F-Ex Heron

ÍNDICE
Índice
I THE BEGINNING 14
1. ASFEP & F-EX HERON 14
1.1. Aerospace Solutions For Engineering Projects (ASFEP) . . . . . . . . . . . . . . 14
1.1.1. TEAM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14
1.2. F-EX HERON . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15
2. REQUISITOS DE DISE ÑO 16
2.1. FIRST ORDER SIZING . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
2.1.1. Fracción de peso en vac´ıo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
2.1.2. Fracción de Combustible . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
2.1.3. Proceso iterativo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
2.2. DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR . . . . . . . . . . . . . . . 25
2.2.1. Misión contra incendios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
2.2.2. Misión de ferry . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
2.2.3. Análisis de resultados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
2.3. DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETRÍA Y DE LAS SUPER-
FICIES DE CONTROL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32
2.3.1. Fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32
2.3.2. Ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33
2.3.3. Coeficiente de volumen de cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34
II DISE ÑO. 36
2

ÍNDICE
1. ¿Por qué un ala volante? 36
2. Carácteristicas geométricas del F-EX HERON. 38
3. Configuración final del F-EX HERON. CAD 39
4. Descripción geométrica detallada 42
4.1. Dimensionado de las superficies de control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42
4.2. Descripción de los distintos componentes: . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42
5. Mejoras futuras 44
III SISTEMAS. 46
1. Carga de pago. Depósitos de retardante. 46
2. Sistemas. 48
3. Sensores y equipos. 52
IV ESTRUCTURAS 53
1. Cálculo de la Superficie Alar (S) y del MTOW (W0); Método FL 53
2. Cálculo del MTOW y del We. Método Completo 57
2.1. MTOW y We. Preliminares . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
2.2. MTOW y We. Diseño final . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61
2.3. Análisis detallado del Método Completo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
2.4. Análisis de los resultados. Desglose de los diferentes pesos . . . . . . . . . . . . . 66
3

ÍNDICE
3. Cálculo del CDG 69
4. Curva V-N 72
5. Cálculo de los esfuerzos: 75
5.1. Cálculo de esfuerzos sobre el semiala derecha: . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75
5.2. Esfuerzos sobre el tren: . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77
6. Tren de aterrizaje 82
V AERODINÁMICA 86
1. Introducción. 86
2. Elección del perfil. 86
2.1. Selección de familias. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86
2.2. Análisis. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88
2.3. Obtención de resultados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90
3. Análisis 2D. 90
3.1. Análisis 2D del perfil MH 80. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90
3.2. Análisis 2D del perfil MH 80 adaptado al fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . 92
4. Análisis de los estabilizadores. 94
4.1. Análisis 2D del perfil de los estabilizadores. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94
5. Análisis aerodinámico preliminar 95
5.1. Análisis de distintas alas. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95
4

ÍNDICE
6. Análisis aerodinámico del F-EX Heron. 101
6.1. Resultados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105
7. Superficies hipersustentadoras. 105
8. Cálculo de la polar y la eficiencia aerodinámica. 107
8.1. Cálculo del CD0 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107
8.1.1. Resistencia del ala y estabilizadores. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107
8.1.2. Resistencia de las góndolas y de los motores . . . . . . . . . . . . . . . . 108
8.1.3. Resistencia parasitaria en configuración Limpia . . . . . . . . . . . . . . 110
8.1.4. Resistencia parasitaria en configuración Sucia. . . . . . . . . . . . . . . . 110
8.2. Cálculo del k1 y k2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112
8.3. Cálculo del coeficiente de eficiencia de Oswald . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112
9. Resumen aerodinámico del F-EX Heron. 113
10.Ingenier´ıa concurrente aerodinámica. 113
VI ESTABILIDAD 115
1. Justificación/Motivación 115
1.1. Normativa vigente: Estabilidad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118
2. Elección preliminar (metodolog´ıas empleadas) 118
3. Estabilidad Estática Longitudinal 119
3.1. Análisis de Vuelo Equilibrado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120
3.2. Estudio Centros de gravedad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121
5

ÍNDICE
3.3. Estudio de selección de superficies longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 123
3.4. Trimado longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 125
4. Estabilidad Estática Lateral-Direccional 135
4.1. Dimensionado de los estabilizadores verticales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135
4.2. Dimensionado de alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137
4.3. Trimado lateral-direccional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139
4.4. Vuelo con resbalamiento y fallo motor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139
5. Introducción a la estabilidad dinámica. Derivadas de estabilidad 141
5.1. Longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142
5.2. Criterios de estabildiad dinámica longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145
5.3. Lateral direccional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 146
5.4. Criterios de estabildiad dinámica lateral-direccional . . . . . . . . . . . . . . . . 150
6. Conclusiones. Futuras Mejoras /Recomendaciones 151
VII ACTUACIONES Y PROPULSIÓN 153
VIII ANEXOS 154
1. ANEXO I 154
1.1. Requisitos RFP . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 154
2. ANEXO II 156
2.1. Estructuras: ficheros de Matlab . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
2.2. Aerodinámica: ficheros de Matlab . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 156
6

´INDICE
IX BIBLIOGRAF´IA 158
7

ÍNDICE DE FIGURAS
Índice de figuras
1. Logotipo de la empresa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14
2. Logotipo del proyecto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16
3. Lockheed C-130 Hércules . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16
4. Northrop Grumman B-2 Spirit . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
5. Cola convencional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
6. Cola en H . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17
7. Ala Volante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18
8. Tabla de datos: coef. A y c . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
9. Segmentos de Vuelo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20
10. Tabla de datos Cbhp . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
11. Gráfica We
W0
vs L
D
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23
12. Gráfica
Wf
W0
vs L
D
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
13. Gráfica W0 vs L
D
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24
14. Perfil de la misión contra incendios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
15. Caracter´ısticas S´ımil Hércules . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
16. Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27
17. Caracter´ısticas S´ımil B2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
18. Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28
19. Perfil de la misión ferry . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
20. Caracter´ısticas S´ımil Hércules . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
21. Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29
22. Caracter´ısticas S´ımil B2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
23. Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30
8

ÍNDICE DE FIGURAS
24. Tabla coef. a y C . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32
25. Coeficientes dimensiones cola . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35
26. Avión Convencional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
27. Ala Volante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36
28. Alzado, planta y perfil del F-EX HERON . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
29. Alzado . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
30. Planta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
31. Perfil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
32. Superficies de control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42
33. Visualización del interior del F-EX HERON. Tanques de retardante . . . . . . . 46
34. Tanque de retardante. Corte de perfil del F-EX HERON . . . . . . . . . . . . . 47
35. Estructura interna de los tanques de retardante. Dimensiones en mm . . . . . . 47
36. Valores de estructurales etapa preliminar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
37. Resultados de los pesos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55
38. We vs MTOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56
39. Interfaz Método Completo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57
40. Sistemas presentes en el ala volante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58
41. Datos de los motores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 59
42. Métodos de cálculo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
43. Evolución del MTOW y We . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61
44. Datos generales del F-EX HERON . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
45. Datos de aerodinámica del F-EX HERON . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62
46. Datos del fuselaje y del tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63
47. Datos de los motores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64
48. Datos de los sistemas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64
9

ÍNDICE DE FIGURAS
49. Aeronave de referencia. Selección de materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65
50. Reducciones y refuerzos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65
51. Distribución de materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66
52. Resultados de los pesos finales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
53. Desglose de pesos que constituyen el MTOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67
54. Desglose de pesos que constituyen el peso estructural . . . . . . . . . . . . . . . 68
55. CDG. Fuselaje. Vista en planta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69
56. CDG. Ala. Vista en planta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70
57. Distribución del CDG de los componentes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71
58. Evolución del CDG en las misiones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72
59. Curva v-n 0ft y MTOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
60. Curva v-n 10.000ft y MTOW . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73
61. Curva v-n 10.000 y peso antes de la descarga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
62. Distribución de la cuerda en el semiala derecha. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75
63. Esfuerzos en el semiala . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76
64. Sección transversal. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76
65. Tipo de cuaderna . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77
66. Caso 1 Tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78
10

ÍNDICE DE FIGURAS
74. F-EX HERON. Perspectiva con tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . 82
75. F-EX HERON. Vista de perfil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 82
76. F-EX HERON. Vista frontal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 84
77. Tren de aterrizaje. Tipo triciclo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85
78. Detalle del tren . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85
79. ALA 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95
80. ALA 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95
81. ALA 3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96
82. Análisis 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97
83. Análisis 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97
84. Análisis 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102
85. Análisis 2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102
86. Coeficientes de resistencia de flaps . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111
87. Representación gráfica ala volante en el módulo Wing Properties . . . . . . . . . 117
88. División de superficies para el trimado: Estabilizador y Ala virtuales . . . . . . . 123
89. MPL: Ángulo de ataque durante el primer crucero . . . . . . . . . . . . . . . . . 126
90. MPL: Deflexión del timón de profundidad durante el primer crucero . . . . . . . 126
91. MPL: Resistencia de trimado durante el primer crucero . . . . . . . . . . . . . . 127
92. MPL: Ángulo de ataque durante la descarga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 128
93. MPL: Deflexión del timón de profundidad durante la descarga . . . . . . . . . . 128
94. MPL: Resistencia de trimado durante la descarga . . . . . . . . . . . . . . . . . 128
95. MPL: Ángulo de ataque durante el segundo crucero . . . . . . . . . . . . . . . . 129
96. MPL: Deflexión del timón de profundidad durante el segundo crucero . . . . . . 130
97. MPL: Resistencia de trimado durante el segundo crucero . . . . . . . . . . . . . 130
98. Ferry: Ángulo de ataque durante el primer crucero de misión Ferry . . . . . . . . 132
11

ÍNDICE DE FIGURAS
99. Ferry: Deflexión del timón de profundidad durante el primer crucero de la misión
Ferry . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132
100. Ferry: Resistencia de trimado durante el primer crucero misión Ferry . . . . . . 132
101. Ferry: Ángulo de ataque durante el segundo crucero de misión Ferry . . . . . . . 133
102. Ferry: Deflexión del timón de profundidad durante el segundo crucero de la
misión Ferry . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134
103. Ferry: Resistencia de trimado durante el segundo crucero misión Ferry . . . . . . 134
104. Estabilizadores verticales centrales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136
105. Superficies de control . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139
106. Deflexión de superficies de control ante fallo motor . . . . . . . . . . . . . . . . 140
107. Deflexión de superficies de control con un resbalamiento de 16o
. . . . . . . . . . 140
108. Esquema del modo espiral (Apuntes de Mecánica del Vuelo) . . . . . . . . . . . 148
109. Esquema del balanceo holandés (Apuntes de Mecánica del Vuelo) . . . . . . . . 149
110. RFP: Caracter´ısticas de la aeronave . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 154
111. RFP: Actuaciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 154
112. RFP: Misión . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 155
113. RFP: Cálculo de reservas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 155
12

ÍNDICE DE TABLAS
Índice de tablas
1. Fracciones de Peso . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
2. Pesos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25
3. Tabla de datos, por tramos, en misión contra incendios. S´ımil Hércules . . . . . 27
4. Tabla de datos, por tramos, en misión contra incendios. S´ımil B2 . . . . . . . . . 28
5. Tabla de datos, por tramos, en ferry. S´ımil Hércules . . . . . . . . . . . . . . . . 30
6. Tabla de datos, por tramos, en ferry. S´ımil B2 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
7. Datos comparativos, Longitud de fuselaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33
8. Parámetros fijos en la comparativa Avión Convencional-Ala Volante . . . . . . . 37
9. Resultados elección Ala Volante . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37
10. Volumen de los distintos componentes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 44
11. Resultados preliminares pesos. Método MM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60
12. Resultados finales de los pesos. Método MM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 68
13. Posición del CDG en distintas configuraciones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71
14. Velocidades en las distintas curvas V-N . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74
15. Valores máximos de los esfuerzos en el tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . 81
16. Parámetros relevantes del tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 84
17. Dimensiones de las ruedas del tren de aterrizaje . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85
18. Parámetros generales para el programa ASPro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 116
19. Parámetros propulsivos básicos para el programa ASPro . . . . . . . . . . . . . 116
20. Parámetros geométricos y aerodinámicos del ala . . . . . . . . . . . . . . . . . . 117
21. Tabla de datos de las superficies virtuales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
22. Tabla de datos del timón de pofundidad . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124
23. MPL: Deflexiones máximas y m´ınimas durante el primer crucero . . . . . . . . . 127
13

ÍNDICE DE TABLAS
24. MPL: Deflexiones máximas y m´ınimas durante la descarga . . . . . . . . . . . . 129
25. MPL: Deflexiones máximas y m´ınimas durante el segundo crucero . . . . . . . . 131
26. Ferry: Deflexiones máximas y m´ınimas durante el primer crucero . . . . . . . . . 133
27. Ferry: Deflexiones máximas y m´ınimas durante el segundo crucero . . . . . . . . 134
28. Datos del estabilizador vertical . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136
29. Caracter´ısticas de los alerones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138
30. Derivadas de estabilidad Longitudinal para α = 4o
. . . . . . . . . . . . . . . . . 143
31. Derivadas de control Longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 143
32. Autovalores análisis estabilidad longitudinal . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
33. Modo Fugoide . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144
34. Corto periodo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145
35. Derivadas de estabilidad lateral-direccional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 146
36. Derivadas de control lateral-direccional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 147
37. Autovalores análisis estabilidad lateral direccional . . . . . . . . . . . . . . . . . 147
38. Parámetros modo espiral . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148
39. Parámetros convergencia en balance . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149
40. Parámetros balanceo holandés (Dutch Roll) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 150
41. Normativa balanceo holandés (Dutch Roll) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151
14

1 ASFEP & F-EX HERON
Parte I
THE BEGINNING
1. ASFEP & F-EX HERON
1.1. Aerospace Solutions For Engineering Projects (ASFEP)
ASFEP es una empresa especializada en el sector aeronáutico que fue creada por un grupo
de jóvenes ingenieros cuyos objetivos estaban claros: introducir ideas inovadoras en el mercado
actual para hacer de ASFEP una compañ´ıa l´ıder en ingenier´ıa y tecnolog´ıa de fabricación de
aeronaves, que sea capaz de desarrollar proyectos de aeroestructuras complejas y hacerse cargo
por completo de su ingenier´ıa de diseño, fabricación y soporte.
Gracias a la realización de este proyecto pretende abrirse paso hacia el mercado estadouni-
dense, llegando a ser una empresa altamente competitiva a nivel internacional.
ASFEP, cuya localización es C/ Caminno de los Descubrimientos s/n 41092 Sevilla, fué fun-
dada el 25 de Enero del año 2016.
Figura 1: Logotipo de la empresa
1.1.1. TEAM
ASFEP ha llevado a cabo una rigurosa selección de ingenieros aeroespaciales para conformar
un equipo que desarrolle este proyecto con éxito, cumpliendo as´ı las expectativas previstas.
Este equipo, de ocho ingenieros, abarcará en pequeños subgrupos cada una de las áreas de
estudio en las que se dividirá el proyecto. Será necesario aplicar la metodolog´ıa de ingenier´ıa
concurrente para poder as´ı coordinar las diferentes áreas y que la consecución del proyecto
resulte satisfactoria.
15

1.2 F-EX HERON
La estructura del equipo, cuyo Team Leader es Daniel Mártinez Coza, será la siguiente:
- Aerodinámica, Propulsión y Actuaciones:
Daniel Mart´ınez Coza, Pablo Mart´ınez Cano y Ángela Escalona Cabello
- Estabilidad y Control:
Leonor Cuadrado Alarcón y Juan Pablo Claro Báez
- Estructuras:
Paloma Garc´ıa Florencio y Ma
de los Dolores López Fernández
- Sistemas:
Paloma Garc´ıa Florencio, Ma
de los Dolores López Fernández, Daniel Mart´ınez Coza y Pablo
Reguera Durán
- Diseño, modelado en CATIA:
Pablo Reguera Durán
1.2. F-EX HERON
Este proyecto surge a ra´ız de la necesidad de llevar a cabo una rápida y exitosa extinción
de incendios en todo el territorio continental estadounidense, ya que el número de incendios
que asolan los Estados Unidos se ha ido incrementando a lo largo de los últimos años. Por
ello, se propone diseñar una aeronave de gran tamaño que tenga la capacidad de despachar
rápidamente dicha áerea.
Teniendo en cuenta la actividad a la que va estar destinada la aeronave se ha decidido
denominarla F-EX Heron, de ah´ı el nombre del proyecto.
F-EX Heron es un nombre simbólico que permite aunar dos ideas. Por una parte, F-EX
son las siglas de Fire Extintor aludiendo al objetivo principical de extinguir incendios y, por
otra parte Heron, además de ser el nombre de un ave acuática, hace alusión a un antiguo
matemático e ingeniero de Alejandr´ıa del siglo I d.C.
ASFEP ha decidido dotar a este proyecto de un logo representativo del mismo, tal y como
se muestra a continuación:
16

2 REQUISITOS DE DISE ÑO
Figura 2: Logotipo del proyecto
2. REQUISITOS DE DISE ÑO
Para poder llevar a cabo el diseño de la aeronave es necesario adaptar la misma a los
requisitos y necesidades impuestos en el RFP. En primera instancia, los valores más significativos
en cuanto a imposiciones y restricción de operación se encuentran desglosados al final del
presente documento.
(ver ANEXO I / Requisitos RFP)
Analizando los requisitos impuestos en el RFP y para poder tener algunos datos como base
de referencia, se decide tener en cuenta las siguientes aeronaves:
Figura 3: Lockheed C-130 Hércules
17

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

Figura 7: Ala Volante
2.1. FIRST ORDER SIZING
Estudio estad´ıstico de pesos
Se realizará en primer lugar un dimensionado inicial basándonos en los pesos de los aviones
de referencia anteriormente mencionados y en estimaciones.
Se comenzará determinando el peso de despegue acumulativo de la forma que sigue:
W0 = Wcrew + Wpayload + Wempty + Wfuel (2.1)
Manipulando la expresión se obtiene la siguiente relación para el peso de despegue:
W0 =
(Wcrew + Wpayload)
(1 − Wempty
W0
−
Wfuel
W0
)
(2.2)
De esta forma se dispondrá de dos variables a definir para determinar el peso de despegue:
Wempty/W0 : fracción de peso en vac´ıo.
Wfuel/W0 : fracción de combustible.
Se desarrollará un proceso iterativo para determinar el peso de despegue acumulativo. Pri-
mero se determinarán las fracciones de peso en vac´ıo y de combustible, dependiendo la primera
19

2.1 FIRST ORDER SIZING
del peso de despegue estimado y la segunda del perfil de la misión. Seguidamente introduci-
remos estas estimaciones en la ecuación anterior para obtener un nuevo peso de despegue. Se
repetirá el proceso hasta alcanzar la convergencia.
2.1.1. Fracción de peso en vac´ıo
Para determinar la fracción de peso en vac´ıo se recurrirá a la relación emp´ırica que sigue:
W0 = AWC
0 Kvs (2.3)
Para la selección de las constantes se recurrirá a la tabla estad´ıstica que aparece en la figura
siguiente:
Figura 8: Tabla de datos: coef. A y c
En base al caso que nos ocupa se ha determinado que habrá una mayor similitud de nuestra
aeronave con el military cargo / bomber:
A= 0.91 (0.88 en métrico)
C= -0.07
20

2.1.2. Fracción de Combustible
Al igual que en el caso de la fracción de peso en vac´ıo se emplearán datos históricos y
relaciones que dependerán del perfil de la misión.
Se muestra un gráfico explicativo que representa el perfil de misión de primera l´ınea. En el
diagrama se presentan las altitudes de vuelo, las distancias horizontales recorridas, la velocidad
media en cada tramo y el Mach medio en cada tramo.
Figura 9: Segmentos de Vuelo
• Tramo 1-2: Despegue.
• Tramo 2-3: Subida a altitud de crucero.
• Tramo 3-4: Crucero.
• Tramo 4-5’: Descenso a altura de descarga.
• Tramo 5’-5: Descarga
• Tramo 8-9’: Crucero.
• Tramo 9’-9: Espera.
• Tramo 9-10: Descenso al aeropuerto.
21

• Tramo 10-11: Aterrizaje.
Para determinar la fracción de combustible será necesario obtener las pérdidas de masa por
consumo de combustible en cada tramo de la misión.
El consumo de combustible en los segmentos despegue, subida, descenso y aterrizaje se
obtendrá mediante datos históricos. El resto de segmentos se definirán mediante relaciones
obtenidas de la mecánica del vuelo.
• Tramo 1-2: Despegue.
W2
W0
= 0,97 (2.4)
W3
W2
= 0,985 (2.5)
W4
W3
= exp(
R1C1
V1
L
D
|cruise
) (2.6)
• Tramo 4-5’: Descenso a altura de descarga.
W5
W4
= 0 (2.7)
• Tramo 5’-5: Descarga
W5
W5
= exp(
E5C5
L
D
|descarga
) (2.8)
W6
W5
= 0,985 (2.9)
W7
W6
= exp(
R2C2
V2
L
D
|cruise
) (2.10)
W8
W7
= 0,985 (2.11)
22

• Tramo 8-9’: Crucero.
W9
W8
= exp(
R3C3
V3
L
D
|cruise
) (2.12)
• Tramo 9’-9: Espera
W9
W9
= exp(
E9C9
L
D
|espera
) (2.13)
• Tramo 9-10: Descenso al aeropuerto.
W10
W9
= 0 (2.14)
• Tramo 10-11: Aterrizaje.
W11
W10
= 0,995 (2.15)
Finalmente obtendr´ıamos el valor de la fracción de combustible
W11
W0
=
W2
W0
W3
W2
W4
W3
W5
W4
W5
W5
W6
W5
W7
W6
W8
W7
W9
W8
W9
W9
W10
W9
W11
W10
(2.16)
Wf
W0
= 1,06(1 −
W11
W0
) (2.17)
Donde 1.06 representa el 6 % de fuel reserva.
Tomando las magnitudes los valores siguientes:
E5 = 151,7 s
E9 = 1200 s
R1 = 200 nm
R2 = 200 nm
R3 = 100 nm
V1 = 250 kts
V2 = 300 kts
V3 = 300 kts
V5 = 150 kts
V9 = 150 kts
El consumo de combustible C se podrá determinar a través de valores históricos.
Ci =
CbhpVi
550ηp
(2.18)
Donde el rendimiento propulsivo vale ηp = 0,75
Para determinar Cbhp se recurre a la tabla que aparece en la siguiente figura.
23

Figura 10: Tabla de datos Cbhp
2.1.3. Proceso iterativo
Para realizar el proceso y determinar el peso de despegue acumulativo el único parámetro a
priori desconocido ser´ıa el ratio L/D. Por lo tanto se ha resuelto en Matlab el proceso iterativo
para distintos valores del ratio L/D, obteniéndose los siguientes resultados.
Figura 11: Gráfica We
W0
vs L
D
24

Figura 12: Gráfica
Wf
W0
vs L
D
Figura 13: Gráfica W0 vs L
D
Una vez se dispone de las gráficas anteriores, se procede a elegir un L/D adecuado para
cada modelo de aeronave. En concreto:
L/D = 17 para un avión convencional
L/D = 23 para el ala volante
25

2.2 DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
Las fracciones de peso y los pesos correspondientes se reflejan en las figuras siguientes:
L
D
Wf
W0
We
W0
17 0.1466 0.4352
23 0.1302 0.4363
Tabla 1: Fracciones de Peso
L
D
W0 (kg) Wf (kg) We (kg)
17 49305.5 7228.2 21458
23 47627.2 6201 20780
Tabla 2: Pesos
2.2. DIAGRAMAS POTENCIA-PESO Y CARGA ALAR
En este apartado, se van a obtener los diagramas potencia-peso frente a carga alar para
las dos misiones que se deben cumplir. Se empleará el programa Academic Performance 1.4.
Primero se analizará la misión contraincendios y, a posteriori, la misión ferry.
2.2.1. Misión contra incendios
Para ello, se introduce el perfil de la misión en el programa y se obtiene la imagen inferior
donde se observa que se despega y aterriza desde un aeropuerto a 5000 ft de altitud, que el
26

fuego se encuentra a 300 ft de altitud y que en el camino de vuelta tras la desviación a otro
aeropuerto, se recorren 100 millas náuticas a 20000 ft.
Figura 14: Perfil de la misión contra incendios
Se puede observar como se ha tenido en cuenta la pérdida de peso entre el tramo 4 y el 5,
representando la liberación del retardante sobre la zona objetivo.
Una vez que se tiene definida la misión que se debe cumplir, se procede a analizar los dos
aviones que han tomado como referencia. Para ello, se analizarán dos casos, uno con la superficie
alar del hércules y otro con la del B2, aunque se observará que los resultados obtenidos son los
mismos.
Para la propulsión, se han considerado dos turbohélices de 4000 shp cada uno con un
consumo espec´ıfico de 0.46 lb/(shp*h).
27

S´ımil Hércules
Figura 15: Caracter´ısticas S´ımil Hércules Figura 16: Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
Del diagrama superior, se puede ver que existe un margen tanto de potencia como carga
alar en el que poder movernos.
En la tabla de la figura inferior, se representan en unidades internacionales, los distintos
parámetros que se han definido en cada tramo.
Despegue Subida Crucero Máx. Prop Giro Stall
1524 3048 6096 0.5 10000 2.3
0.05 2.032 0.5 0 0.5 46.296
0.05 0.025 0.025 0 0.025 0
2.3 0.05 0.05 0 0.05 0
1524 0 0 0 0 0
Tabla 3: Tabla de datos, por tramos, en misión contra incendios. S´ımil Hércules
28

S´ımil B2
Figura 17: Caracter´ısticas S´ımil B2 Figura 18: Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
Se puede observar que los resultados obtenidos son los mismos en ambos casos, ya que los
datos de entrada en el programa se pueden ir modificando y en este caso, la misión es la misma.
En la tabla inferior, se representan en unidades internacionales, los distintos parámetros que
se han definido en cada tramo.
1524 3048 6096 0.5 10000 2.3
0.05 2.5 0.5 0 0.5 46.296
0.05 0.025 0.025 0 0.025 0
2.3 0.05 0.05 0 0.05 0
1524 0 0 0 0 0
Tabla 4: Tabla de datos, por tramos, en misión contra incendios. S´ımil B2
29

2.2.2. Misión de ferry
La misión de ferry de un aeropuerto a otro se ha descrito como un despegue desde una pista
a 5000 ft de altitud hasta una altura sobre dicho aeródromo hasta los 5000 ft de altura, una
subida hasta 20000 ft de altitud, un crucero de 2600 nm, que incluye un desv´ıo de 100 nm hasta
otro aeropuerto en caso de emergencia, un descenso hasta 10000 ft de altitud, y un aterrizaje
en una pista a 5000 ft de altitud sobre el nivel del mar.
Figura 19: Perfil de la misión ferry
S´ımil Hércules
Figura 20: Caracter´ısticas S´ımil Hércules Figura 21: Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
30

1524 6096 6096 0.5 10000 2.3
0.05 1.016 0.48 0 0.5 46.296
0.05 0.022 0.022 0 0.022 0
2.3 0.00372 0.00372 0 0.00372 0
1524 0 0 0 0 0
Tabla 5: Tabla de datos, por tramos, en ferry. S´ımil Hércules
S´ımil B2
Figura 22: Caracter´ısticas S´ımil B2 Figura 23: Gráfica Psl
WT 0
vs WT 0
S
Se puede ver como los rangos tanto de carga alar, como de peso-potencia son muy similares
a los del Hércules para esta misión.
31

1524 6096 6096 0.5 10000 2.3
0.05 1.016 0.48 0 0.5 46.296
0.05 0.073 0.073 0 0.073 0
2.3 0.0576 0.0576 0 0.0576 0
1524 0 0 0 0 0
Tabla 6: Tabla de datos, por tramos, en ferry. S´ımil B2
Una vez analizadas las dos misiones se comprueba que la misión contra incendios es más
restrictiva que la misión de ferry. Por ello se van a obtener valores de la superfie y la potencia
tomando como referencia el caso más cr´ıtico.
2.2.3. Análisis de resultados
S´ımil Hércules
A continuación se plasman los valores de superficie de referencia y potencia a nivel del mar,
obtenidos con el ratio L/D, fracciones de pesos y pesos correspondientes al avión convencional.
WT O
Sref
= 2800 N/m2
o, dividiendo por g, WT O
Sref
= 286 kg/m2
Sref = 131,6m2
los resultados relativos a la potencia son:
PSL ∈ [14495,817, 45903,42]kW = [19439,21, 61557,5] shp
Se toma como potencia a nivel del mar un valor más pequeño cercano al m´ınimo, pero
dándole margen por si la l´ınea de crucero se desplaza hacia arriba:
PSL
WT 0
= 35 m/s
PSL = 17001,96kW = 22800 shp
32

S´ımil B2
En este caso, al igual que en el anterior, a partir del ratio L/D se obtienen los siguientes
valores de superficie de referencia y de potencia al nivel del mar.
WT O
Sref
= 2800 N/m2
Sref
= 286 kg/m2
Sref = 166,86m2
los resultados relativos a la potencia son:
PSL ∈ [14002,396, 44340,923]kW = [18777,52, 59462,16] shp
Se elige como potencia a nivel del mar un valor cercano al m´ınimo, dejando cierto margen
por si la l´ınea de crucero se desplaza hacia arriba:
PSL
WT 0
= 35 m/s
PSL = 17001,96kW = 22800 shp
2.3. DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETRÍA Y
DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL
2.3.1. Fuselaje
Las dimensiones del fuselaje dependen de las necesidades de cada avión y de sus expectativas,
para una primera aproximación, se recurre a tablas estad´ısticas:
Figura 24: Tabla coef. a y C
33

2.3 DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETRÍA Y DE LAS SUPERFICIES
DE CONTROL
Por lo tanto, es necesario tomar como datos de entrada el peso MTOW estimado en apar-
tados anteriores y los coeficientes a y C tomados de aeronaves de tipo similar de la figura
25.
Lfuselaje = aWC
0 (2.19)
W0 = 49305,5kg = 1,087 ∗ 105
lb
Se consideran dos casos diferentes para comprobar qué valores se obtienen y seleccionar cuál
es la mejor configuración para la aeronave.
MILITARY CARGO/BOMBER MILITARY CARGO/BOMBER + TWIN TURBOPROP
COEFICIENTES ESTADÍSTICOS a = 0,23 C = 0,5 a = 0,3 C = 0,5
Lfuselaje = aWC
0 Lfus1 = 75,83ft 23,11m Lfus2 = 98,91ft 0,15m
Tabla 7: Datos comparativos, Longitud de fuselaje
2.3.2. Ala
La superficie alar se determina en función de W0/S. Se hace la aproximación utilizando
el área trapezoidal que incluye toda el área de punta a punta. Como primera estimación se
considerará que:
W0
S
= 2800 N/m2
Sref
= 286 kg/m2
S = 131,6m2
La cuerda media, ˆc = S
b
, siendo b2
= AR ∗ S.
En el diseño se ha considerado que AR = 10,07, por lo que b = 36,4m.
ˆc = S
b
= 131,6
36,4
= 3,615m
34

2.3.3. Coeficiente de volumen de cola
La efectividad de la cola para generar un par sobre el centro de gravedad del avión es propor-
cional al área de la cola y el brazo del momento. La principal función de la cola es contrarrestar
el par generado por el ala, por lo que suele haber relación directa entre las dimensiones de una
y otra.
En este apartado no se pretende un dimensionado final de las superficies de control, sino
una primera aproximación del brazo del momento y del área de las superficies. Conforme se
vaya desarrollando el proyecto se irán afinando estos cálculos.
Se partirá de la expresión de los Coeficientes del Volumen de la Cola:
CVt =
LVt SVt
bwSref
(2.20)
CHt =
LHt SHt
bwSref
(2.21)
Los valores de estos coeficientes se obtendrán de una tabla con los valores t´ıpicos, conside-
rando los mismos casos que para la estimación de la longitud del fuselaje: un avión militar de
carga y la media entre el avión militar de carga y un Twin Turboprop.
Para poder determinar el tamaño de las colas hay que estimar también el brazo de cola LVt
y LHt , que en este proceso inicial se considerarán como un porcentaje de las dimensiones del
fuselaje LVt LHt .
Además se tendrán en cuenta las siguientes hipótesis:
• Avión con motor en las alas: LHt ∼ [50 − 55] % de la distancia del fuselaje.
• Si la cola es en H (o en T), se puede reducir LHt ∼ 5 % el tamaño tanto de la cola vertical
como de la horizontal.
Tenemos por tanto:
Lfuselaje = aWc
0 (2.22)
SV t =
CV tbwSref
LV t
(2.23)
SHt =
CHtˆcwSref
LHt
(2.24)
35

2.3 DIMENSIONADO PRELIMINAR DE LA GEOMETRÍA Y DE LAS SUPERFICIES
DE CONTROL
obteniendo para el s´ımil Hércules:
Lfuselaje = 23,11m
SV t = 33,16m
SHt = 41,16m
Donde se ha tomado como LVt LHt = 0,5Lfuselaje, es decir, el 50 % de la longitud del
fuselaje. Los coeficientes se han tomado de la siguiente tabla.
Figura 25: Coeficientes dimensiones cola
Para el s´ımil B2 se ha obtenido lo siguiente:
L = 16,34m
SV t = 53,4m
36

1 ¿POR QUÉ UN ALA VOLANTE?
Parte II
DISE ÑO.
1. ¿Por qué un ala volante?
En la primera parte de este documento se plantea el diseño de una aeronave convencional
dotada de superficie alar, fuselaje, HTPs y VTPs o, por otra parte, la cofección de un ala
volante. El grupo de ingenieros que ASFEP tiene trabajando en este proyecto ha hecho un
análisis preliminar que le ha permitido comparar ambos tipos de aeronaves y descartar el
menos atractivo.
En las imágenes inferiores se muestra un boceto que ilustra, a grandes rasgos, los conceptos
de diseño que se están planteando.
Figura 26: Avión Convencional
Figura 27: Ala Volante
37

Para evaluar ambas configuraciones se hizo necesario mantener constante el valor de los
parámetros que aparecen en la siguiente tabla:
Carga alar W0
S
2800 Pa
Relación potencia-peso P
W0
35 m
s
Volumen de la carga de pago V 19 m3
Tabla 8: Parámetros fijos en la comparativa Avión Convencional-Ala Volante
Aplicando los métodos de cálculo preliminares se obtuvieron los siguientes resultados, a la
vista de los cuales, ASFEP tomó la decisión de convertir su aeronave F-EX HERON en un ala
volante. Pues, para un mismo orden de superficie alar, la potencia necesaria para el modelo
de ala volante es menor que para el diseño convencional debido, entre otros factores, a que el
máximo peso al despegue también es menor.
```````````````Parámetros
Modelo
Avión Convencional Ala Volante
MTOW 54837 kg 43554 kg
Potencia Necesaria 18830 kw 14950 kw
Superficie Alar 150.6 m2
152.3 m2
Tabla 9: Resultados elección Ala Volante
A partir de este momento se establece un punto y aparte, pues se deja a un lado el modelo
convencional para centrar todo el estudio en la configuración de un ala volante que cumpla los
requisitos del RFP.
Los departamentos de Aerodinámica,Propulsión, Actuaciones, Estabilidad, Estructuras, Sis-
temas y Diseño irán interactuando entre ellos, aplicando la metodolog´ıa de ingenier´ıa concu-
rrente, para conseguir a través de diversas iteraciones y profundizando en la metodolog´ıa de
análisis la aeronave deseada.
38

2 CAR ÁCTERISTICAS GEOMÉTRICAS DEL F-EX HERON.
2. Carácteristicas geométricas del F-EX HERON.
A continuación, para que sirva de referencia a lo largo del proyecto se muestran las ca-
racter´ısticas geométricas del F-EX HERON. Se define la forma en planta en la que, como se
indicará a posteriori en la parte de aerodinámica, se ha empleado un perfil réflex MH 80 para el
ala mientras que la zona correspondiente al fuselaje se ha modelado como un perfil aerodinámico
réflex.
− Flecha del borde de ataque: Ψ = 34o
− Flecha del borde de salida: φ = 20o
− Envergadura: b = 36,15 m
− Superficie alar: S = 183,13 m2
− Superficie sustentadora: Ssus = 216,2 m2
− Alargamiento: Λ = 6,04
− Cuerda en el encastre: Cr = 10 m
− Cuerda en la punta: Ct = 2,5 m
− Longitud B.S. sin flecha: p = 6,5 m
− Diámetro del fuselaje: Dfus = 3 m
− Distancia del morro al B.A.: Ln−le = 1 m
− Distancia de la cola al B.S.: Lt−te = 1 m
39

Ecuaciones de borde de ataque y salida del semi-ala derecha, con origen el borde de salida
en el encastre y de la cuerda:
Se ha empleado el perfil REFLEX MH 80 para el ala:
− Relación espesor máximo – cuerda (al 23,23 % de la cuerda): t/c = 0,127
− Curvatura máxima (al 21,21 % de la cuerda): e = 0,03
Se ha empleado el perfil REFLEX MH80 ADAPTADO para la zona del fuselaje:
− Relación espesor máximo – cuerda (al 26,26 % de la cuerda): t/c = 0,282
− Curvatura máxima (al 21,21 % de la cuerda): e = 0,03
Flecha en el 25 % de la cuerda del ala:
3. Configuración final del F-EX HERON. CAD
En primer lugar, se muestra un plano conjunto con las tres vistas (alzado, planta y perfil)
del diseño:
40

3 CONFIGURACI ÓN FINAL DEL F-EX HERON. CAD
Figura 28: Alzado, planta y perfil del F-EX HERON
Para una mayor percepción de las cotas se mostrará cada vista de forma independiente:
Figura 29: Alzado
41

Figura 30: Planta
Figura 31: Perﬁl
42

4 DESCRIPCI ÓN GEOMÉTRICA DETALLADA
4. Descripción geométrica detallada
4.1. Dimensionado de las superficies de control
A continuación se muestran las dimensiones de la superficies de control.
Figura 32: Superficies de control
4.2. Descripción de los distintos componentes:
FUSELAJE
El espacio aprovechado dentro del fuselaje consta de:
- La cabina. Cuenta con mandos de vuelo para dos pilotos, con sus respectivas acomodaciones
y las dos puertas de entrada al avión. Estas están situadas en el suelo de la cabina y su acceso
es a través de una escalinata vertical que acaba con las puertas exteriores situadas en la parte
inferior del fuselaje debajo de la cabina.
- Tren de aterrizaje de morro. Situado en el plano de simetr´ıa del avión bajo la cabina a
unos 0.75 m del suelo de la misma. Al replegarse ocupar´ıa parte del pasillo central . Esto se
suple al estar la cabina a desnivel con este pasillo. La solución es colocar escaleras desde la
cabina hacia el pasillo , aprovechando ese hueco para el resto del tren de aterrizaje.
- Sistemas de aviónica. Ubicados bajo la cabina a ambos lados del tren de aterrizaje por
delante del espacio de las puertas.
- Baño. Situado en un pasillo interior , fuera de la cabina , entre los tanques de retardante
43

4.2 Descripción de los distintos componentes:
y la misma.
-Tanques de retardante. Situados a ambos lados del pasillo, abarcar´ıan desde la zona baja
del pasillo hasta el techo.
- Espacio reservado para APU. Este ir´ıa al final del pasillo, desembocando en el cono de
cola de la aeronave. Aunque no está diseñado, existe un espacio reservado a este sistema motor.
- Tuber´ıas que suplen a los distintos sistemas. Aunque no se encuentra en el diseño de
catia, existe el espacio destinado a estos elementos. As´ı, las tuber´ıas de combustible del motor
central pasar´ıan por la parte posterior de los tanques de retardante para llegar a los tanques
de combustible situados en las alas. El paso de combustible de un tanque a otro ser´ıa posible
por la panza de la aeronave, debajo del pasillo interior, salvando el tren de aterrizaje.
Para el sistema hidráulico seguir´ıamos la misma dinámica seguida por las tuber´ıas de com-
bustible. Para el sistema eléctrico ser´ıa también útil desplazarlo por debajo del pasillo para
acceder de forma más rápida bajo cabina . Sin embargo, la parte del sistema neumático que
va dentro del fuselaje, una vez tra´ıdo desde las alas lo subir´ıamos hacia la parte superior del
pasillo .
ALAS
El espacio utilizado en las alas principalmente se destina a :
Superficies de control : ocupando cerca de un 40 % de la superficie del ala .
Tanques de combustible: ocupando la zona central del ala en consonancia al centro de
gravedad de la aeronave.
Tren de aterrizaje principal: De forma análoga al tanque de combustible, ocupar´ıa esta
misma parTe central , desplazados 8 metros desde el eje. Su repliegue ser´ıa hacia el fuselaje.
Tuber´ıas de los distintos sistemas. Tendr´ıan dos v´ıas ; por detrás de los tanques de retardante
en la parte posterior de la aeronave y por delante de los mismos, en la parte anterior.
44

5 MEJORAS FUTURAS
COMPONENTE VOLUMEN (m3
)
Fuselaje 58
Ala 94.6
Cabina 8.5
Depósitos de combustble 21.6
Depósitos de retardante * 18.51
Tren principal *** 1.17
Tren de morro *** 0.205
Almacenaje ** 6
Tabla 10: Volumen de los distintos componentes
* Medida aproximada a la pedida. Al ser un depósito integrado a la estructura , acertar
con la medida exacta no es evidente. Tras remodelarlo varias veces, se dejó para un posterior
rediseño la ampliación del mismo. Hay espacio de sobra.
** Espacio aproximado de almacenaje situado debajo de la cabina .
*** Volumen del tren sin contar el espacio que requiere su anclaje y demás. El espacio
está delimitado pero no está reflejado en esta tabla.
5. Mejoras futuras
- Introducción de un sistema de extracción de los tanques de combustible. En este modelo
aparecen integrados en el fuselaje. Una ampliación será introducir un sistema de rampa en la
panza de la aeronave , aprovechando la altura considerable que tiene sobre el suelo. Para ello,
dividir´ıamos cada tanque de retrdante en dos subtanques sobre la dirección vertical , siendo
as´ı más sencilla su extracción.
- Remodelación de los tanques de retardante para mayor aprovechamiento del espacio. Re-
sultar´ıa más cómodo el sistema de tuber´ıas de los sitemas si pasaran directamente de un ala
a otra pasando por en medio de la aeronave en su parte central . Por ello una división de los
45

tanques en su direcci´on horizontal ser´ıa razonable. As´ı todas las tuber´ıas pasar´ıan desde la cola
hacia las alas por el mismo sitio, pasillo central y un hipot´etico lateral .
46

1 CARGA DE PAGO. DEP ÓSITOS DE RETARDANTE.
Parte III
SISTEMAS.
1. Carga de pago. Depósitos de retardante.
La misión de primera l´ınea está caracterizada principalmente por la necesidad de transportar
una carga de pago de gran peso y volumen que restringirá, sin lugar a dudas, la configuración
geométrica del F-EX HERON.
Se establece en el RFP la obligatoriedad de adaptar la aeronave para que pueda transportar
5000 galones de retardante.
El grupo ASFEP ha decidido que dicha carga de pago se transportará en el fuselaje de la
aeronave, de tal modo que los depósitos de retardante se adaptarán a la geometr´ıa, en concreto
al perfil, que constituye el fuselaje del F-EX HERON.
En primer lugar, se muestra una imagen 3D en la que se puede observar que el F-EX
HERON llevará a bordo dos tanques de retardante integrados en la estrcutura. As´ı mismo se
ha habilitado entre ambos depósitos un pasillo de unos 80 cm de ancho para poder llevar a cabo
las labores de mantenimiento que fuesen necesarias.
En caso de que fuese necesario realizar algún tipo de reparación antes pérdidas debido a
fisuras, limpieza del interior, etc. la tecnolog´ıa a emplear ser´ıa equivalente a la que se emplea
para el mantenimiento de los tanques de fuel integrados en el ala en la aeronaves actuales.
Figura 33: Visualización del interior del F-EX HERON. Tanques de retardante
47

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

2 SISTEMAS.
2. Sistemas.
En este apartado se comentarán los sistemas previstos para la aeronave as´ı como su distri-
bución y sus centros de gravedad cuya distancia está medida desde el morro.
− Sistema eléctrico e instrumentación: Tiene como objetivo la generación, distribución y
control de la potencia eléctrica necesaria para el consumo demandado por todos los sis-
temas cliente. La APU es un subsistema de generación del sistema eléctrico. El sistema
tiene componentes por toda la estructura de la aeronave pero tiene su centro de gravedad
en:
CDGELECTRICO = 3m
As´ı mismo la APU tiene su centro de gravedad en:
CDGAPU = 11m
En la siguiente figura se observa su composición:
− Sistema hidráulico: Es un sistema de transporte de potencia que tiene como sistemas
clientes:
· Mandos de vuelo.
· Planta de potencia.
· Tren de aterrizaje.
49

· Puertas y escaleras.
· Generación de potencia eléctrica en emergencia.
El sistema hidráulico se encuentra repartido por toda la aeronave suministrando a distin-
tas partes de la misma. El centro de gravedad del mismo estará a:
CDGHIDRAULICO = 3m
Se puede observar su distribución en la siguiente figura:
− Sistema de combustible: El sistema de combustible tiene como objetivo suministrar a
los motores de combustible de manera adecuada tanto en términos de presión como de
caudal. Además participa en el control de estabilidad longitudinal de la aeronave y en los
procesos de intercambio de calor con otros fluidos. Está compuesto por el subsistema de
almacenamiento de combustible (Depósitos de la aeronave) y el subsistema de distribu-
ción. El centro de gravedad del sistema de combustible se considera ubicado en el mismo
sitio que el de los tanques de combustible ya que será la parte más pesada del sistema. El
subsistema de distribución de combustible unirá los tanques con los motores y la APU.
En la siguiente imagen se pueder ver la distribución del sistema de combustible:
50

2 SISTEMAS.
− Sistema de ox´ıgeno: El sistema de ox´ıgeno tiene como misión proporcionar una cantidad
adecuada de ox´ıgeno a cualquier altitud normal de vuelo.
Las dependecias del F-EX HERON a las cuales debe llegar el ox´ıgeno son: la cabina, el
aseo y, aunque no está previsto que los pilotos se desplacen por el pasillo situado entre
los retardantes, esta zona también también estará dotada de sistema de ox´ıgeno.
En la siguiente imagen se puede observar la distribución y ubicación del sistema de
ox´ıgeno:
51

− Sistema de control de vuelo: Sistema requerido para un control seguro de la aeronave
durante el vuelo y que mejora las caracter´ısticas de actuación o permiten disminuir las
fuerzas realizadas por el piloto sobre los mandos en cabina. Está formado por todas las
superficies de control de la aeronave as´ı como por sus dispositivos hipersustentadores. Su
centro de gravedad se encuentra situado a:
CDGCONTROLV UELO = 1,5m
Y su distribución:
52

3 SENSORES Y EQUIPOS.
3. Sensores y equipos.
El F-EX HERON estará provisto de los siguientes sensores y equipos:
− GPS.
− Radar.
− Sensor de Temperatura: localizar el foco del incendio.
− Cámara de visión nocturna: para las dificultades de visión por el humo.
53

Parte IV
ESTRUCTURAS
ASFEP dispone de un departamento encargado de analizar los diferentes aspectos estruc-
turales del F-EX HERON. Los resultados obtenidos se irán trasladando al resto de los departa-
mentos, haciendo uso de la ingenier´ıa concurrente tal que, finalmente, converja el diseño a un
modelo definitivo.
Los objetivos del departamento de estructutras a lo largo del proyecto han sido los siguientes:
- Disminuir el peso de la aeronave
- Mantener el CDG dentro de los l´ımites establecidos por el departamento de estabilidad
- Realizar el estudio de la curva vn
- Analizar las cargas en el ala y en el tren de aterrizaje
- Adecuar el tren de aterrizaje a la geometr´ıa de la aeronave
1. Cálculo de la Superficie Alar (S) y del MTOW (W0);
Método FL
En un análisis preliminar y a expensas de obtener datos de las diferentes áreas de estudio
(Aerodinámica,Estabilidad,Actuaciones...) se realizará una primera estimación del valor de la
superficie alar y del máximo peso al despegue a partir del método de los factores lineales.
En la interfaz del programa pueden distinguirse cuatro bloques caracter´ısticos:
- Superficies aerodinámicas
- Pesos
- Fuselaje
- Factores Lineales
En el primer bloque es necesario introducir los parámetros que definen las superficies aero-
dinámicas.
- S: Superficie Alar
54

1 C ÁLCULO DE LA SUPERFICIE ALAR (S) Y DEL MTOW (W0); MÉTODO FL
Este es un dato que se irá iterando hasta obtener la S , a priori, definitiva. Para empezar la
iteración se introduce una superficie de refencia calculada en la primera etapa de este proyecto.
- Swet: Superficie mojada del fuselaje
La aronave F-EX HERON es, en definitiva, un ala volante. En este caso, no tendrá un
fuselaje propiamente dicho como ocurre en una aeronave convencional, pues la zona del fuselaje
estará constituida por un perfil el cual aportará sustentación.
- Cr: Cuerda del ala en el encastre.
Este valor será proporcionado por el departamento de Aerodinámica.
- Svtp: Superficie del estabilizador vertical.
Al tratarse de un ala volante, el estabilizador vetical estará situado en los extremos del ala.
Es necesario tener en cuenta que el valor que se introduzca será el correspondiente a la suma
de las áreas de los estabilizares derecho e izquierdo. En un primer momento se empleará una
estimación del área del estabilizador calculada tal y como se explicó en la primera parte de este
documento. Posteriormente, con la colaboración del departamento de estabilidad la superficie
de estos elementos se irá actualizando.
Existe un segundo bloque en el cual se introducirán los valores realativos al fuselaje. Al
tratarse de un ala volante es neceario adaptar el programa AStr.m a este hecho y hacer ciertas
suposiciones. Principalmente, se está introduciendo un valor de un diámetro de fuselaje simu-
lando un cilindro cuando, en realidad, el fuselaje estará constitudo por un perfil por lo que la
sección transversal no será constante. Ambos valores se determinarán conjuntamente entre el
departamento de aerodinámica y el departamento de diseño y sistemas la intervención de este
último se debe a que es necesario, según el RFP, transportar una carga de 5000 galones.
En el tercer bloque se introducen los pesos exigidos en el RFP, la carga alar calculada en la
primera estapa del proyecto y el coeficiente Wf /W0.
Por útlimo, tenemos el bloque de los factores lineales los cuales se podrán adaptar según las
necesidades.
Partiendo de los datos iniciales se realizaron las iteraciones necesarias hasta obtener unos
valores de:
- MTOW = 45465kg
- S = 107m2
El departamento de aerodinámica tuvo la necesidad de disminuir la longitud del fuselaje
y aumentar la superficie alar por lo que fue necesario reajustar los cálculos introduciendo los
parámetros reflejados en la siguiente figura.
55

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

1 C ÁLCULO DE LA SUPERFICIE ALAR (S) Y DEL MTOW (W0); MÉTODO FL
En vista de los resultados:
Máximo peso al despegue (MTOW) = 51799.6 kg = 114198.6 lb
Peso en vac´ıo = 24408.1 kg = 53810.6 lb
Se puede situar la aeronave en el siguiente gráfico, quedando identificada por el punto rojo.
Figura 38: We vs MTOW
En oteraciones sucesivas con los distintos departamentos han permitido reducir el MTOW
en la etapa preliminar a 47627.2 kg.
Llegados a este punto, se observa que el método de los factores lineales es muy limitado
y se hace necesario emplear el método completo pues permite un mayor número de datos de
entrada y, consecuentemente, porporcionará unos resultados más precisos.
57

2. Cálculo del MTOW y del We. Método Completo
El método empleado en el apartado anterior, FL (factores Lineales), ha permitido obtener
unos primeros datos estimativos de la superficie alar y del máximo peso al despegue. En este
punto, es necesario hacer uso del Método Completo (MM) que proporciona la herramienta AStr.
En la imagen inferior, observamos que los datos de entrada estarán diferenciados por áreas de
estudio/análisis.
Figura 39: Interfaz Método Completo
2.1. MTOW y We. Preliminares
Para realizar un análisis preliminar se han hecho las siguientes hipótesis:
- Material empleado: Aluminio Aeroespacial, ρ = 2711 kg/m3
- No se consideran refuerzos ni reduciones de material
58

2 C ÁLCULO DEL MTOW Y DEL WE. MÉTODO COMPLETO
Será en un análisis posterior cuando se analice la posibilidad de emplear otro tipo de mate-
riales como pueden ser los composites para poder reducir el peso de la aeronave.
En lo referente al apartado de sistemas se han incluido, a priori, los siguientes:
Figura 40: Sistemas presentes en el ala volante
No obstante, será más adelante cuando el departamentos de sistemas estimará cuales son
realmente necesarios y cuál será su colocación dentro de la aeronave. Este último dato será de
gran importancia para poder calcular el centro de gravedad de la estructura.
59

2.1 MTOW y We. Preliminares
Figura 41: Datos de los motores
Tal y como muestra la imagen se ha decidido emplear 3 motores de 404.04 kg cada uno, sin
embargo, el departamento de Propulsión está barajando la posibilidad de reducir en número
de motores a 2.
Puesto que es necesario introducir el valor de la densidad del combustible se ha optado,
en esta iteración preliminar, por emplear JP 4 cuya densidad media a 15◦
oscila entre 751-802
Kg/m3
, por ello haciendo una estimación media se ha considerado ρfuel = 780 kg/m3
.
Respecto a las tres primeras pestañas:
- Datos generales
- Superficies Aerodinámicas
- Fuselaje y tren de aterrizaje
se analizarán con mayor profundidad en el siguiente apartado, pues contienen datos que
dependen fundamentalmente del resto de áreas y están en continua iteración.
Para analizar los resultados con esta herramienta se tiene la opción de hacerlo con carga
alar constante o con superficie alar constante. Puesto que el departamento de aerodinámica ya
ha fijado la superficie alar, se simulará el programa manteniendo dicho valor constante.
60

Es importante destacar en este punto que la superficie del ala junto con la parte central del
pseudofuselaje generan una superficie de referencia de 216 m2
, será este valor de superficie el
que se mantendrá constante en la iteración.
Figura 42: Métodos de cálculo
Tal y como muestra la imagen superior, el programa AStr tiene implementados tres métodos
de cálculo: Sadrey, GD y Factores Kundu. Ante un problema con la interfaz se realizarán los
cálculos descartando el método Sadrey. No obstante, en cuanto se solucione el problema dicho
método se valorará la posibilidad de tenerlo en cuenta de nuevo, por lo que los valores de los
resultados tienen un carácter estimativo.
En definitiva, en este punto de estudio se tienen los siguientes resultados:
PAR ÁMETROS RESULTADO
Superficie Alar de Referencia, S 216.3 m2
Máximo peso al despegue, MTOW W0 49798.7 kg
Peso en vac´ıo, We 21313.4 kg
Carga Alar, W0/S 230.23 kg
Tabla 11: Resultados preliminares pesos. Método MM
61

2.2 MTOW y We. Diseño final
2.2. MTOW y We. Diseño final
A lo largo de los meses que ha durado el proyecto F-EX Heron, ha sido necesario variar
diferentes parámetros de la aeronave para poder cumplir con todos los requisitos establecidos
en el RFP.
En la siguiente imagen se pueden observar la variación del Máximo peso al despegue
(MTOW) y del peso en vac´ıo (We).
Figura 43: Evolución del MTOW y We
Observamos que la tendencia ha sido decreciente, obteniendo como resultado final un MTOW =
33542,9kg y un We = 10775,7kg.
A continuación, se realizará un análisis detallado de como se ha llegado ha estos valores defi-
nitivos. No obstante, es importante destacar que en iteraciones intermedias el procedimiento ha
sido el mismo, sólo que se han ido ajustando diferentes parámetros cuyo cálculo y optimización
era competencia de otros departamentos.
62

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

2.3 Análisis detallado del Método Completo.
en el cálculo de estructuras sólo se tendrá en cuenta el estabilizador vertical.
Por otra parte, también será necesario introducir datos relativos al fuselaje y al tren de
aterrizaje.
Figura 46: Datos del fuselaje y del tren de aterrizaje
El tren de aterrizaje se analizará en más detalle en una sección posterior por lo que nos
centraremos aqu´ı en explicar el concepto de fuselaje en el F-EX HERON.
El F-EX HERON es un ala volante por lo que no posee un fuselaje con forma cil´ındrica
presente en cualquier avión convencional. Esta aeronave tiene un fuselaje constituido por una
serie de perfiles aerodinámicos que la dotan de mayor sustentación. Es por ello, que en esta
parte del programa fue necesario hacer la suposición de que la aeronave pose´ıa un fuselaje
cil´ındrico considerando como diámetro el valor que se mantiene constante en el fuselaje del
F-EX HERON (se corresponde con el ancho también). Por lo tanto, bajo esta suposición se
está sobredimensionando la aeronave y generará un peso de una cierta parte de superficie que
no existe. No obstante, se utilizará esto como justificación a la hora de reducir el uso de refuerzos
en el ala puesto que, de cierta manera, ya estarán contabilizando con este exceso de material.
Para ello se ha establecido que el material de este fuselaje será aluminio aeronáutico.
Los datos relativos a la planta motora se analizan en mayor detalle en el apartado de
actuaciones, aqu´ı simplemente destacar que hay un total de tres motores y cada motor tiene
un peso de 390 kg. El resto de parámetros se han seleccionado en base a que se trata de un
turbohélice. Si bien es cierto, que se ha decidido emplear finalmente el combustible JET A1
cuya densidad es de ρ = 800kg/m3
puesto que el JP es de ámbito militar y este es de ámbito
civil.
64

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

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

Figura 51: Distribución de materiales
Análogamente al Aribus 350, el F-EX HERON estará constituido por composites, a excep-
ción de aquellas zonas que requieran refuerzos donde se hará uso de aluminio aeronáutico.
En el diagrama superiror, empezando por la derecha se puede apreciar que el tren de ate-
rrizaje estará constituido ´ıntegramente por material metálico, también se ha de destacar que
se le ha aplicado un refuerzo dadas las fuerzas que tiene que soportar en aterrizaje y despegue.
El grupo motor, tiene una gran reducción de material puesto que la góndola y las pala
estarán constituidas por fibra de carbono lo que da gran ligereza a la estructura.
Por último, dadas las caracter´ısticas del fuselaje que posee la aeronave y que en el ala se
ha contabilizado la superfice completa, lo que se quiere mostrar aqu´ı es que el ala volante
estará constituida por materiales compuestos mientra que en aquellas zonas que lo requieran
se emplerá aluminio aeronático. Po ejemplo, la zona del encastre, la punta del cono de morro,
etc.
2.4. Análisis de los resultados. Desglose de los diferentes pesos
Una vez introducidos todo los datos necesarios el programa AStr muestra la opción de
calcular los pesos por tres métodos diferentes Sadrey, GD y factores kundo o, si se desea,
emplear la media de los tres métodos.
En esta ocasión, para realizar los cálculos definitivos se ha tenido en cuenta la media de los
tres métodos.
67

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

En la imagen superior se puede observar como la carga de pago es la que aporta mayor
porcentaje de peso al MTOW pues constituye prácticamente dos tercios del máximo peso al
despegue.
Por otra parte, en la imagen inferior se muestran como influyen los diefrentes componentes:
ala, fuselaje, VTP, etc. al peso de la estructura. Se observa que el peso del ala es prácticamente
equivalente al peso conjunto de fuselaje, motores y tren de aterrizaje.
Figura 54: Desglose de pesos que constituyen el peso estructural
A modo de resumen se muestra la siguiente tabla, la cual recoje los resultados de los pesos
más relevantes:
PARÁMETROS RESULTADO
Superficie Alar de Referencia, S 216.3 m2
Máximo peso al despegue, MTOW W0 33542.9 kg
Peso en vac´ıo, We 10775.7 kg
Carga Alar, W0/S 155.294 kg
Tabla 12: Resultados finales de los pesos. Método MM
69

3. Cálculo del CDG
El cálculo del CDG ha sido un proceso laborioso, pues en primer lugar fue necesario calcular
el CDG empleando un programa alternativo llamado secciones cuya interfaz se puede apreciar
en las imágenes siguientes. Este programa sólo permite dibujar la sección sobre la cual se quiere
obtener el CDG, evidentemente, no nos permite incluir la densisdad del material por lo que es
un cálculo aproximado.
El hecho de tener que recurrir a la herramienta secciones se ha debido ha que el modelo
de CATIA no evolucionaba al mismo tiempo, estaba en fases más preliminares por lo que de
algún modo se hizo necesario recurrir a una serie de hipótesis y una vez finalizado el modelo,
corroborar la posición del CDG.
Figura 55: CDG. Fuselaje. Vista en planta
Dado que el fuselaje estará constituido por un perfil, es evidente que el CDG estará más
adelantado por lo que se ha decidido como hipótesis preliminar adelantarlo en torno al 5 % por
lo que se ha estimado que el CDG del fuselaje se encontrará en 5.3m respecto del morro de la
aeronave.
70

3 C ÁLCULO DEL CDG
Figura 56: CDG. Ala. Vista en planta
Se observa, en esta ocasión que el CDG del ala se encuentra en 8.5m. Si bien es cierto que
en el peso del ala se han incluido los 216 m2
que abarca toda la superficie sustentadora donde,
por tanto, están incluida la superficie relativa al fuselaje.
Por ello, este departamento ha considerado las siguientes hipótesis:
- Adelantar el CDG un 5 % (al ser un perfil el cdg estará en una posición más adelantada)
- Calcular que porcentaje del peso del ala corresponder´ıa realmente al ala. Obteniendo que
los 183 m2
reales de ala corresponden a un 84 % del peso del ala.
- Por último se ha calculado el cdg de los 216 m2
de la siguiente forma:
CDG =
3218,13 ∗ 8,075 + 613,02 ∗ 5,32
3831,83
= 7,6m (3.1)
El centro de gravedad del VTP y de los motores vienen determinados por la localización de
los mismos en la aeronave.
El centro de gravedad del tren de aterrizaje se ha estimado de la siguiente forma:
71

- Del peso total del tren: 1213.57 kg se ha estimado que al tren delantero le corresponderá un
40 % de ese peso mientras que al trasero le corresponderá el 60 %. de tal modo que, teniendo
en cuenta la configuración del tren detallada más adelante, el CDG se ha estimado empleando
la misma analog´ıa que en el CDG del ala.
Por otra parte, para el CDG de crew dado que es un peso insignificante se considerá que los
pilotos permanecen en cabina constantemente.
En cuanto a la carga de pago y al fuel el CDG se ha establecido según las necesidades
geométricas del F-EX HERON.
El centro de gravedad de los sistemas es poco significavo pues es necesario simularlo como
cargas puntuales. Lo que se he hecho ha sido estimar una primera posición y una vez hecho el
modelado en CATIA distribuir el peso de los mismo de forma homogénea por toda la superficie.
Figura 57: Distribución del CDG de los componentes
De este modo se ha podido realizar una estimación del CDG de la aeronave, tal que los
datos de mayor refencia se muestran en la siguiente tabla:
CONFIGURACI ÓN POSICI ÓN CDG
XCG,P L 5.62 m
XCG,P L−N f 5.61 m
XCG,N P L 5.96 m
XCG,N P L−N f 5.96 m
Tabla 13: Posición del CDG en distintas configuraciones
72

4 CURVA V-N
Una vez concluido el modelo en CATIA, se ha calculado la posición del CDG en la configu-
ración XCG,PL y XCG,NPL obteniendo los mismos resultados que con el programa AStr por lo
que se confirma que las hipótesis realizadas previamente ha permitido llegar al mismo resultado
que proporciona CATIA. Hecha esta comprobación, se ha modelado una gráfica con la evolución
de la posición del CDG de la aeronave a lo largo de ambas misiones:
Figura 58: Evolución del CDG en las misiones
En la gráfica superior se refleja como la posición del CDG en la misión de ferry permanece
prácticamente constante mientras que en la de primera linea existe una variación de 30 cm.
Esto se debe a que en la misión de primera l´ınea el CDG se ve afectado por la descarga del
retardante, mientras que la otra carga que var´ıa el peso del fuel no afecta al CDG dado que los
tanques de combustible se han situado de tal modo que el CDG de los mismos esté alineado
con el de la aeronave.
4. Curva V-N
En esta sección se estudiará la influencia de las rachas de viento en la envolvente de vuelo
de nuestra aeronave. El análisis se ha realizado según la FAR 25, en la que están incluidas
aeronaves de peso del orden del F-EX HERON. Se realiza dicho estudio para distintos casos:
73

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

4 CURVA V-N
Figura 61: Curva v-n 10.000 y peso antes de la descarga
Como se puede observar, en los tres casos de estudio las rachas de viento se encuentran
dentro de la zona segura de la envolvente de vuelo. El caso más limitante es aquel en el que
el peso es el existente antes de realizar el descenso para la descarga a una altitud de 10.000ft.
En ese caso, tercera figura, podemos observar que las rachas de viento limitan en con la zona
verde para la velocidad de crucero. Esto es debido a la disminución de peso de la aeronave por
el consumo de combustible.
En base a estas curvas se puede asegurar que las rachas de viento no serán limitantes en
ningún punto de operación de la aeronave.
El proceso de cálculo de la curva v-n se encuentra desarrollado en un fichero .m, donde se
han introducido las ecuaciones necesarias para que la curva cumpla con la FAR 25. Además,
se incluye una tabla para comparar los distintos valores de las velocidades en cada uno de los
casos:
VELOCIDAD [f t/s] CURVA 1 CURVA 2 CURVA 3
Vs1 77.1758 89.7912 27.7991
Vb 81.72 94.65 32.46
Vs1neg 106.9879 124.4764 38.5376
Va 122.6404 142.6875 44.1757
Vc 588.2597 588.2597 182.1237
Vd 735.3246 735.3246 227.6546
Tabla 14: Velocidades en las distintas curvas V-N
75

5. Cálculo de los esfuerzos:
5.1. Cálculo de esfuerzos sobre el semiala derecha:
Para calculas los esfuerzos cortantes, flectores y torsores generados en el semiala derecha,
primero se ha realizado una subdivisión del semiala en 10, cada una con su propia área y su
punto de inicio. La distribución de cuerdas es la planteada en el apartado de aerodinámica para
el perfil de la aeronave.
Se han tomando los siguientes pesos:
MTOW = 335429,9[kg]
Wf = 5000[kg]
Wa = 3831,83[kg]
En la siguiente gráfica se puede observar la evolución de la cuerda:
Figura 62: Distribución de la cuerda en el semiala derecha.
Teniendo en cuenta los pesos y la distribución de cuerdas, se realizas un estudio de las cargas
sobre el ala, debido al peso estructural y el peso del combustible. En este estudio, se obtienen
los momentos flectores, las fuerzas cortantes y los momentos torsores en función de la sección
del semiala. En las siguientes figuras se puede observar dicha evolución:
76

5 C ÁLCULO DE LOS ESFUERZOS:
(a) Distribución cortante (b) Distribución Flector (c) Distribución Torsor
Figura 63: Esfuerzos en el semiala
Como se puede observar los mayores esfuerzos se encuentran localizados en el encastre
del semiala y van disminuyendo a medida que nos acercamos a la punta de la misma. Este
resultado tiene sentido debido a que podr´ıamos modelar el semiala como una viga en voladizo y
los esfuerzos en una viga en voladizo se concentran en el empotramiento que ser´ıa una analog´ıa
del encastre.
Para determinar si el ala es capaz de soportar los esfuerzos que se crean en el semiala, se ha
calculado también cuál deber´ıa ser el espesor de la piel de la cuaderna. Se han tenido en cuenta
los esfuerzos cortantes y torsores que crean tensiones tangenciales y los esfuerzos flectores que
crean tensiones normales, en la sección del encastre. La sección transversal se ha aproximado
como una semimonocasco con 4 largueros:
Figura 64: Sección transversal.
77

5.2 Esfuerzos sobre el tren:
Donde los largueros son los que acumulan el área de la sección y los únicos que soportan
las tensiones normales, mientras que la piel es la que soporta las tensiones tangenciales. Se
ha tomado un como referencia para la tensión elástica l´ımite, el aluminio aeronáutico con
σE = 414x106
Teniendo en cuenta estos datos, se ha obtenido un espesor de piel en el encastre de:
t = 0,0485x10−3
Por tanto si se toma un espesor de piel para el semiala de 3mm se cumplir´ıan los requisitos
l´ımite de las cargas, suponiendo 10 secciones.
Además se incluye una imagen del tipo de cuaderna considerada para el estudio:
Figura 65: Tipo de cuaderna
Por lo tanto, se va a tener en cada semiala 10 cuadernas y una piel de 3mm de espesor.
5.2. Esfuerzos sobre el tren:
Para el estudio de los esfuerzos sobre el tren de aterrizaje se han considerado 8 casos de
estudio:
− Two Point Level Landing:
78

Figura 66: Caso 1 Tren de aterrizaje
− Three Point Level Landing:
− One-Wheel Landing:
79

− Tail Down Landing:
− Braked Roll Two Point:
80

− Braked Roll Three Point:
− Take oﬀ Run:
− Pivoting:
81

Dependiendo del caso de estudio se tienen en cuenta tanto el tren principal como el tren de
morro o sólo se tiene en cuenta el tren principal.
Los valores máximos de los esfuerzos en el tren principal y en el tren de aterrizaje se muestran
en la siguiente tabla donde se incluye también el caso para el que se producen:
Esfuerzo Valor Caso
V m 3,1838x106
N Caso 6
Dm 2,5470x106
N Caso 6
M m 44,8121x107
N m Caso 7
V n 1,3162x106
N Caso 7
Dn 6,5811x105
N Caso 8
M n 1,2030x107
N m Caso 7
Tabla 15: Valores máximos de los esfuerzos en el tren de aterrizaje
Observando los resultados, se puede asegurar que los casos más limitantes serán los de TAKE
OF RUN y BRAKED ROLL THREE POINT ya que son los que generan esfuerzos mayores en
el tren, tanto en el principal como en el secundario.
82

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

Inspeccionando la imagen superior se puede ver que el primer punto en el que se producir´ıa
el impacto al rotar el avión ser´ıa en el estabilizador vertical situado en el ala. Por otra parte,
dada la geometr´ıa de la aeronave el tren principal se situará en el ala y se establece una altura
para el mismo de 3m. De este modo se obtiene un ángulo de clearence de 20,6◦
, el cual es mayor
que el ángulo de ataque máximo al despegue que está en torno a 17◦
.
Una vez calculado el ángulo de clearence se procede a calcular los esfuerzos que sufre el
tren de aterrizaje en condiciones estáticas y, a posteriori, en condiciones dinámicas. Como
se ha mencionado anteriormente, las ecuaciones empleadas son las mismas que aparecen en
las diapositivas de la asignatura por lo que nos centraremos en este documento en abordar
e interpretar los resultados. Por otra parte los datos relevantes a introducir ya se encuentran
reflejados en otras secciones del documento.
En primer lugar, para conseguir la cofiguración del CDG deseada se ha establecido que la
batalla, distancia entre el tren de morro y el tren principal sea de 5.55m. estando situado el
tren delantero a 1.25m del morro de la aeronave. A su vez, la posición más adelantada del CDG
está en 5.6m y es la que corresponde a la configuración de despegue, cuando la aeronave alberga
la carga de pago en su interior. En esta configuración la carga que soporta el tren delantero es
del orden del 20 % del MTOW mientras que el tren principal soporta en torno al 85 %.
Posteriormente, se análizan las cargas en configuración dinámica. Aqu´ı es necesario resaltar
lo siguiente:
- Tal y como están planteadas las ecuaciones en el momento del aterrizaje, que es cuando
más sufre el tren delantero, se está considerando la posición más adelantada del centro de
gravedad obteniendo, para esta situación, que el tren de morro soporta en torno al 24 % del
MTOW. Es un valor elevado no obstante, como ya se ha mencionado anteriormente, se ha
supuesto que el tren estará reforzado. Tambi¸cen es cierto que, si las condiciones son idóneas,
el F-EX HERON en el momento del aterrizaje tiene la posición del CDG más retrasada por lo
que para esa situación, reinterpretando las ecuaciones, el porcentaje de peso que soportar´ıa el
tren de morro ser´ıa del 18 %. En cualquier caso, el tren principal soporta entre el 80-90 % del
peso del MTOW por lo que cumple los requisitos en cualquier configuración.
Llegados a este punto se puede considerar que la batalla es la corecta. Será necesario calcular
ahora la v´ıa, que no es más que la distancia entre cada eje del tren principal.
Puesto que el F-EX HERON es un ala volante, esta distancia no es restrictiva puesto que
se puede, teniendo en cuenta las distancias m´ınimas, separar ambos ejes todo lo que se desee.
84

6 TREN DE ATERRIZAJE
Figura 76: F-EX HERON. Vista frontal
El ángulo φotmin
= 19,8◦
y se ha considerado un ángulo φot = 75,9◦
. Por otra parte para las
condiciones de vuelco ante un giro o por incidencia del viento la distancia m´ınima mayor del
la v´ıa es del orden de 4m. Ante estos resultados y, bajo la necesitar de situar los tanques de
combustible con el CDG alineado con le CDG de la aeronave, la v´ıa seleccionada ha sido de
16m.
En la siguiente tabla se resumen los valores más importantes del tren de aterrizaje:
PAR ÁMETRO VALOR
HC 0.3 m
HM AI N 3 m
αC 20,6◦
φotmin
19,8◦
φot 75,9◦
B 5.55 m
T 16 m
Tabla 16: Parámetros relevantes del tren de aterrizaje
Una vez calculados estos parámetros ha sido necesario calcular el número de ruedas as´ı como
las dimensiones de las mismas.
El tren de aterrizaje del F-EX HERON será de tipo triciclo con dos ruedas en el tren de
morro y 4 en el tren principal, dos de ellas en el semiala derecha y otras dos en la semiala
85

izquierda.
Figura 77: Tren de aterrizaje. Ti-
po triciclo
Figura 78: Detalle del tren
PAR ÁMETRO VALOR
φmain 0.7 m
wmain 0.2 m
φnose 1 m
wnose 0.3 m
Tabla 17: Dimensiones de las ruedas del tren de aterrizaje
Se ha impuesto que el diámetro de las ruedas del tren de morro son del orden del 70 % del
diámetro de las ruedas del tren principal. As´ı mismo, la altura del tren de morro se ha estimado
con CATIA una vez que se ha integrado el tren en el modelo, buscando que la aeronave se
mantuviese alineada en tierra. El valor del la altura del tren de morro está alrededor de los
dos metros. También es necesario destacar que la puerta se encuentra por la parte inferior del
fuselaje por lo que el hecho de que el tren tenga esta altura también facilita el acceso a la
aeronave.
86

2 ELECCI ÓN DEL PERFIL.
Parte V
AERODINÁMICA
1. Introducción.
Después de analizar y comparar los resultados obtenidos en el estudio aerodinámico de la
configuración en ala volante y una más convencional, se llegó a la conclusión de que la primera
presentaba unas cualidades significativamente mejores.
Sin embargo, se presentaban algunos problemas inherentes a este tipo de diseño: la necesidad
de presentar cualidades auto-estables, al contrario que los diseños con HTP, que se apoyan en
la cola para proporcionar estabilidad longitudinal.
2. Elección del perfil.
En este apartado, se estudiarán diferentes perfiles que sean posibles candidatos para el
ala voladora. Para ello, se realizarán diferentes análisis con el software XFLR5, programa que
permite diseñar y estudiar perfiles alares.
Las alas voladoras emplean perfiles réflex o auto-estables, que tienen estabilidad positiva,
es decir, su coeficiente de momento es siempre positivo, esto se traduce en que el ala con este
tipo de perfil vuela en equilibrio sin necesidad de estabilizadores, por ello se emplea en este tipo
de aviones.
2.1. Selección de familias.
Empleando la base de datos de perfiles proporcionada en la página web http://m-selig.ae.
illinois.edu/ads/coord database.html, se seleccionan todos aquellos perfiles que sean réflex.
Entre ellos se encuentran tres familias y dos perfiles sueltos, los cuales se mostrarán a
continuación:
87

2.1 Selección de familias.
− Perfiles EPPLER
− Perfiles EH
− Perfiles MH
88

2 ELECCI ÓN DEL PERFIL.
− Perfil Fauvel
− Perfil Marske7
2.2. Análisis.
Una vez seleccionados los perfiles, se pasa a la realización de los análisis en XFLR5. El
método que se ha seguido es:
1. Se realizaron BatchAnalysis de los perfiles EPPLER, MH y EH. En la imagen inferior, se
muestra el rango en el que se realizó el análisis.
89

2.2 Análisis.
2. Tras comprobar que los resultados permanec´ıan prácticamente constantes con el número
de Reynolds, como se observa en la figura de abajo para el perfil EPPLER 330, se pasó a
representar todos los perfiles para un número de Reynolds intermedio, Re = 80000000.
3. Por último, se tomaron como posibles candidatos aquellos que ten´ıan un cm positivo, algo
90

3 AN ÁLISIS 2D.
que se recoge en la tabla del siguiente apartado, donde se establece un criterio de selección
y se compara lo obtenido.
2.3. Obtención de resultados.
Una vez obtenidas las gráficas de cada uno de los perfiles, se puede observar que los datos
permanecen prácticamente constantes con el número de Reynolds. Por lo tanto, se puede sacar
un valor de cm0 y clmax para cada uno de ellos. Los datos obtenidos se resumen en la siguiente
tabla:
Conclusión
Una vez comparado el coeficiente de momento de cada uno de los perfiles estudiados, as´ı co-
mo el coeficiente de máxima sustentación, se ha decidido, que el perfil óptimo para el ala es el
Martin Hepperle MH 80, ya que posee un coeficiente de momento positivo, algo que era necesa-
rio por los requerimientos de estabilidad del ala, y tiene un coeficiente de máxima sustentación
mayor al resto de perfiles estudiados.
3. Análisis 2D.
3.1. Análisis 2D del perfil MH 80.
Como ya se ha comentado en apartados anteriores, el perfil elegido es Martin Hepperle MH
80, representado en la imagen inferior, en la que puede observarse que es un perfil réflex.
91

3.1 Análisis 2D del perfil MH 80.
Una vez decidido el perfil, se vuelve a realizar un Batch Analysis con el programa XFLR5.
El rango de Reynolds considerado en el análisis es Re ∈ [40, 110] · 106
, evaluados en intervalos
de 5 · 106
, y los ángulos de ataque estudiados son α ∈ [−5o
, 15o
], variándose en intervalos de un
grado.
Los resultados obtenidos del análisis vienen representados en la siguiente imagen.
92

3 AN ÁLISIS 2D.
3.2. Análisis 2D del perfil MH 80 adaptado al fuselaje
Se analizará una forma adaptada del perfil MH 80 que se empleará para definir posterior-
mente el fuselaje. Se ha modificado la relación espesor máximo – cuerda, de forma que en ese
caso tendr´ıamos una relación del 28,17 % frente al 12,72 % del perfil original.
En la imagen que sigue podemos apreciar una comparativa de la geometr´ıa de ambos perfiles:
Tras ser analizado en las mismas condiciones que su homólogo de menor espesor obtenemos
los resultados siguientes:
93

3.2 Análisis 2D del perfil MH 80 adaptado al fuselaje
Conclusiones del análisis 2d al perfil MH 80 y MH 80 adaptado al
fuselaje
De las gráficas anteriores, se puede extraer una tabla de datos del perfil, dado que perma-
necen las variables prácticamente constantes con el número de Reynolds, se obtiene:
En la tabla presentada a continuación podemos observar los resultados del análisis a los
94

4 AN ÁLISIS DE LOS ESTABILIZADORES.
estabilizadores a la velocidad t´ıpica de crucero V = 100 m/s.
4. Análisis de los estabilizadores.
4.1. Análisis 2D del perfil de los estabilizadores.
Debido a las cualidades auto-estables del F-EX Heron no existirá un HTP convencional,
dado que el ala proporcionará la estabilidad necesaria. Debido a la no existencia de un HTP
será necesario ubicar los elevadores en el borde de salida, próximos a los bordes marginales del
ala.
La necesidad de estabilizadores verticales ha requerido el análisis de perfiles aerodinámicos
NACA para determinar el adecuado para las necesidades de Estabilidad. Tras un exhaustivo
análisis de perfiles NACA se llegó a la conclusión de que el perfil adecuado para las necesi-
dades del F-EX Heron ser´ıa el NACA 0012 ya que proporciona una mayor sustentación. La
información geométrica detallada de los estabilizadores se presentará en las secciones siguientes.
En la imagen siguiente podemos observar los resultados del análisis 2D para distintos núme-
ros de Reynolds.
95

5. Análisis aerodinámico preliminar
En este apartado se analizarán distintas formas en planta y se escogerá una para desarrollar
el F-EX Heron en base a criterios que se exponen más adelante en este apartado.
5.1. Análisis de distintas alas.
En este apartado se analizarán las principales caracter´ısticas de distintas formas en plan-
ta y se llevará a cabo una comparativa de los factores cr´ıticos con el objetivo de escoger la
configuración más adecuada.
En las imágenes siguientes observamos las formas en planta a tratar. Se denominarán ALA
1, ALA 2 y ALA 3. Podemos observarlas en dicho orden las imágenes.
Figura 79: ALA 1
Figura 80: ALA 2
96

5 AN ÁLISIS AERODIN ÁMICO PRELIMINAR
Figura 81: ALA 3
Estas configuraciones poseen estas caracter´ısticas en común:
Donde b es la envergadura del ala, Ψ es la flecha en el borde de ataque, Ct es la cuerda en
la punta (en las alas 1 y 3 es 2,5 y en el ala 2 es 0) y Cr es la cuerda en el encastre.
Se ha hecho uso de la herramienta de análisis aerodinámico XFLR5 para la determinación de
las caracter´ısticas aerodinámicas de las alas descritas anteriormente. Para ello se han simulado
mediante el método V ortexLattice a la velocidad caracter´ıstica de crucero V = 100 m/s.
Además se ha determinado el instante de entrada en pérdida haciendo uso del método LLT.
En la imagen siguiente se puede observar el método empleado para V ortexLattice.
97

5.1 An´alisis de distintas alas.
Figura 82: An´alisis 1
98

Podemos observar los resultados obtenidos para cada análisis en la tabla que se presenta a
continuación.
Los resultados presentados se han obtenido de forma conjunta entre XFLR5 y los propor-
cionados por la interpolación polinómica de Academic Aerodynamic para la polar compensada.
Se puede observar en los gráficos siguientes una comparativa de variables de interés.
99

5.1 An´alisis de distintas alas.
100

Conclusiones.
Como se puede observar el ALA 1 posee una menor resistencia aerodinámica y una efi-
ciencia de Oswald más alta, además el ALA 2 y el ALA 3 ocasiona una mayor resistencia
(muy parecidas en ambos casos) frente al ALA 1 para una misma sustentación. Observamos
que el ALA 2 proporciona una sustentación más alta que las otras dos, pero se observa una
entrada en pérdida más temprana. Se ha descartado el ALA 3 frente a las otras dos ya que
sus caracter´ısticas aerodinámicas son inferiores en cualquier comparación.
Se ha de remarcar el hecho de que el coeficiente de sustentación de las alas volantes as´ı como
su CL0 son relativamente bajos en comparación con aviones convencionales. Esto se debe a que
los perfiles réflex son prácticamente simétricos, salvo una curvatura en la zona próxima al borde
de salida que proporciona la auto-estabilidad. Por lo que la sustentación a ángulo de ataque
nulo será baja. Esto queda compensado por el hecho de que el ala voladora posee generalmente
una superficie sustentadora sustancialmente grande y por el aprovechamiento de la zona del
fuselaje como superficie sustentadora ya que se proyecta como un perfil adaptado.
Finalmente se ha adoptado el ALA 1 como solución ya que posee la eficiencia de Oswald
más alta, una menor resistencia y proporciona la máxima sustentación posible ya que, frente
al ALA 2, tarda más en entrar en pérdida.
Se puede concluir que la forma en planta del ALA 1 es la que mejores caracter´ısticas
aerodinámicas puede proporcionar, y la asumida como más óptima para el F-EX Heron.
101

6. Análisis aerodinámico del F-EX Heron.
Una vez analizados los perfiles escogidos para el ala y determinada la forma en planta para
F-EX Heron se ha procedido a su análisis. Dado los requisitos de estabilidad ha sido necesario
el modelado dos estabilizadores verticales que se detallarán más adelante. Los estabilizadores se
ubicarán en las puntas para aprovecharlos como winglets y as´ı reducir la resistencia inducida.
Ha de resaltarse el hecho de no haber sido definido un cuerpo para el fuselaje. Partiendo
de la hipótesis de que el fuselaje sustenta dado el caso particular del ala volante, ésta puede
modelarse como un perfil aerodinámico. Por lo tanto, se ha modelado el F-EX Heron como un
ala ´ıntegramente.
En las imágenes siguientes podemos observar la configuración en planta del F-EX Heron:
Para determinar de la forma más exhaustiva la aerodinámica que caracteriza al F-EX Heron,
se han realizado múltiples análisis a diferentes velocidades que nos ha permitido determinar las
polares compensadas para las distintas configuraciones en las que trabajará el F-EX Heron.
En las imágenes siguientes podemos observar el método empleado.
102

6 AN ÁLISIS AERODIN ÁMICO DEL F-EX HERON.
La imagen siguiente se ha tomado de XFLR5 y muestra las variables aerodinámicas de
interés resultantes de realizar un barrido del ángulo de ataque.
103

En los gráficos que siguen podemos observar los resultados obtenidos a través de Academic
Aerodynamic.
104

6 AN ´ALISIS AERODIN ´AMICO DEL F-EX HERON.
105

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