martes, 8 de diciembre de 2015

Sobre el extraordinario diseño del F-104 starfighter (Parte II - aerodinámica y envolvente de vuelo)


Las características generales de manejo del F-104 eran buenas, aunque no las óptimas para un avión dedicado a la caza pura y dura. El F-104 adolecía de una alta carga alar, la cual incluso aumentaba cuando portaba cargas exteriores montadas en las alas. No era un avión difícil de pilotar si se seguían las normas, pero había que hacerlo según lo que decía el manual, de cualquier otra forma este avión te podía matar. Así de claro. Se decía que no era problema del avión... era un avión honesto: "It’s an honest airplane, If you make a mistake, it will kill you". Debido a su afinada aerodinámica había que pilotar el avión mentalmente muy por delante, pues era un avión ultra-rápido. 

Para evitar las regiones de vuelo peligroso debido a un alto ángulo de ataque, el avión tenía un dispositivo llamado "stick shaker" o sacudidor de la palanca de control de vuelo. Con estas sacudidas o vibraciones el piloto rápidamente se daba cuenta de que entraba en un área donde podía ocurrir la pérdida a gran velocidad. En caso de que el piloto decidiera ignorar esta señal, el sistema contaba además con un Stick pusher, que como su nombre indica lo que hacía era llevar la palanca de control hacia abajo automáticamente, con el fin de reducir el ángulo de ataque. A pesar de estos sistemas de protección, el piloto podía tomar la decisión de puentearlos u "override" (...que es la palabra inglesa para decir "saltárselo a la torera"), aunque el manual de vuelo desaconsejaba tal acción por peligrosa.

Cuando el F-104 entraba en actitudes de morro arriba muy extremas con alto ángulo de ataque, tendía a entrar en barrena, las cuales a menudo eran imposibles de recobrar incluso teniendo mucha altitud. A diferencia de otros cazas, como el McDonnell Douglas F-4 Phantom II, por poner un ejemplo, el F-104 tenía un solo motor y si este fallaba el aparato adolecía de un buen gradiente o régimen de planeo sin potencia debido principalmente a su pequeña ala. A decir verdad decir régimen de planeo y F-104 es casi un oxímoron, para muestra ver el gráfico siguiente. ¡La mejor velocidad de planeo son nada menos que 240 nudos! ¡...y la distancia recorrida desde 30.000 pies son sólo 28 millas náuticas!


Compárese estos datos con el famoso caso del Airbus A330-200 (el vuelo 236 de Air Transat) que cargado con más de 300 pasajeros abordo, se quedó sin motores en mitad del Atlántico a esa altura (30.000 pies), y pudo planear más de 65 millas sin motores hasta aterrizar el las islas Azores. Para poder llegar a esa distancia, un F-104 debería de volar a más de 70.000 pies, tal como se puede ver en el gráfico.

El ala, la resistencia, el CG y sus implicaciones

En general, se puede decir que para un ala con una forma y un tamaño determinado, cuanto más sustentación produce (en unas condiciones dadas) mayor resistencia inducida al avance genera. Aunque esta relación entre sustentación y resistencia es importante para todos los aviones, lo es más todavía si cabe para los aviones militares de caza, ya que la misión de estos implica maniobras con altos factores de carga o G's (generando gran sustentación). La resistencia inducida se minimiza diseñando alas de gran superficie con largas y finas formas. La forma final del ala influye sobremanera en este sentido. Para aviones subsónicos la planta alar elíptica, que hizo mundialmente famoso al caza Spitfire de la II GM, es en teoría la forma óptima. Sin embargo, otras formas alares también se han demostrado eficaces aportando además algunas ventajas adicionales.

Reducir el peso de la aeronave es otro factor crítico que minimizará la resistencia inducida y tal como hemos visto en el post anterior, esto es lo que trajo de cabeza a los diseñadores del Modelo 83, logrando unos increíbles 12.750 kg al descartar todo lo considerado como superfluo. Menos peso requiere generar menos sustentación en un viraje cerrado de altas prestaciones y como resultado ello acarrea una reducción de la resistencia inducida. El centro de gravedad de la aeronave (CG o "center of gravity") también tiene un gran efecto alterando el peso aparente del caza.




Origen de la resistencia inducida 


La figura siguiente muestra cómo ocurre esto. Tal como se puede ver, en este F-104, existe un peso (W) dado para una sustentación (L). En vuelo recto y nivelado se cumple que las fuerzas están equilibrio y W = L o en otras palabras, el peso del avión es soportado por la sustentación generada en las alas. De la misma forma no existe torque o momentos de cabeceo. La existencia de estos causarían que la aeronave se encabritará o picará ("pitch nose-up" o "nose-down"). Como el vector peso actúa tirando o a través del centro de gravedad (CG) y la sustentación lo hace a través del centro de presiones (AC o "aerodynamic center") del ala, que se encuentra más atrás en relación al CG, estas dos fuerzas causan un par o momento bajando el morro del avión.

Con el fin de mantener un vuelo recto y nivelado bajo estas condiciones, la cola en T del F-104 debe de producir una fuerza que compense hacia abajo (llamada downforce como en la F1 o downward lift (Lt)). En el momento que la cola genera esta fuerza compensatoria XWL = XtLt. Esta fuerza compensatoria de la cola del caza sin embargo, debe también ser soportada por la sustentación de las alas que deben de generar más sustentación (en realidad es peso adicional creado por la cola pero que en el montante total debe de ser compensado por el ala). De esta forma vemos que un factor de carga dado lo que hace es aumentar tambien la resistencia inducida. Esta resistencia inducida es conocida en el mundo de los aerodinamicistas como "trim drag" o resistencia de compensación.


Si el CG se moviera hacia atrás (por medio del trasvase de combustible, o bien por una redistribución de cargas, etc) hasta que coincidiera con el AC, entonces se lograría eliminar la necesidad de que la cola generara el "downforce" y por ende desaparecería el "trim drag". Un movimiento excesivo hacia atrás del CG requeriría una generación de sustentación (hacia arriba esta vez) de la cola, lo que en definitiva ayudaría también a reducir la resistencia inducida, ya que en el monto total habríamos aumentado el área total de sustentación del avión. En la práctica existen límites físicos con respecto a la cantidad de posición retrasada del CG debido principalmente a consideraciones de maniobrabilidad.

Los cazas convencionales (colas que compensan el cabeceo) suelen volar y maniobrar mejor con CG retrasados, mientras que los cazas que montan planos Canard (pequeños planos situados por delante del ala como el Eurofighter Typhoon), se benefician en el vuelo de un CG adelantado.

Según fueron aumentando las velocidades de los cazas con el tiempo, se acabó encontrando el fenómeno de la compresibilidad. Cuando el avión se mueve en el aire se van creando ondas de presión que se propagan en todas direcciones a la velocidad del sonido. Las ondas de presión que avanzan hacia adelante y por delante del avión, generan una especie de apilamiento de partículas de aire, como si advirtieran al aire que hay delante del avión de que este se aproxima, al tiempo que las moléculas de aire se apartan del propio camino del avión impulsadas por dichas ondas. De esta forma el aire se comienza a apartar incluso antes de que el avión llegue. Este efecto conlleva que se reduzca la resistencia por presión. Pero una vez que se alcanza la velocidad del sonido, la aeronave adelanta a la onda de presión y empieza a colisionar con las moléculas de aire apiladas justo delante. Esta transición ocurre sin previo aviso. En ese momento el aire debe de ser apartado instantáneamente en un proceso que crea la conocida "onda de choque" o "shock wave". Las ondas de choque son un método bastante ineficiente de apartar o cambiar la dirección del flujo de aire y acaban creando mayor resistencia añadida, a la cual se la conoce en inglés como: "wave drag", "compressibility drag" o "Mach drag". El aire tiende a acelerarse al pasar por las superficies curvadas, por lo que en un momento dado se pueden tener ondas de choque en distintos estadios de formación y flujo de aire supersónico a lo largo del fuselaje del avión y de sus alas incluso cuando el propio avión se encuentra en un régimen de vuelo subsónico. La velocidad a la que se forma la primera onda de choque en un avión se llama "critical Mach" o número de Mach crítico, siendo este número la relación entre la velocidad del avión y la velocidad del sonido en el aire. El Mach crítico o MCR (Critical Mach) en los modernos aviones de combate se encuentra usualmente en el rango del 80 al 90 por ciento de la velocidad del sonido (Mach .8 o .9), mientras que los aviones comerciales medios se sitúan entre el .78 y .82.

En rangos de vuelo subsónico y subsónico bajo es posible tener una mezcla de flujo subsónico y supersónico en las superficies del avión, esto se conoce como régimen transónico. Aparte de incrementar la resistencia de presión (pressure drag), la onda de choque tiende a crear turbulencias y a aumentar la resistencia de fricción (parásita) en la superficie del fuselaje y de las alas. Cuando un avión vuela en régimen supersónico el AC o centro aerodinámico tiende a desplazarse hacia atrás. Ello implica un aumento del "trim drag" (compensación que evita la tendencia a picar). Debido a esta combianción de efectos, la resistencia inducida por la onda de choque (wave drag) es el factor más importante que genera resistencia a velocidades superiores al MCR (Mach crítico). 

Los cazas empezaron a encontrarse con los primero problemas de vuelo debidos a la compresibilidad allá por los años 30, generalmente eran grandes pérdidas de eficacia en las hélices porque las puntas de las palas tenían velocidades por encima de su MCR. Ya en los 40 los propios aviones eran tan rápidos que parte de su superficie y en las puntas de las alas se alcanzaban los límites de la compresibilidad, generando picados desde gran altitud, que aparte de los problemas asociados a la onda de choque también creaban serios problemas de controlabiliad del aparato.

Las técnicas desarrolladas para minimizar estos efectos de la resistencia generada por la onda de choque y a la vez incrementar el MCR, fueron: 


  1. reducir el área de la sección transversal del fuselaje
  2. filar al máximo los bordes de ataque
  3. aflechar las alas
La forma tan familiar de la botella de Coca-cola ilustra muy bien lo que se conoce como "regla del área" y es lo que se aprecia en muchos cazas modernos, donde las secciones transversales del fuselaje pasan de unas a otras de forma muy suave y continua sin cambios abruptos desde el cono de la punta hasta la cola.



La envolvente de vuelo (V-n diagram) del F-104

Como decimos, las alas del F-104 tenían solamente el 3% del grosor, poca envergadura y muy poca superficie alar, casi sin aflechamiento. En su punto de mayor grosor (la raíz), el ala solamente alcanzaba los 107 mm. Con este grosor no se podía poner casi nada dentro del ala, desde luego nada de pensar en embutir el tren de aterrizaje y mucho menos el combustible (estaba en el fuselaje, por ello este es tan largo).  En el gráfico inferior se puede ver la envolvente de vuelo de este avión.

Una de las cosas que más sorprenden son las líneas punteadas en verde. Etas líneas corresponden a las velocidades importantes que limitan y que se deben de respetar en este avión.

La Vs es la velocidad de pérdida (cuando el avión se cae, ver entradas relativas en este blog), la Vc es la velocidad de maniobra (la máxima velocidad a la que se pueden mover los controles de vuelo hasta su máximo recorrido sin dañar la estructura) y la Vd es velocidad de diseño de la aeronave, aquella que si se sobre pasa significa la desintegración literal de esta. 

En el eje de ordenadas (vertical), se puede el número de G's máximo que puede aguantar la estructura de la aeronave. En el eje de abscisas se puede ver la velocidad máxima a la que se pueden obtener estos factores de carga o G's. La parte coloreada de rojo significa fallo estructural, mientras qe las líneas de altura significan pérdidas aerodinámicas. si se compara el área de esta gráfica con las de los aviones convencionales uno se puede dar cuenta de lo increíblemente bien diseñado que estaba este avión para la época en la que se concibió. Otro estudio interesante sería la comparación de este modelo con algunos de sus coetáneos, como los que se pueden ver en la foto inferior (F-100, F-101 y F-102).

Limitaciones
  • Vmo 750 KCAS *575 below 25,000 Ft if tip tanks have 16.5 inch vanes
  • Mmo Mach 2.0 Mach 1.9 With Tip Tanks
  • Vfe - Takeoff 450 KCAS / .85 Mach N/A below 330 KIAS
  • Vfe - Extended or Retracting 520 KCAS / .85 Mach N/A below 350 KIAS
  • Vfe - Land 240 KCAS
  • Vlo 260 KCAS
  • Vle 295 KCAS
  • Acceleration Limits Below 1.9 Mach + 7.33 / - 3.0 W < 5000 Int Fuel
  • Mach 1.9 or above + 4.50 / - 2.8 W > 5000 Int Fuel
  • Above 1.9 M & FL 400 + 2.20 / - 2.8


XF-104 s/n 53-7786 with early models of the F-100, F-101 and F-102

Fin de la parte II, en la siguiente parte vamos a ver un poco la aviónica de este modelo, que es algo que alguno de los lectores de este Blog espera con ansiedad :) espero no defraudar.

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