Orígenes y diseño del F-16
Introducción
El YF-16: una prueba que no era de vuelo
El 20 de enero de 1974, el YF-16 No.1 voló por primera vez en la base aérea de Edwards con Phil Oestricher como piloto de pruebas, aunque ese vuelo no estaba planeado. El aparato solo estaba preparado para rodar por la pista a alta velocidad. Phil estaba sentado en la inusual silla lanzable reclinada del nuevo avión, un aparto que incluía además varios refinamientos tecnológicos novedosos, como el sistema de vuelo asistido por computadora Fly-by-wire (FBW) o el sidestick casi sin movimiento, con el que Phil no estaba muy familiarizado. Al alcanzar más de 220 km/h, el YF-16 empezó a sufrir peligrosas oscilaciones. A la vista de que todo podría acabar en un desastre, Phil decidió con buen juicio aplicar más empuje al motor y tirar algo más de la palanca para que el avión levantara el vuelo. La decisión fue acertada, el avión en vuelo era seguro y Phil pudo hacer un circuito de vuelta para tomar en la cabecera de la pista sin problemas.
En palabras de John G. Williams, ingeniero de pruebas de vuelo estructural en el YF-16: “Durante la primera prueba de rodaje de alta velocidad, se produjo una violenta oscilación lateral como resultado directo de movimientos ordenados por el piloto (varios movimientos de palanca fuertes a izquierda / derecha) cuando el avión alcanzó la velocidad de rotación (cerca de 120 nudos). Recuérdese, este fue el primer avión en tener un sidestick, y Phil no había tenido la oportunidad de ‘sentir’ el avión hasta esa prueba de taxi de alta velocidad. Cuando el morro del avión se elevó, la cola del avión inadvertidamente raspó la pista. El rail lanzador de misiles de la punta de plano izquierda y la sonda estática derecha también tocaron ligeramente la pista. Phil se enfrentaba a la alternativa de estrellarse en el desierto o volar porque el avión había comenzado a desviarse hacia el lado izquierdo de la pista. Afortunadamente, Phil eligió volar y posiblemente esta decisión tan acertada salvó todo el programa. Después del despegue, Phil recuperó el control de la aeronave, permaneció en el aire durante seis minutos y aterrizó sin incidentes. Antes del siguiente vuelo, la sensibilidad del sidestick se redujo en un 50%, pero más tarde, después de diferentes quejas por no tener suficiente sensibilidad, fue devuelto al original ”. Foto: Code One/Lockheed Martin
El coronel John Boyd es considerado el padre del F-16, ya que sus innovadoras ideas llevaron al programa que dio como resultado el F-16. Basándose en su experiencia en combate y como instructor, Boyd pidió un avión pequeño y liviano que pudiera maniobrar con la mínima pérdida de energía posible y que también incorporara una mayor relación empuje-peso. En 1969, el Departamento de Defensa financió a General Dynamics y Northrop para estudiar conceptos de diseño para el programa Advanced Day Fighter, lo que dio como resultado los prototipos YF-16 y YF-17. El equipo de GD se propuso cambiar el exceso de peso y las pesadas cargas útiles por velocidad y maniobrabilidad, para desarrollar un caza simple y económico que “volaría tan rápido y viraría tan rápido que los adversarios serían incapaces de atacarlo con misiles o cañón”.
El equipo de diseño del F-16 tradujo esas ideas en el avión de combate más avanzado de su época, empleando profusamente las nuevas tecnologías. Un fuselaje de líneas suaves con alas que se integraban en este proporcionaba sustentación y control adicionales, mientras que un sistema crítico de vuelo por cable mantenía el diseño estable y aumentaba su agilidad; El avión también tenía el asiento eyectable inclinado hacia atrás 30°, palanca de control lateral, pantalla frontal y cúpula tipo burbuja que mejoraba la visibilidad y el control del piloto.
El 13 de enero de 1975, la Fuerza Aérea de los EE. UU. declaró al YF-16 ganador de la competición debido a sus menores costes operativos, mayor alcance y mejores valores de rendimiento de maniobra que los del YF-17, además el YF-16 contaba con una ventaja adicional, utilizaba el mismo motor P&W F100 del F-15 Eagle. Curiosamente, el perdedor de este concurso, pocos meses más tarde ganó una competición similar para la Navy y se desarrolló pará llegar a convertirse en el magnífico F-18 Hornet. El YF-16 por su parte también siguió su desarrollo, y el primer F-16A de serie voló el 8 de diciembre de 1976. La Fuerza Aérea planeó una petición de 1.400 aviones, y el primero de ellos entró en servicio en la Base Aérea Hill, en Utah, el 1 de octubre. Mientras tanto, en 1975 varios países europeos (Bélgica, Dinamarca, los Países Bajos y Noruega), encargaron 348 aviones para sus respectivas Fuerzas Aéreas, lo que llevó a la producción de dos líneas de producción europeas.
Una interesante foto que muestra al Northrop YF-17 y al General Dynamics YF-16 en vuelo juntos. En el momento en que se tomó esta fotografía, estos dos aviones competían entre sí por ganar el programa de avión de combate ligero (LWF) de la Fuerza Aérea de los EE. UU. (USAF). El programa LWF buscaba un caza diurno de superioridad aérea pequeño, liviano y de bajo coste, diseñado para un alto rendimiento y facilidad de mantenimiento. El programa se inició porque una gran parte de expertos en aviones de caza creían que aviones como el F-15 Eagle eran demasiado grandes, pesados y costosos para muchas funciones de combate. El 13 de enero de 1975 en la Base de la Fuerza Aérea Edwards (AFB), el Secretario de la Fuerza Aérea John L. McLucas anunció que el YF-16 había ganado la competición quedando por delante del YF-17. El YF-16 quedaba seleccionado para ser desarrollado y producido a gran escala como caza de la USAF. Cabe destacar que el F-16 Fighting Falcon alcanzó el estado de listo para el combate en octubre de 1980. Desde entonces, muchas naciones extranjeras, incluidas Bélgica, Dinamarca, Turquía, Egipto e Israel, han comprado el F-16. Aunque perdió la competición del LWF ante el F-16, el YF-17 (que fue apodado “Cobra” y fue la culminación de una larga línea de diseños de Northrop, comenzando con el N-102 Fang en 1956, continuando hasta el F- 5) fue seleccionado para el nuevo programa Naval Fighter Attack Experimental (VFAX) y evolucionó hasta convertirse en el F/A-18 Hornet, que fue adoptado por la Armada y el Cuerpo de Marines de los EE. UU. para reemplazar al A-7 Corsair II y al F-4 Phantom II, complementando al más caro F-14 Tomcat. Este diseño, concebido como un caza pequeño y liviano, evolucionó al Boeing F/A-18E/F Super Hornet, que es similar en tamaño al F-15 original.
Política y economía en el diseño del F-16
El mayor programa de cazas del mundo occidental.
El General Dynamics F-16 Fighting Falcon es uno de los cazas más importantes de la última parte del siglo XX y muy probablemente lo seguirá siendo en la primera mitad del siglo XXI. Desarrollado originalmente a partir de un concepto para un caza ligero experimental, ha evolucionado hasta convertirse en un caza todo tiempo y un avión de ataque de precisión. El F-16 se ha fabricado en hasta cinco líneas de producción independientes y se han construido unos 4.500 aparatos. La producción aún continúa, lo que lo convierte en el programa de cazas más grande del mundo occidental. El F-16 fue la culminación de varios estudios y conceptos, incluido el "Advanced Day Fighter" y el "Light-Weight Fighter". Este artículo proporciona una descripción general de los antecedentes y orígenes del F-16.
Estudios de cazas de alto rendimiento: F-X y ADF
Ya en 1965, la USAF había iniciado estudios de conceptos para nuevos cazas de alto rendimiento. Estos incluían el F-X, un interceptor pesado/caza de superioridad aérea, y el ligero Advanced Day Fighter (ADF). El F-X entraría en la clase de 40.000 libras y estaría equipado con radares avanzados y sofisticados. Además, estaría armado con misiles aire-aire de largo alcance guiados por radar. El ADF iba a estar en la clase de las 25.000 libras y debía tener una relación empuje-peso y una carga alar destinada a mejorar el rendimiento del MiG-21 en al menos un 25 por ciento. El concepto general detrás del ADF era muy similar al razonamiento que había llevado después de la Guerra de Corea al Lockheed F-104A Starfighter. La aparición del MiG-25 Foxbat con capacidad Mach 2.8 en 1967 asustó a los analistas del Departamento de Defensa y provocó una reorientación en los planes de combate de la USAF, donde el alto rendimiento volvió a convertirse en la principal preocupación. El concepto F-X finalmente daría lugar al McDonnell Douglas F-15 Eagle, un caza bimotor con aviónica avanzada y misiles de largo alcance. El ADF por su parte fue temporalmente archivado .
El F-XX
El concepto ADF se mantuvo vivo gracias al ex instructor de combate, el mayor John Boyd, y a Pierre Sprey, un civil que trabajaba en la oficina del Subsecretario de Defensa para Análisis de Sistemas. Ambos no eran partidarios del concepto F-X tal como existía entonces y preferían un diseño mucho más sencillo y centrado en la agilidad del combate cuerpo a cuerpo. A finales de la década de 1960, se les ocurrió un diseño de 25.000 libras denominado F-XX, que iba a ser un caza puro de superioridad aérea con alta resistencia, electrónica mínima y sin misiles de largo alcance. Puro dog-fight. Estudios posteriores redujeron este peso a las 17.000 libras. El concepto encontró mucha oposición dentro de la jerarquía de la Fuerza Aérea, ya que algunos lo consideraron una amenaza para el proyecto F-X que estaba en marcha. Sin embargo, el Pentágono decidió continuar el proyecto con un perfil bajo en caso de que el programa F-X (es decir, el F-15) se retrasara o encontrara serias dificultades de desarrollo. En 1969, un memorando del Pentágono sugirió que tanto la Fuerza Aérea como la Armada adoptaran el F-XX como sustituto del F-15 y el F-14 respectivamente, ya que ambos aviones se estaban volviendo cada vez más caros. Pero ambas ramas del estamento militar resistieron vigorosamente estos movimientos, y tanto el F-14 como el F-15 siguieron adelante.
Impulsando el concepto
El subsecretario de Defensa, David A. Packard (que llegó con la nueva administración de Nixon en 1969) fue un firme defensor de volver al concepto de creación de prototipos en concursos como forma de contener los costes cada vez mayores de los nuevos sistemas de armas. Durante la década de 1960, el subsecretario de Defensa, Robert MacNamara, adoptó la filosofía del Paquete Total de Adquisiciones, en la que un avión se comprometía a producirse incluso antes de que el primer ejemplar hubiera despegado y sin ninguna competencia contra diseños rivales. Esto había dado lugar a aviones tan controvertidos como el Lockheed C-5A Galaxy y el General Dynamics F-111, que habían encontrado problemas de desarrollo costosos y que requerían mucho tiempo, así como grandes sobrecostes. Bajo la nueva filosofía competitiva basada en concursos de creación de prototipos, el Secretario de la Fuerza Aérea, Robert C. Seamans, elaboró un conjunto de reglas básicas en las que la financiación inicial de un nuevo proyecto de armas sería relativamente limitada, manteniéndose al mínimo los objetivos de rendimiento iniciales y las especificaciones militares. En 1971, Boyd trabajaba para el Grupo de Estudio de Prototipos de la Fuerza Aérea y pudo impulsar el concepto en un momento en que la idea de los vuelos competitivos en concursos volvía a estar de moda.
Solicitud de propuestas (RFP)
Bajo la dirección de Packard surgió un programa Light Weight Fighter (LWF). El 16 de enero de 1971 se emitió una solicitud de propuestas (RFP o request for proposals) a la industria. La RFP pedía una alta relación empuje-peso, un peso bruto de menos de 20.000 libras y una alta maniobrabilidad. No se haría ningún intento de igualar el rendimiento del MiG-25 Foxbat, sino que se haría hincapié en las condiciones más probables del futuro combate aéreo: altitudes de 30.000 a 40.000 pies y velocidades de Mach 0,6 a Mach 1,6.
Se debía hacer hincapié en la velocidad de giro, la aceleración y el alcance en lugar de la alta velocidad. Se destacó un tamaño pequeño como característica principal, ya que el pequeño tamaño de MiG-17 y MiG-21 los había hecho difíciles de detectar visualmente durante el combate sobre Vietnam del Norte. La RFP especificó tres objetivos principales. El avión debería explorar plenamente las ventajas de las tecnologías emergentes, reducir el riesgo y las incertidumbres involucradas en el desarrollo y la producción a gran escala y proporcionar una variedad de opciones tecnológicas para satisfacer las necesidades futuras de hardware militar. Mientras tanto, con la selección del McDonnell Douglas F-15 Eagle como ganador del contrato F-X, los ingenieros de General Dynamics se habían estado concentrando en estudios de un LWF para combate cercano (dog-fight) diurno, con sólo un mínimo de electrónica aire-aire. Todos estos estudios se habían realizado bajo la designación de la empresa Modelo 401.
General Dynamics había estado estudiando posibles diseños para un caza ligero durante varios años, incluidos los que se ilustran aquí. La mayoría adoptó un diseño de propulsión y entrada de aire similar, pero exploró diferentes configuraciones de alas y cola. Se consideró que una entrada de aire debajo del fuselaje delantero era ideal debido a su mejor rendimiento en ángulos de ataque altos en comparación con las entradas de aire ubicadas en el costado del fuselaje.
Propuestas para el LXF
Modelo LWF-401-16B...la configuración definitiva. (foto GD)Cinco fabricantes presentaron propuestas en respuesta a la RFP: Boeing, Northrop, General Dynamics, Ling-Temco-Vought y Lockheed. En marzo de 1972, el Estado Mayor del Aire concluyó que el modelo Boeing 908-909 de la competición era la primera opción, seguidos de cerca por el modelo 401 de General Dynamics y el modelo P-600 de Northrop. El Vought V-1100 y el Lockheed CL-1200 Lancer habían sido eliminados.
Los responsables de la selección, después de mucho trabajo, calificaron las propuestas de General Dynamics y Northrop mejor que la propuesta de Boeing. El modelo 401-16B de General Dynamics y el Northrop P-600 fueron elegidos para un mayor desarrollo el 13 de abril de 1972, y se firmaron los contratos para la producción de dos YF-16 (#72-1567 y #72-1568) y dos YF-17 (no. 72-1569 y núm. 72-1570). En lugar de utilizar el prefijo "X" (experimental), se utilizó el prefijo "Y" (desarrollo) para indicar que se estaba utilizando una combinación de tecnologías experimentales y disponibles en el mercado. El YF-16 iba a ser propulsado por un único turbofan Pratt & Whitney F100, mientras que el YF-17 iba a ser propulsado por un par de motores General Electric YJ101.
Los contratos de "costo más tarifa fija" cubrían el diseño, construcción y prueba de dos prototipos, más un año de pruebas de vuelo. En ese momento, la Fuerza Aérea todavía estaba muy comprometida con el caza F-15 y veía el programa de la LWF más como un proyecto de demostración de tecnología que como un esfuerzo serio para un avión de producción. Al mismo tiempo, se adjudicaron contratos a Pratt & Whitney para una versión del turbofan F100 especialmente adaptado para aviones monomotor y a General Electric para el nuevo y más pequeño motor YJ101.
La consigna era mantener los costos bajos
El YF-16 fue diseñado y construido en Fort Worth bajo la dirección de William C. Dietz y Lyman C. Josephs, con Harry Hillaker como diseñador jefe. El Modelo 401 de General Dynamics había sido estudiado en modelos, maquetas y probando en túneles de viento docenas de configuraciones diferentes antes de elegir la configuración final. No se hizo ningún intento de impulsar avances tecnológicos individuales, y se utilizaron sistemas y componentes probados en áreas donde no se requería nueva tecnología. Los componentes y conjuntos de piezas se diseñaron para facilitar la fabricación utilizando materiales convencionales de bajo coste siempre que fuese posible. Para mantener bajos los costes, muchos de los componentes debían tener elementos comunes con los aviones existentes o proyectados. Sin embargo, la nueva tecnología se utilizaría en aquellas situaciones en las que se esperaba que tuviese el mayor efecto para alcanzar los objetivos de rendimiento que se habían propuesto.
General Dynamics decidió utilizar un solo turboventilador F100 para su propuesta en lugar de un par de GE YJ101 de bajo índice de derivación (bypass), como lo hizo el diseño competidor de Northrop. Se estimó que un solo F100 proporcionaba una demanda de combustible sustancialmente menor que un par de YJ101, y los estudios no revelaron ninguna ventaja de desgaste significativa para una configuración bimotor. El formato monomotor permitió alcanzar un peso de misión de 17.050 libras, mientras que un formato propulsado por dos motores General Electric YJ101 habría tenido un peso de misión de 21.470 libras.
Desarrollo inicial del diseño
Durante el desarrollo inicial del diseño del F-16, General Dynamics había considerado colas verticales simples y gemelas. Las pruebas en el túnel de viento habían demostrado que los vórtices producidos por la extensión del borde de ataque en la parte delantera generalmente mejoraban la estabilidad direccional, pero que ciertas formas de estas extensiones en realidad reducían la estabilidad en ángulos de ataque altos cuando se usaban colas gemelas. Se concluyó entonces que un formato de doble cola implicaría riesgos de desarrollo significativamente mayores y que una sola cola vertical daría resultados satisfactorios siempre que fuera lo suficientemente alta.
El equipo de General Dynamics también estudió varias configuraciones de entrada de aire diferentes antes de decidirse por la entrada de aire final ubicada bajo el morro. La ubicación ventral de la entrada se eligió para minimizar la sensibilidad del flujo de aire hacia el motor a ángulos de ataque elevados. En un AoA de 20 grados, la dirección del flujo local hacia una toma ventral estaba sólo diez grados por debajo del punto de referencia, en comparación con 35 grados en el caso de las tomas montadas lateralmente. En realidad, el equipo de diseño había comenzado con una entrada tipo Crusader montada en la barbilla, pero fue gradualmente llevada hacia atrás para ahorrar peso, hasta que el proceso finalmente hubo de ser detenido para mantener la entrada de aire delante de la rueda de morro.
Hay algunas desventajas en una ubicación de entrada de aire de este tipo: el montaje de la entrada debajo del fuselaje es potencialmente peligroso para el personal de tierra y, a primera vista, parece provocar daños por objetos extraños (FOD) en el motor por la ingestión de piedras y otros desechos de la pista hacia la entrada. Sin embargo, evita el problema de ingestión de los gases del cañón y, dado que la rueda de morro está más atrás, evita el FOD inducido por la rueda de morro. Para ahorrar peso y complejidad, se mantuvo una geometría fija para la toma.
Diferentes formas de ala con perfil NACA
Se revisaron cuatro formas en planta de ala diferentes: recta, en flecha, variable y delta. El ala de geometría variable fue rechazada por su elevado peso y complejidad. El ala delta tenía la ventaja de poseer una baja carga alar y baja resistencia a las ondas de choque, pero finalmente fue rechazada debido a su alta resistencia en sustentación y otras penalizaciones. Finalmente se eligió un ala recta y de poca flecha porque se pensó que ofrecía la mejor combinación de buena maniobrabilidad, alta aceleración y sustentación máxima para garantizar un buen rendimiento en altitud. El equipo eligió un ala de curvatura variable controlada por computadora con flaps de maniobra de vanguardia y modernos flaperones que podían adaptar la curvatura del ala a las condiciones de vuelo, maximizando así la eficiencia del ala. Para el perfil finalmente se optó por utilizar un perfil alar de la serie 6 de NACA, el 64A204.
El ala y el cuerpo del fuselaje principal se fusionaron suavemente entre sí en tres dimensiones, lo que hizo imposible definir dónde terminaba el ala y comenzaba el fuselaje. El efecto combinado ala-cuerpo, o cuerpo sustentador, se logró al tener un carenado suave del ala y el fuselaje en lugar de la intersección pronunciada convencional, lo que proporciona una sustentación mejorada en ángulos de ataque elevados. El ala estaba equipada con extensiones en el borde de ataque suavemente combinadas. Estas extensiones crean vórtices en ángulos de ataque elevados que mantienen la energía de la capa límite del aire que fluye sobre la sección interior del ala, retrasando la entrada en pérdida de la raíz del ala y manteniendo la estabilidad direccional. Dado que el ala era demasiado delgada para acomodar los mecanismos del tren de aterrizaje, el tren de aterrizaje principal quedó montado en el fuselaje y las ruedas se retraían hacia los huecos debajo del fuselaje. El ala está hecha predominantemente de aluminio, con pequeñas cantidades de acero, titanio y materiales compuestos.
Electrónica
Se incorporó un sistema de control "relajado" de estabilidad estática/vuelo por cable (RSS/FBW). Se agregaron una serie de elementos para ayudar al piloto en combates de hasta 9 g. Estos incluían un diseño de consola con palanca lateral, un asiento eyector inclinado hacia atrás 30 grados y una cúpula de burbuja con visión panorámica. Aunque el requisito de la LWF especificaba sólo un mínimo de componentes electrónicos, el equipo de diseño reconoció que una aeronave operativa probablemente requeriría un paquete de aviónica más pesado y voluminoso. Se tomó la decisión inicial de dimensionar el avión para que pudiera llevar misiles Sidewinder buscadores de calor más un cañón M61, pero además se tomaron medidas para permitir que el aparato pudiera llevaran misiles guiados por radar Sparrow en una futuro.
La especificación original pedía un factor de carga de 7,33 g con un 80 por ciento de combustible interno. Los ingenieros de General Dynamics decidieron aumentar esta cifra a 9 g con el combustible interno lleno y aumentar la vida útil del fuselaje de 4000 horas a 8000 horas. Al reconocer que el piloto del YF-16 debería utilizar combustible transportado externamente en el viaje de ida a la zona de combate y luego regresaría con el combustible interno, el equipo de diseño asignó el volumen de combustible interno en consecuencia, reduciendo el tamaño del fuselaje y recortando 1.470 libras del peso vacío. y reduciendo el peso cargado en 3.300 libras. De esta manera, la velocidad de giro podría aumentarse en un diez por ciento y la aceleración en un 30 por ciento.
Los costos se redujeron mediante el uso de planos de cola y flaperones intercambiables para la parte izquierda y derecha. La mayor parte de la estructura del tren de aterrizaje también era común a ambos lados. La aviónica era simple y el armamento consistía en un cañón giratorio M61A1 de 20 mm y dos misiles AIM-9 Sidewinder en las puntas de las alas, además de provisiones en dos puntos de anclaje externos debajo de cada ala.
Las familias o bloques
El F-16 inicial continuó actualizándose a lo largo de los años con los llamados bloques de producción. Los F-16 que sufrían varias modificaciones se convertían en modelos algo diferentes que se agrupaban en familias. Estas familias o "blocks" cada vez diferían más del modelo inicial incorporando nuevas funciones y capacidades. Inicialmente, fueron el monoplaza F-16A y el biplaza F-16B. Estas variantes incluyen los Bloques 1, 5, 10, 15 y 20, de los cuales el Bloque 15 fue la primera modificación importante, donde se le instalaron nuevos estabilizadores horizontales más grandes. La siguiente mejora importante fue el Bloque 25, que provocó el cambio de designación. El modelo ya era tan diferente que pasó a llamarse F-16C/D, y el primer F-16C realizó el vuelo inaugural el 19 de junio de 1984. El F-16C incorporaba ya muchas mejoras, como el radar APG-68, pantallas multifunción, Head-Up Display holográfico de gran angular, capacidad de lanzamiento del AGM-65D Maverick y el AIM-120A AMRAAM, nuevas computadoras de control y muchas otras modificaciones internas. Externamente, el Viper casi no cambió, pero ahora había mejorado su capacidad de combate más allá del alcance visual y había adquirido capacidades de ataque nocturno de precisión.
El F-16 en 2024 y más allá
Hoy tenemos una nueva variante, el Block 70/72 Viper, que se está produciendo como avión de nueva construcción. El vuelo inaugural del primer F-16 nuevo de este bloque tuvo lugar en 2023. Los F-16 Block 70/72 son los Vipers de producción más avanzados que cuentan con el radar APG-83 AESA, una nueva pantalla en el pedestal central, enlace de datos Link 16, compatibilidad total con el sistema de imágenes de visión nocturna, un nuevo GPS/INS integrado y Sistema automático para evitar colisiones terrestres, del que hablamos más adelante. La producción de la nueva variante se trasladó a Greenville, Carolina del Sur, dejando el histórico sitio de producción del F-16 en Fort Worth, Texas, que ahora se centra en el F-35 Lightning II. Hasta ahora, seis países han seleccionado el F-16 Block 70/72 y Lockheed Martin dice que actualmente hay una nueva cartera de producción pendiente de 135 aviones.
Si bien muchos de los fuselajes más antiguos están alcanzando su límite de vida estructural y se están retirando, muchos están encontrando nuevos usos, como los aviones F-16 Block 30 de la Guardia Nacional Aérea que ahora vuelan en misiones Aggressor con la Armada o el antiguo F-16 israelí, que vuelan como Red Air durante misiones de entrenamiento de varias unidades de la Fuerza Aérea. Incluso con la entrada en servicio de aviones más modernos, el F-16 seguirá volando hasta bien entrada la década de 2050 con muchas fuerzas aéreas de todo el mundo. De hecho, aunque el F-16 está siendo reemplazado por su heredero, el F-35, seguirá compartiendo los cielos durante mucho tiempo, ya que muchos países todavía están comprando F-16 para reemplazar sus viejos aviones.
Descripción técnica del F-16C
El F 16C es un caza táctico multifunción monomotor y monoplaza con capacidad total de combate aire-aire y aire-superficie. El F 16D es una versión biplaza (tándem) y cumple la función secundaria de un entrenador. El fuselaje se caracteriza por una gran cubierta de burbuja, aletas delanteras y una entrada de aire para motores de gran tamaño debajo del fuselaje. Las superficies del ala y la cola son delgadas y presentan un barrido trasero moderado. El ala tiene flaps automáticos en el borde de ataque que mejoran el rendimiento en un amplio rango de velocidades. Los flaperones están montados en el borde de salida del ala y combinan las funciones de flaps y alerones. Las colas horizontales tienen un pequeño diedro negativo y proporcionan control de cabeceo y alabeo mediante una deflexión simétrica/diferencial. La cola vertical, aumentada por dos aletas ventrales gemelas, proporciona estabilidad direccional.
Todas las superficies de control de vuelo son accionadas hidráulicamente por dos sistemas hidráulicos independientes y son dirigidas por señales a través de un sistema fly by wire. El sistema de control de tiro incluye un radar de control de tiro con capacidad de búsqueda y seguimiento; dos pantallas multifunción (MFD) para la presentación de información de navegación, radar, armas y otra información; y una pantalla de visualización frontal (HUD). Los controles frontales proporcionan un punto de control central para el control de tiro, comunicaciones, navegación y funciones de IFF. Un sistema de gestión de pertrechos (SMS) presenta una pantalla visual en una MFD seleccionada para el inventario, control y liberación de todos los pertrechos. El armamento básico incluye un cañón multicañón de 20 mm montado en el fuselaje y un misil aire-aire en cada punta de ala. Se pueden transportar pertrechos adicionales de varios tipos en pilones montados debajo de las alas y en el fuselaje.
El ángulo de ataque
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El sistema Auto GCAS de los F-16
Desarrollado por Lockheed Martin, el Sistema Automático de Prevención de Colisiones en Tierra (Auto GCAS) fue diseñado específicamente para prevenir accidentes mortales y ya ha salvado las vidas de múltiples pilotos y F-16 desde que el sistema entró en servicio en la Fuerza Aérea de los EE. UU. a fines de 2014. El Auto GCAS está diseñado para reducir los incidentes de lo que se conoce como vuelo controlado contra el terreno o CFIT. Según las estadísticas de la Fuerza Aérea de los EE. UU., los incidentes CFIT representan el 26 por ciento de las pérdidas de aeronaves y un asombroso 75 por ciento de todas las muertes de pilotos de F-16.
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El sistema automático de prevención de colisiones contra el terreno (Auto GCAS) en el F-16 funciona de forma diferente al EGPWS de los aviones civiles. Este sistema está configurado de tal forma que predice una colisión inminente cuando el piloto no reacciona. El ordenador de a bordo ordena en última instancia una maniobra de evitación autónoma (un giro para nivelar las alas y un tirón de g´s suficiente como para evitar el impacto en el suelo.
Debajo se puede ver un vídeo tomado del head-up-display (HUD) de un F-16 donde se ilustra cómo el Auto GCAS ayudó a salvar la vida de un estudiante piloto de F-16 que perdió el conocimiento durante una misión de entrenamiento. El estudiante piloto, que se entrenaba con el 152° Escuadrón de Cazas de la Guardia Aérea Nacional de Arizona, sufre la llamada Pérdida de Conciencia Inducida por G (GLOC) durante una maniobra de alta velocidad. Cuando el F-16 del piloto inconsciente se precipit hacia el suelo, el Auto GCAS determina que la colisión en tierra es inminente e inicia una maniobra para nivelar las alas y ascender mientras el piloto recuperaba la conciencia y agregaba g's a la recuperación, salvando tanto al piloto como al avión.
El número de g´s que se alcanzan en la recuperación depende de varios factores. Es un valor variable en función de la maniobra realizada y los valores de suelo mínimo (floor) seleccionados, como se explica en el diagrama debajo:
El valor de la función de ganancia (N3) depende de la capacidad del factor de carga de la aeronave. Un valor razonable para N3 está entre el 50 y el 75 por ciento de la capacidad máxima del factor de carga de la aeronave (es decir, una aeronave de 9 g tendría un factor de carga de recuperación de entre 5 g y 7 g). El valor real elegido será un compromiso por parte del operador de la aeronave y puede depender de la misión de la aeronave. Un valor del 50 por ciento para N3 permitirá al piloto más capacidad para que no se active la maniobra de recuperación automática, mientras que un valor del 75 por ciento para N3 reduce la altitud de inicio de recuperación automática y ayuda a evitar molestas recuperaciones automáticas y, por lo tanto, hace que el sistema de recuperación automática no sea tan intrusivo mientras el piloto maniobrar cerca de la altura mínima seleccionada (floor). La patente también explica que si la pendiente (altura) del terreno aumenta (cuando el floor seleccionado está por debajo del terreno), entonces se mandan g adicionales al ordenador para la recuperación.
El primer caza FBW del mundo
El sistema de control de vuelo del F-16 inicialmente fue un sistema informático analógico y no digital. Era un sistema cuádruple (cuádruplemente redundante) que tomaba la información que el piloto creaba con los controles de la palanca y el timón y la aplicaba suavemente a los elevadores, alerones y timón de dirección del avión. El concepto de FBW digital fue postergado, porque en aquella época era algo muy avanzado para poder integrarlo directamente en un avión de producción. El sistema digital todavía presentaba múltiples problemas y riesgos que los diseñadores no quisieron tomar.
A finales de la década de 1980, la USAF presentó el F-16 Block 40. Esta actualización de la versión del F-16 incluyó numerosas mejoras en la mayoría de los sistemas principales de la aeronave, incluido el sistema de control de vuelo. El FLCC fue reemplazado por el DFLCC o computadora de control de vuelo digital. Este sistema mejoró enormemente la fiabilidad y la eficacia generales del sistema de control de vuelo de la aeronave, al tiempo que mitigaba varios problemas de obsolescencia de componentes que resultaban problemáticos con el FLCC analógico. Hoy en día, el DFLCC es el estándar para todos los nuevos F-16 de producción.
La hidrazina del F-16
Una de las cosas que mas me llamó la atención cuando nos dieron el entrenamiento de rampa, fue el hecho de que el F-16 era un avión extremadamente peligroso para el personal de tierra. La primera impresión al trabajar cerca de la inmensa entrada de aire (difusor es el nombre correcto), es que uno tiene la sensación de que va a ser succionado cual "rulillo" de polvo casero por un potente aspirador.
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| Los motores convencionales son subsónicos y no pueden ingerir aire a velocidad supersónica. Los difusores de entrada con geometría variable se encargan de decelarar el aire hasta un régimen en el que puedan operar los motores. |
En su día se consideraron varias versiones avanzadas del F-16 para mejorar sus capacidades iniciales, así como para ampliar sus capacidades con el fin de que pudiera ser empleado en nuevas misiones más exigentes. La instalación de una entrada de geometría variable (VGI) en el F-16, era algo que podía ser posible gracias a que el avión estaba diseñado de forma modular. Esta característica de diseño fue una de las cosas que se establecieron desde el inicio del programa del F-16. La figura 1 ilustra la opción de entrada de geometría variable que se consideró en su día para ser incluida en las versiones avanzadas en la División de Fort Worth de General Dynamics cuando el avión todavía estaba en su etapa de desarrollo. Tanto la opción de entrada de geometría variable como la de amortiguación de la onda de choque normal estuvieron disponibles y la elección final se llevó a cabo teniendo en cuenta los requisitos futuros de las misiones que tendría que llevar a cabo el avión de producción.
La figura 2 ilustra los beneficios de rendimiento si el aparato contase con un diseño de difusor de entrada de aire con una rampa de geometría variable, de forma conformada y relativamente simple para su aplicación F-16. Los principales beneficios son una mayor aceleración y mayores velocidades para reducir los tiempos de intercepción, mayores factores de carga sostenida y velocidades de giro para superar a los aviones enemigos, y una mayor persistencia para mejorar la capacidad de múltiples objetivos y atacar a altas velocidades supersónicas.
La ineficiencia (necesaria) del postquemador
El F-16 es un caza de combate extraordinario. Parte de su rendimiento se debe al magnífico motor que monta con su gran postcombustor. La parte negativa del uso del postcombustor es un mayor consumo de combustible, a veces exagerado. El F-16 a plena potencia militar (sin postcombustión) y a baja altitud quema alrededor de 3600 kg de combustible por hora, lo que con el depósito lleno al completo le da aproximadamente 2 horas de tiempo de vuelo. Al volar a gran altitud, ese tiempo de vuelo puede extenderse aún más, ya que tanto la altitud como la configuración más baja de potencia (alrededor del 80%) reducen el flujo de combustible hasta en un 40% en comparación con el vuelo a baja altitud.
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