplan su aportación en el plano vertical con la aportación en el horizontal. No obstante, y salvo que se requiera lo contrario por alguna circunstancia especial, por simpleza suelen emplearse configuraciones que no imponen este efecto, es decir, aquellas que tiene estabilizadores horizontales y verticales bien diferenciados. Algunos ejemplos se muestran a continuación: A.2.5. Tren de aterrizaje Este elemento tiene un impacto muy importante en la aerodinámica de la aeronave, generalmente este impacto es negativo y por tanto es siempre conveniente retirarlo, por ello surgen los trenes de aterrizaje retráctiles. Aún así, debido a la grandísima complejidad de estos sistemas a veces puede resultar interesante no incorporarlos, dejando el tren de aterrizaje fijo y siempre desplegado, pese a sus evidentes contrapuntos. Estas condiciones, suelen darse a números de Mach bajos, donde no se hace tan perniciosa una aerodinámica un poco peor. Existen otras consideraciones a tener en cuenta. Un peso excesivo de la aeronave podría hacer que el tren de aterrizaje fallase estructuralmente incrustándose en la cabida de pasajeros y originado daños catastróficos derivados de ello. Se convierte con esto en un elemento a tener muy en cuenta en el diseño de un avión y quepor tanto debe pasar medidas muy rigurosas de control para poder certificar la aeronavegabilidad de la aeronave. Una vez más existen multitud de configuraciones: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 15 A.2.6. Perspectiva estructural Desde un punto de vista estructural, es importante conocer los requisitos de carga a los que va a estar sometida la aeronave. Así pués no será lo mismo diseñar un avión cuyo vuelo estará a unos pocos pies del suelo, que diseñar uno para vuelo próximo a la tropopausa como es el caso de los aviones comerciales. Ni que decir tiene el caos de cazas de combate. Las principales diferencias que hay y que revierten sobre los requisitos estructurales del vehículo son: • Maniobrabilidad (Virajes a altos Gs, velocidad máxima de vuelo, etc) • Carga de pago destinada a alojar • Dispositivos hipersustentadores y otros elementos aerodinámicos • Soporte vital (presurización, bombonas de oxígeno, etc) • Protecciones para resistencia a impactos (de ave, de bala, etc) A continuación se pueden observar dos ejemplos de esquema estructural para el caso de un avión comercial, en el que pueden apreciarse las mamparas destinadas a mantener la cabina presurizada (en el morro donde el radar, y en la cola cerca de los tanques); y un caza de combate, donde suele ser típico que el avión quede dividido en diferentes unidades que posteriormente se acoplan. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 16 TEMA A.3. – DISEÑO Y DIMENSIONADO DEL FUSELAJE A.3.1. Disposición de la cabina Las misiones principales del fuselaje es el alojamiento y protección de la carga de pago, tripulación y diversos sistemas y equipos. Además es la estructura central a la que se acoplan las otras. Nótese que la ambientación de las distintas zonas en un avión comercial es idéntica (misma presión y temperatura), lo que cambia es la renovación de aire siendo la bodega la más baja, aunque permite la vida en ella. Aspectos que afectan a la disposición: accesos, duración del vuelo, diseño y distribución de asientos, servicios de a bordo, impresión estética, tripulación auxiliar, etc. La esbeltez del fuselaje es un aspecto determinante no solo en lo referido a la estructura, sino también sobre la resistencia aerodinámica. Esto da lugar a que se tengan que adoptar soluciones de compromiso entre ambas disciplinas. Esbelteces típicas en aviones comerciales están entre 8 y 12. Distribución general: • Menos de 200 pasajeros, un pasillo • De 200 a 500 pasajeros, dos pasillos • Más de 500 pasajeros, dos pisos Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 17 La norma establece que todos los asientos deben tener una distancia de cómo mucho tres asientos contando el propio, hasta un pasillo. Por tanto secciones centrales de asientos pueden llegar a ser de hasta seis pasajeros por fila. Actualmente no existe ningún avión que utilice esta disposición. Diferentes configuraciones dan lugar a un aprovechamiento muy distinto del espacio en la cabina de pasajeros (toda zona en al que pueda haber pasajeros). La carga se puede llevar en cabina o en bodegas. Cabina en diáfano para mejor manejo o estiba. Interés de la estandarización con contenedores (rapidez y facilidad de manejo, integridad, bajas primas) Por lo general los aviones comerciales de ala baja tienen dos bodegas bastante espaciosas, separadas por el cajón de torsión del ala, quedando con ello una adelante y otra trasera. Cabina de tripulación / Cabina de Pilotaje. Se procura que tenga el menor espacio posible, pero siempre el suficiente para que el piloto pueda operar de manera cómoda y se cumplan las normas de aeronavegabilidad en cuanto a visibilidad y otros temas. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 18 A.3.2. Accesos y evacuación Hay accesos de varios tipos: • Pasajeros • Mercancías • Equipajes • Servicios Hay una gran importancia en la una buena distribución de accesos para seguridad y rapidez de los servicios en tierra (reducir el tiempo entre vuelos). Se comprueba que con un correcto estudio y diseño de todos los procesos que envuelven al avión en la actividad de descarga y carga puede conseguirse que el tiempo que tarda un avión entre el momento de llegar a la puerta de embarque y hasta que abandona la misma sea tan bajo como 45min. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 19 La norma indica una serie de pautas que todo avión debe cumplir de cara a su evacuación. La facilidad de la misma y el tiempo límite para ello (90s usualmente), junto con los tipos de entradas y salidas (suponiendo que cualquiera es susceptible de usarse en caso de emergencia) y su situación relativa son algunas de las cosas reguladas. Todo esto tiene un impacto directo sobre la cantidad de pasajeros que se puede llevar a bordo. Los flaps pueden usarse como tobogán en determinados casos en los que su tamaño y ubicación lo permita. Debe haber toboganes de emergencia para la evacuación. A.3.3. Dimensionado de la cabina y el fuselaje – Diámetro interior de la cabina := bc = p*nºp + a*nºa + X[coeficiente de 0.05 a 0.2m] o Pasillos := p ≈ 0.5m o Asiento := a ≈ 0.5m – Longitud de la cabina := lc = nºf*f * Y[coeficiente de 1.2 a 1.35] o Paso Fila low cost := flc ≈ 0.75-0.8m o Paso Fila turista := ft ≈ 0.8-0.85m o Paso Fila preferente := fp ≈ 1m o Paso Fila primera clase := fpc > 1m – Diámetro del fuselaje := bf = bc*( 1 + Z[de 0.05 a 0.08] ) – Longitud del fuselaje := lf = lc + bf[para relacionarlo con la esbeltez]*W[de 3 a 4] Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 20 TEMA A.4. – ESTIMACIÓN DE LA POLAR A.4.1. Introducción La polar es uno de los elementos más importantes en el diseño de un avión. No existe una única polar, sino varias en función de la configuración del avión, la fase del vuelo, etc. Por lo general cuando se habla de “la polar”, se hace referencia a la de un determinado avión en la configuración que se elija y para vuelo de crucero. Es crítica para estimar las actuaciones y comprobar que se cumplen las especificaciones. Tiene variabilidad con el M y el Re, además de con la configuración. El Re afecta a partir de una determinada velocidad normalmente asociada a la compresibilidad del aire. El M comienza a afectar a altas velocidades. La polar se estima contabilizando las contribuciones de las distintas partes del avión y sumándolas con factores de corrección. Normalmente se asume que la sustentación es la proporcionada por el ala, despreciando la de las superficies de control que solo afectarán en el control de los momentos. Además esta sustentación en crucero será igual al peso. A.4.2. Polar del avión La polar parabólica es el modelo que suele emplearse para estimar la polar real del avión. La bondad de este ajuste en la zona de interés (crucero) confirma que el modelo parabólico es adecuado, presentando un error del 0.2%. Queda ahora disponer de un método que permita estimar el CD0 (resistencia parásita, aunque no recoge toda la resistencia realmente parásita) y ϕ (Parámetro de eficiencia de la resistencia inducida, con más perdidas incluidas que el factor de Oswald e) con un error del 5 al 10%. Donde A = b 2 S = b c es el alargamiento, b la envergadura, S la superficie alar y c la cuerda media. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 21 Existen muchas polares como se muestra en el gráfico siguiente, y que, en este caso, varían con la condición de vuelo.A.4.3. Cálculo de los coeficientes Teniendo en cuenta que la resistencia que más importancia tiene en nuestro avión es de fricción, podemos aproximar nuestro modelo al de una placa plana. Por lo general en nuestro modelo incluiremos diversas zonas del avión multiplicadas por unos factores que comparan la superficie mojada con la superficie de referencia (para la cual se emplea habitualmente la superficie alar) y se añaden factores de forma. Esto es así mientras los cuerpos que componen el avión son relativamente aerodinámicos, es decir, con los aviones en configuración limpia. Otras aproximaciones al modelo son por capa límite por ejemplo. CD0 = Cfi Swet,i S Ffi i ∑ ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟Fothers Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 22 En caso de que no se disponga de cuerpos aerodinámicos, esta analogía de la placa plana (Método de Roskam), no podrá emplearse. Esto ocurre tan a menudo como cuando se despliega el tren de aterrizaje, o cuando se dispone de una cola con configuración de portón de carga/descarga, así que hay que tener cuidado con ello. Se introducen correcciones para estos cuerpos no aerodinámicos que generan resistencia de forma mediante un término delta de resistencia parasita. Todo este tipo de comportamientos que difieren de nuestro modelo (interferencias, protuberancias, resistencia de onda, etc.) están recogidos dentro del término Fothers de la ecuación y representan un ΔCD0 . Se pueden tener en cuenta tanto superficies sustentadoras, como cuerpos tipo fuselaje (depósitos de carga, misiles, góndola de motor de hélice… en el caso de la góndola de un motor de reacción hay que tener cuidado con el término de esbeltez que se incorpora en las ecuaciones ya que se trata de un cuerpo abierto, y por tanto a través de él fluye aire también.) Con todo, el método termina resultando en: CD = CD0( )WB + CD0( )H + CD0( )V + CDi( )WB +ΔCD0 CD0( )WB = CfW 1+ L t c ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟+100 t c ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ 4⎡ ⎣ ⎢ ⎢ ⎤ ⎦ ⎥ ⎥ RLS Swet,W S +CfB 1+ 60 l d( ) 3 + 0.0025 l d ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ ⎡ ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎤ ⎦ ⎥ ⎥ ⎥ SBe S ⎧ ⎨ ⎪ ⎩ ⎪ ⎫ ⎬ ⎪ ⎭ ⎪ RWB +CDb SB S El último término de la segunda ecuación hace referencia a la resistencia inducida por la superficie frontal del cono de cola SB . El factor L depende del tipo de perfil. Los coeficientes RLS y RLS son poco mayores que la unidad. La fricción sobre una placa plana depende de la rugosidad del acabado del revestimiento etc. Es muy importante y tiene un efecto muy grande por fino que sea el grano. Las imperfecciones por tamaño de grano son del orden de … Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 23 El factor de Oswald (e) depende principalmente de la forma de planta del ala: Alargamiento, flecha y estrechamiento; y en menor medida el número de Mach. El factor kp procede de la polar del perfil que tiene también dependencia cuadrática con el CL. CL 2 πAϕ ≈ CL 2 πAe + kpCL 2 Efectos de compresibilidad: Resistencia de onda. ΔCD = 0.002 1+ M −McrD ΔM ⎡ ⎣⎢ ⎤ ⎦⎥ n Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 24 Esto es lo que anteriormente se conocía como barrera del sonido. Se suele advertir con el denominado Mach de divergencia de resistencia y se define como aquel para el cual la variación de la resistencia parasita es de 0.002. en la práctica se suele decir que, para ser conservadores, sucede cuando se llega a CD0=0.001 Así pues, la contribución que aporta cada elemento a la resistencia total de una aeronave convencional sigue aproximadamente el siguiente reparto: A.4.4. Reducción de la resistencia aerodinámica La primera acción que se ha intentado hacer es mantener la capa límite laminar. Esto es complicado ya que la transición a turbulento se hace de forma natural debido al aumento del espesor de capa límite. Los métodos más estudiados son los de succión de capa límite mediante unos poros. Estos métodos son muy efectivos, y suponen del orden de un 30-40% de ahorro de combustible. Aún así han surgido problemas con estos dispositivos en su operación (se bloqueaban los poros, se estropeaban las bombas), por lo que como las normas de aeronavegabilidad exigen que se pueda seguir realizando vuelo pese a que este tipo de percances ocurra, deja de ser rentable cargar todos estos sistemas. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 25 El otro método que se ha empleado pero que si ha dado buen resultado han sido los dispositivos de borde marginal como los winglet, que en el A310 (primer avión en implementarlos), supusieron un ahorro de combustible del 7%, lo que los hace rentables para vuelos medios/largos, ya que padecen de ciertas servidumbres a la hora de implementarlos que hay que superar. Por ejemplo, la geometría de este dispositivo debe adaptarse perfectamente a la del ala para no incrementar de forma insostenible el momento flector que esta debe soportar. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 26 TEMA A.5. – MÉTODOS RÁPIDOS PARA LAS ACTUACIONES DE CRUCERO A.5.1. Métodos rápidos para estimación de actuaciones El perfil de vuelo típico de un avión de transporte incluye las etapas de despegue, subida, vuelo de crucero, descenso y aterrizaje, pudiendo ser necesario abortar el aterrizaje y esperar o ir hacia un aeropuerto alternativo. El conocimiento de las actuaciones del avión en las distintas etapas nos permitirá establecer diagramas de carga de pago-alcance. Las ecuaciones van a quedar abiertas ya que no disponemos de todos los datos necesarios. Esto nos hace necesario evitar los cálculos y limitarnos a estimar mediante los llamados métodos rápidos. Los métodos rápidos se basan en modelos simplificados, optándose por la sencillez de aplicación frente a la precisión de los cálculos. Los modelos no suelen tener en cuenta detalles del avión ni algunos fenómenos. Todas estas incertidumbres se absorben en factores numéricos que se obtienen de aviones semejantes. Para aplicar los métodos se seleccionarán valores adecuados de los parámetros que intervienen a partir de las especificaciones iniciales, los requisitos de aeronavegabilidad, la experiencia previa y la filosofía dominante en el proyecto. Según las fases de diseño aparecen distintos tipos de métodos rápidos. A.5.2. Ecuación de Breguet La ecuación de Breguet relaciona el alcance con el coeficiente de pesos al inicio y final del crucero y una constante K que denominaremos parámetro de alcance. R = V dt = − V dW gceTWi Wf ∫ ti t f ∫ = V dWgceD = V L W dW gceDWf Wi ∫ Wf Wi ∫ = LD V gceWf Wi ∫ dWW La ecuación que se incluye corresponde a motor de reacción. Aplicando el teorema del valor medio podemos escribir: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 27 R = L D V gceWf Wi ∫ dWW = L D V gce dW WWf Wi ∫ = K ln WiWf Donde K es el parámetro de alcance o parámetro de Breguet (que se evalúa para un punto medio del crucero). A.5.3. Condiciones de crucero La manera de aumentar el radio de alcance consiste en aumentar el parámetro de Breguet. Ya que control de vuelo asigna un nivel de vuelo, hablar de velocidad y hablar de Mach será equivalente. De igual forma, a una altura de vuelo determinada, el consumo específico será constante, al menos en motores turborreactor sencillo. En caso de que se trate de un motor turbofan existirá una dependencia adicional respecto del numero de Mach, que no será despreciable. [Pedir ecuacionesde clase] Esto no conlleva una exigencia, ya que no es estrictamente necesario para el vuelo ni la seguridad. No es por ello requisito para la aeronavegabilidad. Aun así constituye una conveniencia muy fuerte de cara al mercado por asuntos económicos. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 28 A.5.4. Empuje o potencia necesarios para el crucero Se ha dicho que T=D. Ya que el vuelo no solo se efectúa en crucero, es necesario escribir las ecuaciones en variables despegue, ya que estas son las más críticas. Los fabricantes de motor suelen referir las variables de empuje (y demás) respecto las del ensayo estático a nivel del mar. Con esto indican lo que “queda” y se puede utilizar respecto de lo que habría en las condiciones del ensayo. Se convierten así las ecuaciones a estas variables quedando: Esto por el contrario si constituye una exigencia para la aeronavegabilidad. Nos indica el empuje necesario para poder volar, sin esto, el avión no podría mantener el vuelo de forma segura. Se define con ello el semiespacio de diseño delimitado por la curva de resistencia aerodinámica. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 29 TEMA A.6. – MÉTODOS RÁPIDOS PARA LAS ACTUACIONES EN PISTA Y ASCENSO A.6.1. Introducción Un avión no debe ser solo capaz de volar bien, sino que también debe ser capaz de despegar, ascender o aterrizar cumpliendo, o bien unos mínimos, o bien unas especificaciones concretas de longitud de pista. En esta lección se presentan los métodos rápidos para estimar las actuaciones en pista (despegue y aterrizaje) y el ascenso en el segundo segmento (con un motor parado). A.6.2. Despegue Las normas de aeronavegabilidad establecen las fases de a maniobra, así como las velocidades, distancias y alturas correspondientes. La distancia de despegue es, según las estas normas, la mayor de las siguientes: • La distancia de despegue real, hasta sobrepasar un obstáculo ficticio de 10.7m de altura a una velocidad mayor o igual a 1.2VsTO, multiplicada por 1.15. • La distancia de despegue con fallo de motor crítico (aquel del que dependan más sistemas eléctricos, hidráulicos, etc), justo después de la velocidad de decisión. • La distancia de aceleración-parada, cuando el fallo de motor ocurre inmediatamente antes de la velocidad de decisión. El modelo de estimación de la maniobra de despegue está basado en que la mayor parte del trabajo realizado por la planta propulsora en la maniobra de despegue se invierte en lograr que el avión tenga cierta energía cinética al final. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 30 Kt0 se ajusta empíricamente comparando con aviones semejantes. Tiene valores: 1. Tetramotor: Kt0≈0.23 2. Trimotor: Kt0≈0.24 3. Bimotor: Kt0≈0.26 Se desprecia la energía potencial ya que esta es insignificante compara con la cinética. Su peso es inferior al 1%, por lo que se obtiene una aproximación suficientemente buena. Este método fue propuesto por el profesor Roskam. La bondad final de la aproximación es tan buena como para presentar desviaciones inferiores al 5% respecto de la realidad. La pega que se le encuentra al método es que se desconoce el CLmax,TO y es por tanto necesario tomar valores de aviones similares. Las alturas de los obstáculos ficticias se basan en las alturas típicas de los árboles que hace años se usaban para cercar los aeródromos y cortar el viento que había en ellos. Con todo ello la maniobra completa de despegue y subida inicial queda como se expresa en la imagen que sigue. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 31 A.6.3. Subida en segundo segmento El avión asciende con un motor parado, ángulo de asiento de velocidad marcado por las normas de aeronavegabilidad, velocidad constante, V2, con los dispositivos hipersustentadores en posición de despegue y tren de aterrizaje replegado (para mejorar la aerodinámica sin perjudicar la sustentación del avión). A.6.4. Aterrizaje El avión desciende con ángulo de 3º y velocidad constantes (V3≥1.3VSL) por la senda del ILS, pasa por un obstáculo ficticio de 15.2m, redondea su trayectoria cerca del suelo y, tras tocar tierra, frena con todos los dispositivos disponibles. La distancia de aterrizaje cuenta con un factor de mayoración de 5/3. Este factor es mayor debido a los distintos tipos de aterrizaje que hay en función del piloto, en contraposición con lo que sucede en el despegue, que es prácticamente invariante entre pilotos. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 32 En este caso la altura de los obstáculos ficticios es mayor ya que el vuelo con obstáculos bajo la aeronave es mucho más ciego y difícil de estimar para el piloto que cuando se está despegando que se tiene en frente y arriba. El método se obtiene de la misma manera que en le despegue, basándose en la energía cinética del avión en la aproximación final (a V3) que se disipa frenando con los sistemas apropiados, siendo la frenada esencialmente un tipo de fricción. La bondad del modelo es una vez más muy buena, mejor que el 5% de error. Se tiene en cuenta que en caso de realizar un aterrizaje de emergencia nada más se ha despegado, es necesario tirar combustible ya que el avión no es capaz de aterrizar con MTOW. (MTOW>MLW). En caso de aterrizar por encima del MLW podrían darse accidentes como que una pata del avión se partiese y atravesase la estructura del mismo, originando daños en la tripulación o en los tanques de combustible derivándose esto en un incendio u otras catástrofes. Para evitar incendios también es conveniente eliminar combustible. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 33 TEMA A.7. – DIAGRAMAS PESO-ALCANCE A.7.1. Diagrama peso-alcance No existe un único diagrama ya que existen diferentes modelos de aviones, configuraciones, condiciones de vuelo etc. Aún así todos ellos tienen una forma característica. El peso máximo sin combustible (MZFW) es un peso de carácter estructural, ya que el peso de combustible tiende a aliviar el momento flector que se genera en las alas debido a la sustentación, y su ausencia puede ser crítica a nivel estructural. Aun así suele definirse como el peso vacío operativo (OLW) más la máxima carga de pago (MPL), que no debe ser superior al marcado por esta condición estructural. Sobre esta carga del avión sin combustible se introduce una cantidad de combustible llamado de reserva (RF), que no se emplea para el vuelo que se ha planeado, sino como una medida de emergencia en caso de no poder aterrizar en el aeropuerto previsto y tener que irse a otro. La política de reservas suele tener en cuenta la distancia recorrida aunque nosotros no emplearemos este criterio, basándonos exclusivamente en el máximo peso en el aterrizaje (MLW). A partir de este punto se comienza a incluir combustible que si se emplea para aumentar el radio de acción del avión en la misión concreta a efectuar, hasta llegar como mucho al máximo peso de despegue (MTOW). En caso de querer aumentar aun más el radio de acción la única manera es reducir la carga de pago y aumentar la cantidad de combustible. Esto es viable hasta completar la capacidad de los tanques, momento a partir del cual la única opción para seguir aumentando el alcance será reducir la carga de pago a secas. Por último se debe tener en cuenta que si se quisiera conocer el alcance máximo real habría que consumir también las reservas de combustible. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales34 En ocasiones es interesante económicamente la posibilidad que cargar combustible en el avión para que no sea necesario repostar en el aeropuerto de destino. La limitación de esta técnica viene marcada por el máximo peso de aterrizaje (MLW). Comentar también que en algunos casos, políticas de reservas que emplean la distancias recorridas como factor para calcular dicha reserva, pueden llevar a que haya un momento en el que sea necesario reducir la carga de pago para que evitar que se sobrepase el MLW. A.7.2. Puntos característicos del diagrama Los principales puntos que encontramos en el diagrama explicado anteriormente son: A. Alcance con máxima carga de pago, RMPL B. Alcance con máximo peso de despegue, RMTOW C. Alcance sin consumir las reservas, Rmax D. Alcance consumiendo las reservas (no admisible en planes de vuelo) En todos los casos se sobrentiende que es el alcance máximo A.7.3. Influencia de las condiciones de crucero Se puede ver en la imagen a continuación mostrada, como el diagrama varía en función de las condiciones de crucero que se escojan, tal y como se adelantaba y cabía esperar. Donde la línea verde corresponde con la configuración de crucero para máximo alcance, y la azul la configuración para máxima velocidad. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 35 A.7.4. Estimación de los puntos del diagrama empleando la ecuación de Breguet Los puntos que se han explicado en los apartados previos, pueden estimarse de forma sencilla tal y como se ejemplifica en las siguientes ecuaciones: Es importante tener en consideraciones las condiciones concretas de cada tramo de cara a evitar errores de estimación más frecuentes de lo que gustaría, y que pueden llevar a un modelo erróneo. A.7.5. Determinación del parámetro de alcance a partir del diagrama PL-R Se puede aplicar Breguet en un punto interior del diagrama, pero hay que tener en cuenta detalles como que no se despega con MTOW. Como sabemos el parámetro de alcance cambia a lo largo del viaje. La aproximación que se había empleado la estimaba constante mediante el teorema del valor medio del cálculo integral. Esto implica que la K sea diferente para los distintos puntos y que por tanto, pese a que las variaciones son pequeñas, suela definirse como aquella que se da justo entre los puntos RMPL y RMTOW. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 36 A.7.6. Capacidad de transporte: Productividad Definimos productividad como el producto PL·R, aunque a veces se defina como PL·V (). En el gráfico adjunto se marca en rojo la parábola de productividad asociada al tramo AB, y en verde se completan los otros trozos de la productividad real, siendo el primero una recta y el tercero otra parábola. A.7.7. Modificaciones del diagrama PL-R Hay que estudiar cómo se modifica el diagrama PL-R, tanto en las fases de diseño conceptual o preliminar como por reformas o evolución de los aviones. Los cambios más importantes afectan a variaciones de los siguientes pesos: • MTOW • OEW • MZWF o MPL • MFW • MLW (?) A.7.8. Comparación de diagramas PL-R Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 37 TEMA A.8. – ESTIMACIÓN DE LOS PESOS DE UN AVIÓN A.8.1. Principales pesos del avión En el siguiente cuadro esquema se recogen todos los pesos característicos de un avión con su importancia relativa en el peso global del conjunto. Las relaciones matemáticas que existen entre los pesos del avión son: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 38 A.8.2. Peso vacío operativo del avión (OEW) En primera aproximación para aviones comerciales suele ser [0.45 , 0.60] veces el MTOW para aviones que usan un motor de reacción, siendo menor cuanto más grande sea el avión. En caso de aviones con motor alternativo la relación está más próxima a 0.65 veces el MTOW. Torenbeek emplea un método complejo para calcular el OEW en el cual se incluye una regresión lineal dentro de una gráfica semilogaritmica ajustada con una cte que en este caso es de 500kg. A.8.3. Carga de pago (PL) Dentro del peso de un pasajero se emplea incluye también el de su equipaje. El peso que suele asignarse a cada pasajero es de entre 75 y 80kg, mientras que el del equipaje oscila entre 10 y 20kg en función del alcance del vuelo. PL = Npax (Wpax +Wbag ) Para el cálculo del MPL (máximo), se usa una densidad elevada del pasaje (incluyendo equipaje esto suele estar entre 160 y 200 kg/m3) y además se añade el peso de las mercancías que se pueden cargar (cuya densidad típica es de entre 140 y 160 kg/m3 ), con densidades típicas de las mismas y un factor de aprovechamiento (kf) que se obtienen de aviones semejantes. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 39 A.8.4. Peso de combustible (FW) Para conocer esto se necesita conocer el combustible de las reservas y el que se emplea en el viaje. Las reservas suelen expresarse como una fracción del peso de aterrizaje, aunque en algunos casos se referencia al peso de despegue. Esta segunda aproximación es menos real ya que lo que verdaderamente importa es el aeropuerto en el que se va a aterrizar y las condiciones que el mismo tiene. MFW ≥ FW = TF + RF FW = β ⋅LW FW = β* ⋅TOW Torenbeek propone un método para calcular el combustible del vuelo que no vamos a usar debido a su elevada complejidad y poco beneficio adicional respecto a otros modelos. Para calcular el combustible total del vuelo lo que puede hacerse es suponer un perfil de vuelo en el que se incluyan las distintas fases y sacarlo en base a esto. Con esto el perfil de vuelo típico de un avión sería el mostrado en el siguiente esquema: Numeramos los distintos puntos del perfil de vuelo: 1. Inicio de despegue 2. Inicio de ascenso 3. Inicio de crucero 4. ... FW será igual a W1-W11. FW Wto =1−W11 W1 =1−W2 W1 W3 W2 !W11 W10 Las fases que duran poco (despegue) se computan como fracciones conocidas de aviones semejantes, como se muestra en la siguiente tabla. El crucero, crucero al aeropuerto alternativo y la espera se calculan con las ecuaciones correspondientes (Breguet). R = K ln Wi Wf ⇒ Wi Wf = exp(− R K ) Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 40 En el caso de calcular autonomías el parámetro de Breguet no incluiría la velocidad, quedando expresada en unidades de tiempo. Suelen emplearse parámetros de alcance o autonomía basados en modelos de avión similares ya que los teóricos suelen no tener en cuenta que la velocidad empeora la eficiencia aerodinámica por efectos del Mach, por lo que se tiende a ser demasiado optimista. Kalcance = V cj CL CD Kautonomía = ηh cp CL CD A.8.5. Peso de despegue El MTOW se calcula con la fórmula que se da a continuación, una vez definido este, se pueden extraer el OEW y el FW. Se trata de un método bastante sensible a errores, así que es necesario afinar. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 41 TEMA A.9. – SELECCIÓN DEL PUNTO DE DISEÑO A.9.1. Introducción Mediante este proceso se podrá indicar cual es la misión tipo para la cual el avión presenta unas operaciones óptimas. Pese a ser capaz de hacer mucho más o mucho menos, este tiene un determinado objetivo para el cual se diseña y se corresponde con aquel al cual se enfrentará la mayor parte de las veces que vuele en su vida útil. El objetivo de esta fase del diseño conceptual es determinar el cociente empuje/peso al despegue (o potencia/peso en aviones dotados de hélices) y la carga alar máxima del aviónque se está diseñando (en sentido estricto, de una de las configuraciones o conceptos que se están considerando). Como ya se ha realizado antes una primera estimación del peso máximo de despegue, a partir del punto de diseño se podrán conocer la planta propulsora (los motores concretos) y la superficie alar. A.9.2. Requisitos operativos El avión debe ser capaz de cumplir todas las actuaciones y requisitos operativos apropiados a sus especificaciones iniciales y al segmento de mercado al que pertenece. En el caso de un avión de transporte civil, se trata de cumplir unas condiciones de crucero, despegue, aterrizaje y subida en segundo segmento. Cada una de estas actuaciones o condiciones operativas se ha estudiado en lecciones anteriores. Como el diseño está aún en proceso y no se conocen los valores de muchas variables importantes, las expresiones matemáticas con que se modelizan esas actuaciones incluyen parámetros (alargamiento, coeficientes máximos de sustentación, etc.) que son desconocidos y las expresiones se representan con barridos de dichos parámetros. A.9.2.1. Empuje necesario para el crucero Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 42 A.9.2.2. Empuje necesario para el despegue A.9.2.3. Carga alar máxima para el aterrizaje A.9.2.4. Empuje necesario para segundo segmento Se refiere a la capacidad de que el avión prosiga su ascenso y maniobre si se le rompe un motor en despegue. Se trata de un factor que afecta altamente en aviones bimotores y depende especialmente de la eficiencia aerodinámica. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 43 A.9.3. Selección del punto de diseño Tras este análisis, se debe buscar ahora el cumplimiento de los cuatro requisitos simultáneamente. La zona coloreada en el siguiente gráfico está prohibida por incumplir alguno de estos requisitos. Este gráfico parece corresponderse con un tetramotor, ya que las actuaciones en segundo segmento no afectan especialmente al diseño. En caso de tratarse de un bimotor, si que impondría restricciones por motivos obvios. Puede resultar interesante representar aviones semejantes dentro de nuestro plano de diseño para ver si el diseño realizado es coherente con la realidad tecnológica actual. A.9.4. Elección de la planta propulsora Consultando las diferentes plantas propulsoras (tipo de motor y número de motores) disponibles en el mercado podemos ver cual es la que más nos conviene representándolas en el gráfico. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 44 El avión óptimo es el que tiene cierta combinación de planta propulsora y carga alar que hace que el avión tenga el empuje mínimo y la máxima carga alar (esta combinación suele dar el mínimo MTOW). En este caso la duda se presentaría entre las plantas 2 y 3 ya que una ofrece menor superficie alar con algo mas de empuje, y viceversa. A priori no se podría decidir sobre si una u otra, y sería necesario desarrollar más el estudio. El resultado que se busca es aquel que funcione con menor empuje y menor superficie alar. Es decir, aquel avión que necesite menos para poder llevar a cabo las operaciones que se le imponen. A.9.5. Determinación de la superficie alar Elegido el punto de operación se dispone del motor que se requiere. Cerrando el peso en despegue de la aeronave fijaremos también la superficie alar que debe tener para encontrarse en el punto de operación escogido. A.9.6. Otros parámetros seleccionados Una vez elegida la planta propulsora y la carga alar, quedan también implícitamente determinadas, otras muchas variables: superficie alar (S), alargamiento (A), envergadura (b), coeficiente máximo de sustentación en despegue (CLmax,to), coeficiente máximo de sustentación en aterrizaje (CLmax,l), eficiencia aerodinámica en 2o segmento (E2), etc. Elegido el punto de operación y la superficie alar, existen otra serie de implicaciones que se pueden obtener del gráfico en función de otros parámetros que se fijan también de acuerdo con otros requisitos a cumplir como la longitud de la pista de despegue en la que operar, la altitud de los aeropuertos en los que se va a operar, etc. Durante el proceso de dibujo de la gráfica saldrán todos estos parámetros. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 45 TEMA A.10. – DISEÑO DE ALAS A.10.1. Comportamiento frente a ráfagas Estudiaremos la ráfaga instantánea equivalente, por su sentido físico y didáctico. Se comprueba el interés de la carga alar alta: a mayor carga alar, menores son los incrementos del factor de carga y, como consecuencia, menores las aceleraciones a las que se ven sometidos los pasajeros. A.10.2. Entrada en pérdida de perfiles Existen distintos tipos de entrada en pérdida de perfiles, estos son caminos a través de los cuales un perfil pierde su capacidad de sustentación de forma repentina. [Mirar libro de Aerodinámica] La entrada en pérdida depende del espesor relativo del perfil (delgados, medios o gruesos), pero también de la forma del borde de ataque. Se puede establecer una correlación entre el tipo de entrada en pérdida según el numero de Reynolds y la geometría del perfil. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 46 A.10.2.1. Type I: Trailing Edge Stall Hay un tipo de entrada en pérdida por el borde de salida (tipo I de la figura), propia de perfiles gruesos, en el que el punto de desprendimiento de la capa límite progresa hacia adelante a medida que aumenta el ángulo de ataque. En este caso los coeficientes de sustentación y momento varían suavemente. A.10.2.2. Type II: Leading Edge Stall En perfiles de espesor relativo intermedio (entre el 9 y el 11%) se suele presentar una entrada en pérdida más peligrosa (tipo II) porque los coeficientes de sustentación y de momento cambian bruscamente, por la rotura de la pequeña burbuja de recirculación al aumentar el ángulo de ataque. A.10.2.3. Type III: Thin Airfoil Stall En perfiles delgados se da una pérdida también gradual, que se corresponde con la separación de la capa límite cerca del borde de ataque y su posterior re-adherencia. La burbuja de recirculación aumenta su tamaño a medida que crece el ángulo de ataque. A.10.2.4. Type IV: Combined Trailing and Leading Edge Stall Se trata de una combinación de los tipos I y II que se da bajo unas circunstancias especificas en perfiles de espesor medio-alto. A.10.3. Entrada en pérdida de alas En cuanto a la entrada en pérdida de alas, el lugar donde se inicia el proceso y el progreso de la misma depende de la forma en planta, el tipo de perfil y la torsión. El aumento del estrechamiento (menor parámetro de estrechamiento) produce una mayor tendencia a entrar en pérdida por las puntas. Para evitarlo se puede dar una torsión negativa (aunque no excesiva Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 47 para que la resistencia inducida no crezca demasiado; unos 6º de torsión como máximo). Otra posibilidad es ir cambiando los perfiles a medida que se avanza hacia la punta del ala, de manera que aumente el coeficiente de sustentación máximo de los mismos. Como ejemplo se muestra en la siguiente gráfica la distribución de presiones a lo largo de un ala para un CL=1, para diferentes ratios entre la cuerda en la punta y en la raíz (Taper Ratio o estrechamiento). A.10.4. Comportamiento en Subsónico Alto El aumentode la velocidad por encima de la crítica (aquella en la que se alcanza un punto de velocidad sónica sobre el perfil) da lugar a la formación de ondas de choque en el extradós y a un aumento de la resistencia y disminución de la sustentación. Para retrasar el brusco empeoramiento de L/D se utilizan perfiles supercríticos que incrementan en unas 5 centésimas el Mach de divergencia de la resistencia. El bataneo consiste en las oscilaciones de las fuerzas aerodinámicas debidas a la interacción entre las ondas de choque y la capa límite. Para evitarlo hay que mantener los coeficientes de sustentación suficientemente bajos, tanto más bajos cuanto mayor sea el Mach de vuelo. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 48 La flecha contribuye a aumentar el Mach de divergencia de la resistencia ya que en gran parte del ala (lejos de las puntas y el encastre) el Mach efectivo es el Mach de vuelo multiplicado por el coseno de la flecha. No obstante la flecha complica la estructura del ala y disminuye la pendiente de la curva de sustentación por lo que la tendencia es a usar flechas lo menores posibles en combinación con mejores perfiles supercríticos. La figura incluida muestra los parámetros esenciales empleados para formular la teoría de alas de gran alargamiento (infinito) o elevado alargamiento específico. A.10.5. Selección de parámetros geométricos Los efectos que presenta un mayor alargamiento de ala sobre las características de la misma son los siguientes: • Mayor eficiencia aerodinámica • Mayor momento flector • Mayor peso de ala • Mayor efecto suelo • Menor maniobrabilidad en balance De cara a alcanzar una solución de compromiso entre los anteriores fenómenos, de manera que, por ejemplo, no se empeore en exceso el comportamiento estructural por haber fomentado demasiado unas buenas cualidades aerodinámicas, se tiende a optar por los siguientes márgenes típicos de alargamiento en función del caso en el que se encuentre el avión a diseñar. – Avión de transporte en subsónico alto: [7 ; 10] – Avión de transporte con hélice: [9 ; 12] – Avionetas bimotor: [7 ; 9] – Avionetas monomotor: [5.5 ; 7] Por otro lado una mayor flecha da lugar a: • Mayor Mach de divergencia de la resistencia • Menor pendiente de la curva de sustentación del ala • Mayor complejidad estructural Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 49 Los efectos de aumentar el espesor son: • Menor Mach de divergencia de la resistencia • Menor peso del ala (ya que requiere menos refuerzos estructurales) • Mayor capacidad de combustible Consideraciones a este respecto son: – En subsónico alto se tiende a flechas moderadas (<30º), y en perfiles supercríticos mejores para poder aumentar el espesor (de un 10% a un 12% típicamente). – En subsónico bajo perfiles NACA o NASA con espesores de 12 a 16% (16 a 20% en zona de flaps para mejorar el CLmax) El parámetro geométrico de estrechamiento se fija atendiendo a la zona de inicio de la entrada en pérdida, el aprovechamiento estructural y la eficiencia aerodinámica. Se emplean valores típicos de [0.4 ; 0.6] para alas sin flecha o de [0.2 ; 0.4] para alas con flecha. La torsión se emplea especialmente en alas con flecha, con el fin de alejar la zona de comienzo de entrada en pérdida de la punta del ala. Se usan para ello valores de torsión negativos, pero teniendo en cuenta que valores grandes (6º), pueden dar lugar a incrementos en la resistencia inducida inaceptables. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 50 TEMA A.11. – DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES A.11.1. Tipos de dispositivos hipersustentadores Existen multitud de dispositivos hipersustentadores de diversos tipos, basados en diferentes fenómenos. Su finalidad básica consiste en incrementar la sustentación (de ahí el nombre), aunque usualmente tienen efectos perniciosos sobre la resistencia aerodinámica, siendo por tanto desaconsejable su uso prolongado, y limitándose por tanto a fases muy concretas de la operación del avión como el despegue o el aterrizaje. Además para poder volar con seguridad surge la necesidad de que la velocidad de vuelo se encuentre suficientemente por encima de la de entrada en pérdida, que a su vez, cuanto menor sea, implicará una mayor facilidad para operaciones como el despegue, lo que se deriva en longitudes de pista menores entre otras cosas. Reduciendo la velocidad de entrada en pérdida se hace posible operar en aeropuertos con pistas mas cortas, o ubicados a altitudes mayores (menor densidad de aire). Suponiendo por simplicidad vuelo horizontal, simétrico, rectilíneo y uniforme, se puede obtener de forma sencilla la velocidad de entrada en pérdida como: L =W = 1 2 ρV 2SCL Vs = W 1 2 ρSCL,max El despliegue de estos dispositivos aumenta el CL,max , reduciendo por tanto Vs Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 51 Generalmente se maneja la siguiente clasificación de dispositivos hipersustentadores, que según se encuentren en la parte delantera o trasera del perfil se denominan de borde de ataque o de borde de salida. A.11.1.1. Dispositivos activos Para su funcionamiento dependen de una fuente que aumente la energía del aire. Los tipos más comunes son la deflexión del chorro de aire de los motores, para proporcionar una componente vertical de fuerza, y el soplado de capa límite con aire procedente de los motores; capa límite que también se deflecta. Hasta el presente sólo se ha utilizado en aviones experimentales. A.11.1.2. Dispositivos pasivos Son los más utilizados y se basan en el uso de uno o varios de los siguientes procedimientos: • Aumento de la curvatura de los perfiles • Aumento de la superficie alar • Control de la capa límite A.11.1.3. Dispositivos de borde de salida Flap simple: Flap ranurado: Flap Fowler: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 52 Flap multirranudo: Flap de intradós (Split flap): A.11.1.4. Dispositivos de borde de ataque Flap de borde de ataque: Flap Krueger: Slot (ranura): Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 53 Slat (álula): A.11.1.5. Mecanismos de los dispositivos Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 54 A.11.2. Efecto de los dispositivos sobre la curvas del perfil Curva CL-α: Polar: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 55 A.11.3. Estimación de características Valores típicos del CLmax de un avión: Incremento típico del CLmax de un avión: Estimación del incremento del CLmax del avión: ΔCLmax = 0.92 Sfw Sw cosΛ1/4 ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟Δclmax Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 56 A.11.4. Dimensionado A.11.4.1. Dimensionado de los flaps Factores a considerar: incremento de CLmax necesario (eficacia frente a complejidad); interesa la sustentación total del avión (vigilar el momento de picado); cuidar el aumento de CD (deflexiones menores en despegue). El dimensionado se hace por analogía con aviones semejantes y con métodos rápidos que tienen en cuenta deflexión, cuerda, envergadura, etc. A.11.4.2. Dimensionado de las superficies de mando Los alerones se utilizan para el mando de balance. Su efecto en el perfil es como el de un flap simple. Es común emplear alerones interiores para evitar la inversión de mando a alta velocidad. Cuando la flecha es elevada los alerones son menos efectivos, por la componente de flujo paraleloa la charnela. En su dimensionado se tiene en cuenta la prioridad de los flaps. Como método simple de dimensionado se usa el coeficiente de volumen: Saya Sw b2 Los spoilers tiene un uso doble: como mando de balance, los spoilers exteriores, y para destruir la sustentación tras el aterrizaje (a veces también para incrementar el ángulo de descenso cuando el avión baja desde la altitud de crucero hacia el área terminal del aeropuerto). Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 57 TEMA A.12. – DISTRIBUCIÓN DE PESOS Y CENTRADO DEL AVIÓN [Usar apuntes de Aerosapiens] A.12.1. Introducción Cada avión se debe diseñar de forma que para cada condición de carga se obtengan características adecuadas de estabilidad y control. Así con un diseño adecuado y con un tamaño apropiado de los estabilizadores de cola hay que establecer los límites aceptables para el centro de gravedad (cdg) del avión, teniendo en cuenta: • Posiciones más adelantada y retrasada del ala respecto al fuselaje. • Posiciones adecuadas de carga de pago y combustible. • Diseño de las superficies de cola (sobre todo la horizontal). • Posición de las patas del tren de aterrizaje. Las libertades que quedan al diseñador están limitadas por las posiciones del cdg. Esto afecta especialmente a las posiciones de los motores y mercancías, con gran impacto sobre el centrado. Para realizar el estudio sobre el centrado del avión y distribución del pesos del mismo, existen una serie de pasos a dar: 1. Analizar variaciones de las posiciones del cdg y la CMA en semejantes. 2. Analizar las fuentes de movimiento del cdg: pasajeros, combustible, mercancías y equipajes. 3. Calcular las posiciones longitudinal y vertical del cdg a OEW. Tabla con posiciones de cdg y márgenes en diversos aviones. En aviones de transporte, el margen disponible incide en las futuras versiones o modificaciones del avión (diferentes disposiciones de cabina, DPL, DFW). Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 58 A.12.2. Limitaciones en la posición del centro de gravedad Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 59 A.12.3. Posición de la carga de pago Se hace imprescindible este estudio para evitar que la aeronave vuelque o se vea con riesgo de pasar por alguna situación de peligro. Aunque muchos aviones disponen de unos manuales de carga muy concretos y que, de no cumplirse, podrían derivar en incidentes (como en el caso de un avión de la aerolínea IBERIA, que volcó de cola mientras los pasajeros lo ocupaban), el estudio se suele realizar siguiendo el siguiente proceso de carga que es, teóricamente, suficientemente conservativo. A.12.3.1. Diagrama de carga-centrado Se representan en él las diversas posiciones que toma la posición longitudinal del centro de gravedad del avión en función del peso del mismo. La posición longitudinal del cdg se expresa en unos ejes cuyo origen esté en el borde de ataque de la CMA, y se adimensionaliza con la propia CMA. A.12.3.2. Regla de la ventanilla Es el criterio comúnmente aceptado para el orden de llenado de los pasajeros en la cabina. En primer lugar se ocupan los asientos junto a las ventanillas, luego los pasillos y, finalmente, el resto. A.12.3.3. Combustible Una vez completados los lóbulos, se procede a analizar la carga de los depósitos de combustible, comenzando por los de la punta. Así, el propio diagrama permite analizar el movimiento del cdg en vuelo conforme se consume el combustible, al desplazarse en las líneas del combustible de arriba abajo. A.12.3.4. Efectos de la configuración general del avión sobre su diagrama de carga-centrado. De este análisis, que se realiza exclusivamente en la dirección longitudinal de la aeronave, se obtienen conclusiones muy interesantes. Hay aviones que, como resultado de los efectos de centrado, ubican en el morro una bodega para equipaje con el fin de contrarrestar los efectos de un cdg muy atrasado. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 60 A.12.4. Diagrama de pesos: Centro de gravedad Es el conocido como diagrama de las patatas debido a los lóbulos que presenta, en inglés “potato diagram”: En el se muestran los efectos sobre el cdg, de tanto de comenzar cargando por la parte delantera del avión, como comenzar cargando por la trasera. Los bulbos surgen de aplicar la regla de la ventanilla. A continuación se muestra la línea de carga de equipaje en las bodegas de carga delantera y a continuación trasera. Seguidamente se representa la carga de combustible. Todo esto se realiza en comparación con unas determinadas líneas que indican límites tanto de carga como de desplazamiento del cdg (para que el avión no vuelque). En el caso de la imagen que se incluye a continuación, dichos límite se han representado en unos ejes oblicuos, que es la manera habitual que emplean compañías como AIRBUS en sus aviones. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 61 Se obtienen los siguientes diagramas de carga para las diferentes configuraciones de que puede darse a una aeronave en diseño: Puede apreciarse como en el caso de la primera configuración, el cdg tiene una posición céntrica en vacío, esto hace que el resultado de la carga sean unos lóbulos centrados. En los otros dos casos, el cdg se encuentra desplazado respecto del centro, por lo que el resultado de la carga es que los lóbulos muevan el cdg hacia el centro del avión. Nótese que el desplazamiento del cdg se mide como una distancia porcentual respecto de la cuerda media aerodinámica desde la posición del centro aerodinámico (%MAC). Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 62 A.12.5. Centrado del avión Para llevar a cabo el centrado del avión se suele dividir el estudio en grandes zonas o elementos de la aeronave. Con esto, se obtienen tablas similares a la siguiente: Los pesos de cada parte se pueden obtener de diferentes maneras. Como ejemplo, a continuación, se muestra el modelo de Torenbeek : Como ejemplo de este proceso se muestra el estudio realizado a partir de dos de estos grandes grupos: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 63 A.12.6. Versiones de avión Las versiones derivadas (alargadas o acortadas) de los aviones se realizan manteniendo el ala y las superficies de cola, con nuevos motores y tren de aterrizaje, añadiendo por delante y por detrás del ala secciones cilíndricas del fuselaje, de modo que las nuevas versiones tengan su centro de gravedad en la posición apropiada respecto al ala. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 64 TEMA A.13. – DISEÑO DE LAS SUPERFICIES ESTABILIZADORAS A.13.1. Introducción El avión tiene tanto un ala como un fuselaje determinados, en este tema se estudiará el dimensionado de la cola. Las funciones básicas que deben cumplir las superficies de cola deben estar siempre compaginadas con que el piloto no necesite ejercer mucha fuerza para poder manejarlas. A.13.2. Funciones de las superficies estabilizadoras Las fuerzas a ejercer por el piloto deben quedar por debajo de ciertos límites estipulados por las normas de aeronavegabilidad. En las etapas de diseño conceptual y preliminar es más difícil estudiar las superficies de cola que el ala o el fuselaje, porque entran en juego detalles que son poco conocidos. En particular el estudio dinámico no suele ser abordable. Funciones de la superficie horizontal de cola: 1. Equilibrar el avión para vuelo horizontal 2. Garantizarla estabilidad estática longitudinal 3. Proporcionar un comportamiento dinámico aceptable en los modos longitudinales 4. Generar fuerzas para maniobrar en el plano vertical Funciones de la superficie vertical de cola: 1. Asegurar la aeronavegabilidad tras el fallo del motor crítico 2. Garantizar la estabilidad estática lateral-direccional 3. Proporcionar un comportamiento dinámico aceptable en los modos laterales 4. Garantizar el aterrizaje con viento cruzado 5. Generar fuerzas para maniobrar fuera del plano vertical La superficie horizontal de cola no es la única solución posible a las funciones citadas; existen aviones con canard (superficies horizontales de morro) y sin superficies horizontales en absoluto. No obstante para aplicaciones convencionales la solución típica suele ser la óptima. A.13.3. Estabilidad y control del avión Se cala la cola casi 0º cuando el ángulo de ataque del fuselaje es nulo, de forma que el CL = 0.1; el ala se cala con más para que el CL sea grande. Con esto se plantean las ecuaciones del equilibrio: L = LA−h + Lh =W CM =CMac +CL xcg − xac Cmac −CLh Shlh SCmac Vh V ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ 2 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 65 En cuanto a la posición relativa entre las superficies de cola, si al entrar el ala en pérdida, la superficie horizontal de cola queda dentro de la estela se perderá el mando de cabeceo, porque la estela tiene muy poca presión dinámica. Esta situación es muy peligrosa, ya que el piloto no tendría control del avión, por lo que las normas exigen que, o bien la pérdida sea suave y dé alguna señal de aviso a través de los mandos, o no pueda ocurrir este tipo de pérdida inestabilizante. A.13.3.1. Viento cruzado y asimetría de empuje En caso de que exista alguna de estas asimetrías, el modelo de fuerzas que debe emplearse el siguiente: A.13.3.2. Viento cruzado en aterrizaje El avión debe poder aterrizar con vientos cruzados de entre 20 y 25 nudos. Hay dos casos límite: • Que el estabilizador vertical sea muy grande, en cuyo caso el timón no podrá impedir el aproamiento al viento y por lo tanto no podrá mantener el avión alineado con la pista. • Que el estabilizador sea muy pequeño, en cuyo caso el timón no podrá evitar que el efecto desestabilizante del resto del avión tienda a alejar a la aeronave de la dirección del viento, con lo que tampoco se podrá mantener el avión alineado con la pista. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 66 Si la superficie del estabilizador elegida con arreglo al más crítico de los dos criterios anteriores (estabilidad y control tras el fallo del motor) no está comprendida entre las superficies mínima y máxima anteriores se debe rediseñar el timón para aumentar su efectividad hasta que la superficie elegida quede en el intervalo de las dos últimas. A.13.4. Dimensionado de las superficies de cola Hay dos formas de dimensionar las superficies de cola: • A través del coeficiente de volumen • A partir de alguna de sus funciones A.13.4.1. Dimensionado de Sh a partir del coeficiente de volumen de cola horizontal Se determina el coeficiente de volumen de cola horizontal (Sh·lh)/(S·cmac) de los aviones semejantes (la semejanza debe ser fundamentalmente de configuración, más que de misión, a estos efectos). También se calcula de los aviones semejantes el valor de lh/lf. Del avión propio, que se está diseñando, se toma el valor de lf y de ahí se obtiene lh. Luego se toman los de S y cmac del avión propio, y del coeficiente de volumen se obtiene Sh. El dimensionado de Sv se realiza de manera análoga, a partir de su coeficiente de volumen (lv·Sv)/(S·b). A.13.4.2. Dimensionado de Sh a partir de sus funciones Se toma una función que requiera una gran superficie de cola al adelantar el centro de gravedad; por ejemplo, la rotación en despegue, como se indica en la figura de la izquierda. Se toma otra que requiera una gran superficie al retrasar el centro de gravedad; por ejemplo, el margen de estabilidad con mandos fijos, como aparece en la figura de la derecha. Se representan en un diagrama Sh frente a Xcg/cmac las dos limitaciones anteriores (rotación en despegue y margen estático). El valor de Sh que deje un rango aceptable entre las posiciones más adelantada y retrasada del centro de gravedad será el mínimo aceptable para cumplir las funciones y, por tanto, el óptimo. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 67 A.13.4.3. Sv necesaria para garantizar la estabilidad A.13.4.4. Sv necesaria en caso de fallo del motor crítico Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 68 En el caso de aeronaves con motor de reacción se tiene, en concreto, como superficie vertical necesaria: De igual forma la superficie vertical necesaria para aviones de hélice: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 69 A.13.5. Parámetros geométricos Suelen tomarse de aviones semejantes, y son según lo que sigue. A.13.5.1. Superficie horizontal • Alargamiento, Ah, algo mayor de la mitad que el del ala, porque predominan los criterios estructurales sobre los aerodinámicos. • Flecha, Λh, uno o dos grados más que la del ala, para evitar efectos de resistencia de onda. • Parámetro de estrechamiento, λh, algo mayor que el del ala, al predominar los criterios estructurales (sobre todo la rigidez a torsión). • Espesor relativo, (t/c)h, algo menor que el del ala, dado que las cargas son menores, no alberga en general combustible y conviene reducir la resistencia aerodinámica. A.13.5.2. Superficie vertical • Alargamiento. Atención, si se aplica la misma definición que para un ala se tiene que Av=bv2/Sv ; si se considera que en realidad se trata de una semiala, el valor anterior se debe multiplicar por 2. El alargamiento depende del tipo de cola: colas en T, muy efectivas (bv2/Sv ~ 0,8 a 1,1); superficies separadas (~ 1,4 a 2). • El parámetro de estrechamiento influye principalmente en el ahorro de peso estructural. Las colas en T no suelen tener estrechamiento. • Flecha en función del Mach y espesor. Algunos aviones turbohélices la tienen por estética. La flecha contribuye a aumentar el coeficiente de volumen. • Espesor semejante al del estabilizador horizontal. En colas en T algo mayor para poder soportar las cargas del plano horizontal. • El área del timón de dirección se toma de aviones semejantes. Su efectividad depende de la fracción de cuerda ocupada. � Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 70 TEMA A.14. – DISEÑO DEL TREN DE ATERRIZAJE A.14.1. Introducción Existen multitud de configuraciones de trenes de aterrizaje. A.14.1.1. Tren triciclo y de cola (tail dragger) Son los modelos básicos permitidos por las normas de aeronavegabilidad. A.14.1.2. Trenes de múltiples neumáticos por pata Para aviones de transporte es obligatorio que tengan al menos doble rueda en cada pata: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 71 A.14.2. Funciones del tren de aterrizaje • Absorber la energía cinética vertical del aterrizaje, sin que las reacciones del terreno sobrepasen determinados factores de carga. • Proporcionar características de rodadura adecuadas durante los desplazamientos en tierra. • Impedir el contacto con el terreno de cualquier otra parte del avión. A.14.3. Limitaciones de la posición de las patas El cdg debe quedar dentro del triángulo formado por las patas. La primera debe soportar entre el 6% y el 10% del peso total. Cuando el avión aterriza, las patas traseras deben tocar lapista antes que la cola, lo que da lugar a un ángulo de guarda. Al aterrizar con viento cruzado y 8º de guiñada, también debe tocar la pata antes que nada. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 72 A.14.4. Ecuaciones de los amortiguadores Absorción de la energía cinética vertical: 1 2 mVvo 2 = Fn dδ 0 δmax ∫ + Fa dε 0 εmax ∫ 1 2 mVvo 2 =ηnλmgδmax +ηaλmgεmax Vvo =3.05(m/s)max ; ηn =0.45 ; ηa =0.80 λ :≈ 2 (factores de carga en las patas) A.14.5. Cargas del tren sobre las pistas Existen dos tipos de pavimentos: Flexibles (asfalto) y rígidos (hormigón). Ambos siguen la composición de la imagen que se muestra a continuación. Lo normal es usar el flexible. Lo que se busca estudiar es cuanto aguanta la capa más débil, normalmente la de terreno, teniendo en cuenta que cuanto más abajo quede más se reparte la carga. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 73 l = Et 3 12 1−µ 2( )k4 E := Modulo elástico µ := coeficiente de Poisson (≈0.15) k := Módulo de reacción del terreno de fundación de Westergaard l := Radio de rigidez relativa de Westergaard (en centímetros) Carga equivalente, función de la geometría de la pata y del pavimento. Se emplea una escala bilogarítmica: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 74 Load Classification Number (LCN) en función de la carga y la presión de inflado de las ruedas. El neumático se elige con tamaño y presión de inflado. En caso de que no haya limitaciones de tamaño se tiende a escoger ruedas con mayor radio y menor presión de inflado. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 75 AERONAVES DE ALA ROTATORIA Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 76 TEMA R.1. – FENOMENOLOGÍA DEL VUELO DE HELICÓPTEROS Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 77 MISILES Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 78 TEMA M.1. – INTRODUCCIÓN M.1.1. Arquitectura del Misil 1. Radome es el recubrimiento de la antena, utilizado con el fin de protegerla sin que ello afecte a sus propiedades electromagnéticas. Es transparente a las ondas de radio. 2. Antena de radar activo 3. Antena de proximidad u otro tipo de dispositivos que midan el indicador que hace detonar la cabeza de guerra. Hay cuatro espaciadas a 90º. 4. Cabeza de guerra 5. Espoleta destinada a iniciar la detonación de la carga de guerra 6. Aletas fijas 7. Conector umbilical empleado para unir el misil a su base de lanzamiento sea esta fija (en tierra) o móvil (el intradós de un ala de avión) 8. Aletas de mando (que no de control. El control se ejerce a través del mando) 9. Tobera 10. Antena de detección trasera (Para la comunicación con la base de lanzamiento) 11. Unidad de potencia hidráulica empleada para accionar los diferentes elementos mecánicos 12. Autopiloto da las órdenes de control sobre las superficies de mando 13. Conversor eléctrico para la obtención de energía mecánica desde la eléctrica y poder accionar los mandos 14. Motor Cohete normalmente de propulsante (combustible + comburente) sólido ya que supone un menor mantenimiento y permite tener los misiles listos para ser utilizados en todo momento. También existen dotados de un pequeño reactor (turbo o estato). 15. Segmento de guiado Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 79 Debe tenerse en cuenta que la arquitectura de un misil es la más completa que existe para este tipo de dispositivos. Esto se debe a que otros como por ejemplo los cohetes militares no disponen ni de sistema de guiado ni de sistema de control, por tanto tampoco necesitan de sistema de mando y no pueden realizar maniobras. Estos segundos se limitan a seguir las trayectorias balísticas que surgen fruto de su lanzamiento. Con las mismas diferencias dentro de un ámbito no militar encontramos los lanzadores, que si disponen de sistemas de guiado y control ya que necesitan posicionar cargas de pago en orbitas muy concretas, y los cohetes de sondeo. M.1.2. Diagrama de Bloques Funcional de un Misil Las funciones principales en un misil son: Guiado, Control, Mando y Navegación; y están relacionados según el siguiente diagrama funcional. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 80 • Subsistema de Guiado: Analiza la actitud del misil reduciendo su masa a un punto. En su primera etapa estudia la posición del misil respecto de un sistema de referencia objetivo según el dispositivo que realice esta tarea: Detector (Tiene un campo de visión amplio y fijo, y mide en el), Buscador (Campo de visión pequeño que va variando para medir en distintas zonas), Autodirector (Buscador que sigue al objetivo una vez encontrado en vez de seguir variando su campo de visión de forma periódica). • Subsistema de Control: Analiza los grados de libertad del misil como sólido con volumen, dictando como deben evolucionar estos para que la actitud real del misil se corresponda con la marcada por el subsistema de guiado. Usando este análisis acciona los mandos que pueden ser Aerodinámicos (aletas) o Vectoriales (Dirección del chorro de salida de la tobera). • Subsistema de Navegación: Estudia la posición del misil respecto de un sistema de referencia fijo inercial (Georeferencia). M.1.3. Tipos de Armas Aéreas Se pueden clasificar según si disponen de sistema de guiado y/o propulsión propia. No debe confundirse la nomenclatura empleada a continuación con el conocido como GNC (subsistema de Guiado, Navegación y Control) • NP-NG: Bombas y balas. • NP-G: Bombas inteligentes. • P-NG: Cohete militar. [Están prohibidos en la actualidad por organismos internacionales debido a la elevada probabilidad de que originen daños colaterales no deseados] • P-G: Misil militar. M.1.4. Clasificación de los distintos sistemas aéreos de este grupo MISILES MISIÓN UBICACIÓN ALCANCE TRAYECTORIA Estratégicos (función disuasoria) Superficie-Superficie Intercontinental Aerodinámicos (Atmosféricos) Superficie-Aire Grande Táctico / Ataque Aire-Aire Medio Balísticos (No Atmosféricos) Defensivos Aire-Superficie Corto COHETES MILITARES CIVILES Aire-Superficie Sondeo Superficie-Superficie Además de estos se encuentran también los Lanzadores y Vehículos Inyectores. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 81 M.1.5. Clasificación de los distintos sistemas de guiado • Teleguiado / Autoguiado : En función de si el sistema de guiado se encuentra a bordo o no. • Directo / Indirecto : En función de si las órdenes de guiado se obtienen directamente al realizar mediciones de posición (estas son relativas al objetivo) o de si las primeras han surgido de un proceso intermedio de conversión/cálculo desde unas mediciones respecto de otra referencia. Aparte de estos modelos de guiado que usualmente hacen referencia a guiados terminales (inmediatamente antes del impacto/llegada a destino), existen otras zonas de la trayectoria en las que también se realiza esta labor. Con ello se identifica: 1. Guiado inicial: Salida de la zona de disparo 2. Guiado intermedio: Crucero 3. Guiado Terminal: Previo a alcanzar el objetivo Los sensores que deben emplearse para las labores de detección y guiado deben operar dentro de unos determinados rangos de frecuencias marcados por la transmitancia de la atmosfera en la que van a ser operados los dispositivos. Esto se debe a que esta transmitancia mata determinadas bandas de frecuencia dificultando el uso de cualquier señal que se ubique dentro de ellas. TELEGUIADO AUTOGUIADODIRECTO INDIRECTO DIRECTO INDIRECTO Manual (Target tracker + Missile tracker) La localización del blanco se realiza desde el propio misil. Se suele utilizar para aumentar la precisión en la fase terminal de la trayectoria. Activo (Misil carga con una fuente de radiación) TERCOM (Reconocimiento del terreno por comparación) Semiautomático (Target tracker) Semi-Activo (Fuente de radiación externa controlada) Automático Pasivo (F.R.E. no controlada. Eg.: sol…) Inercial (Georeferenciado) Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 82 M.1.6. Comparativa entre un misil y una aeronave convencional AERONAVE CONVENCIONAL MISIL Margen de velocidades Limitado Amplio en Mach (Se llegan a alcanzar velocidades hipersónicas) Factor de carga máximo 2 5.5 Configuración Aerodinámica Monoplano Gran alargamiento Cruciforme Bajo alargamiento Vuelo Económico en crucero Alta maniobrabilidad Tecnología Media-Alta Máxima Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 83 TEMA M.2. – MOVIMIENTO GENERAL M.2.1. Dinámica del sólido rígido Donde definimos la posición del Centro de Masas como: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 84 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 85 Principio de solidificación: Las ecuaciones del movimiento de traslación y rotación de un sistema arbitrario de masa variable en el instante t, se puede escribir como si el sistema fuese un sólido rígido con igual masa que la del sistema en este instante, añadiendo las resultantes de fuerzas y momentos exteriores FE y MEcm, dos fuerzas y dos momentos aparentes conocidos como coriolis y relativos y dados por las siguientes expresiones: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 86 M.2.2. Aplicación teórica al caso de un misil Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 87 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 88 A continuación se procede a analizar los términos de fuerzas exteriores, viendo los distintos tipos y recogiendo lo que cada disciplina nos dice de ellas. El término de gravedad lo conocemos de forma empírica. Esto implica conocer si vamos a necesitar tener en cuenta la gravedad de otros cuerpos celestes, etc. (Esfera de influencia). La Fuerza Aerodinámica sale del estudio aerodinámico del avión. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 89 M.2.3. Ecuaciones generales Finalmente se obtienen la siguientes ecuaciones: Ecuaciones generales añadiendo mandos aerodinámicos y vectoriales de empuje. Estas ecuaciones son muy útiles una vez se conoce el vehículo al que hay que aplicarlas, pero presentan ciertas dificultades para emplearlas en otros contextos. De manera inicial solo sirven para saber que elementos despreciar y cuales no en tu proyecto de misil. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 90 TEMA M.3. – MOVIMIENTO UNIDIMENSIONAL M.3.1. Ecuación de movimiento En primera aproximación se supone el sólido como una masa puntual, esto conlleva que se desprecien las ecuaciones de momentos y por tanto el control del misil. Se supondrá por tanto en esta etapa que el misil está controlado, estudiando exclusivamente la trayectoria. Se reduce el estudio a un plano, siendo la ecuación vectorial en 2D. Esto se realiza ya que necesitamos estudiar un movimiento en el que existe un cambio de altura a la vez que de posición horizontal, pese a que se realice en línea recta, debido a principalmente a los efectos de la gravedad. m d !v dt = ! F + ! Fa +m !g m dv dt = F −D−mgsinθ 0 = L −mgcosθ Además, nos damos cuenta de que la dimensión vertical no da información ya que se presuponen compensadas las componentes de peso y sustentación. Se reduce tras todo esto nuestro problema a una única ecuación escalar. M.3.2. Términos característicos del problema Estos términos dejos de demostrarlos en esta asignatura, se obtienen buscando en el estudio realizado de otras disciplinas. Motores cohete: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 91 Aerodinámica: D = qCDSref = 1 2 ρv2CDSref Debemos tener en cuenta que hay que conocer la Superficie de Referencia empleada para la elaboración de los coeficientes aerodinámicos. Normalmente se toma el área transversal como superficie de referencia. M.3.3. Integración analítica de la ecuación Aun no se puede integrar la ecuación de forma analítica. Debido a su complejidad se hace necesaria la integración de forma numérica. Se exponen a continuación tres casos en los que mediante la suposición de alguna hipótesis simplificadora se consigue que la ecuación pase a ser integrable de forma analítica. 1. mgsinθ << F & ρCD (v) conocido Se utiliza en los estudios de balísticos para tiros tensos de armas cortas. 2. mgsinθ >> D Es el caso más interesante. Puede aplicarse en zonas altas de la atmósfera, así como en la fase inicial del disparo, en la que el proyectil no tiene una velocidad muy elevada (por tanto una resistencia aerodinámica baja). Depende también del tamaño del vehículo debido al valor de su superficie de referencia, ya que D ~ φ 2 y m ~ φ 3 por lo que entonces D W ~1 φ 3. ρCD (v) F ≡ cte Nunca ocurre. Se considera ya que en los tratados antiguos de movimiento de proyectiles resultan en una expresión que desde el punto de vista analítico es interesante, pese a su escasa aplicación práctica. M.3.4. Movimiento en el espacio vacío Nos estamos refiriendo en este apartado al caso segundo visto anteriormente, ya que en el espacio vacío no existe resistencia aerodinámica al no haber atmósfera. vb − v0 = g0Isp ln m0 mb ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟− gmtb sinθ Se definen algunos parámetro adimensionales y se modifica la ecuación para expresarla en función de estos. r = F m0g0 s = ms m0 l = mu m0 p = mb m0 = m0 −mp m0 = ms +mu m0 = s+ l Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 92 Δvb c = vb − v0 g0Isp = ln 1 p ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟− 1− p r ⎡ ⎣⎢ ⎤ ⎦⎥ gm g0 sinθ M.3.5. Casos particulares Se muestran a continuación particularizaciones de la expresión anterior para casos determinados. Despreciando la gravedad llegamos al caso particular desarrollado por Tsiolkovsky conocido como vuelo en el espacio libre o vuelo horizontal en el espacio libre. Este caso nos muestra limitaciones físicas para la velocidad de nuestro vuelo. Δvb c = ln 1 s+ l ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟= ln 1 p ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ Otro caso particular es el caso del vuelo vertical en las proximidades de La Tierra en la cual el seno se hace unidad y la aceleración de la gravedad constante. Δvb c = ln 1 p ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟− 1− p r ⎡ ⎣⎢ ⎤ ⎦⎥ Δhb = hb − h0 = tb g0Isp 1− ln m0 mb ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ m0 mb −1 ⎡ ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎢ ⎤ ⎦ ⎥ ⎥ ⎥ ⎥ − 1 2 gmtb − v0 ⎧ ⎨ ⎪ ⎪ ⎩ ⎪ ⎪ ⎫ ⎬ ⎪ ⎪ ⎭ ⎪ ⎪ Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 93 Vuelo vertical sin propulsión. dv dt = −g = g0 R2 R+ h( )2 hc = vb 2 2g0 R+ hb( ) 2 R2 − vb 2 2g0 R+ hb( ) 2 hm = hb + hc M.3.6. Efecto de los principales parámetros Los principales parámetros que intervienen son: • (s+l) • Isp – interesa que sea elevado si se mantienen los otros parámetros ctes (son mas caros). Hay que tener cuidado con las densidades también al hacer estos cambios, ya que densidades menores obligarían a aumentar el volumen para albergar la misma masa y por tanto s. • tb • r Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales94 r = F m0g0 = Ispg0m • m0g0 = Ispmp m0tb = Isp tb 1− s+1( )⎡⎣ ⎤⎦ Con esto, el estudio comparativo de un misil con una, o varias etapas queda reflejado en la siguiente figura: M.3.7. Análisis con resistencia aerodinámica Añadiendo el término de resistencia aerodinámica en las ecuaciones queda: dv dt = −g0Isp d lnm( ) dt − g0 − 1 2ρv 2CDS m vb = vb( )vac − 1 2ρv 2CDS m dt 0 tb ∫ Por lo que entonces se obtine: hb − hb( )vac = − 1 2ρv 2CDS m dt2 0 tb ∫ 0 t ∫ Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 95 M.3.8. Ejercicios 1. Obténgase la velocidad y altitud final de los 60s de duración de la combustión del propulsante y la altitud del apogeo, de un vehículo cohete, en vuelo vertical sin resistencia aerodinámica, si su masa inicial es de 17.000kg, de los cuales 10.000kg son de propulsante cuyo impulso específico son 300s. (Radio de la Tierra= 6.370km; g0=9.81m/s2) Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 96 TEMA M.4. – MOVIMIENTO BIDIMENSIONAL M.4.1. Introducción Se estudia en un sistema de ejes cuerpo. Quedan así las ecuaciones de fuerzas y momentos en notación vectorial: m dv ! cm dt =W "!" +F "! a +F "! am +F "! +F "! m I cmΩ !" ( ) =M !"! a +M !"! am +M !"! F +M !"! Fm −m • p r ! e × Ω !" × r ! e( ) v ! cm⎡⎣ ⎤ ⎦ B = u v w ⎡ ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎤ ⎦ ⎥ ⎥ ⎥ Ω !" ⎡ ⎣ ⎤ ⎦ B = p q r ⎡ ⎣ ⎢ ⎢ ⎢ ⎤ ⎦ ⎥ ⎥ ⎥ Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 97 Lo que desarrollando da pie a: M.4.2. Movimiento de translación Traslación del centro de masas respecto de ejes intrínsecos: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 98 Tipos de movimiento con Tierra plana (g:=cte, desaparece el radio de la tierra) Se precisa la integración numérica para todos los casos en los que aparezca la resistencia aerodinámica, ya que esta introduce no linealidades. M.4.3. Movimiento de rotación Existe un vector de estado y otro de control, en el que se incluye le mando aerodinámico y de dirección de flujo. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 99 Las ecuaciones (integrables numéricamente) que se siguen son: Los mandos de los que se disponen en este movimiento corresponderían con: • Mando vectorial de empuje • Mando aerodinámico Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 100 M.4.4. Rango de aplicabilidad M.4.4.1. Dos grados de libertad • Son de aplicación para obtener trayectorias de cohetes introduciendo la simplificación de inexistencia de mandos: δac =δ f =0. • Trayectorias de cohetes con un empuje no alineado con el eje, pero fijo, y sin mandos. Se deja δ f constante y con un valor muy pequeño. Es lo que se conoce como trayectoria de dispersión por desalineación de empuje en cohetes. • No se introduce mando, δac =δ f =0, pero se introduce una determinada función α (t). Esto equivale a introducir una ley de control que determina el programa de cabeceo. El más típico es el que corresponde a α (t)=0 que se corresponde al giro por gravedad.) M.4.4.2. Tres grados de libertad: movimiento en el plano longitudinal a) Mando vectorial de empuje con δ f conocido en función del tiempo b) Vehículo aerodinámico δac conocido en función del tiempo c) Ambos de los anteriores conocidos en función del tiempo M.4.5. Consideraciones Lo que hasta ahora nos hemos dedicado a estudiar es la dinámica del misil conocidos los vectores de control en función del tiempo. Con ello se ha modelado el movimiento del vehículo. Existen dos tipos de sistemas: – Determinista: Solo depende de condiciones que responden a ecuaciones diferenciales determinadas. – Estocástico: Incluye unas determinadas variables de carácter aleatorio que nos impide determinar la dinámica de forma precisa, conociendo exclusivamente sus valores estadísticos. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 101 TEMA M.5. – TRAYECTORIAS DE VEHÍCULOS LANZADORES E INYECTORES M.5.1. Estudio de las fases de un lanzador Es importante diferenciar: • Fase del vuelo • Etapa: Cada forma que adquiere nuestro vehículo • Escalón: Cada trozo dentro de una etapa del vehículo (eg. La primera etapa tiene tres escalones, la segunda dos, etc.) El esquema ascensional típico de las fases de vuelo de un lanzador es: Fases de la trayectoria de un lanzador: 1. Ascenso vertical 2. Maniobra de cabeceo hacia el acimut requerido de lanzamiento 3. Giro por gravedad en atmosfera densa 4. Vuelo con programa de ángulo de cabeceo constante o velocidad de cabeceo constante o con variación lineal del ángulo de empuje (óptimo) 5. Vuelo horizontal de inyección en órbita M.5.2. Clasificación de vehículos lanzadores e inyectores Tras la guerra fría la tendencia era emplear todos los motores cohete que se habían fabricado para operar misiles ya que si no estos caducaban. Por ello se pudieron enviar una gran cantidad de satélites muy pesados al espacio. Actualmente la tendencia es a reducir el peso de los satélites ya que el precio se paga por unidad de masa. Nos encontramos ahora en desarrollo y puesta en órbita de nanosatélites. Existen familias de Lanzadores que facilitan el acople de diferentes escalones en función de la misión que se quiera llevar a cabo. A día de hoy existe una vacío en el lanzamientos de satélites de muy pequeño tamaño ya que no se dispone de lanzadores sensibles a realizar esta tarea. Se utilizan los de pequeño tamaño en el cual se cargan varias cargas mini, micro y nano secundarias. Sería posible hacer lanzadores micro y nano que se lancen desde jets de combate. Hay lanzadores atípicos como los que a día de hoy se lanzan desde bases aéreas como aviones. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 102 Vehículos como el Space Shuttle, que pueden reenviarse, no suelen hacerse a día de hoy ya que su mantenimiento a la vuelta de la órbita es más costoso que la realización de un nuevo proyecto. La clasificación existente a día de hoy según la carga de pago es: 1. Satélites muy pesados (Masa>20.000kg) 2. Satélites pesados (20.000kg>Masa>5.000kg) 3. Satélites medios (5.000kg>Masa>2.000kg) 4. Satélites pequeños (2.000kg>Masa>500kg) 5. Mini-satélites (500kg>Masa>100kg) 6. Micro-satélites (100kg>Masa>10kg) 7. Nano-satélites (10kg>Masa>0,1kg) Aparte de esto, los vehículos pueden ser: 1. Lanzadores 2. Inyectores M.5.3. Multiescalonamiento y perfil ascensional típico Velocidad de órbita 7’8 (km/s) LEO 300(km), contando con pérdidas 10(km/s). Con un Isp de 450s se necesitaría que ln(1/(s+l))=2.22 Esto da lugar a unos valores estructurales y másicos que no se pueden obtener de forma económica, por tanto se deduce que es inviable realizar esta misión con un único motor cohete. Para solventar este problema se va eliminando la estructura que forma cada escalón para ir aligerando el vehículo y optimizar el lanzamiento. Esto nos permite obtener mayores velocidades de entrada en órbita. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 103 Haciendo algunos números gordos como ejemplo se llega al siguiente resultado derivado del escalonamiento: M.5.4. Optimización del dimensionado M.5.4.1. Criterios e hipótesis WPL, horb, N, retardo fin de combustión e inicio siguiente nulo, Isp, EN, EN/W0N, latitud y acimut de lanzamiento Videal = Vórbita + Vpérdidas – Vrotación terrestre Vrotación terrestre = ωRcosδ sinA Las pérdidas se estiman en base a otros vehículos recogidos en tablas como la del ejemplo. Seránecesario afinar la aproximación después. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 104 M.5.4.2. Relaciones básicas Se afina mediante iteración en tablas del estado del arte. Hay dos iteraciones, una para las sigmas estructurales y otra para las perdidas de velocidad. M.5.4.3 Solución con relaciones estructurales constantes (σ n ) 1. Optimizar X con la relación VI y las incógnitas xn 2. N-1 expresiones que con VI completa el sistema. No hay solución analítica excepto para el caso de dos escalones con Ispn iguales, y para el caso de N escalones con Ispn iguales y σ n iguales. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 105 Expresiones alternativas utilizando relaciones El problema tiene solución si se conoce VI que es función de VL que es a su vez función de tbn, que es a su vez de las σ n y rn M.5.4.4. Solución con relaciones estructurales variables (σ n = f (Wn ) ) La solución depende ahora de las Wn Existe solución analítica cuando: 1. Variación lineal: σ n = AnWn +Bn 2. Variación exponencial: σ n =CnWn −αn (donde αn > 0 ) 3. Variación empírica: σ n Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 106 A continuación se muestra el esquema de resolución iterativa. M.5.5. Soluciones analíticas Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 107 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 108 M.5.5.1. Giro por gravedad Movimiento con α =0, tierra plana y en el vacío. La finalidad de este caso es que al ser nulo el ángulo de ataque, las fuerzas transversales que derivan de la aerodinámica serán también prácticamente nulas. Con esto se consigue reducir el peso estructural al reducirse los requisitos. Suele emplearse en vehículos no militares por razones de requisitos de operación. En ocasiones es integrable analíticamente: Caso 1: Empuje específico constante r0 = F mg0 γ = π 2−β g = g0 Con todo la posición queda determinada como: Caso2: Velocidad de rotación en cabeceo constante q=q0 Es menos interesante que el caso 1 a nivel práctico. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 110 M.5.5.2. Últimas fases Hipótesis: 1. Altura, empuje y gasto constantes 2. La dirección del empuje varía linealmente con t 3. Tierra esférica y sin rotación Las condiciones de inyección se optimizan mediante un planteamiento clásico variacional, en función de las condiciones al final de la combustión o el comienzo de la trayectoria balística u órbita. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 111 La solución general supone u como la β f que se optimiza, quedando: Asumiendo gravedad constante, tierra plana y fuera de la atmosfera Si W es la altitud del perigeo, se pretenderá maximizar para disminuir la D, con lo cual es independiente de xb luego: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 112 M.5.6. Control y guiado clásicos de misiles Se estudia el movimiento de cabeceo, aunque para guiñado sería igual. Suele mantenerse a cero la velocidad de balance. Para ello se asume un cierto punto de equilibrio respecto del cual se imponen o se analizan una serie de perturbaciones mediante la teoría linealizada. El control se realiza en lazo cerrado ya que el sistema no permite el control en lazo abierto. El control suele hacerse en velocidad angular de cabeceo ya que el control en altitud es demasiado lento. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 113 M.5.6.1. Métodos de guiado Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 114 Clásicamente: 1. Guiado explícito Predicción de la trayectoria integrando f y corrección necesaria. Requiere de un ordenador a bordo con gran capacidad y rapidez de cálculo para la integración y poder determinar el error x-xe, ambos necesarios para el cálculo de la velocidad. 2. Guiado delta Corrección relativa de la trayectoria nominal xn. Los errores son mayores cuanto menor es el grado de los términos considerados al derivar ∂m f ∂xi m . Hay que disponer a borde de xn sensores y conocer las derivadas evaluadas en la trayectoria nominal para obtener el error y una vez más la velocidad. Moderno/Avanzado: 1. Guiado predictor-corrector 2. Guiado trayectoria de referencia M.5.7. Ejercicios 1. Un vehículo lanzador de tres etapas emplea para los dos primeros escalones un propulsante derivado de hidrocarburo de Isp=290s, mientras que para el tercero utiliza uno criogénico de 455s. Todos los escalones tienen un factor estructural σn=0.07 y las relaciones másicas de cada etapa cumplen con la proporción x1=1.2·x2=0,65·x3. … 2. Determínese el valor mínimo de la relación X=W0/WPL, las masas iniciales de cada etapa, las masas de cada escalón y las masas de propulsante de cada uno de ellos para dicho valor mínimo, de un vehículo de tres etapas, cuya misión sería situar en órbita circular de altitud 200km, una carga de 2.000kg, en un lanzamiento hacia el Este desde una base situada en el Ecuador Terrestre. Las relaciones estructurales de los escalones primer, segundo y tercero son iguales a 0,1 y los propulsantes tienen impulsos específicos de 250, 300 y 350s respectivamente. (Considérese las pérdidas de velocidad por gravedad y resistencia aerodinámica de 1.800m/s, velocidad de rotación terrestre ωT=7,2722e-05 rad/s, Radio de la Tierra=6.370km, constante gravitacional de la Tierra μ=398600,4418km3/s2, g0=9,81m/s2). Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 115 3. Determínese la velocidad, inclinación de la velocidad, alcance y altitud al final de la combustión (tb=40s) del motor de la primera etapa de un lanzador, si a los 4s del lanzamiento vertical se inicia un giro por gravedad, con las condiciones de velocidad 160m/s, inclinación 88º y posición (0,10.000)m considerando que el empuje específico es constante y de valor 4 (tómese g0=9.8056m/s2). Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 116 TEMA M.6. – MISILES BALÍSTICOS Y COHETES M.6.1. Trayectorias La misión típica de un misil balístico es la siguiente: En función del alcance que tengan se clasifican en: 1. Short-Range Ballistic Missile (SRBM): 70-1.000 km 2. Medium-Range Ballistic Missile (MRBM): 1.000-3.000 km 3. Intermediate-Range Ballistic Missile (IRBM): 3.000-5.500 km 4. Inter-Continental Ballistic Missile (ICBM): >5.500 km Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 117 M.6.1.1. Optimización de trayectorias de misiles balísticos El esquema típico de una misión es el que sigue: Partiendo de esto, matemáticamente la optimización queda: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 118 M.6.1.2. Guiado clásico de misiles balísticos En el guiado explícito se dirige hasta que VG se anula, y en ese momento se corta la combustión. a) Si se requiere un tiempo total de vuelo T, las componentes de velocidad deben ser: Y el tiempo balístico será τ = T − tb ; controlado en cabeceo de manera que cuando w coincida con wR se cortaría la combustión, y el misil pasaría por (xT,zT) en el instante T. b) Si el tiempo T no tiene especial interés la combustión se corta cuando: Ya que e tiempo balístico es: En el guiado delta se tiene: VR =VRn + An (xn − x)+Bn (yn − y)+Cn (zn − z)+Dn (tn − t)+o(x, y, z, t) M.6.2. Cohetes de sondeo: Misiones civiles Este tipo de cohetes se emplean para misiones como: a) Meteorología de la alta atmósfera b) Estudios de la ionosfera c) Estudioscientíficos y especiales Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 119 M.6.2.1. Trayectoria nominal Para el estudio se toman: 1. Valores medios del lote de producción de: a. Masas de lanzamiento y propulsante b. Centro de gravedad c. Momento de inercia d. Dimensiones en general 2. Parámetros aerodinámicos calculados o deducidos en túnel mediante ensayos 3. Media de empuje obtenida de ensayos en banco estático 4. Atmósfera Standard (ISA) 5. Ángulo de lanzamiento y longitud del lanzador definidos 6. Para cohetes de muy corto alcance (<50km) se suponen hipótesis de Tierra plana sin rotación 7. Para cohetes aire-tierra, tierra-tierra de alcance inferior a 10km se puede suponer gravedad constante. Para el resto de casos se puede suponer que varía cuadráticamente con la distancia al centro de una Tierra hipotéticamente esférica. M.6.3. Perturbaciones Las principales perturbaciones que afectan a este tipo de sistemas, ordenadas según importancia, son: a) Vientos b) Errores en la dirección y punto de aplicación del empuje c) Atmósfera diferente a la ISA d) Error en el posicionamiento angular del lanzador e) Momentos de cabeceo inducidos por el lanzador f) Variaciones sobre la curva media del empuje g) Variaciones en los parámetro aerodinámicos h) Errores en el posicionamiento del centro de gravedad i) Variaciones en las masas y dimensionado M.6.3.1. Dispersión Se estudia mediante un análisis estadístico y de probabilidades. A continuación se muestran resultados para el caso del análisis en un único eje, o en un plano entero de impacto. Un eje: La función de probabilidad viene definida por una normal como sigue p(x) = 1 σ 2π exp − x −Χ( )2 2σ 2 ⎛ ⎝ ⎜ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ ⎟ Quedando entonces: – PE,P = 50% para r = E.P. = 0.6745σ – Pσ = 68.3% para r =σ =1.1829E.P. – P3σ = 99.7% para r = 3σ Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 120 Un plano: La función de probabilidad viene definida por una normal multivariable como sigue: p(x, y) = 1 σ xσ y2π exp − x − a( )2 2σ x 2 − y− b( )2 2σ y 2 ⎛ ⎝ ⎜ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ ⎟ P(%) c 25 0.759 33 1 50 1.177 99 3.035 RCEP =C.E.P. =1.177σ σ = σ i 2 i ∑ M.6.3.2. Parámetros importantes Se define la desviación intrínseca unitaria, ΔΧ(km / grado) , como la variación en alcance (km) que se corresponde con 1º de incremento angular en el lanzamiento. Se denomina viento balístico al movimiento ficticio del viento de magnitud y dirección constantes con la altura y que causa la misma dispersión que el perfil de vientos real. Suele definirse por capas atmosféricas definidas según convenga en cada caso. El viento en cada capa atmosférica se mide antes del lanzamiento mediante globos meteorológicos. Promediándolo según el efecto ponderado que tiene cada capa se obtiene el viento balístico, que es el viento constante equivalente que debería haber en todo el vuelo para que se produzca la misma desviación respecto al punto de impacto. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 121 En el cálculo del viento balístico si el viento tiende a llevarse nuestro vehículo hacia la derecha, el vehículo que este guiado procurará anular el ángulo de ataque derivado de este viento, aproándose al viento y por tanto generando una desviación a la izda respecto al punto de impacto esperado. En caso de no encontrarse propulsado, el viento lo arrastraría y la desviación sería hacia la derecha. Esto se conoce como efecto angular del viento balístico. Otro efecto importante es el del efecto angular de la desalineación del empuje. M.6.3.3. Formulación ΔR2 = ΔRW( ) 2 + ΔRF( ) 2 + ΔRx( ) 2 [km] M.6.3.4. Efecto de la rotación terrestre La rotación terrestre es aproximadamente ω = 0.7292E − 4(rad / s) , lo que se traduce en una aceleración de arrastre y de coriolis que se pueden estimar como: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 122 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 123 TEMA M.7 – INGENIERÍA DEL SISTEMA MISIL TÁCTICO M.7.1. Definición y clasificación de misiones Una misión es un conjunto de objetivos a cumplir por un sistema misil o un conjunto de sistemas de misiles; que a su vez son el conjunto formado por hardware, software, personal y técnicas capaces de llevar a cabo una misión operativa. Esto incluye instalaciones, equipos, materiales, servicios e información técnica. Usualmente todo este complejo se descompone en segmentos, elementos, subsistemas, componentes, subconjuntos, partes, etc. Se distinguen los siguientes tipos de misiles tácticos según su función: a) Misiles AT a objetivos fijos en superficie a. Gran tamaño b. Planos sustentadores c. Subsónicos d. Onda expansiva o sub-munición b) Misiles anti-radar a. Buscador anti-radiación b. Supersónicos c. Onda expansiva y fragmentación c) Misiles AS anti-buques a. Gran tamaño b. Vuelo bajo o supersónico c. Penetración + Onda expansiva y fragmentación d) Misiles AT a objetivos blindados a. Tamaño pequeño b. Gran precisión de impacto c. Bajo coste d. Carga hueca, EFP, Penetradores KE e) Misiles AU a objetivos soterrados a. Tamaño grande b. Pesados c. Alta deceleración y control de impacto d. Penetradores KE + Onda expansiva y fragmentación f) Misiles AA interceptores M.7.2. Descripción de los principales subsistemas Existen los siguientes subsistemas: 1. Propulsión 2. Energía 3. Célula aerodinámica (Tema 8) 4. Estructura 5. Cabeza bélica 6. Navegación, guiado y control (Temas 9, 10 y 11) 7. Sistema de Lanzamiento 8. Gestión de datos Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 124 9. Data Link y TM/TC (Telemando/Telecontrol) 10. Soporte logístico integrado M.7.2.1. Subsistema de propulsión Se emplean motores cohete de combustible sólido ya que se trata de sistemas que no pueden permitirse el mantenimiento (ni en tiempos ni en costes) que exigen los propulsantes líquidos. Hoy en día existe una tendencia a emplear turborreactores y estatoreactores para las misiones de largo alcance, aunque su aplicación aun es reducida. M.7.2.2. Subsistema de fuente energía No se corresponde con la fuente de energía empleada en las aeronaves convencionales, se emplean sistemas de aporte de energía independientes del sistema de propulsión. Esto se debe a que ni existen componentes rotatorios en los motores, ni tampoco están encendidos estos durante todo el vuelo del sistema. Deben, por tanto, soportar un almacenamiento prolongado bajo condiciones extremas en muchos casos de temperatura, humedad, carga y vibraciones, además el encendido y activado debe poder realizarse de forma sencilla y fiable. Las principales consideraciones a tener en cuenta a la hora de seleccionar una EPU son: • Requisitos de potencia eléctrica o Tension o Frecuencia • Requisitos ambientales o Temperatura o Humedad • Requisitos mecánicos Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 125 Siempre convendrá tener en mente las diferentes alternativas de cara a poder seleccionar otras unidades que ayuden a reducir peso o supongan grandes beneficios frente a pequeñas perdidas. M.7.2.3. Subsistema célula aerodinámica Se estudiará en detalle en el Tema 8. M.7.2.4. Subsistema estructura Las estructuras deben ser capaces de soportar condiciones extremas de temperatura, humedad, carga G y vibraciones, entre otros. [Gráfico] M.7.2.5. Subsistema de guerra o cabeza bélica Se suele tratar de cargas explosivas en las que sucede una reacción química violenta con presencia de una onda de detonación violenta. Carga hueca de perforación: Se dirige la fuerzade la detonación en una dirección mayoritariamente a fin de superar blindajes. Esto se consigue mediante una geometría concreta del proyectil. Explosively Formed Penetrator (EFP): Se genera un dardo mediante material fácilmente fundible que se proyecta a alta velocidad contra la zona de impacto para generar una perforación inicial sobre la que luego actúa la carga de fragmentación. Es necesaria la activación del lanzamiento de este dardo de fragmentación con suficiente tiempo (distancia) para que le de tiempo a formarse y perforar el objetivo antes del impacto del resto del misil. Carga de fragmentación: Solía proyectarse la metralla todas direcciones pero últimamente suele enfocarse en una dirección concreta. Cabezas nucleares: son exclusivas de misiles balísticos de gran alcance y tienen un funcionamiento basado en los mecanismos de fisión y fusión nuclear. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 126 La carga de la cabeza de guerra destinada a generar una explosión violenta se puede clasificar según: Existen diferentes tipos de explosivos: • Inorgánicos (NPb6) • Orgánicos o TNT (C7H5N3O6) o RDX (C3H6N6O6) o Nitroglicerina (C3H5N3O9) Se dispone de una espoleta, que se trata de un sistema de seguridad y funcionamiento encargada de dar la orden de uso de la cabeza de guerra. Comunica esta orden al detonador que dirige la señal hacia un amplificador de la señal que aporta la energía suficiente para iniciar la detonación. Esta espoleta lleva un sistema de seguridad y armado que se encarga de romper la cadena de inicio de la detonación antes explicada para prevenir consecuencias no deseadas de un inicio accidental de la misma. Suele basarse el sistema de seguridad en un cerrojo clásico que se abre cuando se detecta el lanzamiento del misil. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 127 Suele hacerse un análisis de la letalidad de la carga de guerra así como de la vulnerabilidad de posibles blancos. Se considera un blanco como inutilizado cuando este deja de ser capaz de cumplir si la misión para la que se ha dispuesto de el. M.7.2.6. Subsistema de navegación, guiado y control Se estudiará en detalle en los Temas 9, 10 y 11. M.7.2.7. Subsistema de lanzamiento Se analiza las limitaciones del mismo mayormente en función del peso máximo capaz de lanzar. También se tienen en cuenta las actuaciones necesarias para el lanzamiento de un determinado misil, así como las condiciones de lanzamiento (lanzamientos nocturnos, bajo condiciones climatológicas adversas, etc). Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 128 Existen unos interfaces estandarizados para las plataformas de lanzamiento que emplean los ejércitos de la OTAN. Principalmente para lanzamiento: desde el interior de una bodega o desde el exterior mediante un sistema de railes. El lanzador debe tener un sistema de bloqueo que impida que el misil se desprenda sin darse la orden. M.7.2.8. Subsistema de gestión de datos Se trata de sistemas informáticos que de forma última terminan en un display en el que se puede comprobar diferentes variables de estado del misil o cualquiera de sus subsistemas. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 129 M.7.2.9. Subsistema de Data Link TM/TC M.7.2.10. Soporte logístico integrado Este subsistema esta compuesto de: • Mantenimiento • Interfaces • Datos técnicos • Adiestramiento y entrenamiento • Suministros • Equipos de apoyo y ensayos • Transporte y manipulación • Recursos humanos • Instalaciones del sistema M.7.3. Ciclo de vida y proceso de desarrollo La misión normalmente vendrá impuesta por el Estado Mayor o la persona que nos contrate para llevarla a cabo, y las fases que de ahí derivarán son: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 130 Diseño preliminar: Su función es establecer los requisitos principales del misil en el que se analizan de forma generalista los distintos subsistemas. Suele ser normalmente un trabajo que se hace sobre el papel sin necesidad de cálculos ostentosos. Cuando se termina se realiza el llamado PDR (Preliminary Design Review) en el que se fijan los requisitos del misil de forma definitiva. Las diferentes capacidades o requisitos estudiados aquí son: • Operativas: concepto o modo de empleo. • Ambientales: condiciones medioambientales, safety (riesgo personal, materiales y edificios), security (grado), supervivencia (blast, fire, bullet, EMI). • Técnicas: modularidad, ciclo de vida (baja servicio), operatividad (fire&forget, C2, autonomía, todo tiempo), eficacia (SSKP, CEP, WH), volumen de interceptación, dominio de tiro, alcance mínimo, alcance máximo, acimut y elevación límites, confrontación (muy corto tiempo, número de objetivos simultáneos), movilidad, tiempo de despliegue, operaciones manuales y automatizadas. • Funcionales: interceptación, vigilancia, exploración, defensa. FFI. C4IS Command, Control, Communications, Computers, Intelligence, Surveillance and Reconnaissance. Suministro energía. ILS . Estandarización, Off the self, Suministro, Nacionalización, Transportabilidad, Personal. • Industriales: Capacidad y Tejido industrial. Plan Gestión, Desarrollo y Producción. • Económicas: Coste/Eficacia. Antes no se tenía en cuenta pero hoy tiene un gran peso. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 131 En la curva efectividad-coste, en función de donde se ubique el producto, los riesgos que tendrá que afrontar serán diferentes. Diseño detallado: Entran ya en juego cálculos precisos, fabricación preliminar de componentes en laboratorio con sus respectivas pruebas, etc. Una vez se termina se lleva a cabo el CDR () en el que se fija de forma definitiva el diseño. Fabricación de prototipos: Cuando se finaliza se lleva a cabo el QR (Qualification Review) en el que se ve si el prototipo cumple con aquello que se pretendía. Ensayos, evaluación y certificación: Cuando se finaliza tiene lugar el PR (Product Review) con el cual el cliente decide si acepta o no el producto. El proceso de desarrollo de un sistema sigue el siguiente esquema: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 132 M.7.4. Ensayos y certificación Métodos y técnicas de verificación: • Tests de campo o laboratorio, vuelo cautivo, lanzamiento vivo. • Análisis • Demostración • Similaridad • Inspección • Simulación analítica, HWIL, en la cual se puede simular parte del producto o sus condiciones de operación y probar el resto. Los ensayos de certificación son muy caros especialmente cuando se realizan ensayos en vuelo. Es por ello que actualmente se tiendan a realizar más simulaciones. Suelen emplearse márgenes de seguridad tal y como se aprecia en el gráfico siguiente: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 133 Figuras de mérito: • Tiempo de reacción • Eficacia • Probabilidad de detección • Consumo de propulsante • Maniobrabilidad • Tiempo de respuesta • Grado de operación autónoma • Coste Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 134 TEMA M.8. – AERODINÁMICA M.8.1. Configuraciones aerodinámicas M.8.1.1. Configuraciones de las superficies de mando Los mandos del misil, destinados a implementar el control dictado por el controlador, pueden ser de distintos tipos: • Mando canard • Clásico o de cola • Superficie ala • TVC (Thrust Vectorial Control) M.8.1.2. Tipos de maniobras [Estabilización] [Retraso de la entrada en pérdida con canard] M.8.1.3. Configuración aerodinámicageneral La más característica es la configuración cruciforme ya que puede operar en cualquier dirección y tiene cadenas de control desacopladas. Existen también configuraciones con alas, pero normalmente son más lentas en operación ya que suelen requerir de movimientos de balance antes de operar. Otras configuraciones según el número de paneles • [Triala] • [Monoala] [Disposición relativa entre superficies delanteras y traseras] Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 135 M.8.1.4. Estudio comparativo de las configuraciones típicas VENTAJAS INCOVENIENTES AL A 1. Respuesta dinámica rápida 2. Eficacia de mando alta 3. Ubicación de ala crítica 4. Fácil control de balanceo 5. Ángulos de ataque pequeños 1. Superficies de mando grandes 2. Mala estabilidad transónica 3. Aerodinámica no lineal 4. Momentos de charnela grandes 5. Momentos adversos inducidos CA N AR D 1. Buena estabilidad 2. Fuerza de maniobra debida a α 3. Realización mecánica simple 4. Superficies pequeñas 1. Control de balanceo nulo 2. Cargas por gravedad elevadas (G) 3. Servos de menor potencia que el ala 4. Saturación más temprana CO LA 1. Momentos de charnela más pequeños 2. Saturación muy retrasada 3. Aerodinámica lineal 4. Cargas en cola pequeñas 1. Respuesta dinámica lenta 2. Realización mecánica compleja 3. Mando de balanceo escaso 4. Estabilidad transónica menor Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 136 M.8.2. Fuerzas y momentos M.8.2.1. Secciones delanteras convencionales de misiles 1. Cono a. Menor resistencia aerodinámica b. Peor resistencia estructural y solicitación térmica en la punta por adherirse la onda de choque en régimen supersónico c. Volumen mas pequeño para igual esbeltez d. Menor coste de fabricación 2. Ojiva a. Menor resistencia aerodinámica para ojivas secantes relación ~0.5 b. Mejor resistencia estructural y menores requisitos térmicos que el cono c. Volumen de alojamiento mayor para igual esbeltez d. Mayor coste de fabricación 3. Semiesfera a. Resistencia aerodinámica elevada b. Comportamiento estructural superior c. Menores requisitos térmicos d. Requisito de guiado prioritario (aberración mínima) Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 137 M.8.2.2. Resistencia La resistencia del cuerpo (fuselaje) es una fuerza de dirección axial respecto del misil, que se mide mediante un coeficiente de resistencia que debe incluir las secciones delantera, central y trasera del misil. Resistencia de onda En régimen supersónico las componentes de base y fricción son normalmente de menor valor que la de onda o presión. Además es típico que se vuele en este régimen ya que se entra en el casi instantáneamente tras el lanzamiento excepto en el caso de misiles subsónicos. Sección delantera Donde δ0 es el semi-ángulo en el vértice, debe considerarse en grados sexagesimales. Los coeficientes deben estar referidos a la superficie transversal de la base del cono y ojiva respectivamente. Sección intermedia Se refiere a los troncos de cono. Se multiplica el coeficiente de resistencia del cono completo por la relación entre la superficie lateral del cono y la la superficie lateral del cono completo. Sección trasera Son secciones tronco-cónicas. Resistencia frontal en subsónico Llamando CDf al coeficiente de fricción del fuselaje, se tiene: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 138 Resistencia base Supersónico Coeficiente de resistencia de base depende de la capa límite, del Mach y de la geometría de la sección trasera. Se obtiene en función del Mach para cuerpos esbeltos de revolución, sin variación de la sección trasera y para capa límite laminar o turbulenta según se encuentra en las referencias ESDU. Subsónico La resistencia base de un cilindro sigue la siguiente gráfica en función del Mach. Resistencia de fricción Placa plana Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 139 La resistencia de alas, por otro lado, depende del tipo de perfil empleado en el misil y del espesor relativo del mismo. No suelen emplearse perfiles curvados ya que en régimen supersónico inducen mayor resistencia de onda. Para igual espesor relativo τ = t c : 1. Romboidal (a, b) a. Mejor resistencia aerodinámica b. Solicitación térmica elevada en el borde de ataque c. Coste de fabricación medio 2. Romboidal modificado (c) a. Mejor comportamiento térmico-estructural b. Menor coste de fabricación 3. Biconvexo (d) a. Comportamiento térmico-estructural superior b. Mayor coste de fabricación c. Resistencia aerodinámica mayor Resistencia de onda Responde según las referencias a la siguiente expresión: CDW = Factor ⋅ 4τ 2 β ⎛ ⎝ ⎜ ⎞ ⎠ ⎟ Resistencia base Se emplean referencias. Resistencia de fricción Es el mismo procedimiento que en el caso de los fuselajes. M.8.2.3. Fuerza normal Es necesario el cálculo del coeficiente de fuerza normal y centro de presiones. Una vez más diferenciamos entre cuerpo y alas. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 140 Cuerpo Subsónico Para ángulos de ataque pequeños, según la teoría de cuerpos esbeltos, y referido a la sección a la sección transversal del cilindro πd 2 4 se tiene: h = xcp − xcg d = Cmα CNα rad-1 Para M>0.5 se multiplica por el factor de corrección de compresibilidad 1 1−M 2 . El factor k2 − k1( ) se obtiene de la figura siguiente en función de la esbeltez. La posición del centro de presiones está a un cuarto de la cuerda desde el vértice de proa. Supersónico Se obtienen de diversas gráficas y tablas en función de la forma: • Ojivas tangentes con cilindros • Conos-cilindros • Troncos de cono • Semiesferas Alas Subsónico Placa plana • A =∞ • CNα = 2π • xcp c =1 4 • Cuerda := c • Sr = c ⋅1 • Compresible ⇒1 1−M 2 Supersónico • Alargamiento infinito ( A =∞ ) Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 141 • Alargamiento finito: Sr = c ⋅b = b 2 A Parámetros que determinan la elección del alargamiento: • n • α • Sw • b • L D • W • CNα • CA =CD0 Influencia de la forma de planta Existen tablas y figuras que determinan los comportamientos en sub y supersónico. Comparando las características de las diferentes formas de planta para alas tenemos: Interferencias Cuerpo-Ala Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 142 Ala-Cola Desviación de la corriente incidente La configuración completa de la célula aerodinámica se estudiará bajo una serie de hipótesis: 1. No acoplamiento cabeceo-guiñada 2. Aerodinámica lineal, es decir, N proporcional al ángulo de incidencia y efectos de las perturbaciones incidentes y aditivos. CN =CNα ⋅α +CNδ ⋅δ 3. Diferencias de aplicación entre los puntos de las N debido a α y δ son despreciables. El estudio consiguiente variará en función de si el mando se encuentra adelantado respecto del centro de masas o retrasado. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 143 Mandos adelantados Fuerza normal Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 144 Coeficientes de fuerza normal Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 145 Mandos retrasados Fuerza normal Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 146 Coeficientes de fuerza normal M.8.2.4. Momentos Extendiendo el estudio de las fuerzas normales, ya que las axiales (resistencia aerodinámica) no afectan, se pueden plantear las ecuaciones de momentos en los dos casos ya estudiados con anterioridad:Mandos adelantados Momentos Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 147 Coeficientes Mandos retrasados Momentos Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 148 Coeficientes M.8.3. Estabilidad y maniobrabilidad M.8.3.1. Estabilidad estática y dinámica Definición del margen de estabilidad estático [Mirar apuntes de Mecánica del vuelo] h = xcp − xcg d = Cmα CNα Si es positivo es estáticamente estable ya que esto implica que Cmα sea negativo. Tipos de estabilidad: 1. Asintóticamente estable 2. Oscilatoriamente estable 3. Inestable 4. Dinámicamente inestable/Inestable oscilante M.8.3.2. Maniobrabilidad y mandos fijos Factor de carga que se puede obtener por unidad de deflexión del mando del misil en condiciones estacionarias. Configuración cualquiera Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 149 Configuración canard Configuración clásica Configuración TVC M.8.3.3. Maniobrabilidad par fijo Factor de carga que se puede obtener por unidad de par de mando del misil en condiciones estacionarias. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 150 Par de charnela y forma en planta Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 151 M.8.3.4. Diagrama de maniobra Se define como la representación de los máximos factores de carga que se pueden presentar en los casos de pérdida o saturación, límite mecánico, máximo par, sensor acelerómetro, en función de la altitud, Mach, xcg (peso), etc. Configuración de canard Configuración clásica Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 152 TEMA M.9. – SISTEMAS DE GUIADO M.9.1. Autoguiado M.9.1.1. Descripción general Un sistema de autoguiado se denomina así por encontrarse a bordo del propio misil como un subsistema del mismo. No necesita de elementos externos para realizar esta función ya que el mismo se encarga de ella. Existen dos tipos de autoguiado: • Directo: Las órdenes de guiado se obtienen de unas medidas de posicionamiento que no necesitan de un proceso de conversión ya que están directamente referenciadas al objetivo (eg. Mediante una fuente de radiación y lecturas de la posición del blanco). Existen tres mecanismos de detección: o Activo: El propio misil carga con la fuente de radiación. o Semi-activo: La fuente de radiación se controla desde fuera del misil (eg. El objetivo se ilumina por laser) o Pasivo: La fuente de radiación es externa y no controlada (eg. sol) • Indirecto: Las órdenes de guiado se obtienen tras un proceso de cálculo con el que se convierten unas lecturas de posición referidas a un sistema externo, a la posición respecto del objetivo (eg. Referenciado al terreno) M.9.1.2. Características y bandas espectrales Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 153 M.9.1.3. Leyes de guiado Se define la trayectoria de colisión ideal o rumbo constante como la trayectoria del misil en la que la velocidad de rotación de la visual al objetivo (línea imaginaria que une las posiciones del misil y el objetivo) es nula en cada punto de la misma. dη dt = 0 VT sinδT =VM sinδM Existen también las leyes de: • Persecución pura • Navegación proporcional Estas se estudiarán en los temas siguientes M.9.2. Telemando M.9.2.1. Descripción general Se trata de un sistema de guiado que no se realiza desde el propio misil, sino que se comunica desde el exterior mediante mecanismos tipo antenas u otros detectores. Existen diferentes tipos: • Ley de guiado por alineación: El misil se alinea con la trayectoria del objetivo que es seguido desde el exterior. • Guiado por haz director: Se baña el misil con un haz dentro del cual va a permanecer siempre. • Guiado por línea de mira: Se detecta la posición del misil y la del objetivo y se hace que la línea de mira a ambos sea la misma hasta impacto. M.9.2.2. Características y bandas espectrales M.9.2.3. Leyes de guiado Geometría de la intercepción Misil-Objetivo Geometría de la intercepción Operador-Misil-Objetivo Las hipótesis de aplicabilidad son: • Estudio en un plano • Movimiento rectilíneo y uniforme del blanco • Movimiento uniforme del misil Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 155 Ley de guiado por alineación Ley de guiado del misil en la que, durante toda su trayectoria hasta el impacto, se encuentra situado en la visual del operador (lanzador) al objetivo. Ecuaciones cinemáticas Condiciones necesarias para el impacto drT dt − drM dt < 0 VT sinδT =VM sinδM Aproximación final frontal: −VT −VM < 0 Aproximación por la cola: VT −VM < 0 Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 156 Aceleración de maniobra requerida Las condiciones para tener aceleración de maniobra nula en el impacto son: • En el impacto existen tres términos dependientes de las aceleraciones del objetivo y el misil. No dependen de la aceleración del punto P. • El cuarto término es independiente de las aceleraciones de M, T y P y tiene por valor: 2 dη dt VM cosδM −VT cosδT( ) Este término será nulo si: o El operador y el objetivo no se desplazan: dη dt = 0 o Operador esta fijo y el ataque concluye de cara o de cola: sinδT = 0 o La interceptación termina en una trayectoria de colisión ideal del operador con el objetivo: dη dt = 0 M.9.3. Haz director No suele emplearse en misiles tácticos, y que por el ejemplo en una intercepción aire-aire, obligaría al avión lanzador a mantenerse en línea tras del objetivo hasta el impacto. Esto no solo complicaría el impacto, sino que además dejaría en una posición de peligro al lanzador del misil, no pudiendo evadir cualquier ataque de terceros. M.9.4. Guiado inercial No existen contramedidas para este sistema de guiado, ya que es, en ese sentido, autónomo. Presenta el problema de que el error va incrementándose con el tiempo y por tanto, tras unos periodos largos de vuelo, se hace necesario actualizar la posición del mismo. A día de hoy se utiliza, para compensar este problema, una combinación entre guiado inercial y GPS. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 157 Ecuación de la navegación M.9.4.1. Mecanización plataforma Se emplean acelerómetros para medir la aceleración en cada una de las tres direcciones que conforman nuestro espacio tridimensional, omitiendo la aceleración debida a la gravedad. Mediante integración temporal se obtendría tanto la posición de nuestro sistema, como su velocidad. Se trata de un sistema caro y que cuando se usaba se consideraba casi elitista, disponiendo de ellos solo unos pocos países. M.9.4.2. Mecanización Strap-Down Mide las aceleraciones en los ejes cuerpo del sistema. Se trata de un sistema mucho más barato y sencillo, y por tanto predominante a día de hoy. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 158 M.9.4.3. Ecuaciones caso simplificado Mediante la suposición de una serie de hipótesis que se detallan a continuación se llega a las siguientes ecuaciones: Hipótesis: Solución con aceleración constante y condiciones iniciales nulas: M.9.5. Guiado por satélite (GPS) M.9.5.1. Descripción general Se utiliza un sistema de tres satélites que funciona mediante triangulación. A este se le añade un cuarto satélite cuya función es eliminar una serie de errores sistemáticos que aparecen en el proceso de posicionado. Existen otros errores que se derivan de perturbaciones intencionadas o no, como las procedentes de contramedidas o la ionosfera.Es por esta faceta de que se pierda la información del GPS por causas externas, que se combina este sistema con el de navegación inercial. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 159 M.9.5.2. Segmentos Los segmentos que se definen usualmente para este proceso de posicionamiento y guiado son tres: • Segmento espacio • Segmento de control o Estación maestra de control o Estación monitora • Segmento de usuario M.9.5.3. Proceso básico y errores El sistema de triangulación mediante satélites funciona de la siguiente manera: Los errores que se derivan del sistema son: • Sistema espacio o Perturbaciones espaciales o Incertidumbre de fase o Estabilidad de reloj (efectos relativistas) • Sistema de control o Predicción de efemérides o Implementación del cálculo • Sistema usuario o Compensación de retrasos ionosféricos y troposféricos o Ruido en el receptor y resolución o Trayectorias múltiples Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 160 La estimación de errores en el sistema GPS se realiza mediante la siguiente tabla o métodos similares: M.9.5.4. GPS diferencial y relativo El GPS diferencial utiliza una estación de referencia que no tiene que ver con el segmento de control, sino que pertenece al usuario. Esta estación de referencia tiene un detector GPS, pero se conoce de forma topográficamente precisa su posición. Con la comparación entre lo que le GPS da y lo que se conoce, se estima el error sistemático que esta induciendo el sistema de satélites. El GPS relativo tiene el mismo fundamento que el diferencial, pero se usa cuando la estación de referencia no tiene una ubicación topográfica conocida de forma precisa. Mediante la comparación entre la posición de un elemento (el de referencia), y otro (el que se desea medir), se obtiene la eliminación de los errores sistemáticos que se inducen por igual en uno y otro. Se pueden utilizar en aplicaciones civiles, pero en aplicaciones militares esto no es viable ya que le objetivo no colabora. Para ello se emplea otro sistema de referencia que marca su distancia respecto al objetivo mediante un sistema alternativo tipo laser por ejemplo (error de 0’5m a un sigma). M.9.6. Navegación sobre el terreno Se suele emplear en misiles crucero. Se tiene que comparar le terreno que se sobrevuela con un terreno virtual almacenado en memorias internas. Uno de los sistemas más conocidos para esto es el TERCOM. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 161 TEMA M.10. – PERSECUCIÓN PURA M.10.1. Descripción Es una ley de guiado que aplica al misil una trayectoria tal que, en cada instante de vuelo, la dirección del mismo esta dirigida según la visual al objetivo. M.10.2. Trayectoria Tiempo de vuelo Aceleración de maniobra requerida Cuando el misil se aproxima al impacto en un tiempo tF , δT tiende a cero y la aceleración en el impacto: M.10.3. Condiciones necesarias y suficientes para el impacto • Condición necesaria K >1 , porque r tiene que ser decreciente, luego su derivada tiene que ser negativa. • La ecuación (2) demuestra que en todas las condiciones que δT tiende a cero en el impacto tF excepto cuando inicialmente es igual a ±π , pero este vuelo es inestable. En el impacto, según dicha ecuación, al ser r cero, sen δT =0 y δT =0 por ser ±π inestable. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 162 • Para 1< K < 2 , la aceleración de maniobra, desde su valor inicial, alcanza un valor máximo en el punto δT1 = arcos(K 2) (si δT 0 > δT1 ) y, posteriormente, es decreciente hasta hacerse nula en el impacto. Si δT 0 ≤δT1 la aceleración es máxima en δT 0 . • Para K = 2 , la aceleración es creciente hasta el valor finito que alcanza en tF . - Para K > 2 , la aceleración es creciente hasta alcanzar un valor infinito en tF Ecuaciones alternativas en el caso de existencia de alguna singularidad Ataque posterior y blanco en alejamiento 0 < δT 0 < π 2 Ataque frontal en aproximación π 2 < δT 0 < π M.10.4. Trayectoria de persecución con desviación Se trata de una ley de guiado en la que el misil describe una trayectoria de tal forma que, en cada instante, la dirección de su velocidad forma un ángulo constante δM 0 de predicción con respecto de su visual al objetivo. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 163 Tiempo de vuelo Aceleración de maniobra requerida De la ecuación (2) se obtiene Llamando ahora δTp al ángulo que cumple sinδTp = K sinδM 0 se tiene: • Aceleración nula (Región I) cuando: • Aceleración infinita (Región II) si: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 164 TEMA M.11. – NAVEGACIÓN PROPORCIONAL M.11.1. Definición Es una ley de guiado en la cual, en cada instante de vuelo, la velocidad de cambio de rumbo del misil es proporcional a la velocidad de rotación de la visual. Se define por tanto una constante de proporcionalidad o de Navegación Proporcional que se denomina con la letra A . M.11.2. Trayectoria Viene definida en el siguiente conjunto de ecuaciones: M.11.3. Consideraciones previas • Para cualquier punto de la trayectoria ( r ≠ 0 ), según la ec.(2), para que dη dt = 0 tiene que cumplirse G = 0 , o sea, VM sinδM =VT sinδT , es decir, la condición de la ley de colisión ideal. • En r = 0 , punto de impacto, se cumple G = 0 , el misil está en colisión ideal. • No se puede obtener simultáneamente r ≠ 0 y G = 0 , con las hipótesis del estudio • realizadas, excepto si dη dt( )t=0 = 0 • Con VM y VT constantes , si G ≠ 0 en t = 0 , entonces G se podrá anular sólo en el impacto, si es que existe. Esto quiere decir que la visual gira en el mismo sentido siempre. Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 165 M.11.4. Solución gráfica M.11.5. Definición de parámetros • Constante reducida de la navegación proporcional: • Condición necesaria para obtener impacto: a >1 • Variación de la ganancia A: Se realiza según el ángulo de presentación del combate para ángulo de puntería nulo. • Factor de carga o maniobra requerida: M.11.6. Maniobra requerida Existe una hipótesis adicional necesaria para realizar este cálculo de forma simple: Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 166 M.11.7. Condición necesaria para el impacto M.11.5.1. Blanco no maniobrante y error de puntería respecto a la colisión lineal M.11.5.2. Blanco con maniobra a factor de carga constante y error de puntería nulo Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 167 VEHÍCULOS ESPACIALES Pedro Rivero Ramírez Vehículos Aeroespaciales 168 TEMA E.1. – MISIONES ESPACIALES, ELEMENTOS DE LA MISIÓN Y ENTORNO ESPACIAL I E.1.1. Introducción Prehistoria de la exploración espacial Historia de la exploración espacial Carrera espacial
