Seguimos con la segunda parte de este estudio, pidiéndoles disculpas a todos los que han seguido el referido estudio, pues nos hemos tardado mucho en continuarlo. Queremos si, dar una breve explicación sobre esta demora, no queremos que se piense que no teníamos la autorización del autor, ni ninguna otra hipótesis de conflicto con nadie.
Básicamente es un estudio que no hicimos nosotros, solo lo hemos divulgado, realizando los respectivos comentarios para apoyarlo, pues desde mucho antes ya coincidíamos con estas ideas (solo que nos faltaban los estudios más a fondo sobre lo que eran superficialmente evidente, y sostenemos lo que desde un principio hemos señalado: lo que se busca no es un sustituto directo del F-16, sino un avión que complemente al Su-30), el hecho de que dicho estudio nos llegaba a través de una tercera persona nos impedía consultar al autor de dicho estudio sobre detalles de este sencillo pero interesante trabajo, detalles muy necesarios para poder hacer los respectivos comentarios. Finalmente, conseguimos acceso al creador del estudio y hasta le hicimos una breve entrevista, que igualmente publicaremos en los próximos días. Y bueno, le damos las gracias a Canberrero, viejo amigo de los foros, pero a quien no conocíamos en persona.
Y claro esta, los nunca faltantes contratiempos personales que todos tenemos siempre, dilataron en exceso (lo sabemos), la continuación de la divulgación de este estudio.
Así, que sin más, continuemos pues con el mismo. Todas las sugerencias y comentarios serán bienvenidos.
Básicamente es un estudio que no hicimos nosotros, solo lo hemos divulgado, realizando los respectivos comentarios para apoyarlo, pues desde mucho antes ya coincidíamos con estas ideas (solo que nos faltaban los estudios más a fondo sobre lo que eran superficialmente evidente, y sostenemos lo que desde un principio hemos señalado: lo que se busca no es un sustituto directo del F-16, sino un avión que complemente al Su-30), el hecho de que dicho estudio nos llegaba a través de una tercera persona nos impedía consultar al autor de dicho estudio sobre detalles de este sencillo pero interesante trabajo, detalles muy necesarios para poder hacer los respectivos comentarios. Finalmente, conseguimos acceso al creador del estudio y hasta le hicimos una breve entrevista, que igualmente publicaremos en los próximos días. Y bueno, le damos las gracias a Canberrero, viejo amigo de los foros, pero a quien no conocíamos en persona.
Y claro esta, los nunca faltantes contratiempos personales que todos tenemos siempre, dilataron en exceso (lo sabemos), la continuación de la divulgación de este estudio.
Así, que sin más, continuemos pues con el mismo. Todas las sugerencias y comentarios serán bienvenidos.
ESTUDIOS SOBRE LA POTENCIA Y LA MANIOBRABILIDAD
Las láminas siguientes que nos hizo llegar Canberrero se desprenden de las tablas generales publicadas en la primera parte. En esta oportunidad tienen que ver con el Factor-G (resistencia estructural) y con, según sus palabras, “el brío de la montura” (relación empuje/peso) claros indicativos de maniobrabilidad.
Se insiste desde la primera parte que estos análisis se hicieron con datos de dominio público y se organizaron sobre la base de dos comparaciones hipotéticas: 1) el caza FC-1 frente a los cazas que posee nuestra Aviación Militar (Mirage-50, F-5A y F-16A), y 2) El caza FC-1 frente a cazas de prestaciones similares (F-20, F-5E).
A veces los números, sus operaciones y los resultados pueden ser antipáticos o contrarios a nuestros mitos. Pero, eso es parte de la objetividad.
Se insiste desde la primera parte que estos análisis se hicieron con datos de dominio público y se organizaron sobre la base de dos comparaciones hipotéticas: 1) el caza FC-1 frente a los cazas que posee nuestra Aviación Militar (Mirage-50, F-5A y F-16A), y 2) El caza FC-1 frente a cazas de prestaciones similares (F-20, F-5E).
A veces los números, sus operaciones y los resultados pueden ser antipáticos o contrarios a nuestros mitos. Pero, eso es parte de la objetividad.
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La tabla 1 gráfica 3 en cuanto a los limites G, muestra que supera a todas las aeronaves de la AMB. Así mismo en la tabla 3 gráfica 3 se observa un valor superior comparados con modelos cercanos. Esto evidencia otra filosofía de diseño que escapa de los contrapuestos.
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Hacer Click para ver en un mejor tamañoLa tabla 1 gráfica 4 y la tabla 3 gráfica 4 nos refiere a la relación empuje-peso, que esta referida al régimen de aceleración de las aeronaves. Definitivamente un valor tan cercano a la unidad es ostentar de fuerza de sobra para salir de cualquier situación. Es una lastima que el F-20 nunca entrara en producción.
La combinación de ambos valores nos infiere que estamos en presencia de una aeronave muy ágil y maniobrera.
La combinación de ambos valores nos infiere que estamos en presencia de una aeronave muy ágil y maniobrera.
BASE TEÓRICA
LIMITE G
Aclararemos que lo que llamamos “Gravedad limite”, “Limite G” o “Fuerza G” no es una fuerza en realidad, es una comparación entre la fuerza provocada por una aceleración sobre un objeto en relación a su peso. Es lo que en ingeniería se llama numero adimensional, o lo que es lo mismo, que no tiene unidad de medida. Aunque normalmente se compara con el valor de la gravedad (de ahí proviene el nombre referido a la gravedad o G) para dar una idea intuitiva del valor del numero.
El efecto de una “fuerza G” es similar a que su peso se haya multiplicado por el número de Gs, en la dirección opuesta a la aceleración del sistema de referencia.
En terrenos de la aeronáutica la comparación puede hacerse con la fuerza de sustentación máxima que se ejerce sobre las alas aplicado en giros cerrados sostenidos o múltiples maniobras exigentes. Es el margen seguro de aceleraciones o “Limite G” que puede soportar la estructura de la aeronave sin que este colapse.
El signo “+ ó –” después de la “G” indica la dirección de dicha relación en el sistema, normalmente llamadas “G positivas o de compresión” o “G negativas o de tracción”.
Sin entrar en tediosas teorías aeroelásticas. Sencillamente los limites G que pueda soportar una aeronave de combate es un buen indicador de la resistencia estructural del aparato y sus limitaciones de maniobrabilidad.
El efecto de una “fuerza G” es similar a que su peso se haya multiplicado por el número de Gs, en la dirección opuesta a la aceleración del sistema de referencia.
En terrenos de la aeronáutica la comparación puede hacerse con la fuerza de sustentación máxima que se ejerce sobre las alas aplicado en giros cerrados sostenidos o múltiples maniobras exigentes. Es el margen seguro de aceleraciones o “Limite G” que puede soportar la estructura de la aeronave sin que este colapse.
El signo “+ ó –” después de la “G” indica la dirección de dicha relación en el sistema, normalmente llamadas “G positivas o de compresión” o “G negativas o de tracción”.
Sin entrar en tediosas teorías aeroelásticas. Sencillamente los limites G que pueda soportar una aeronave de combate es un buen indicador de la resistencia estructural del aparato y sus limitaciones de maniobrabilidad.
RELACION EMPUJE/PESO
La relación empuje a peso es otro de los parámetros más importantes para determinar el rendimiento de una aeronave (La relación empuje a peso de una aeronave de combate es un buen indicador de la maniobrabilidad del aparato).
La relación empuje a peso varía constantemente durante el vuelo. El empuje varía con la configuración del acelerador, la velocidad aerodinámica, la altitud y la temperatura del aire. El peso varía con la cantidad de combustible disponible y los cambios de carga. Para una aeronave, la relación empuje a peso calculada suele ser el empuje estático máximo a nivel del mar dividido por el peso máximo al despegue.
Por ejemplo. Según los valores de la tabla 1, El motor ruso RD-93 produce 84,4 kN de empuje máximo a nivel del mar y tiene una masa máxima de 9.100 kg. Utilizando una gravedad de 9,80665 m/s², la relación empuje a peso se calcula como sigue:
La relación empuje a peso varía constantemente durante el vuelo. El empuje varía con la configuración del acelerador, la velocidad aerodinámica, la altitud y la temperatura del aire. El peso varía con la cantidad de combustible disponible y los cambios de carga. Para una aeronave, la relación empuje a peso calculada suele ser el empuje estático máximo a nivel del mar dividido por el peso máximo al despegue.
Por ejemplo. Según los valores de la tabla 1, El motor ruso RD-93 produce 84,4 kN de empuje máximo a nivel del mar y tiene una masa máxima de 9.100 kg. Utilizando una gravedad de 9,80665 m/s², la relación empuje a peso se calcula como sigue:
(1 kN = 1000 N = 1000 kg⋅m/s²)
84,4kN / ( 9100Kg*9,807 m/s²) = 0,000945 kN/N = 0,95 (± 4)
84,4kN / ( 9100Kg*9,807 m/s²) = 0,000945 kN/N = 0,95 (± 4)
La tolerancia (± 4) según la vida útil o fatiga estructural en horas de vuelo (Nuevo +4 Media vida 0 Limite de vida -4).
Links a las dos primeras partes de este estudio:
PARTE 1
INTRODUCCIÓN
