IA-63 NAVAL, UNA POSIBILIDAD ALCANZABLE
Artículo de la Revista MACH 1 N°27 – 1990

Por el entonces CC. ROBERTO E. DURAN

Coincidentemente con inquietudes expresadas en 1984 (1), se inició en la DIRECCION DEL MATERIAL AERONAVAL un análisis preliminar de factibilidad en el que se consideraron la mayoría de los factores determinantes, y se obtuvieron valores de cargas sobre la estructura, que se presentaron en el ESTUDIO TECNICO DIMA 1/87. Los resultados de éste indicaron que el avión es apto para la operación naval y que aunque el incremento de solicitaciones es importante, se considera factible adecuar el diseño básico actual de los mismos.

En base a estos valores de carga calculados, la FUERZA AEREA coincidió en considerar que la estructura y los trenes podrían modificarse y en iniciar en forma conjunta estudios de detalle de la modificación, los que ya se encuentran en ejecución. Esto abre una firme posibilidad de contar a mediano plazo con un avión embarcado que, reemplazando o complementando al MB-326, cubriría las necesidades de adiestramiento de pilotos de ataque previo a su pase a SUPER ETENDARD.

No considero necesario reiterar las ventajas de esta solución, ya tratadas en los artículos mencionados, pero si referirme a los aspectos técnicos de los estudios encarados por la DIRECCION DEL MATERIAL AERONAVAL para la navalización del avión.

En primer término, es oportuno presentar una síntesis de los aspectos a tener en cuenta en una modificación genérica de este tipo y luego los resultados de su aplicación al IA-63.
NAVALIZACION DE AVIONES TERRESTRES:

Los pasos a seguir para un estudio de factibilidad de este tipo pueden resumirse en:

1. Definición de características operativas y de performance deseables y mínimas aceptables para la versión naval.
2. Ubicación y dimensionamiento del gancho de frenado.
3. Análisis de condiciones de aproximación.
4. Cálculo de esfuerzos debidos a enganche.
5. Ubicación tomas de estrobos y retenida.
6. Análisis condiciones de catapultaje.
7. Cálculo de esfuerzos debidos a catapultaje.
8. Análisis modificaciones al diseño básico necesarias para admitir las cargas obtenidas de (4) y (7).
9. Aspectos complementarios del diseño de detalle y verificación del cumplimiento de (1) luego de las modificaciones.

A partir de que la única diferencia exterior evidente entre un avión diseñado para operar en tierra y otro en portaviones es el gancho de frenado, una conclusión simplista indicaría que basta agregar un gancho a cualquier avión para que pueda ser considerado un avión naval. Esta adaptación no es tan simple, ya que hay que tener en cuenta una serie de características que pueden condicionar la adaptabilidad de un avión no pensado originalmente para operar en portaaviones.

1 – El primer aspecto a considerar es el centro de gravedad. Este debe estar ubicado dentro de ciertos límites respecto a los puntos de apoyo de las ruedas que surgen de reglas experimentales afín de asegurar la estabilidad del avión ante movimientos de cubierta.
A esto sigue la definición de la ubicación y dimensiones del gancho. Para la primera se parte de considerar la condición ideal, que correspondiendo a aquella para la cual la línea de acción de la fuerza de frenado, a mitad de la corrida, pasa por el C.G.- con el avión en actitud estática (F1G.1).

Esta condición permite que las cargas sobre el tren de nariz prácticamente no estén correlacionadas con los efectos del frenado. La ubicación práctica a adoptar corresponderá
a la zona de estructura resistente más cercana a aquella, teniendo de cuenta lo siguiente:

– Si el gancho se ubica debajo de la posición ideal, el momento de cabeceo incrementa la carga sobre el tren de nariz.
– Si se ubica sobre la misma, este momento produce un aumento del ángulo de ataque, que tiende a hacer volar el avión. El largo del gancho y su desplazamiento máximo
dependerán del ángulo de pérdida del avión y la disposición del tren de aterrizaje (FIG. 2).
Esta simples pautas tienen gran incidencia sobre la configuración general del avión en el caso de un diseño original para portaaviones y sobre las limitaciones y condicionamientos
que imponen en el caso de la adaptación de un avión terrestre.

Se aprecia que la configuración final a adoptar resultará de una solución de compromiso entre largo de parantes, carrera de amortiguadores y ubicación del gancho.

2- Con la configuración del gancho definida, deben analizarse las condiciones de la aproximación al portaaviones.
Los parámetros de la misma serán:

Estas deberán establecerse de tal manera que se cumplan las siguientes condiciones (FIG. 3):

– La actitud y pendiente deben permitir la visual libre del espejo por parte del piloto y del instructor en caso de avión biplaza. En base a éstas, se adoptará una combinación de velocidad, actitud y pendiente nominales. Los restantes parámetros a considerar, cuyo valor nominal es nulo, serán:

Rolido del avión
Guiñada del avión
Rolido del buque
Cabeceo del buque
Velocidad vertical de la cubierta

A partir de su condición nominal, estos parámetros presentan apartamientos que pueden asimilarse a una distribución normal de Gauss, por lo que la determinación de sus valores instantáneos requiere un análisis probabilístico. Definiendo los valores de probabilidad que corresponden a los rangos de operación, pueden obtenerse las condiciones para las cuales deben calcularse las solicitaciones sobre la estructura.

3- El proceso de enganche es fundamentalmente dinámico, lo que implica que deben considerarse los efectos de inercia de los sistemas involucrados, y sea necesario entonces
contar con valores instantáneos de todos los parámetros intervinientes.
Este es el punto clave para la determinación de cargas, y lo que marca la diferencia entre un análisis de ingeniería y una «estimación educada». Para este análisis se desarrolló en la DIRECCION DE MATERIAL AERONAVAL durante 1985 un modelo numérico de simulación dinámica del proceso de enganche basado en las ecuaciones de equilibrio dinámico correspondientes al avión y a los trenes de aterrizaje y sistema de frenado del buque, presentado en el ESTUDIO TECNICO 1/86 (FIG. 4).

La resolución continua de estas ecuaciones a partir del toque del gancho en cubierta en función de las condiciones de aproximación, permite determinar los esfuerzos
sobre la estructura y trenes. Como parte del análisis de los esfuerzos sobre los parantes debe considerarse la interferencia entre éstos y los cables de frenado. Básicamente hay dos condiciones a tener en cuenta:

– Rodaje sobre cables elevados, previo al enganche.
– Pisado de cables bajos con parantes comprimidos.

En el primer caso influyen las características dimensionales de los parantes y ruedas, y en el segundo las carreras remanentes de amortiguadores y margen de deformación
de los neumáticos. En esta etapa es donde se aprecia la dificultad que genera partir de un diseño básico ya establecido. La ubicación de trenes, las alternativas posibles de anclaje de gancho, el rango de centro de gravedad, y las condiciones de aproximación, imponen limitaciones que pueden traducirse en grandes esfuerzos sobre la estructura.

4- Para el análisis de las condiciones de catapultaje, el primer paso es definir el sistema de arrastre de la catapulta:

– Tortuga con estrobo (A-4, SUE)
– Carro con tensor de tren de nariz (A-6, F/A-18)

Dado que la misma catapulta no puede operar con ambos, la elección del sistema a adoptar sobre el avión dependerá de las características de la/s catapulta del buque. En lo que respecta al avión, debe tenerse en cuenta:
– El sistema de tensor de tren de nariz, que permite agilizar la operación al eliminar el estrobo, implica no obstante, que el parante de nariz deba ser totalmente rediseñado, lo mismo que su estructura soporte, ya que deberá transmitir esfuerzos hacia adelante, condición no existente en aviones terrestres o con estrobo.
– En el caso del sistema de estrobo el refuerzo de la estructura se simplifica pues las tomas del mismo van sobre zonas resistentes del fuselaje, no afectando el parante de nariz. El análisis se limitará a este sistema ya que no es probable que se modifique la catapulta del ARA «25 DE MAYO». Como primer paso deben seleccionarse las ubicaciones de las tomas y de la retenida de cola de acuerdo a los siguientes criterios (FIG. 5):

– La tortuga debe ubicarse a más de 5″ detrás del parante de nariz.
– La línea de acción del estrobo debe pasar por sobre el C.G. con el menor ángulo posible. De pasar por abajo puede producirse un efecto «barrilete» durante la corrida.
– La línea de acción de la retenida debe pasar sobre el C.G., ubicando la resultante vertical sobre el mismo.

Si ésta se ubica hacia proa, aumentará la carga sobre el parante de nariz. Se aprecia que en este caso, la configuración a adoptar será también una solución de compromiso y en la medida que el avión no admita la solución ideal, deberán aceptarse limitaciones. Para el cálculo de esfuerzos se parte de las características aerodinámicas del avión, que darán las condiciones de velocidad y actitud necesarias de obtener al fin de la corrida de catapultaje.

De éstas dependerá la necesidad de extensión del parante de nariz. En condiciones normales el avión sale de la catapulta con ambos trenes comprimidos y actitud chata,
iniciando la rotación, a la actitud de vuelo nivelado para la velocidad relativa obtenida. Si la respuesta del avión a este es lenta, la caída al salir de la cubierta puede ser crítica.

Como solución existen dos caminos:

– Aumentar la velocidad final, lo que implica incrementar la aceleración máxima y consecuentemente los esfuerzos sobre la estructura.
– Elevar el parante de nariz, aumentando la actitud al salir de la cubierta, lo que implica una modificación mayor del parante.

5- Para calcular los esfuerzos que impone la catapulta es necesario contar con valores de máxima aceleración para las condiciones de velocidad final y actitud requeridas por
el avión. Aunque éstos pueden obtenerse experimentalmente, de catapultajes efectivos, en una etapa preliminar es necesario poder calcularlos teóricamente. Para esto se desarrolló en el TALLER AERONAVAL CENTRAL durante 1989 un modelo de simulación dinámica de una catapulta del tipo de la del ARA «25 DE MAYO». Este permite el análisis de las condiciones de regulación de la válvula «carrot» y del fusible de retenida para obtener las condiciones óptimas de aceleración y velocidad final para todo el rango de
presiones utilizable.

Una vez adoptada la configuración (posición de tomas de estrobos, de retenida, elevación parante) y calculados los esfuerzos para ésta, pueden determinarse las modificaciones
necesarias. Con respecto a éstas, es importante destacar que no todo es reforzar o redimensionar elementos existentes, sino fundamentalmente rever el diseño básico en base a condiciones de carga inexistentes en el mismo.

Por ejemplo, la aceleración de catapultaje y desaceleración de frenado impone a la raíz de alas momentos considerables sobre el eje Z, y esfuerzos de tracción en el fuselaje, ninguno de ellos considerados para un avión terrestre (FIG. 6).

6- A partir de esta etapa teórica, que permite evaluar en forma bastante aproximada la magnitud de las modificaciones necesarias y su factibilidad técnica, sigue el análisis de costos y el diseño de detalle de aquellas.

En esta etapa deben tenerse en cuenta otra serie de aspectos a modificar en el diseño original:

– Protección anticorrosiva de la estructura.
– Asientos eyectables 0-0.
– Indicador ángulo de ataque.
– Tomas de trincas.
– Reemplazo de aleaciones factibles de corrosión.
– Frenos aerodinámicos.

Como regla práctica, puede estimarse que el incremento de peso generado por estas modificaciones a un avión terrestre puede variar entre un 10% y un 20%. Este será un índice aproximado de la mayor o menor adaptabilidad del diseño original. En caso de superar el proyecto de etapa de diseño de detalle y de análisis económico, manteniendo las características operativas y de performance requeridas como base del estudio, se pasará a la construcción de un prototipo.

Como referencia, es interesante mencionar tres casos de navalización a partir de aviones terrestres: El T-45 GOSHAWK a partir del HAWK (FIG. 7), el F/A-18 HORNET a partir del YF-17 (FIG. 8), y el JAGUAR-M a partir del JAGUAR A.

En todos los casos se aprecian las siguientes características:

– Ubicación del gancho cerca de su posición ideal.
– Reubicación y rediseño de tren de nariz.
– Rediseño de tren principal.

Aún con la reducida información disponible sobre estos proyectos, en base a las pautas anteriores es posible un análisis de la configuración adoptada del que surgen interesantes
conclusiones, que justificarían otro artículo dedicado a las mismas. No obstante, el hecho que uno de estos tres proyectos (JAGUAR M) no superara la etapa de prototipo es un buen indicativo que no siempre es posible lograr una solución de compromiso aceptable en todos sus aspectos.

Para el análisis de la adaptabilidad del diseño original del IA-63 a una modificación de este tipo se tomaron como referencia las configuraciones de adiestramiento básico y adiestramiento en armas:

Adiestramiento básico
Avión limpio sin cargas exteriores
Combustible 100% ala internos (700K)
Peso 3800 K (catapultaje y enganche)
Adiestramiento en armas
Cañón con munición +2 pilones alares
Piloto
Catapultaje 2 bombas 500 Ib
100% combustible (750 K)
Peso 4.950 K
Enganche sin bombas
Combustible variable
Peso 3.800 K a 4.400 K

Siguiendo las etapas de análisis indicadas previamente en forma genérica se realizó el estudio preliminar del IA-63 presentado en el ESTUDIO TECNICO DIMA1/87. En él se llegan a establecer las siguientes conclusiones:

A- El centro de gravedad del avión satisface las condiciones de ubicación relativa a las ruedas, lo que significa que no se requiere modificación de trocha o posición longitudinal del tren principal.

B- La mejor ubicación factible del gancho, mas cercana a la ideal, es en la estación 6875, ya que desde allí hacia atrás no existen elementos resistentes (FIG. 2). Se descarta la otra ubicación posible, sobre el motor, dado que el efecto de cabeceo que produciría es inadmisible. El largo del gancho será de 1,73 m y su desplazamiento máximo de 38 g. De acuerdo con lo visto anteriormente, esta configuración implica aceptar un incremento de carga considerable sobre el parante de nariz.

C- Las condiciones de aproximación nominales que resultan del análisis de las características del avión y de los condicionamientos de visual libre al espejo, toque entre cables y despeje gancho-rampa serán:

De estos valores se desprende que el avión tiene una actitud chata de aproximación que favorece la visibilidad en pendientes similares a las utilizadas actualmente (FIG. 9), lo que sumado a su baja velocidad de aproximación permite una reducida velocidad vertical en el toque.

Del análisis de las variaciones de los parámetros anteriores a partir de la condición nominal, se tiene:

D- En base a estas condiciones y utilizando el modelo de simulación dinámica ya indicado, se calculan las cargas sobre trenes y estructura para todo el espectro anterior. En este cálculo se emplea un proceso de ensayo y error, modificando teóricamente las características de los trenes hasta alcanzar una configuración que acepte las solicitaciones dentro de que rangos admisibles.

Para establecer las modificaciones a los trenes, se adoptó como hipótesis de trabajo buscar la mínima alteración posible de las dimensiones actuales para reducir las modificaciones a la estructura debidas únicamente a sobredimensionamiento de componentes.

De adoptarse mayores carreras de los amortiguadores podría reducirse la carga máxima admisible requiriendo menores refuerzos estructurales. Con estas pautas, las características de los trenes se verán modificadas de acuerdo a los valores de la (FIG. 10):

El incremento necesario de carga máxima admisible es de aproximadamente un 15% para el tren principal y de 100% para el de nariz. Este último valores significativo y es debido fundamentalmente al momento de cabeceo pca ubicación del gancho. El parámetro crítico resulta así la velocidad relativa de enganche (V-Vw). No obstante, dado que los valores teóricos calculados son conservativos, se considera que los valores efectivos serán levemente inferiores.

Del análisis de interferencia entre trenes y cables de frenado (FIG. 11) resulta que para el caso de pisado de cables bajos no existen inconvenientes, ya que la compresión máxima del parante de nariz, aún enganchado en el cable #1, se produce fuera de la zona de cables. Donde sí existe un problema es en el caso de rodar sobre los cables elevados antes de enganchar, ya que el diámetro de la rueda actual hace que el cable produzca un elevado esfuerzo de flexión sobre el tren, aunque sin riesgo de enganche con el mismo. La solución de este tema requerirá una evaluación más precisa en la etapa de diseño de detalle reducido por la fuerza de frenado, potenciado por la atípica ubicación del gancho. El parámetro crítico resulta así la velocidad relativa de enganche (V-Vw). No obstante, dado que los valores teóricos calculados son conservativos, se considera que los valores efectivos serán levemente inferiores.

Del análisis de interferencia entre trenes y cables de frenado (FIG. 11) resulta que para el caso de pisado de cables bajos no existen inconvenientes, ya que la compresión máxima del parante de nariz, aún enganchado en el cable #1, se produce fuera de la zona de cables. Donde sí existe un problema es en el caso de rodar sobre los cables elevados antes de enganchar, ya que el diámetro de la rueda actual hace que el cable produzca un elevado esfuerzo de flexión sobre el tren, aunque sin riesgo de enganche con el mismo. La solución de este tema requerirá una evaluación más precisa en la etapa de diseño de detalle.

E- Del análisis de las condiciones de catapultaje se adoptan las ubicaciones de las tomas de estrobo y de retenida (FIG. 12).

Utilizando el modelo de simulación dinámica ya indicado, se determinan las ubicaciones de las tomas de estrobo y retenida de cola, presiones de vapor de catapultaje, tensión de fusibles de retenida, velocidades y aceleraciones máximas para el rango de peso a operar:
La necesidad de extensión del parante de nariz se establecerá en la etapa de diseño de detalle, pero se estima que las buenas características del avión a baja velocidad y bajo ángulo de ataque no lo harán necesario.

El resumen de las solicitaciones máximas a la estructura es el siguiente:

Ac: Aceleración máxima catapultaje
Fe: Fuerza máxima de catapultaje sobre cada toma de estrobo
Fr: Valor rotura fusible retenida
Az: Desaceleración vertical máxima
Ax: Desaceleración máxima de frenado
Ff: Fuerza máxima de frenado sobre el gancho

Las conclusiones de la etapa preliminar cumplida son:

– Las características de vuelo del avión son adecuadas para la operación en portaaviones.
– El diseño básico del avión admitiría los refuerzos y modificaciones necesarios para soportar las solicitaciones calculadas.

A partir de éstas, los próximos pasos requieran la continuación de estudios en forma conjunta con la FUERZA AEREA, los que ya están siendo coordinados por la DIRECCION
DEL MATERIAL AERONAVAL.

Los mismos pueden sintetizarse en:

– Verificación experimental de datos teóricos dentro del rango admisible por la estructura actual.
– Determinación de modificaciones estructurales necesarias.
– Definición de detalle de aspectos no estructurales de la adaptación.
– Verificación de performances de la versión modificada.
– Definición de costos de prototipos y serie.
– Ingeniería de detalle de la versión naval.
– Planificación de producción.

En síntesis, el IA-63 N es un avión posible y su desarrollo presenta una serie de ventajas indiscutibles, tanto para la FUERZA AEREA como para la ARMADA, lo que permite ser optimista sobre su concreción. No obstante, para llegar a ser un avión real se requiere aún mucha voluntad, entusiasmo, trabajo y fundamentalmente, objetivos y criterios claros sobre su necesidad y conveniencia para la ARMADA.

___________________________________________________

(1) El autor refiere a dos artículos publicados el ejemplar N° 7, del año 1984 de la revista MACH 1, los cuales citan las características del entonces novel IA-63 Pampa y su potencial uso embarcado.

IA-63 NAVAL, UNA POSIBILIDAD ALCANZABLE
Artículo de la Revista MACH 1 N°27 – 1990
Por el entonces CC. ROBERTO E. DURAN

________________________________________________