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Definición de mínimas de separación de operación de

RPAS y aeronaves convencionales

Entregable 2: Análisis de factores para el estudio de

las Distancias Mínimas de Protección

Definición de mínimas de separación de operación de RPAS y aeronaves convencionales

Entregable 2: Análisis de factores para el estudio de las Distancias Mínimas de Protección

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Hoja de Identificación del documento

Título: Definición de mínimas de separación de operación de RPAS y aeronaves convencionales


Código:

Fecha: 09 / 06 / 2017

Fichero:

Autor: Ibáñez Moreno, R.; Baile Pérez, J.C.; Hernández Gila, L.; Pérez Castán, J.A.

Revisor: Gómez Comendador, F.

Aprobado: N.A.

Versiones:

Numero Fecha Autor Comentarios

01 09 / 06 / 2017 Ibáñez Moreno, R.; Baile Pérez, J.C.; Hernández Gila, L.; Pérez Castán, J.A.



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Resumen Ejecutivo

El análisis de los factores para el estudio de la distancia mínima de protección para mantener la separación entre una aeronave convencional y un RPAS es uno de los módulos a desarrollar dentro del proyecto de investigación “Definición de mínimas de separación de operación de RPAS y aeronaves convencionales” bajo el OIDATM (Observatorio para el fomento del I+D en ATM) promovido por ISDEFE. El entregable 2: Análisis de factores para el estudio de las Distancias Mínimas de Protección tiene como objetivo, como su propio nombre indica, el estudio en profundidad de la mínima distancia a la cual un RPAS debe iniciar la maniobra que proteja las distancias mínimas de separación respecto de las aeronaves convencionales dentro del espacio aéreo. Las principales tareas que se han desarrollado y se presentan en este entregable son:

Clasificación, definición, descripción y caracterización de los modelos de RPAS recogidos en BADA.

Modelización de las trayectorias seguidas por el RPAS para cada una de las misiones a realizar e implementación de ambos modelos en MatLab

o Misión 1: aeronave en crucero con vuelo estabilizado, no se producen virajes ni cambios de nivel de vuelo.

o Misión 2: aeronave en crucero realizando cambios de nivel y sin virajes.

Descripción de los factores involucrados en la determinación de las mínimas de protección.

Definición de las geometrías de conflicto consideradas a la hora de realizar el análisis y modelización en detalle de la primera de ellas.

Establecimiento de conclusiones derivadas del análisis y próximos pasos a realizar dentro del proyecto.

La explicación en detalle de todos los factores englobados dentro del análisis de las mínimas de protección entre el RPAS y la aeronave convencional permite obtener una mejor conciencia sobre cómo todos ellos afectan al propósito global del entregable.

Los códigos desarrollados permiten obtener la trayectoria realizada por el modelo de RPAS seleccionado, así como un análisis de la evolución de las distintas variables operativas, como el empuje, la resistencia, el consumo de combustible, la velocidad, etc.



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HOJA DEJADA INTENCIONADAMENTE EN BLANCO



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I. Índice de Contenidos

1. INTRODUCCIÓN ........................................................................................................................13

2. REVISIÓN DE HIPÓTESIS .........................................................................................................15

3. ANÁLISIS OPERATIVO DE LOS RPAS .....................................................................................17

3.1 Clasificación de los RPAS.......................................................................................................17

3.1.1 Descripción y características de los modelos de RPAS ............................................................................................................ 18

3.2 Análisis operativo de los distintos de RPAS ............................................................................22

3.2.1 Comparativa de los RPAS con aeronaves comerciales ............................................................................................................ 26

4. MODELIZACIÓN EN BADA 3.12 DE TRAYECTORIAS PARA RPAS ........................................31

4.1 Descripción del Modelo ‘Total-Energy’ ....................................................................................31

4.2 Taxonomía de la modelización ...............................................................................................33

4.3 Descripción de las variables por bloques ................................................................................35

4.4 Elección del modelo de RPAS ................................................................................................36

4.5 Misiones en ruta ......................................................................................................................36

4.5.1 Modelización de la Misión 1 ....................................................................................................................................................... 36

4.5.1.1 Bloque atmosférico ............................................................................................................................................................... 37

4.5.1.2 Bloque dinámico ................................................................................................................................................................... 39

4.5.1.3 Definición de la trayectoria ................................................................................................................................................... 41

4.5.1.4 Análisis y resultados de la modelización de la Misión 1 ....................................................................................................... 42

4.5.2 Modelización de la Misión 2 ....................................................................................................................................................... 49

4.5.2.1 Bloque atmosférico ............................................................................................................................................................... 51

4.5.2.2 Bloque dinámico ................................................................................................................................................................... 52

4.5.2.3 Definición de la trayectoria ................................................................................................................................................... 55

4.5.2.4 Análisis y resultados de la modelización de la Misión 2 ....................................................................................................... 56

5. METODOLOGÍA APLICADA EN LA MODELIZACIÓN DE LAS MÍNIMAS DE PROTECCIÓN ...67

5.1 Fundamentos base para la estimación de la Distancia Mínima de Protección .......................68

6. FACTORES INVOLUCRADOS DENTRO DE LA MODELIZACIÓN DE LAS MÍNIMAS DE PROTECCIÓN ........................................................................................................................................73

6.1 Capacidad de Navegación: Concepto PBN ............................................................................74

6.1.1 Especificaciones de Navegación ............................................................................................................................................... 75



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6.1.2 Infraestructura NAVAID ............................................................................................................................................................. 80

6.1.3 Aplicación de la navegación ...................................................................................................................................................... 81

6.2 Capacidad de Intervención .....................................................................................................81

6.2.1 Comunicaciones ........................................................................................................................................................................ 81

6.2.1.1 Comunicaciones ATC-RPS .................................................................................................................................................. 83

6.2.1.2 Conceptos RCP y RLP ......................................................................................................................................................... 87

6.2.1.3 Elección del tipo de RCP y RLP ........................................................................................................................................... 90

6.2.2 Vigilancia .................................................................................................................................................................................... 91

6.2.2.1 Elección del escenario de referencia.................................................................................................................................... 92

6.2.2.2 Definición de los requisitos de vigilancia .............................................................................................................................. 95

6.2.3 Capacidad ATC .......................................................................................................................................................................... 96

6.2.3.1 Método de cálculo de la carga de trabajo desarrollado por RAMS ...................................................................................... 97

6.2.3.2 Porcentaje de carga de trabajo del controlador ................................................................................................................... 98

6.2.3.3 Conjunto de tareas ATC ....................................................................................................................................................... 99

6.2.3.4 Ejemplo propuesto sobre el cálculo de tiempos de ejecución............................................................................................ 106

6.3 Exposición al riesgo: Complejidad ........................................................................................111

6.4 Resumen de los factores involucrados .................................................................................113

7. DIAGRAMA DE FACTORES PARA LA ESTIMACIÓN DE LAS MÍNIMAS DE PROTECCIÓN.115

8. DESCRIPCIÓN DE LAS GEOMETRÍAS DE CONFLICTO .......................................................117

8.1 Geometría de conflicto 1 .......................................................................................................118

8.1.1 Modelización de la Resolución de la Geometría de Conflicto 1 .............................................................................................. 118

8.1.2 Modelización de los requisitos operativos aplicados a la Geometría de Conflicto 1 ............................................................... 121

8.1.3 Definición de la Mínima de Protección para la Geometría de Conflicto 1 ............................................................................... 125

8.1.4 Alternativas diferentes a considerar dentro de las Comunicaciones ....................................................................................... 126

9. CONCLUSIONES Y PASOS FUTUROS ..................................................................................127

10. REFERENCIAS ........................................................................................................................129

ANEXO A. Enlace de Comando y Control (C2) y tipos de arquitectura ............................131

ANEXO B. Cobertura radar en la Península Ibérica..........................................................135

ANEXO C. Estaciones radar en España ...........................................................................137

ANEXO D. Código Matlab Misión 1...................................................................................141

ANEXO E. Código Matlab Misión 2 ...................................................................................151

ANEXO F. Código Geometría de Conflicto 1 ....................................................................179



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II. Índice de Figuras

Figura 1: RQ-4 Global Hawk en vuelo ....................................................................................................19

Figura 2: MQ-9 Reaper perteneciente a la Fuerza Aérea de los Estados Unidos ...................................19

Figura 3: RQ-2 Pioneer perteneciente a la Armada de los Estados Unidos ............................................20

Figura 4. Comparación de velocidades a diferentes niveles de vuelo para los modelos de RPAS existentes en BADA 3.12 ................................................................................................................23

Figura 5. Comparación del combustible consumido con el peso nominal en función del nivel de vuelo para los modelos de RPAS existentes en BADA 3.12 ............................................................................24

Figura 6. Comparación de regímenes de ascenso/descenso con el peso nominal a diferentes niveles de vuelo para los modelos de RPAS existentes en BADA 3.12 ...........................................................25

Figura 8. Airbus A-320 ............................................................................................................................26

Figura 7. Boeing 737 – 900ER ................................................................................................................26

Figura 9. Comparación de la velocidad de los RPAS y las aeronaves comerciales en función del nivel de vuelo ...............................................................................................................................................27

Figura 10. Comparación del consumo de combustible de los RPAS y las aeronaves comerciales en función del nivel de vuelo ................................................................................................................28

Figura 11. Comparación del régimen de ascenso/descenso de los RPAS y las aeronaves comerciales en función del nivel de vuelo ................................................................................................................29

Figura 12: Modelo genérico utilizado para determinar las separaciones mínimas ..................................68

Figura 13: Diagrama de factores de influencia para la distancia mínima de protección entre un RPAS y una aeronave convencional ............................................................................................................71

Figura 14: Facilitadores del concepto de espacio aéreo .........................................................................75

Figura 15: Error Total de Sistema RNAV [10] .........................................................................................76

Figura 16: Representación gráfica de XTT y ATT ...................................................................................78

Figura 17: Clasificación de las especificaciones de navegación .............................................................78

Figura 18: Esquema de Comunicación de un RPAS ..............................................................................82

Figura 19: Operaciones RLOS – RPA Relay ..........................................................................................83

Figura 20: Operaciones BRLOS – RPA Relay. .......................................................................................84

Figura 21: Enlace ATC mediante red terrestre. .......................................................................................85



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Figura 22: Enlace de radio VHF tierra-tierra. ..........................................................................................85

Figura 23: Enlace mediante proveedor de servicios ...............................................................................86

Figura 24. Ejemplo de tareas del controlador al atravesar un sector. .....................................................97

Figura 25. Fórmula simplificada de carga de trabajo ..............................................................................98

Figura 26: Diagrama de factores de influencia para la distancia mínima de protección entre un RPAS y una aeronave convencional ..........................................................................................................116

Figura 27. Geometría de conflicto base ................................................................................................118

Figura 28: Resolución para la Geometría de Conflicto 1 ......................................................................119

Figura 29: Mínima de Protección para la Geometría de Conflicto 1 ......................................................120

Figura 30: Nueva mínima de protección añadiendo Requisitos Operativos – Geometría de conflicto 1 ......................................................................................................................................................122

Figura 31: RLOS – RPS y RPA en acceso directo ................................................................................132

Figura 32: BRLOS – RPS y RPA en acceso vía satélite. ......................................................................133

Figura 33. Área de Cobertura SSR a FL150 [11] ..................................................................................135

Figura 34: Área de Cobertura SSR a FL300 [11] ..................................................................................135



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III. Índice de Tablas

Tabla 1: Modelos de RPAS modelizados en BADA ................................................................................17

Tabla 2: Clasificación de los RPAS según la OTAN ...............................................................................18

Tabla 3: características de los RPAS según los datos proporcionados en BADA 3 [6]...........................21

Tabla 4: Parámetros que influyen en el RPAS y en su trayectoria durante la fase de crucero ...............35

Tabla 5: Variación de la masa de la aeronave Misión 1 .........................................................................49

Tabla 6: Altitud y tiempo de vuelo para cada uno de los tramos de la Misión 2 ......................................57

Tabla 7: Alcance y tiempo de vuelo para cada uno de los tramos de la Misión 2 ...................................65

Tabla 8: Vigilancia radar en ruta con SSR [11] .......................................................................................70

Tabla 9: XTT en función de la fase de vuelo y la especificación de navegación [15] ..............................77

Tabla 10: Especificación de Navegación según la Fase de Vuelo [10] ...................................................79

Tabla 11: XTT, ATT y semianchura del área para RNAV 5 en la fase de ruta (NM) [15] ........................80

Tabla 12: Tipos de RLP ..........................................................................................................................89

Tabla 13: Tipos de RCP ..........................................................................................................................90

Tabla 14. Resumen de las Comunicaciones de un RPAS. .....................................................................91

Tabla 15: Componentes de la cadena de vigilancia ATC .......................................................................93

Tabla 16: Resumen de los requisitos de vigilancia para un RPAS .........................................................96

Tabla 17. Interpretación de cargas de trabajo. Fuente: EUROCONTROL [18]. ......................................99

Tabla 18. Tareas de coordinación. ........................................................................................................102

Tabla 19. Tareas de gestión de datos de vuelo. ...................................................................................103

Tabla 20. Tareas de comunicaciones R/T estándares. .........................................................................104

Tabla 21. Planificación de tareas de búsqueda de conflictos. ...............................................................105

Tabla 22. Monitorización y coordinación de tareas radar. .....................................................................106

Tabla 23. Diferencias de duración entre las tareas de coordinación aeronave-RPAS. .........................107

Tabla 24. Diferencias de duración entre las tareas de gestión de datos de vuelo aeronave-RPAS. ....108

Tabla 25. Diferencias de duración entre comunicaciones R/T estándares aeronave-RPAS. ................108

Tabla 26. Diferencias de duración entre tareas de búsqueda de conflictos aeronave-RPAS. ..............109



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Tabla 27. Diferencias de duración entre monitorización y coordinación de tareas radar aeronave-RPAS. ......................................................................................................................................................109

Tabla 28. Tiempos de ocupación para aeronave convencional ............................................................110

Tabla 29. Tiempos de ocupación para RPAS. ......................................................................................110

Tabla 30. Diferencias de porcentaje de ocupación aeronave convencional-RPAS. ..............................111

Tabla 31. Resumen de los requisitos mínimos relevantes de los RPAS. ..............................................114

Tabla 32: Requisitos Operativos para la Geometría de Conflicto 1 ......................................................123

Tabla 33. Mínima de Protección en función del tipo de RLP seleccionado ...........................................126

Tabla 34: Estaciones de vigilancia para Ruta/APP y TWR en España [11] ..........................................139



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IV. Glosario

ACC Area Control Centre

AGL Above Ground Level

AIP Aeronautical Information Publication

ANSP Air Navigation Services Provider

APP Approach Control

ASTERIX

All-purpose Structured Eurocontrol Surveillance Information Exchange

ATC Air Traffic Control

ATM Air Traffic Management

ATS Air Traffic Services

ATT Along Track Tolerance

BADA Base of Aircraft Data

BRLOS Beyond Radio Line Of Sight

C2 Command and Control

CAS Calibrated Speed

DAA Detect and Avoid

DME Distance Measuring Equipment

FDPS Flight Data Processing System

FL Flight Level

GNSS Global Navigation Satellite System

HALE High Altitude, Long Endurance

IMAL Integrity Monitor Alert

INS Inertial Navigation System

IRS Inertial Reference System

MALE Medium Altitude, Long Endurance

MSSR Monopulse Secondary Surveillance Radar

MTOW Maximum Take-Off Weight

NAVAID Navigation Aid

NM Nautical Miles

NSE Navigation System Error

OACI Organización de Aviación Civil Internacional

OTAN Organización del Tratado del Atlántico Norte

PBN Performance Based Navigation

PDE Path Definition Error

PSR Primary Surveillance Radar

PTF Performance Table File

RCP Required Communication Performance

RLOS Radio Line Of Sight

RLP Required C2 Performance



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RNAV Area Navigation

RNP Required Navigation Performance

ROCD Rate of Climb/Descent

RPA Remotely Piloted Aircraft

RPAS Remotely Piloted Aircraft System

RPS Remotely Piloted System

RVSM Reduced Vertical Separation Minima

SDPS Surveillance Data Processing System

SSR Secondary Surveillance Radar

TCAS Traffic alert and Collision Avoidance System

TEM Total-Energy Model

TLS Target Level of Safety

TMA Terminal Manoeuvring Area

TSE Total System Error

TWR Tower Control

VHF Very High Frequency

VOR VHF Omnidirectional Range

VSM Vertical Separation Minima

WP Waypoint

XTT Cross Track Tolerance



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1. INTRODUCCIÓN

En este documento se va a detallar el análisis realizado para la determinación del método de cálculo de la distancia mínima de protección entre un RPAS y una aeronave convencional en lo referido al estudio de la integración de RPAS dentro de espacio aéreo no segregado.

Esta distancia mínima se define como la distancia límite horizontal a la cual un RPAS debe iniciar la maniobra de protección del conflicto para garantizar que no se vulneren las separaciones mínimas (horizontal y vertical) dentro del espacio aéreo.

En esta primera fase del proyecto, el objetivo de este análisis consiste en presentar y especificar cada uno de los requisitos y factores que intervienen de manera directa a la hora de establecer dichas mínimas de protección entre ambos vehículos. Para ello es necesario:

Realizar la modelización y el análisis operativo de los RPAS en términos de requisitos básicos operacionales para garantizar la seguridad operacional durante el proceso de integración. Para ello se establecerá una clasificación y descripción de cada uno de los modelos de RPAS analizados, una comparativa operacional de éstos con respecto a los modelos de aeronave más comunes y una descripción de las variables a tener en cuenta a la hora de determinar las mínimas de protección.

Analizar cada uno de los factores involucrados en la modelización de las mínimas de protección que haga posible la integración de los RPAS junto con las aeronaves convencionales dentro del espacio aéreo no segregado. Respecto a esto, se detallarán los requisitos CNS necesarios para llevar a cabo estas operaciones de la manera más segura y fiable posible.

Modelizar las geometrías de conflicto estudiadas entre la aeronave y el RPAS considerados, teniendo en cuenta las características geométricas propias de cada conflicto, así como, los requisitos CNS aplicados en las operaciones a llevar a cabo por cada uno los vehículos y que influyan en la determinación de las mínimas de protección.

En cuanto al alcance de este documento se consideran todos los factores relacionados con la determinación de la mínima de protección a la hora de realizar la integración de los RPAS dentro de espacio aéreo no segregado junto con otras aeronaves convencionales. Se define un escenario válido para la realización del análisis y se establecen un modelo de aeronave y un modelo de RPAS con los cuales, en función de una serie de posibles conflictos que puedan involucrar a ambos vehículos, poder determinar un método de cálculo de la distancia mínima de protección necesaria para llevar a cabo con seguridad su operación conjunta dentro del espacio aéreo considerado.



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2. REVISIÓN DE HIPÓTESIS

En documentos anteriores se establecieron dos escenarios operativos de referencia, el primero, el Escenario 1, comprendido entre los niveles de vuelo FL220-320 para la fase de ruta; y un segundo escenario entre los niveles de vuelo FL120-220 para operaciones desarrolladas en el TMA.

Durante la primera fase del proyecto se estableció el Escenario 1 como el primer escenario de estudio en el cual se estudiaría la interacción entre un RPAS y una aeronave convencional dentro de éste espacio aéreo durante la fase de ruta. Para este espacio aéreo es necesario un RPAS con unas mayores prestaciones y un mayor techo operativo con respecto al del Escenario 2, por lo que analizando los datos recogido en BADA, únicamente existen dos RPAS cuyo techo operativo quedaría encuadrado dentro del intervalo de altitudes del Escenario 1: el RQ-4A Global Hawk y el MQ-9A Reaper.

En un primer momento se decidió por la elección del MQ-9A Reaper como el RPAS utilizado dentro de este escenario, pero tras analizar sus performances recogidas en los archivos BADA se observó que el tipo de planta propulsora (turbopropulsor) que tiene incorporado limita las actuaciones a llevar a cabo por parte del RPAS para la protección del posible conflicto (recuérdese que la hipótesis realizada consiste en que el RPAS será el que en todo momento realice dichas maniobras) para el rango de altitudes considerado dentro del Escenario 1.

Por esta razón, se ha optado por la elección del segundo modelo de RPAS recogido en los archivos BADA1, el RQ-4A Global Hawk, el cual posee una planta propulsora más potente que la del anterior, ya que utiliza un motor tipo jet, y esto facilita las maniobras de protección del conflicto con la aeronave dentro del espacio aéreo de ruta considerado.

A su vez, en un primer momento se optó por establecer dos tipos diferentes de RPAS para cada uno de los escenarios de estudio, para el escenario 1 utilizar el RQ-4A Global Hawk (tras aplicar la modificación explicada anteriormente) y para el escenario 2 utilizar el modelo RQ-2A Pioneer. Al final, se ha decidido también utilizar el RQ-4A Global Hawk para el escenario 2 debido a que este modelo de RPAS se adapta mejor a los niveles de vuelo establecidos para el escenario 2 (FL120-220).

1 BADA: Base of Data Aircraft



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3. ANÁLISIS OPERATIVO DE LOS RPAS

3.1 Clasificación de los RPAS

Actualmente BADA 3.12 cuenta con cuatro RPAS2 modelizados. Estos son: el RQ-4A Global Hawk, el MQ-9A Reaper, un Generic tactical RPA y el RQ-2A Pioneer. Estos cuatro RPAS han sido escogidos por la disponibilidad de sus datos. Los datos correspondientes a los dos primeros modelos provienen de grabaciones de vuelos, y los datos correspondientes a los dos últimos han sido generados a través de distintas fuentes de información. [1]

El tercer RPA mencionado, el Generic tactical RPA, no corresponde a ningún modelo concreto. Es una modelización de un RPAS genérico de categoría Táctica. Con esto se pretende dar cabida en esta modelización a los RPAS con un techo operativo medio y una autonomía media.

De los cuatro modelos de RPAS recogidos en BADA 3.12, dos de ellos cuentan con motor alternativo, otro con turbopropulsor y el cuarto con un motor tipo jet. [2]

Los RPAS disponibles en BADA 3.12 son los siguientes:

Código BADA Nombre de la aeronave Categoría Tipo de motor

RP01 RQ-4A Global Hawk HALE JET

RP02 MQ-9A Reaper MALE TBP

RP03 Generic tactical RPA LALE PST

RP04 RQ-2A Pioneer LALE PST

Tabla 1: Modelos de RPAS modelizados en BADA

Actualmente se pueden encontrar diferentes clasificaciones de los RPAS dependiendo de la organización que realice esta clasificación ya que no existe un criterio único e internacionalmente aceptado para su categorización. Esto da lugar a que cada organismo emplee los factores o requisitos que le son más oportunos para elaborar dicha clasificación.

2 RPAS: Remotely Piloted Aircraft System



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En particular la OTAN3 propone una clasificación atendiendo al peso máximo al despegue (MTOW4) de la aeronave.

Clase (MTOW) Categoría Altitud operacional AGL5 Alcance

Clase I

≤ 150 kg

Micro: < 2 kg Hasta 200 ft 5 Km (LOS)

Mini: 2 - 20 kg Hasta 1.000 ft 25 Km (LOS)

Small: > 20 kg Hasta 1.200 ft 50 Km (LOS)

Clase II

> 150 kg / ≤ 600 kg Táctica Hasta 10.000 ft 200 Km (LOS)

Clase III

> 600 kg

MALE6 Hasta 45.000 ft Ilimitado (BLOS)

HALE7 Hasta 65.000 ft Ilimitado (BLOS)

Combate Hasta 65.000 ft Ilimitado (BLOS)

Tabla 2: Clasificación de los RPAS según la OTAN

Los RPAS Global Hawk y Reaper modelizados por BADA tendrían su lugar en esta clasificación se encuentran dentro de las categorías HALE y MALE respectivamente.

3.1.1 Descripción y características de los modelos de RPAS

En este apartado se va a realizar una descripción detallada de las características principales de cada uno de los modelos de RPAS recogidos en BADA con las cuales se conseguirá resumir, de la mejor manera, las capacidades operativas de cada uno de estos modelos.

3 OTAN: Organización del Tratado del Atlántico Norte

4 MTOW: Maximum Take-Off Weight

5 AGL: Above Ground Level

6 MALE: Medium Altitude, Long Endurance

7 HALE: High Altitude, Long Endurance



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El RP01, correspondiente al RQ-4 Global Hawk, es una aeronave que posee un alto techo operativo y una larga autonomía, y se clasifica dentro de la categoría HALE de RPAS. Se controla de manera remota y es empleada por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en misiones de reconocimiento aéreo. Este modelo proporciona imágenes de alta resolución y casi en tiempo real de grandes áreas geográficas [3].

Figura 1: RQ-4 Global Hawk en vuelo

El MQ-9 Reaper, recogido en BADA como RP02, anteriormente conocido como Predator B, es un avión armado mutimisión pilotado de manera remota. Pertenece a la categoría MALE por poseer un techo operativo medio y una larga autonomía. Es empleado principalmente en la ejecución de objetivos en movimiento y de manera secundaria como medio de recopilación de inteligencia. Actualmente, operan con él la Fuerza Aérea y la Armada de los Estados Unidos, la Real Fuerza Aérea Británica, la Fuerza Aérea Italiana y la Fuerza Aérea Dominicana [4].

Figura 2: MQ-9 Reaper perteneciente a la Fuerza Aérea de los Estados Unidos

El RP04 es el denominado RQ-2 Pioneer y está clasificado como un RPAS tipo LALE, es decir, de techo operativo bajo y larga autonomía. Esta aeronave realiza una amplia variedad de misiones de reconocimiento, vigilancia, adquisición de objetivos y evaluación de daños en batalla o del objetivo. Fue desarrollado en 1986 conjuntamente por la AAI Corporation y la Industria Aeronáutica de Israel. Es

https://es.wikipedia.org/wiki/Fuerza_A%C3%A9rea_de_los_Estados_Unidos



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empleado por el Cuerpo de Marines de los Estados Unidos y la Armada de los Estados Unidos y ha operado en diversos escenarios como la Guerra del Golfo, Bosnia, Yugoslavia, Somalia e Iraq [5].

Figura 3: RQ-2 Pioneer perteneciente a la Armada de los Estados Unidos

Según los datos recogidos en BADA 3.12, las características correspondientes a los cuatro modelos de RPAS recopilados dentro de su modelización son los siguientes

RP01 - RQ-4A Global Hawk

RP02 - MQ-9A Reaper

RP03 - Generic

tactical RPA

RP04 - RQ-2A Pioneer

Número de motores y tipo de motor

1 motor tipo jet AE-3007H

Rolls-Royce

1 motor turbopropulsor

TPE-331-10YGD

Honeywell

1 motor alternativo

1 motor alternativo

Sachs SF-350

Categoría de estela según OACI M L L L

Pesos (kg)

Peso en vacío 5398 2223 380 125

MTOW 12134 4763 490 205

Máxima carga de pago

6800 1701 70 34

Peso de referencia

9889 3916 440 191

https://es.wikipedia.org/wiki/Armada_de_los_Estados_Unidos



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RP01 - RQ-4A Global Hawk

RP02 - MQ-9A Reaper

RP03 - Generic

tactical RPA

RP04 - RQ-2A Pioneer

Velocidades operativas máximas

CAS (knots) 320 260 145 110

Mach 0,62 0,7 0,3 0,22

Techo operativo (ft) 65000 50000 16400 15000

Superficie alar (m2) 50,20 22,57 5,41 2,79

Velocidades de pérdida (knots,

CAS)

Crucero (0º) 100 70 56 52

Ascenso inicial (0º)

100 70 56 52

Despegue (20º) 100 60 49 52

Aproximación (0º)

100 60 49 52

Aterrizaje (20º) 100 60 49 52

Velocidad de ascenso 120 kt / 120kt /

0,35M 120 kt / 120kt /

0,35M 65 kt / 65 kt /

0,16M 60 kt / 60 kt /

0,12M

Velocidad de crucero 150 kt / 150 kt /

0,35M 150 kt / 150 kt /

0,35M 70 kt / 70 kt /

0,15M 70 kt / 70 kt /

0,14M

Velocidad de descenso 170 kt / 170 kt /

0,35M 170 kt / 170 kt /

0,35M 80 kt / 80 kt /

0,16M 60 kt / 60 kt /

0,12M

Envergadura (m) 35,42 20,12 7 5,15

Longitud (m) 13,53 11,03 5 4,27

Distancia de despegue (m) 1067 1602 430 426

Distancia de aterrizaje (m) 2438 938 790 400

Tabla 3: características de los RPAS según los datos proporcionados en BADA 3 [6].



09 / 06 / 2017 22 / 209

De las características anteriores recogidas en la tabla anterior, se deduce que dos de los RPAS modelizados por BADA, el Generic tactical RPA y el RQ-2A Pioneer, no son capaces de alcanzar el espacio aéreo superior por tener un techo operativo más bajo por lo que, dado el escenario planteado para el estudio, quedarían excluidos del análisis a realizar para la fase de crucero.

Además existe una gran diferencia en relación a los pesos de los distintos modelos. Mientras el RQ-4A Global Hawk y el MQ-9A Reaper tienen pesos de referencia muy superiores a una tonelada, los otros dos modelos ni siquiera llegan a la media tonelada. Esto marcará posteriormente una gran diferencia en cuanto al consumo de combustible de los diferentes modelos, consumiendo más aquellos cuyo peso es mayor. Es preciso mencionar también que el Global Hawk posee un MTOW superior a las 12 toneladas de peso, lo que le hace diferenciarse del resto de modelos de RPAS en cuanto a la categoría de estela turbulenta y por tanto, a priori, parece el más apto para desenvolverse en un espacio aéreo controlado junto con el resto de aeronaves convencionales.

3.2 Análisis operativo de los distintos de RPAS

BADA proporciona distintos tipos de archivos por cada modelo de aeronave. Entre ellos se encuentran los archivos con extensión PTF8, que para un tipo de aeronave particular especifican valores de ascenso, crucero y descenso en diferentes niveles de vuelo.

Este primer análisis se centra en comparar las características operativas de los distintos RPAS modelizados en BADA. Se establecerán comparaciones para los niveles de vuelo FL 100, FL 160 y FL 310.

Se debe destacar que no todos los modelos de RPAS tienen presencia en los tres niveles de vuelo analizados pues cada uno pertenece a una categoría diferente y por lo tanto el techo operativo difiere mucho de unos a otros.

Los datos proporcionados para los casos de crucero, ascenso y descenso son la velocidad (TAS), el combustible consumido (fuel) y el régimen de ascenso o descenso (ROC/D), este último únicamente para ascenso y descenso, obviamente. Estos datos son proporcionados para un determinado número de Mach en crucero, ascenso y descenso, y para tres tipos de pesos: low, nominal y high. Para este análisis se han tomado únicamente los datos correspondientes al peso nominal de cada aeronave.

8 PTF: Performance Table File



09 / 06 / 2017 23 / 209

Velocidad (TAS)

197

139

76 70

232

174

81 81

266

197

9370

0

50

100

150

200

250

300

RP01-GlobalHawk

RP02-Reaper RP03-GenericRP04-Pioneer

TAS

(kts

)

TAS FL 100

Ascenso Crucero Descenso

216

153

83

254

191

90

291

216

100

0

50

100

150

200

250

300

350

RP01-GlobalHawk

RP02-Reaper RP03-Generic

TAS

(kts

)

TAS FL 160


278

198

324

205

346

205

0

50

100

150

200

250

300

350

400

RP01-Global Hawk RP02-Reaper

TAS

(kts

)

TAS FL 310


Figura 4. Comparación de velocidades a diferentes niveles de vuelo para los modelos de RPAS existentes en BADA 3.12



09 / 06 / 2017 24 / 209

Consumo de combustible

12,8

3,3

0,2 0,1

4,3

1,40,1 0,10,4 0,1 0,1 0,1

0

2

4

6

8

10

12

14

RP01-GlobalHawk

RP02-Reaper RP03-Generic RP04-Pioneer

Fue

l (kg

/min

)

FUEL FL 100


11,2

2,9

0,2

4,5

1,6

0,10,4 0,1 0,10

2

4

6

8

10

12

RP01-GlobalHawk


Fue

l (kg

/min

)

FUEL FL 160


7,9

1,7

5

1,6

0,40,1

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9


Fue

l (kg

/min

)

FUEL FL 310


Figura 5. Comparación del combustible consumido con el peso nominal en función del nivel de vuelo para los modelos de RPAS existentes en BADA 3.12



09 / 06 / 2017 25 / 209

Índice de ascenso/descenso

2806

1169

64

1257

1817

774

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

RP01-GlobalHawk


RO

CD

(fp

m)

ROCD FL 160

Ascenso Descenso

3243

1588

361101

1169

1753

635507

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

RP01-GlobalHawk

RP02-Reaper RP03-GenericRP04-Pioneer

RO

CD

(fp

m)

ROCD FL 100

Ascenso Descenso

1720

103

1750

1367

0

200

400

600

800

1000

1200

1400

1600

1800

2000


RO

CD

(fp

m)

Aeronave

ROCD FL 310

Ascenso Descenso

Figura 6. Comparación de regímenes de ascenso/descenso con el peso nominal a diferentes niveles de vuelo para los modelos de RPAS existentes en BADA 3.12



09 / 06 / 2017 26 / 209

En cuanto a la velocidad de los distintos modelos de RPAS en los diferentes niveles de vuelo, se puede apreciar que el RP01 – Global Hawk tiene mejores prestaciones que el resto tanto en ascenso, crucero y descenso, seguido del RP02 - Reaper. A medida que las aeronaves incrementan su nivel de vuelo aumentan sus velocidades, sin embargo no todos los modelos de RPAS son capaces de soportar el incremento del nivel de vuelo. Este es el caso del RP03 – Generic y el RP04 - Pioneer, cuyo techo operativo es muy inferior al del resto de modelos.

El consumo de combustible del RP01 – Global Hawk destaca notablemente en todos los niveles de vuelo frente al resto de RPAS sobre todo en ascenso y crucero debido su mayor peso. A medida que se incrementa el nivel de vuelo, el consumo en ascenso disminuye ligeramente para ganarlo en crucero. Por su parte tanto el RP03 – Generic como el RP04 – Pioneer poseen unos consumos muy reducidos en los niveles de vuelo en los que operan.

A la hora de analizar el régimen de ascenso y descenso de las aeronaves el RP01 – Global Hawk destaca en los niveles de vuelo 100 y 160 por tener un elevado régimen de ascenso. Por el contrario su régimen de descenso es inferior al del RP02 - Reaper. En el nivel de vuelo 100 el RP03 - Generic y el RP04 - Pioneer tienen prestaciones similares pero notablemente inferiores al resto. En cuanto al FL 310 el RP01 aumenta considerablemente su régimen de descenso mientras que el RP02 – Reaper disminuye su régimen de ascenso.

3.2.1 Comparativa de los RPAS con aeronaves comerciales

A continuación se analizarán las diferencias respecto a las características operativas de los RPAS existentes en BADA 3.12 en relación a dos modelos de aeronaves comerciales, el A320 y el B737. Se han elegido estos dos modelos de aeronave dado que son muy utilizados, con un alcance de medio-largo recorrido y que posean sistemas y realicen las performances más comunes y actuales.

Para este análisis se establecerán una serie de comparativas para los mismos niveles de vuelo que en el apartado anterior, adecuando de esta forma de la mejor manera el análisis, y de nuevo se emplearán datos correspondientes al peso nominal de cada aeronave.

Figura 8. Boeing 737 – 900ER Figura 7. Airbus A-320



09 / 06 / 2017 27 / 209

Velocidad (TAS)

389 377

216

153

83

389353

254

191

90

377 365

291

216

100

0

100

200

300

400

500

A320 B737 RP01-Global Hawk RP02-Reaper RP03-Generic

TAS

(kts

)

TAS FL 160


357 345

197139

76 70

289 289

232174

81 81

345 334

266

197

93 70

0

100

200

300

400

A320 B737 RP01-GlobalHawk


TAS

(kts

)

TAS FL 100


458 458

278

198

458 444

324

205

464 458

346

205

0

100

200

300

400

500

A320 B737 RP01-Global Hawk RP02-Reaper

TAS

(kts

)

TAS FL 310


Figura 9. Comparación de la velocidad de los RPAS y las aeronaves comerciales en función del nivel de vuelo



09 / 06 / 2017 28 / 209

Consumo de combustible

98,4112,1

12,83,3 0,2 0,1

36,2 33,4

4,3 1,4 0,1 0,18 8,8

0,4 0,1 0,1 0,10

20

40

60

80

100

120



Fue

l (kg

/min

)

FUEL FL 100


86,299,2

11,22,9 0,2

47,339,4

4,5 1,6 0,17,4 7,7

0,4 0,1 0,10

20

40

60

80

100

120


Fue

l (kg

/min

)

FUEL FL 160


56,8

66,4

7,91,7

42,4 40,6

51,6

6 5,10,4 0,1

0

10

20

30

40

50

60

70


Fue

l (kg

/min

)

FUEL FL 310


Figura 10. Comparación del consumo de combustible de los RPAS y las aeronaves comerciales en función del nivel de vuelo



09 / 06 / 2017 29 / 209

Índice de ascenso/descenso

2710

3457 3243

1588

361101

2072 2060

1169

1753

635 507

0

1000

2000

3000

4000



RO

CD

(fp

m)

ROCD FL 100

Ascenso Descenso

2148

2844 2806

1169

64

2248 2207

1257

1817

774

0

500

1000

1500

2000

2500

3000


RO

CD

(fp

m)

ROCD FL 160

Ascenso Descenso

1108

1680 1720

103

3438 3634

17501367

0

1000

2000

3000

4000


RO

CD

(fp

m)

ROCD FL 310

Ascenso Descenso

Figura 11. Comparación del régimen de ascenso/descenso de los RPAS y las aeronaves comerciales en función del nivel de vuelo



09 / 06 / 2017 30 / 209

De la comparación de las prestaciones de los distintos modelos de RPAS con aeronaves comerciales se puede concluir que el modelo RP01 – Global Hawk es el que posee unas características operativas más cercanas a las de una aeronave comercial, exceptuando el consumo de combustible, ya que aunque el RP01 es el RPAS que posee un peso mayor, su peso está aún muy lejos de poder compararse con los de las aeronaves comerciales.

En cuanto a los regímenes de ascenso y descenso, es destacable el régimen de ascenso del RP01 – Global Hawk por ser superior en todos los niveles de vuelo analizados al del A320. Además en el nivel de vuelo más alto analizado, el RP02 – Reaper posee un régimen de ascenso notablemente inferior al del resto de las aeronaves.



09 / 06 / 2017 31 / 209

4. MODELIZACIÓN EN BADA 3.12 DE TRAYECTORIAS PARA

RPAS

4.1 Descripción del Modelo ‘Total-Energy’

La metodología BADA9 se centra en analizar el comportamiento del centro de masas de la aeronave considerada como un sólido rígido e indeformable. El modelo Total-Energy en el que se basa esta modelización compara el ratio de trabajo desempeñado por las fuerzas que actúan sobre la aeronave con la variación de energía potencial y cinética, esto es [6]:

(𝑇ℎ𝑟 − 𝐷) ∙ 𝑉𝑇𝐴𝑆 = 𝑚𝑔0𝑑ℎ

𝑑𝑡+ 𝑚𝑉𝑇𝐴𝑆

𝑑𝑉𝑇𝐴𝑆

𝑑𝑡 (2.1-1)

Dónde los símbolos y sus unidades correspondientes son los siguientes:

𝑇ℎ𝑟 – Empuje en paralelo al vector velocidad de la aeronave [Newtons]

𝐷 – Resistencia aerodinámica [Newtons]

𝑚 – Masa de la aeronave [kilogramos]

ℎ - Altitud geodésica [m]

𝑔0 – Aceleración de la gravedad [9,80665 m/s2]

𝑉𝑇𝐴𝑆 – Velocidad verdadera [m/s]

𝑑

𝑑𝑡 – Derivada temporal [s-1]

Sin considerar el uso de dispositivos como spoilers, slats o flaps, existen dos variables de entrada independientes que afectan a la trayectoria de la aeronave en el plano vertical. Estas variables de entrada permiten controlar cualquier pareja de variables entre empuje, velocidad y ratio de ascenso o descenso. El resto de variables pueden ser determinadas a partir de la ecuación del modelo Total-Energy.

Los tres posibles casos son los siguientes:

a) Control de la velocidad y del empuje – cálculo del ROCD10 Asumiendo que la velocidad y el empuje son controlados independientemente, entonces la ecuación 2.1-1 permite calcular el ratio de ascenso o descenso (ROCD). Este es un caso bastante común para ascensos y descensos en los que el empuje está determinado por alguna condición (empuje máximo en el ascenso o mínimo en el descenso) y la velocidad permanece invariable con un valor constante de CAS11 o número de Mach.

9 BADA: Base of Aircraft Data

10 ROCD: Rate Of Climb and Descent

11 CAS: Calibrated Aispeed



09 / 06 / 2017 32 / 209

Para facilitar este cálculo, la ecuación 2.1-1 puede reescribirse como:

(𝑇ℎ𝑟 − 𝐷) ∙ 𝑉𝑇𝐴𝑆 = 𝑚𝑔0𝑑ℎ

𝑑𝑡+ 𝑚𝑉𝑇𝐴𝑆 (


𝑑ℎ) (

𝑑ℎ

𝑑𝑡) (2.1-2)

Despejando la velocidad vertical se obtiene:

𝑅𝑂𝐶𝐷 =𝑑ℎ

𝑑𝑡=

(𝑇ℎ𝑟−𝐷)∙𝑉𝑇𝐴𝑆

𝑚𝑔0[1 + (

𝑉𝑇𝐴𝑆

𝑔0) (


𝑑ℎ)]

−1

(2.1-3)

La velocidad vertical se define como la variación temporal de la altitud geodésica de la aeronave. Si se asume un campo gravitatorio constante, las altitudes geodésicas y geopotenciales serán idénticas. Ha sido demostrado que el último término de la ecuación 2.1-3 puede ser reemplazado por un factor de reparto de energía que es función del número de Mach, f {M}:

𝑓{𝑀} = [1 + (𝑉𝑇𝐴𝑆

𝑔0) (


𝑑ℎ)]

−1

(2.1-4)

b) Control del ROCD y del empuje – cálculo de la velocidad

Asumiendo que el ROCD y el empuje con controlado independientemente, entonces la ecuación 2.1-1 se puede emplear para calcular la velocidad resultante.

c) Control de la velocidad y del ROCD – cálculo del empuje Asumiendo que tanto el ROCD como la velocidad son controlados, la ecuación 2.1-1 permite calcular el empuje necesario. Este empuje debe encontrarse dentro de los límites disponibles para el ROCD y la velocidad deseados.



09 / 06 / 2017 33 / 209

4.2 Taxonomía de la modelización

Antes de llevar a cabo la modelización de las misiones a realizar, resulta necesario realizar una descripción de los bloques funcionales más significativos que conforman el código del programa elaborado a través de la metodología BADA 3.12. Con el conjunto de estos bloques se propone una modelización del RPAS12 así como de su trayectoria [7]. Cada uno de ellos es descrito a continuación:

Carga de parámetros constantes: en este primer bloque se cargan todos aquellos parámetros de valor constante que intervienen en la modelización de la trayectoria. Entre ellos se encuentran los datos propios del RPAS proporcionados a través de los archivos de BADA, los parámetros constantes de la atmosfera ISA13 y los parámetros físicos constantes.

Variables de control: en este bloque se recogen todos los parámetros que caracterizan la trayectoria de la aeronave y que pueden ser modificados.

Bloque atmosférico: en este bloque se calculan las variables atmosféricas que afectan a la aeronave y a su trayectoria atendiendo a la metodología BADA y las hipótesis realizadas.

Bloque dinámico: en él se definen todos los parámetros geométricos y cinemáticos del movimiento de la aeronave de acuerdo con el tipo de misión elegida y atendiendo a la metodología BADA y a las hipótesis realizadas.

Definición de la trayectoria: este bloque permite el cálculo de la trayectoria de la aeronave de acuerdo a los cálculos realizados en los bloques precedentes.

Representación gráfica: su función es obtener una representación gráfica de los parámetros modelizados del RPAS y de su trayectoria de acuerdo a las variables de control seleccionadas.

Estos son los bloques comunes más significativos pero es preciso mencionar que la modelización de cada tramo de vuelo requiere unos bloques particulares para la resolución de la trayectoria deseada que no han sido incluidos en esta breve descripción pero pueden observarse en el anexo que recoge el código del programa. Además, a la hora de programar el modelo, algunos de estos bloques podrán combinarse y repetirse durante el modelo para evitar incompatibilidades y errores debido al propio lenguaje de programación de MATLAB. La Figura 1 representa el esquema de la taxonomía de la modelización empleada.

12 RPAS: Remotely Piloted Aircraft Systems

13 ISA: International Standard Atmosphere



09 / 06 / 2017 34 / 209

Figura 1: Taxonomía de la modelización



09 / 06 / 2017 35 / 209

4.3 Descripción de las variables por bloques

En este apartado se pretende realizar un análisis funcional de las distintas variables que intervienen en el modelo BADA 3.12 para facilitar la posterior modelización de la trayectoria del RPAS en el software empleado.

Los principales parámetros que intervienen en la modelización de la trayectoria se pueden subdividir en acciones (gravitacionales, aerodinámicas y propulsivas) y entorno (densidad, temperatura, etc.). Así, una descripción de las principales variables que intervienen en el modelo es detallado en la siguiente tabla:

Bloque Parámetros Unidades

ACCIONES

Gravitacionales Aceleración de la gravedad (g0) m/s²

Masa de la aeronave (m) kg

Aerodinámicas

Sustentación (L)

y

Resistencia (D)

Masa de la aeronave (m) kg

Superficie alar (S) m²

Gravedad (g0) m/s2

Ángulo de alabeo (ɸ) rad

Densidad del aire (ρ) kg/m3

Velocidad verdadera (VTAS) kt

Propulsivas (Jet)

Empuje (Thr) Altitud geodésica (Hp) ft

Velocidad verdadera (VTAS) kt

Consumo de combustible Velocidad verdadera (VTAS) kt

Empuje (Thr) kN

ENTORNO

Densidad del aire Kg/m3

Presión atmosférica Pa

Temperatura K

Viento kt

Tabla 4: Parámetros que influyen en el RPAS y en su trayectoria durante la fase de crucero



09 / 06 / 2017 36 / 209

4.4 Elección del modelo de RPAS

Después de haber analizado las características de cada modelo de RPAS modelizado en BADA 3.12 se ha llegado a la conclusión de que el modelo más idóneo para el entorno en el que se pretende efectuar la modelización es el RQ-4A Global Hawk, designado en BADA con el RP01.

Figura 2: RQ-4 Global Hawk perteneciente a la NASA para misiones de investigación. Fuente: NASA

La elección de este modelo ha sido propiciada principalmente por su alto techo operativo, lo que implica que la aeronave tendrá unas buenas condiciones de vuelo en el entorno en el que se desarrollarán las geometrías de conflicto posteriores. Esto es en niveles de vuelo FL270 - FL280 para las dos primeras geometrías de conflicto, y FL220 -FL230 para la tercera geometría de conflicto.

4.5 Misiones en ruta

4.5.1 Modelización de la Misión 1

Las principales características de esta misión son:

1. Se considera una trayectoria ideal (la evolución de las variables es constante). 2. Se trata de un vuelo a nivel de vuelo establecido (2D). 3. Es un vuelo sin virajes y sin cambios de nivel de vuelo.

Por otro lado, se han realizado una serie de hipótesis, atendiendo a la metodología BADA 3.12, para programar el modelo:



09 / 06 / 2017 37 / 209

La masa de la aeronave se considera constante.

El Mach de crucero se considera constante.

Al no existir virajes ni variación del nivel de vuelo, la ecuación del modelo ‘Total-Energy’ se

reduce a 𝑇ℎ𝑟 = 𝐷 ya que los componentes de la energía potencial, 𝑚𝑔0𝑑ℎ

𝑑𝑡 , y de la energía

cinética, 𝑚𝑉𝑇𝐴𝑆𝑑𝑉𝑇𝐴𝑆

𝑑𝑡 se anulan.

Se ha elegido un nivel de vuelo FL14270.

Se ha elegido un alcance de 10 NM15.

A continuación, se muestran los parámetros característicos definidos y las interdependencias para la Misión 1 en función de las pautas seguidas:

4.5.1.1 Bloque atmosférico

Gravedad (g0): la aceleración de la gravedad se considera constante para toda la trayectoria.

𝑔₀ = 9.80665 𝑚/𝑠²

Temperatura (T): la temperatura atmosférica varía con la altitud (H), como la altitud permanece constante en este escenario la densidad permanecerá también constante. En este caso se hace la hipótesis de que

la variación de la temperatura con respecto a la atmósfera ISA es nula, es decir, △T=0. Las ecuaciones que permiten calcular la temperatura en función de la localización de la tropopausa (Htrop) son:

14 FL: Flight Level.

15 NM: Nautical Miles.

Figura 3: Misión 1 del RPAS Figura 3: Misión 1 del RPAS



09 / 06 / 2017 38 / 209

𝑇0 = 288.15 °𝐾

𝑇˱ = 𝑇₀ + 𝛽 ∗ 𝐻

𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝 = 𝑇0 + 𝛽 ∗ 𝐻𝑡𝑟𝑜𝑝

𝑇˲ = 𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝

Presión atmosférica (P): la presión atmosférica varía con la altitud (H), como la altitud permanece constante en este escenario la densidad permanecerá también constante. Las ecuaciones que permiten calcular la presión en función de la localización de la tropopausa (Htrop) son:

𝑃0 = 101325 𝑃𝑎

𝑃˱ = 𝑃₀ + 𝑃₀ ∗ (𝑇˱

𝑇₀)

(−𝑔₀𝛽∗𝑅

)

𝑃𝑡𝑟𝑜𝑝 = 𝑃₀ ∗ (𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝

𝑇₀)


)

𝑃˲ = 𝑃𝑡𝑟𝑜𝑝 ∗ 𝑒((

−𝑔₀𝛽∗𝑅

)∗(𝐻−𝐻𝑡𝑟𝑜𝑝))

Densidad del aire atmosférico (ρ): la densidad del aire atmosférico disminuye con la altitud (H), como la altitud permanece constante en este escenario la densidad permanecerá también constante. Las ecuaciones que permiten calcular la densidad en función de la localización de la tropopausa (Htrop) son:

𝜌₀ = 1.225 𝑘𝑔/𝑚²

𝜌˱ =𝑃˱

𝑅 ∗ 𝑇˱

𝜌𝑡𝑟𝑜𝑝 =𝑃𝑡𝑟𝑜𝑝

𝑅 ∗ 𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝

𝜌˲ =𝑃˲

𝑅 ∗ 𝑇˲



09 / 06 / 2017 39 / 209

4.5.1.2 Bloque dinámico

Masa de la aeronave (m): se toma la hipótesis de que la masa del RPAS para el inicio de la fase de crucero será un porcentaje de la masa al despegue (masa máxima al despegue MTOW16). Este porcentaje se fija en 90%. Por lo tanto, la masa del RPAS al inicio de la fase de crucero será:

m= 0,9 ∙ 𝑀𝑇𝑂𝑊

𝑀𝑇𝑂𝑊 = 12.134 𝑘𝑔 𝑝𝑎𝑟𝑎 𝑒𝑙 𝑅𝑄4 − 𝐴 𝐺𝑙𝑜𝑏𝑎𝑙 𝐻𝑎𝑤𝑘

Por otro lado, se considerará que la masa de la aeronave se mantendrá constante para toda la trayectoria.

Superficie alar (Sw): 𝑆𝑤 = 50,2 𝑚

Mach de vuelo (Mcr): esta es una de las variables de control para la operación del RPAS en crucero y se considera que la aeronave opera con Mach constante.

𝑀𝑐𝑟 = 0,5

Velocidad verdadera de la aeronave (VTAS): variable que se modelizará a partir del Mach de crucero y de las condiciones atmosféricas. Al no producirse cambios de altitud (H) el Mach y la temperatura permanece constantes por lo que la VTAS permanecerá constante:

𝑉𝑇𝐴𝑆 = 𝑀𝑐𝑟 ∙ √𝜅 ∙ 𝑅 ∙ 𝑇

Ground speed (Vgs): al considerarse condiciones ideales no existe viento y por lo tanto la Ground speed coincide con la velocidad verdadera.

Coeficiente de sustentación (Cl): se modeliza en función del RPAS (m), la aceleración de la gravedad (g0), la velocidad verdadera (VTAS), la superficie alar (Sw) y la densidad del aire (ρ).También es función

del ángulo de alabeo (𝛷), pero para esta misión no se consideran virajes por lo tanto (𝛷 = 0 →cos 𝛷 = 1).

16 MTOW: Maximun Take-Off Weight



09 / 06 / 2017 40 / 209

𝐶𝑙 =2 ∙ m ∙ g₀

ρ ∙ 𝑉𝑇𝐴𝑆2 ∙ 𝑆𝑤 ∙ cos 𝛷

Sustentación (L): se modeliza en función del número de la velocidad verdadera (VTAS), la superficie alar (Sw), la densidad del aire (ρ) y el coeficiente de sustentación (Cl).

𝐿 =1

2∙ ρ ∙ 𝑉𝑇𝐴𝑆

2 ∙ 𝑆𝑤 ∙ 𝐶𝑙

Coeficiente de resistencia aerodinámica (Cd): se modelizará en función del coeficiente de sustentación (Cl) y de los coeficientes CD0,CR y CD2,CR:

𝐶𝑑 = 𝐶𝐷0,𝐶𝑅 + 𝐶𝐷2,𝐶𝑅 ∙ 𝐶𝑙2

Resistencia aerodinámica (D): se modeliza en función del número de la velocidad verdadera (VTAS), la superficie alar (Sw), la densidad del aire (ρ) y el coeficiente de resistencia (Cd). Se considera que el RPAS está en “Clean Configuration” (dispositivos hipersustentadores y tren de aterrizaje recogidos):

𝐷 =1


2 ∙ 𝑆𝑤 ∙ 𝐶𝑑

Eficiencia aerodinámica (E): es función del coeficiente de sustentación (Cl) y del coeficiente de resistencia (Cd):

𝐸 =𝐶𝑙

𝐶𝑑

Empuje (Thr): no se modelizará para esta misión ya que será igual a la resistencia aerodinámica (D) atendiendo a la formulación BADA y las condiciones de esta misión.

𝑇ℎ𝑟 = 𝐷



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Consumo específico de combustible (η): para motores tipo jet, como es el caso del RPAS elegido, esta variable puede modelizarse atendiendo a la formulación de BADA como función de la velocidad verdadera (VTAS) y los coeficientes Cf1 y Cf2.

𝜂 = 𝐶𝑓1 ∙ (1 +𝑉𝑇𝐴𝑆

𝐶𝑓2)

Flujo de combustible en crucero (fcr): esta variable se modeliza en función del consumo específico de combustible (η), el empuje (Thr) y el coeficiente Cfcr:

𝑓𝑐𝑟 = 𝜂 ∙ 𝑇ℎ𝑟 ∙ 𝐶𝑓𝑐𝑟

Consumo de combustible (F): el combustible consumido por el RPAS se modeliza en función del flujo de combustible en crucero (fcr) y del tiempo de vuelo transcurrido (t):

𝐹 = 𝑓𝑐𝑟 ∙ 𝑡

4.5.1.3 Definición de la trayectoria

Alcance (x): se ha modelizado a partir de la ecuación general del movimiento rectilíneo uniforme (MRU).

El alcance (xᵢ) dependerá del alcance inmediatamente anterior (xᵢ₋₁), la velocidad verdadera de la aeronave (VTAS) y el tiempo de vuelo (ti).

𝑥ᵢ = 𝑥ᵢ₋₁ + 𝑉𝑇𝐴𝑆 ∙ 𝑡𝑖

Para una explicación más detallada, el código correspondiente a la Misión 1 se recoge en el Anexo A.



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4.5.1.4 Análisis y resultados de la modelización de la Misión 1

En primer lugar, se muestra la evolución de la altura de vuelo con el tiempo. Esta es un invariante para la primera misión pues la aeronave no realiza ningún cambio de nivel.

Figura 4: Altura en función del tiempo de vuelo Misión 1

A continuación, se recoge la evolución de los parámetros (T, P y ρ) debidos al modelo atmosférico en función de la altitud definida para la Misión 1 (FL270) y del tiempo de vuelo:



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Figura 5: Parámetros atmosféricos Misión 1

La formulación de BADA para el modelo atmosférico indica que dichos parámetros variarán con la altitud, pero como en esta misión se realiza la hipótesis que el RPAS vuela la fase de crucero a nivel de vuelo establecido, implica que los parámetros se mantienen constantes para toda la trayectoria.

En cuanto a los parámetros debidos a las acciones aerodinámicas y propulsivas, se obtienen valores constantes ya que, por ejemplo, las acciones aerodinámicas (la resistencia aerodinámica (D) y la sustentación (L)) son valores constantes al ser función de una serie de parámetros que se han considerado constantes.



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Figura 6: Sustentación y resistencia aerodinámicas en función del tiempo Misión 1

Figura 7: Resistencia aerodinámica y empuje en función del tiempo Misión 1



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Figura 9: Eficiencia aerodinámica en función del tiempo Misión 1



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Figura 10: Consumo de combustible en función del tiempo Misión 1

Figura 11: Variación de la masa de la aeronave en función del tiempo Misión 1



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Figura 12: Velocidades verdadera y horizontal de la aeronave en función del tiempo Misión 1

Figura 13: Velocidad vertical de la aeronave en función del tiempo Misión 1



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Figura 14: Mach de crucero de la aeronave en función del tiempo Misión 1

Figura 15: Trayectoria de la aeronave Misión 1



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Atendiendo a los resultados de los parámetros, se ha obtenido una trayectoria a nivel de vuelo establecido que alcanzaría las 10 NM en un tiempo de vuelo de 120,7s. Por tanto, se concluye que el modelo cumple con las condiciones realizadas para la Misión 1. Como caso particular, y atendiendo a las condiciones de la Misión 1 y la metodología BADA, la masa disminuiría un 0.092% para todo el vuelo como se muestra en la siguiente tabla:

Alcance (NM) Tiempo de vuelo (s) Masa de la aeronave (kg)

0 0 10921

10 120,7 10911

△m=0.092%

Tabla 5: Variación de la masa de la aeronave Misión 1

Se ha considerado que la variación de la masa corresponde únicamente a la disminución de la masa de combustible, por lo que se concluye que el consumo de combustible es muy reducido para el alcance establecido. Con esto se establece que la masa de la aeronave apenas varía. Por tanto, se valida la hipótesis de que la masa del RPAS es constante para toda la trayectoria.

Una vez desarrollado el modelo del RPAS y su trayectoria para la Misión 1, se continúa el mismo procedimiento para la Misión 2.

4.5.2 Modelización de la Misión 2

Las principales características de esta misión son:

1. Se considera una trayectoria ideal (la evolución de las variables es constante) 2. Se trata de un vuelo con cambio de nivel (2D) 3. Es un vuelo sin virajes

Se trata de una misión que contempla 5 tramos en total:

Tramo 1: Tramo a nivel de vuelo establecido sin virajes

Tramo 2: Tramo de ascenso a un nivel de vuelo superior y sin virajes


Tramo 4: Tramo de descenso a un nivel de vuelo inferior y sin virajes




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Además, se han realizado una serie de hipótesis, atendiendo a la metodología BADA, para programar el modelo:

La masa de la aeronave se considera constante durante toda la trayectoria

La ecuación de la energía total (TEM) para cada uno de los tramos es la siguiente:

- En los tramos 1, 3 y 5 se reduce a:

𝑇ℎ𝑟 = 𝐷

ya que: 𝑚𝑔0𝑑ℎ

𝑑𝑡= 0 y 𝑚𝑉𝑇𝐴𝑆


𝑑𝑡= 0

- En los tramos 2 y 4 la ecuación de la energía total queda:

(𝑇ℎ𝑟 − 𝐷) ∙ 𝑉𝑇𝐴𝑆 = 𝑚𝑔0

𝑑ℎ

𝑑𝑡+ 𝑚𝑉𝑇𝐴𝑆


𝑑𝑡

Se han elegido varios niveles de vuelo para los tramos en vuelo nivelado: - Tramo 1: FL 270. - Tramo 3: FL 280. - Tramo 5: FL 270.

Se ha definido un alcance único de 5 NM para los tres tramos en vuelo nivelado

Figura 16: Misión 2 del RPAS



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Se continúa el procedimiento seguido para la Misión 1. Una vez se han definido los parámetros característicos que guardan relación con la Misión 2 se procede a modelizarlos. A continuación, se agrupan dichos parámetros y sus interdependencias para la Misión 2 en función de las pautas seguidas:

4.5.2.1 Bloque atmosférico

Gravedad (g0): la aceleración de la gravedad se considera constante para toda la trayectoria.

𝑔₀ = 9.80665 𝑚/𝑠²

Temperatura (T): la temperatura atmosférica varía con la altitud (H), como la altitud permanece constante en este escenario la densidad permanecerá también constante. En este caso se hace la hipótesis de que

la variación de la temperatura con respecto a la atmósfera ISA es nula, es decir, △T=0. Las ecuaciones que permiten calcular la temperatura en función de la localización de la tropopausa (Htrop) son:

𝑇0 = 288.15 °𝐾

𝑇˱ = 𝑇₀ + 𝛽 ∗ 𝐻

𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝 = 𝑇0 + 𝛽 ∗ 𝐻𝑡𝑟𝑜𝑝

𝑇˲ = 𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝

Presión atmosférica (P): la presión atmosférica varía con la altitud (H), como la altitud permanece constante en este escenario la densidad permanecerá también constante. Las ecuaciones que permiten calcular la presión en función de la localización de la tropopausa (Htrop) son:

𝑃0 = 101325 𝑃𝑎

𝑃˱ = 𝑃₀ + 𝑃₀ ∗ (𝑇˱

𝑇₀)


)

𝑃𝑡𝑟𝑜𝑝 = 𝑃₀ ∗ (𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝

𝑇₀)


)



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𝑃˲ = 𝑃𝑡𝑟𝑜𝑝 ∗ 𝑒((

−𝑔₀𝛽∗𝑅

)∗(𝐻−𝐻𝑡𝑟𝑜𝑝))

Densidad del aire atmosférico (ρ): la densidad del aire atmosférico disminuye con la altitud (H), como la altitud permanece constante en este escenario la densidad permanecerá también constante. Las ecuaciones que permiten calcular la densidad en función de la localización de la tropopausa (Htrop) son:

𝜌₀ = 1.225 𝑘𝑔/𝑚²

𝜌˱ =𝑃˱

𝑅 ∗ 𝑇˱

𝜌𝑡𝑟𝑜𝑝 =𝑃𝑡𝑟𝑜𝑝

𝑅 ∗ 𝑇𝑡𝑟𝑜𝑝

𝜌˲ =𝑃˲

𝑅 ∗ 𝑇˲

4.5.2.2 Bloque dinámico

Masa de la aeronave (m): se toma la hipótesis de que la masa del RPAS para el inicio de la fase de crucero será un porcentaje de la masa al despegue (masa máxima al despegue MTOW). Este porcentaje se fija en 90%. Por lo tanto, la masa del RPAS al inicio de la fase de crucero será:

m= 0,9 ∙ 𝑀𝑇𝑂𝑊

𝑀𝑇𝑂𝑊 = 12.134 𝑘𝑔 𝑝𝑎𝑟𝑎 𝑒𝑙 𝑅𝑄4 − 𝐴 𝐺𝑙𝑜𝑏𝑎𝑙 𝐻𝑎𝑤𝑘

Por otro lado, se considerará que la masa de la aeronave se mantendrá constante para toda la trayectoria.

Superficie alar (Sw): 𝑆𝑤 = 50,2 𝑚

Mach de vuelo (Mcr): esta es una de las variables de control para la operación del RPAS en crucero y se considera que la aeronave opera con Mach constante.

𝑀𝑐𝑟 = 0,5



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Velocidad verdadera de la aeronave (VTAS): variable que se modelizará a partir del Mach de crucero y de las condiciones atmosféricas. Al no producirse cambios de altitud (H) el Mach y la temperatura permanece constantes por lo que la VTAS permanecerá constante:

𝑉𝑇𝐴𝑆 = 𝑀𝑐𝑟 ∙ √𝜅 ∙ 𝑅 ∙ 𝑇

Ground speed (Vgs): al considerarse condiciones ideales no existe viento y por lo tanto la Ground speed coincide con la velocidad verdadera.

Coeficiente de sustentación (Cl): se modeliza en función del RPAS (m), la aceleración de la gravedad (g0), la velocidad verdadera (VTAS), la superficie alar (Sw) y la densidad del aire (ρ).También es función del ángulo de alabeo (𝛷), pero para esta misión no se consideran virajes por lo tanto (𝛷 = 0 →cos 𝛷 = 1).

𝐶𝑙 =2 ∙ m ∙ g₀

ρ ∙ 𝑉𝑇𝐴𝑆2 ∙ 𝑆𝑤 ∙ cos 𝛷

Sustentación (L): se modeliza en función del número de la velocidad verdadera (VTAS), la superficie alar (Sw), la densidad del aire (ρ) y el coeficiente de sustentación (Cl).

𝐿 =1


2 ∙ 𝑆𝑤 ∙ 𝐶𝑙

Coeficiente de resistencia aerodinámica (Cd): se modelizará en función del coeficiente de sustentación (Cl) y de los coeficientes CD0,CR y CD2,CR:

𝐶𝑑 = 𝐶𝐷0,𝐶𝑅 + 𝐶𝐷2,𝐶𝑅 ∙ 𝐶𝑙2



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Resistencia aerodinámica (D): se modeliza en función del número de la velocidad verdadera (VTAS), la superficie alar (Sw), la densidad del aire (ρ) y el coeficiente de resistencia (Cd). Se considera que el RPAS está en “Clean Configuration” (dispositivos hipersustentadores y tren de aterrizaje recogidos):

𝐷 =1


2 ∙ 𝑆𝑤 ∙ 𝐶𝑑

Eficiencia aerodinámica (E): es función del coeficiente de sustentación (Cl) y del coeficiente de resistencia (Cd):

𝐸 =𝐶𝑙

𝐶𝑑

Empuje (Thr): no se modelizará para los tramos 1, 3 y 5, ya que dichos tramos se implementarán de la misma manera que la Misión 1. Por lo tanto, el empuje (Thr) será igual a la resistencia aerodinámica (D) atendiendo a la formulación BADA.

𝑇ℎ𝑟1,3,5 = 𝐷

En el tramo 2, para imponer el ascenso del RPAS se fija el empuje como un porcentaje del empuje máximo. Esta variable se modelizará como un 60% del empuje máximo del RPAS, el cual a su vez es función de la altura (h) y los coeficientes CTc,1, CTc,2 y CTc,3. Según la formulación BADA para un RPAS con motor tipo jet esto es:

𝑇ℎ𝑟2 = 0,6 ∙ 𝐶𝑇𝑐,1 ∙ (1 −ℎ

𝐶𝑇𝑐,2+ 𝐶𝑇𝑐,3 ∙ ℎ2)

En el tramo 4, para propiciar el descenso del RPAS se fija la velocidad vertical de descenso en 1000 ft/min. De esta manera, el empuje se modelizará a partir de la resistencia aerodinámica (D), la masa del RPAS (m), la gravedad (g0), la velocidad vertical (dh) y la velocidad verdadera de la aeronave (VTAS):

𝑇ℎ𝑟4 = 𝐷 +𝑚 + 𝑔0 + 𝑑ℎ

𝑉𝑇𝐴𝑆



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Consumo específico de combustible (η): para motores tipo jet, como es el caso del RPAS elegido, esta variable puede modelizarse atendiendo a la formulación de BADA como función de la velocidad verdadera (VTAS) y los coeficientes Cf1 y Cf2.

𝜂 = 𝐶𝑓1 ∙ (1 +𝑉𝑇𝐴𝑆

𝐶𝑓2)

Flujo de combustible en crucero (fcr): esta variable se modeliza en función del consumo específico de combustible (η), el empuje (Thr) y el coeficiente Cfcr:

𝑓𝑐𝑟 = 𝜂 ∙ 𝑇ℎ𝑟 ∙ 𝐶𝑓𝑐𝑟

Consumo de combustible (F): el combustible consumido por el RPAS se modeliza en función del flujo de combustible en crucero (fcr) y del tiempo de vuelo transcurrido (t):

𝐹 = 𝑓𝑐𝑟 ∙ 𝑡

4.5.2.3 Definición de la trayectoria

Para modelizar el alcance (x), es necesario hacer una distinción entre los diferentes tramos:

- Tramos 1, 3 y 5: para los tramos en vuelo nivelado, el alcance se modeliza a partir de la ecuación general del movimiento rectilíneo uniforme (MRU). El alcance (xᵢ) dependerá del alcance

inmediatamente anterior (xᵢ₋₁), la velocidad verdadera de la aeronave (VTAS) y el tiempo de vuelo (ti).

𝑥ᵢ = 𝑥ᵢ₋₁ + 𝑉𝑇𝐴𝑆 ∙ 𝑡𝑖

- Tramos 2 y 4: para el ascenso y el descenso, el alcance (xᵢ) dependerá del alcance

inmediatamente anterior (xᵢ₋₁), la velocidad horizontal de la aeronave (Vx) o Ground speed y el tiempo de vuelo (ti).

𝑥ᵢ = 𝑥𝑖−1 + 𝑉𝑥𝑖 ∙ tᵢ



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Para ello es preciso calcular previamente la velocidad horizontal, la cual es función de la velocidad verdadera (VTAS) y la velocidad vertical (dh). En el ascenso la velocidad horizontal se calcula siguiendo este proceso:

𝑑ℎ𝑖 =ℎ𝑖 − ℎ𝑖−1

𝑡𝑖 − 𝑡𝑖−1

𝑉𝑥𝑖 = √𝑉𝑇𝐴𝑆2 − 𝑑ℎ𝑖

2

En el descenso no se requiere el cálculo de la velocidad vertical de descenso pues este valor está ya fijado. Así, la velocidad horizontal o Ground speed se obtiene como:

𝑉𝑥 = √𝑉𝑇𝐴𝑆2 − 𝑑ℎ2

Finalmente, las variables totales serán el sumatorio de las obtenidas en cada uno de los cinco tramos de vuelo.

Para una explicación más detallada del proceso de cálculo seguido, el código correspondiente a la Misión 2 se recoge en el Anexo E de este documento.

4.5.2.4 Análisis y resultados de la modelización de la Misión 2

En este sub-apartado, se muestran gráficamente los resultados obtenidos en la modelización de la Misión 2. En primer lugar, se muestra la evolución de la altura de vuelo con el tiempo, donde pueden distinguirse a simple vista los cinco tramos que conforman la Misión 2.



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Figura 17: Altura en función del tiempo de vuelo Misión 2

Como se observa, la aeronave volaría a nivel de vuelo establecido FL270 durante 5 NM (tramo 1), posteriormente iniciaría el tramo de ascenso hasta alcanzar el nivel de vuelo FL280 (tramo 2). Una vez alcanzado el FL 280, volaría otras 5 NM (tramo 3). A continuación, comenzaría el tramo de descenso hasta FL 270 (tramo 4) y, finalmente, volaría a nivel de vuelo establecido otras 5 NM (tramo 5). En la siguiente tabla se muestra el nivel de vuelo y el tiempo de vuelo característico para cada tramo de esta Misión 2:

Tramo Nivel de vuelo (ft) Tiempo de vuelo (s)

Tramo 1 FL270 60,4 s

Tramo 2 FL270 a FL280 25,7 s

Tramo 3 FL 280 60,4 s

Tramo 4 FL 280 a FL270 60,1 s

Tramo 5 FL 270 60,4 s

Tabla 6: Altitud y tiempo de vuelo para cada uno de los tramos de la Misión 2



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A continuación, se representa la evolución de los parámetros atmosféricos (T, P y ρ) en función del tiempo y de la altura de vuelo:

Figura 18: Parámetros atmosféricos Misión 2

Como se observa en la figura anterior, los parámetros atmosféricos se mantienen constantes con el tiempo de vuelo para aquellos tramos de la trayectoria que se han modelizado para un nivel de vuelo establecido (tramos 1, 3 y 5). Sin embargo, estos parámetros varían con la altitud de vuelo de la aeronave, y, en consecuencia, con el tiempo de vuelo para aquellos tramos donde se ha modelizado un cambio de nivel de vuelo (tramos 2 y 4). En concreto, se extrae que cuando la aeronave asciende disminuyen dichos valores de T, P y ρ y, por el contrario, si la aeronave desciende a un nivel de vuelo inferior, dichos parámetros atmosféricos aumentan.

En cuanto a los parámetros debidos a las acciones aerodinámicas y propulsivas, se tiene que para la sustentación (L) se obtiene un valor constante para toda la trayectoria (todos los tramos) ya que se ha considerado que la sustentación será siempre constante e igual al peso de la aeronave (W) debido a que se ha tomado la hipótesis de que la masa de la aeronave es constante. Esto puede observarse en la gráfica siguiente:



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Figura 19: Sustentación y resistencia aerodinámicas en función del tiempo Misión 2




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Por otro lado, la resistencia aerodinámica (D), aunque parece constante en las gráficas de las Figuras 19 y 20, no lo es. La resistencia aerodinámica variará con la altitud y el tiempo de vuelo para los tramos de ascenso y descenso (tramos 2 y 4), de manera que disminuirá al reducir la altitud de vuelo (debido a que es función de parámetros que disminuyen con la altitud) y aumentará al ascender a niveles de vuelo superiores. Para los tramos en vuelo nivelado, permanecerá invariante ya que es función de una serie de parámetros que se mantienen constantes con el tiempo para un nivel de vuelo fijado (tramos 1, 3 y 5).


En empuje (Thr) se mantiene constante en los tramos 1,3 y 5. Sin embargo los tramos de ascenso y descenso aumenta y disminuye respectivamente de acuerdo a las condiciones establecidas en los tramos 2 y 4.



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Figura 22: Eficiencia aerodinámica en función del tiempo Misión 2

Figura 23: Consumo de combustible en función del tiempo Misión 2



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Figura 24: Variación de la masa en función del tiempo Misión 2

La velocidad verdadera del RPAS permanece constante en todos los tramos de la misión, no es así la velocidad horizontal, ya que esta diminuye en los tramos de cambio de nivel.

Figura 25: Velocidades verdadera y horizontal del RPAS Misión 2



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Como puede apreciarse en la siguiente gráfica, la velocidad vertical solo varía en los tramos 2 y 4. En el ascenso la velocidad vertical aumenta como consecuencia de un empuje fijado, y en el descenso la velocidad vertical se establece en -1000 ft/min.

Figura 26: Velocidad vertical del RPAS en función del tiempo Misión 2

La velocidad verdadera de la aeronave es constante en todo momento, y en consecuencia el Mach de crucero no lo es. Como se observa en la gráfica de la Figura 27, el número de Mach aumenta en el ascenso y disminuye en el descenso, ya que es función de parámetros atmosféricos sensibles a la variación de altura.



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Figura 27: Mach de crucero en función del tiempo Misión 2

Figura 28: Trayectoria del RPAS Misión 2

En la siguiente tabla, se muestran los alcances obtenidos para cada tramo de la trayectoria y el tiempo de vuelo asociado a cada uno:



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Como se recoge en la tabla anterior, el alcance total de la fase de crucero para esta Misión 2 será de 22,13 NM y el RPAS tardará unos 4 minutos y 27 segundos en sobrevolar dicho alcance.

Tramo Alcance (NM) Tiempo de vuelo (s)

Tramo 1 5 60,4

Tramo 2 2,12 25,7

Tramo 3 5 60,4

Tramo 4 4,98 60,1

Tramo 5 5 60,4

TOTAL 22,13 267

Tabla 7: Alcance y tiempo de vuelo para cada uno de los tramos de la Misión 2



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5. METODOLOGÍA APLICADA EN LA MODELIZACIÓN DE

LAS MÍNIMAS DE PROTECCIÓN

En cuanto a la metodología seguida para determinar las distancias mínimas de protección presentadas, el Doc. 9689 de la OACI17 [8] establece que el tiempo de anticipación requerido para resolver de forma efectiva una desviación de ruta o un conflicto depende de los siguientes factores:

Carga de trabajo del controlador

Disponibilidad de herramientas de alerta automáticas (TCAS18)

Tiempo de reacción del piloto o del controlador para iniciar la acción correctiva

Retardos en las comunicaciones tierra-aire y aire-tierra

La resolución y exactitud de los sistemas a bordo y del sistema radar

Tiempo de respuesta de la aeronave a la maniobra deseada (prestaciones de la aeronave)

Desde los comienzos de la OACI y con el fin de facilitar la armonización global, se acordó que las separaciones mínimas debían establecerse y modificarse mediante un consenso a nivel internacional. El principal objetivo del diseño del espacio aéreo es proporcionar operaciones seguras desde el punto de vista operacional durante todas las fases de vuelo. Esto incluye establecer unos requisitos de navegación mínimos a lo largo de toda la fase de vuelo, realizar estudios de vulneración de obstáculos y apoyarse en los estándares de separación para cubrir aspectos de capacidad del sector y de seguridad operacional. Existen tres parámetros que influyen a la hora de establecer un nivel predeterminado de seguridad del sistema de espacio aéreo para una densidad de tráfico dada, y por lo tanto también a la hora de establecer las mínimas de protección:

Prestaciones de navegación de la aeronave

Prestaciones de las comunicaciones de la aeronave y de las estaciones en tierra

Prestaciones de vigilancia

Por lo tanto estos son los tres parámetros utilizados para determinar cuál es el diseño del espacio aéreo apropiado, los procedimientos instrumentales necesarios y la capacidad de intervención del sistema ATC. En concreto, la metodología para determinar la mínima distancia de protección está basada en modelos matemáticos que determinan la correlación entre las separaciones mínimas y los siguientes elementos:

riesgo de colisión

diseño del espacio aéreo

características de la red de rutas aéreas

17 OACI: Organización de Aviación Civil Internacional.

18 TCAS: Traffic alert and Collision Avoidance System.



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parámetros de flujo

capacidad de intervención

prestaciones de equipos de comunicaciones, navegación y vigilancia.

5.1 Fundamentos base para la estimación de la Distancia Mínima de

Protección

Actualmente se está implantando por iniciativa de la OACI el concepto de Navegación Basada en Prestaciones (PBN19) [9] que supone una evolución de la navegación de área (RNAV20) que aprovecha la capacidad de navegación de las aeronaves mediante la especificación de requisitos de prestaciones, en vez de basarse en el equipamiento de unos determinados sistemas de navegación. El concepto PBN especifica los requisitos de prestaciones del sistema de navegación y la funcionalidad necesaria para las operaciones propuestas en un determinado espacio aéreo. Este concepto utiliza como principal referencia el Doc 9689 anteriormente descrito.

Por otro lado, según el Manual PBN, Doc. 9613 de la OACI [10], las mínimas de separación se pueden describir generalmente en función de tres factores: capacidad de Navegación, la exposición al riesgo y la capacidad de intervención para reducir los riesgos. Basándose el estudio de determinación de la distancia mínima de protección en estos fundamentos, los factores más importantes de los que depende la determinación de las mínimas de separación son los expuestos en la Figura 12.

19PBN: Performance-Based Navigation.

20 RNAV: Area Navigation

Figura 12: Modelo genérico utilizado para determinar las separaciones mínimas



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El servicio ATC21 proporcionado por controladores situados en tierra se encarga de proporcionar orden y eficiencia al tráfico aéreo, manteniendo en todo momento los estándares de seguridad pertinentes. Por ello, velar por el mantenimiento de las separaciones adecuadas durante cualquier fase de vuelo es un objetivo primordial del servicio ATC.

Existen dos formas de prestar control de tráfico aéreo: Control por procedimientos y control radar.

En el caso de control por procedimientos, las distancias de separación se construyen en base a la información recibida de la aeronave a través de comunicaciones aire – tierra en los puntos de notificación. El controlador recibe esta información de forma instantánea y espaciada en el tiempo sobre la situación del tráfico aéreo y guía a la aeronave hacia el siguiente punto de notificación evitando conflictos.

Por otro lado, el control radar se basa en la proyección en pantalla de la información de posición de la aeronave en tiempo real. De esta manera es posible disminuir las separaciones mínimas ya que el controlador tiene a su disposición la información con una tasa de actualización mayor, aumentando así su capacidad de intervención. Las aeronaves equipadas con transpondedor de radar secundario facilitan no solo la información de su posición, sino también del tipo de aeronave, matricula, velocidad e intención de trayectoria.

En el contexto de este trabajo se trabajará con control radar para establecer las distancias mínimas de protección. La separación horizontal se aplicará de tal manera que la distancia entre aquellas partes de las rutas previstas a lo largo de las cuales las aeronaves deben mantenerse separadas lateralmente, no sea nunca menor que una distancia establecida para la que se tengan en cuenta las inexactitudes de navegación y un margen específico de seguridad. La segunda parte del AIP22 contiene información relativa al espacio aéreo y su utilización: procedimientos y normas ATS23, descripción del espacio aéreo, etc. Esta información se divide en siete secciones. En concreto, la sección ENR 1.6 [11] establece las mínimas de separación radar horizontal. En el caso de utilizar un radar primario se establece una separación mínima de 5NM entre dos blancos primarios o un primario y un secundario, para un escenario común para los espacios aéreos TMA24, APP25 y TWR26. Si se utiliza un radar secundario, las mínimas dependen del número de fuentes de información disponibles, es decir, el número de radares que proporcionan información sobre la posición del blanco. Estas mínimas de separación se tendrán en cuenta a la hora de estimar la distancia mínima de protección buscada.

21 ATC: Air Traffic Control.

22 AIP: Aeronautical Information Publication

23 ATS: Air Traffic Services

24 TMA: Terminal Maneuvering Area

25 APP: Approach Control

26 TWR: Tower Control



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DEPENDENCIA TRATAMIENTO DE LA SEÑAL DE VIGILANCIA SEPARACIÓN

MADRID ACC27 BARCELONA ACC

SEVILLA ACC CANARIAS ACC

Multiradar (Remoto y Autónomo) 5NM

Monoradar Civil (Autónomo) 10NM

Monoradar Militar (Autónomo) 15NM

Tabla 8: Vigilancia radar en ruta con SSR28 [11]

La separación vertical se obtiene exigiendo a las aeronaves que aplican los procedimientos prescritos de reglaje de altímetro, que vuelen a diferentes niveles, expresados en niveles de vuelo o en altitudes.

En [12] se establece que la separación vertical mínima (VSM29) será nominalmente 300 m (1000 ft) por debajo del nivel de vuelo FL30 290 y nominalmente 600 m (2000 ft) a FL 290 o por encima del mismo, dentro del territorio nacional. Por otro lado, dentro de aquellos espacios aéreos en los que se aplique la reducción de la separación mínima vertical (RVSM31) [13] , las separaciones mínimas serán nominalmente 300 m (1000 ft) por debajo del nivel de vuelo FL 410 o de un nivel superior, si así se prescribe para uso en determinadas condiciones. A FL 410 o por encima de este nivel de vuelo la separación debe ser nominalmente 600 m (2000 ft). De esta manera la aplicación de la RVSM permite extender el espacio aéreo donde se puede mantener una distancia vertical de 1000 ft entre aeronaves de FL 290 a FL 410.

El documento del AIP ENR 2.1 [14] establece las áreas de aplicación RVSM en el espacio aéreo español. Este viene definido por:

Límites verticales: FL290 y FL410 ambos inclusive

Límites laterales: Todo el espacio aéreo en UIR Madrid, UIR Barcelona y UIR Canarias

A continuación se muestra el diagrama de factores que engloba los tres elementos y que contribuyen a la construcción de las mínimas de separación: la capacidad de navegación que se basa en el concepto PBN, la exposición al riesgo y la capacidad de intervención del sistema ATM32. Este diagrama será el empleado a lo largo del documento para definir todos los factores que influyen a la hora de la definición de las mínimas de protección.

27 ACC: Air Traffic Control Center

28 SSR: Secondary Surveillance Radar.

29 VSM: Vertical Separation Minima.

30 FL: Flight Level

31 RVSM: Reduced Vertical Separation Minima.

32 ATM: Air Traffic Management



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MÍNIMA DE PROTECCIÓN

Capacidad de Navegación Capacidad de Intervención

Exposición el Riesgo

Especificación de

NavegaciónNAVAID En-Route Vigilancia Comunicaciones Capacidad ATC Complejidad del Sector

RNAV 5 GNSS

MEZCLA DE TRÁFICO

TRÁFICO EN EVOLUCIÓN

DENSIDAD DE TRÁFICO

ESTRUCTURA DE FLUJOS

Figura 13: Diagrama de factores de influencia para la distancia mínima de protección entre un RPAS y una aeronave convencional



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6. FACTORES INVOLUCRADOS DENTRO DE LA

MODELIZACIÓN DE LAS MÍNIMAS DE PROTECCIÓN

Teniendo en cuenta el diagrama de factores definido anteriormente, en este capítulo se va a proceder al desglose en detalle de cada uno de los elementos que lo componen llegando a establecer una serie de requisitos mínimos operacionales que guíen a la definición de las mínimas de protección buscadas.

A lo largo de este capítulo se irán definiendo cada uno de los requisitos mínimos fundamentales que un RPAS ha de cumplir para operar en el espacio aéreo no segregado.

El fin es establecer las mínimas de protección necesarias entre un RPAS y una aeronave convencional. Por ello, para ordenar los objetivos de manera lógica en la tabla se sigue la estructura planteada en el Manual PBN, Doc. 9613 de la OACI [10]. Como ya se mencionó anteriormente, en este documento las mínimas de protección se describen en función de tres factores:

1. Capacidad de Navegación 2. Capacidad de intervención 3. Exposición al riesgo

La capacidad de navegación se divide a su vez en:

Especificación de Navegación

NAVAID

Por otro lado, la capacidad de intervención representa el potencial que tiene el sistema para actuar e intervenir adecuadamente ante una posible situación que suponga un riesgo potencial. Esta capacidad dependerá de:

Los sistemas de vigilancia

El sistema de comunicaciones

La capacidad del sistema ATC

Por último, la exposición al riesgo estará íntimamente ligada a la complejidad del sector de espacio aéreo en el que se simulará la interacción de RPAS con aeronaves convencionales. Dentro de este factor se tendrán en cuenta una serie de indicadores relacionados con:

Densidad de tráfico

Mezcla de tráfico

Estructura de flujos

Tráfico en evolución



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6.1 Capacidad de Navegación: Concepto PBN

El concepto de navegación basada en prestaciones (PBN) especifica que los requisitos de rendimiento del sistema RNAV de las aeronaves deben estar definidos en cuanto a exactitud, integridad, disponibilidad, continuidad y funcionalidad para poder operar en un espacio aéreo específico que disponga de la infraestructura para la navegación necesaria. De esta manera el concepto PBN representa un cambio desde una navegación basada en sensores hacia otra basada en prestaciones. Los requisitos de navegación asociados al PBN se identifican en las especificaciones de navegación, las cuales también establecen los sensores y equipos de navegación necesarios para cumplir dichos requisitos. Estas especificaciones de navegación aportan material guía referente a la implantación del concepto PBN a los estados y los operadores con el fin de facilitar la armonización global.

Dentro del contexto de PBN, inicialmente se definen requisitos de navegación genéricos basados en requisitos operacionales. Posteriormente, serán los operadores los que evalúen las opciones en función de la disponibilidad de tecnología y servicios de navegación. Es importante destacar que la tecnología puede evolucionar a lo largo del tiempo sin hacer necesario que la operación diseñada sea modificada, ya que el rendimiento requerido es proporcionado por el sistema RNAV.

La navegación PBN aporta numerosas ventajas en comparación con la metodología de diseño del espacio aéreo y evaluación de obstáculos planteados por la navegación convencional:

1. Elimina la dependencia de las rutas de los sensores de navegación terrestres. 2. Facilita el uso eficiente del espacio aéreo (distribución de las rutas, consumo de combustible,

reducción de tiempo, distancias y ruido, etc.). 3. Aclara los criterios de utilización de RNAV. 4. Facilita el proceso de aprobación operacional para los operadores mediante las especificaciones

de navegación globales.

La navegación PBN es, junto a las comunicaciones, la vigilancia ATS y el ATM, un facilitador esencial del diseño de conceptos de espacio.



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Como ya se ha mencionado anteriormente, el concepto PBN se basa en la utilización de sistemas RNAV y su implantación depende los siguientes elementos:

Especificaciones de Navegación.

Infraestructura NAVAID33.

Aplicación de la PBN a rutas ATS y procedimientos instrumentales.

6.1.1 Especificaciones de Navegación

Las especificaciones de navegación son utilizadas por los estados como base para el desarrollo del material de aprobación en materia de aeronavegabilidad y operación. Se puede encontrar en el Vol. II del Doc. 9613 de la OACI [10] y aportan la siguiente información:

Requisitos de rendimiento que se le imponen al sistema RNAV o RNP en términos de exactitud, integridad, disponibilidad y continuidad

Funcionalidades del sistema RNAV o RNP, que deben incluir: - Indicación continua de la posición de la aeronave, derrota y rumbo. - Monitorización de distancia y radia hacia un WP34. - Monitorización de velocidad o tiempo hacia un WP.

33 NAVAID: Navigational Aid

34 WP: Waypoint

Figura 14: Facilitadores del concepto de espacio aéreo



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- Almacenamiento de datos de navegación. - Indicación de fallos del sistema RNAV / RNP.

Qué sensor de navegación debe ser integrado en el sistema RNAV o RNP considerado

Requisitos que debe cumplir la tripulación

La diferencia entre una especificación RNP y una especificación RNAV es que una especificación RNP además incluye requisitos de rendimiento para equipos de monitorización y alerta situados a bordo.

En cuanto a las designaciones RNAV / RNP, los números que acompañan a la especificación se refieren a la exactitud lateral en millas náuticas, la cual se debe cumplir durante un 95% del tiempo de vuelo de la aeronave en cuestión. Este número representa por lo tanto el error total del sistema (TSE35) que depende de:

PDE36: Error en la definición de la ruta

FTE37: Error de vuelo (del piloto)

NSE38: Error del sistema de navegación

El error debido a la definición o el diseño de la ruta (PDE) suele ser despreciable frente a los errores del piloto (FTE) y del sistema de navegación (NSE).

35 TSE: Total System Error

36 PDE: Path Definition Error

37 FTE: Flight Technical Error

38 NSE: Navigation System Error

Figura 15: Error Total de Sistema RNAV [10]



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En los casos en que el FTE de una especificación de navegación RNAV exceda el límite de alerta del monitor de integridad (IMAL39) del receptor GNSS, la XTT40 se basa en la raíz cuadrada de la suma de los cuadrados (RSS41) estándar del TSE (TSE = NSE + FTE + ST, donde ST es igual a 0,25 NM).

Cuando el FTE sea igual o menor que el IMAL, la XTT se basa en el IMAL. Esto se ilustra en la tabla siguiente:

Por otro lado, la tolerancia ATT42 será igual a 0,8 x XTT.

Por lo tanto, las tolerancias XTT y ATT son los errores que se requieren para diseñar procedimientos RNAV, fijando un corredor de seguridad en torno a la trayectoria que respete estos errores máximos. Las siguientes figuras muestran gráficamente lo que representan las tolerancias XTT y ATT a la hora de diseñar procedimientos RNAV.

39 IMAL: Integrity Monitor Alert

40 XTT: Cross Track Tolerance

41 RSS: Root Sum Square

42 ATT: Along Track Tolerance

Tabla 9: XTT en función de la fase de vuelo y la especificación de navegación [15]



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También, hay que tener en cuenta que la exactitud representa únicamente uno de los numerosos requisitos de navegación contenidos en una especificación de navegación. Por esta razón, una especificación RNP43 no cumple automáticamente con las especificaciones RNAV y especificaciones con exactitudes más exigentes no cumplen con cualquier especificación que permita un rango de error mayor, ya que puede no cumplir otros requisitos funcionales. La Figura 3 muestra las designaciones que existen actualmente.

43 RNP: Required Navigation Performance

Figura 17: Clasificación de las especificaciones de navegación

Figura 16: Representación gráfica de XTT y ATT



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Prestando especial atención a la especificación de navegación RNAV 5, ésta es utilizada en operaciones en ruta en espacios aéreos continentales.

No requiere vigilancia, siempre y cuando se espacien las rutas adecuadamente.

No requiere un sistema que alerte al piloto en el caso de excesivos errores de navegación.

No requiere un sistema dual RNAV, pero sí un sistema de navegación alternativo.

Tal y como se detalla en el Apartado 3.2 del Entregable 1.2 “Concepto Operacional de los RPAS”, el escenario de referencia considerado está acotado a operaciones de RPAS44 y aeronaves convencionales en crucero, sin considerar las fases de despegue, ascenso, descenso y aterrizaje. La operación se modelizará en un sector de espacio aéreo español. Dentro de este espacio aéreo todos los vuelos están sujetos al servicio de control de tránsito aéreo y están separados unos de otros. Por esta razón, se requiere comunicación aeroterrestre continua para todos los vuelos, que estarán sujetos a autorizaciones ATC. RNAV 5 es la especificación actualmente más utilizada por las aeronaves convencionales que operan en ruta, por lo que serán los requisitos asociados a esta especificación los que se le impongan a la aeronave convencional (B737-900ER) y al RPAS en cuestión.

La siguiente tabla muestra la XTT, ATT y la semianchura del área para una especificación de navegación RNAV 5 en fase de ruta.

44 RPAS: Remotely Piloted Aircraft System

Tabla 10: Especificación de Navegación según la Fase de Vuelo [10]



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6.1.2 Infraestructura NAVAID

La infraestructura NAVAID se refiere a las ayudas a la navegación situadas tanto en tierra como a bordo de la aeronave que permiten navegar cumpliendo las especificaciones de navegación específicas.

En el caso de RNAV 5, esta especificación es aplicable principalmente en la fase de ruta y no requiere una alerta al piloto en el caso de un error de navegación excesivo. Por otro lado, no se requiere llevar a bordo un sistema doble RNAV, por lo que se requiere una fuente alternativa de navegación. En RNAV 5, el sistema RNAV determina automáticamente la posición horizontal utilizando uno o una combinación de los siguientes sensores [10]:

VOR45/DME46

DME/DME

INS47 o IRS48

GNSS49

El ANSP50 debe valorar la infraestructura para asegurar que es suficiente para las operaciones pretendidas. Si existen zonas con falta de cobertura se debe considerar este hecho para proteger los procedimientos adecuadamente durante el vuelo a estima. RNAV 5 requiere comunicaciones directas por voz entre el ATC y el piloto.

En el caso de que se deposite confianza en la vigilancia ATS para asistir procedimientos de contingencia, el rendimiento del sistema debe ser el adecuado para el objetivo que se persigue. Además es posible utilizar la monitorización radar con el fin de mitigar el riego de errores de navegación desorbitados.

45 VOR: VHF Omni Directional Radio Range

46 DME: Distance Measuring Equipment

47 INS: Inertial Navigation System

48 IRS: Inertial Reference System

49 GNSS: Global Navigation Satellite System

50 ANSP: Air Navigation Service Provider

Tabla 11: XTT, ATT y semianchura del área para RNAV 5 en la fase de ruta (NM) [15]



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6.1.3 Aplicación de la navegación

La aplicación de la navegación se refiere al uso de la infraestructura NAVAID y de las especificaciones de navegación para diseñar las rutas ATS, SID, STAR y procedimientos de aproximación instrumentales. En el PANS-OPS de la OACI (Doc 8168, Vol. II) se describen los procedimientos para implantar PBN [15].

6.2 Capacidad de Intervención

La capacidad de intervención representa el potencial que posee el sistema para actuar e intervenir adecuadamente ante una posible situación que suponga un riesgo potencial. Esta capacidad dependerá de los siguientes factores.

6.2.1 Comunicaciones

Para determinar los requisitos de comunicación, se debe comenzar a partir de las diferencias entre un RPAS y una aeronave convencional. La principal diferencia entre un RPAS y una aeronave convencional es que, en el RPAS, el piloto que controla la aeronave no se encuentra a bordo, está en una posición remota (RPS).

Esta separación entre aeronave y piloto se traduce en que se tendrán sistemas de comunicaciones y procesamiento de datos tanto en la RPA51 como en la RPS52, además de que se necesitará un servicio de comunicaciones adicional (enlace de datos C253 del RPAS) para conectar al piloto remoto con la aeronave.

Partiendo de esto, el sistema de comunicaciones de un RPAS estará formado por tres enlaces:

- Enlace de Datos de Comando y Control (C2) entre la RPA y la RPS (véase el ANEXO A. Enlace de Comando y Control (C2) y tipos de arquitectura).

- Enlace de comunicaciones entre el ATC y el piloto remoto situado en la RPS, a través de una retransmisión vía la RPA o mediante redes de comunicaciones independientes de la RPA.

- Enlace descendente de datos de la carga de pago embarcada en la RPA hasta la RPS, que suele corresponderse con el enlace de C2.

51 RPA: Remotely Piloted Aircraft

52 RPS: Remotely Piloted System

53 C2: Command and Control



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Por último, también se podría considerar la existencia de un cuarto enlace. Este enlace sería un enlace tierra-aire entre el ATC y la RPA, utilizado para vigilancia y, en ciertas ocasiones, para comunicaciones. Aunque este es un enlace destinado principalmente a la vigilancia de la aeronave, tiene una gran importancia en lo que se refiere a las comunicaciones entre dependencia ATC y piloto remoto. Sin la vigilancia adecuada de la RPA, lo que es proporcionado por este enlace, el ATC no podría llevar a cabo la monitorización y vigilancia de la aeronave y no podría comunicar las instrucciones necesarias al piloto de la misma.

Por último, no se debe olvidar que estos enlaces probablemente sean múltiples, con el objetivo de aumentar la robustez y la fiabilidad del sistema de comunicaciones del RPAS, aumentando así la seguridad de la operación.

En la siguiente figura, puede verse un esquema del sistema de comunicaciones típico de un RPAS. Este sistema se basa en el sistema definido en la Circular 328 de OACI. El enlace entre RPA y RPS está simplificado en esta figura. Las comunicaciones entre ATC y piloto remoto pueden ser realizadas mediante una conexión directa y/o retransmitidas vía la RPA. La solución dependerá de la arquitectura de comunicaciones elegida para el RPAS.

Figura 18: Esquema de Comunicación de un RPAS



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6.2.1.1 Comunicaciones ATC-RPS

En cuanto a las comunicaciones ATC, existen diversas opciones para proporcionar las comunicaciones por voz y datos entre las dependencias ATC y el piloto remoto situado en la RPS se dividen en dos grupos principales, en función de si se retransmite o no la comunicación a través del RPA:

a) A través del RPA, que es transparente al ATC y no requiere equipos adicionales en la dependencia ATC. También presenta la ventaja de ser compatible con las operaciones ATC existentes en todo el mundo, pero podría exigir un mayor ancho de banda de comunicaciones en enlace C2.

b) A través de un nuevo enlace de comunicaciones de radiodifusión directamente entre la dependencia ATC y la RPS donde se encuentre el piloto remoto, sin retransmisión de datos a través del RPA.

1. Enlace ATC – RPS con retransmisión a través de la RPA

En el caso de operaciones RLOS, para las comunicaciones ATC por voz y datos, se puede utilizar la RPA como ‘relay’ o retransmisión, pudiendo emplearse el enlace C2 como apoyo en el segmento RPA – RPS. Con esta opción, se requiere al menos una radio VHF54 a bordo del RPA y el enlace C2 debe tener una anchura de banda suficiente para apoyar las comunicaciones orales y de datos.

El funcionamiento de este escenario sería el siguiente: los mensajes (voz y/o datos) de la dependencia ATC al piloto remoto son recibidos por la RPA, digitalizados y retransmitidos a la RPS mediante el enlace C2. Por otro lado, los mensajes del piloto a la dependencia ATC se digitalizan en la RPS, se envían a la RPA a través del enlace C2 y ésta los transmite vía radio VHF en versión oral analógica.

54 VHF: Very High Frequency

Figura 19: Operaciones RLOS – RPA Relay



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Como ya se ha comentado, la opción RLOS no es la que interesa al proyecto, el RPAS va a realizar una operación BRLOS. En estas operaciones que tienen lugar más allá de RLOS, utilizar la RPA como ‘relay’ también se puede considerar una opción viable.

La diferencia en estas operaciones será que el enlace entre la RPS y la aeronave y el enlace entre la dependencia ATC y la RPA estarán formados por una red de comunicaciones, típicamente por satélite para permitir un mayor alcance en las comunicaciones. El funcionamiento sería el mismo que el mencionado anteriormente, pero pasando por toda la red de comunicaciones que se utilice.

Estas redes pueden suponer unos retardos adicionales que se deben incluir en la evaluación del tiempo total de transacción de comunicaciones y que no se producen en la aviación convencional al no encontrarse separados piloto y aeronave.

Una característica particular de la retransmisión BRLOS de comunicaciones ATC es su carácter universal, es decir, debe funcionar correctamente en cualquier parte del mundo, sin que sea necesario introducir cambios en la infraestructura local. Aunque esto supone proporcionar una capacidad de largo alcance, hace más difícil cumplir con la RCP55 necesaria.

Figura 20: Operaciones BRLOS – RPA Relay.

2. Enlace ATC – RPS sin retransmisión a través de la RPA.

En cuanto a las opciones de enlace entre ATC y RPS sin retransmisión a través de la RPA, no se requiere de una radio VHF en la RPA. Para estos escenarios, las comunicaciones se realizan de forma directa o indirecta (red de proveedor de servicios) entre la dependencia ATC y el piloto remoto, es decir, voz y datos no pasan por la RPA como paso intermedio de la comunicación.

Para que este enfoque de las comunicaciones funcione, la solución debe ser transparente para el controlador, es decir, los procedimientos y acciones del controlador son los mismos que para la gestión

55 RCP: Required Communincations Performance



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de aeronaves tripuladas. Aunque en la dependencia ATC se necesitará nuevo equipo, no habrá requisitos operacionales adicionales con respecto a la arquitectura de comunicaciones ATC.

Además, siempre que sea posible, se debe asegurar el efecto de línea compartida para asegurar que las comunicaciones orales entre piloto remoto y ATC son radiodifundidas en la frecuencia del sector para que otros usuarios del espacio aéreo las puedan escuchar.

Dentro de este tipo de enlace entre el ATC y la RPS, existen tres arquitecturas posibles.

La primera de las opciones es la transmisión oral en la frecuencia del sector recibida directamente de una radio VHF en la RPS. Esta arquitectura es la alternativa más sencilla a la RPA como retransmisión y es adecuada para operaciones de corta distancia.

Figura 22: Enlace de radio VHF tierra-tierra.

Figura 21: Enlace ATC mediante red terrestre.



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La segunda arquitectura posible consiste en comunicaciones ATC por voz y datos hacia y desde la RPS a través de una conexión especializada. Una de sus ventajas es que el emplazamiento de la RPS no se ve limitado y la RPA puede operar en cualquier parte del volumen de espacio aéreo que cubra la dependencia ATC. Tanto el operador ATC como el piloto remoto deben contar con una alternativa para comunicarse.

La última opción para este tipo de enlace es la transmisión de voz y datos hacia o desde la RPS a través de una red de proveedor de servicios de comunicaciones. Esta arquitectura es muy similar al enfoque anterior con la diferencia de que incluye un proveedor de servicios de comunicaciones externo. Una característica propia de estas redes externas es que pueden incluir otras tecnologías para proporcionar el servicio, como podría ser el uso de internet o satélites.

En cuanto a comunicaciones ATC, ya se ha establecido que éstas van a llevarse a cabo por voz. Por otro lado, la arquitectura de estas comunicaciones por la que se va a optar es aquélla sin retransmisión a través de la RPA.

A corto plazo, antes de 2020, el pensamiento general es que el piloto remoto va a comunicarse con el ATC mediante retransmisión vía la aeronave RPA. Pero, en un plazo mayor, la mayoría piensa que se usará un proveedor de servicios de comunicaciones que será independiente de la RPA, es decir, sin utilizar la aeronave como 'relay'.

Por otro lado, lo que importa en las comunicaciones ATC es que controlador y piloto estén en contacto. En el caso de una aeronave convencional, la solución es sencilla ya que el piloto se encuentra a bordo. Sin embargo, en un RPAS, el piloto se encuentra en una posición remota desde la que controla la aeronave.

Por lo tanto, una comunicación directa entre controlador y piloto, sin pasar por la aeronave, puede ser de mayor importancia. Para esta arquitectura, controlador y piloto se comunicarán de la misma forma que en la aviación convencional, aunque deberán dejar claro en las comunicaciones que se trata de una operación pilotada a distancia, lo que supone añadir prefijos distintivos de este tipo de operaciones en la

Figura 23: Enlace mediante proveedor de servicios



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fraseología utilizada.

Una posible opción para esta situación podría ser incluir el prefijo 'pilotado a distancia' en la primera llamada entre el ATC y el piloto remoto.

6.2.1.2 Conceptos RCP y RLP

Por otro lado, el concepto RCP, Performance de Comunicación Requerida, caracteriza los requisitos para las comunicaciones que apoyan las funciones ATM (separación entre aeronaves, orientación de aeronaves, información de vuelo) sin centrarse en una tecnología específica y abierta a nuevas tecnologías. Este concepto se desarrolla con mayor profundidad en el Doc. 9869 de OACI: RCP Manual.

El objetivo en el ámbito de los RPAS es adaptar los requisitos establecidos para las comunicaciones mediante el concepto RCP a las comunicaciones de los RPAS. El documento de JARUS: RPAS Required C2 Performance (RLP) Concept trata en profundidad el concepto de la performance de comunicación requerida para el enlace de comando y control de un RPAS. Deriva del Doc. 9869 de OACI, adaptándolo a las comunicaciones mediante enlace C2 características de los RPAS.

En este documento, se detalla el concepto RLP, Required (C2) Link Performance. En el contexto del RPAS, el enlace C2 es solamente una parte del sistema. Se debe diferenciar entre el término RCP, que hace referencia a las funciones ATM, y el término RLP, que apoya las funciones de Comando y Control.

Como ya es sabido, la principal diferencia entre los RPAS y las aeronaves convencionales es que el piloto no se encuentra en la propia aeronave, sino en una posición remota. De esta separación entre piloto y aeronave surge la importancia del enlace C2 que los conecta.

Partiendo de esto, se debe diferenciar entre los dos tipos de comunicaciones de mayor importancia en la operación de un RPAS. Por un lado, tendremos las comunicaciones RPA – RPS, correspondientes al enlace C2, para las cuales se ha desarrollado el concepto RLP. Por otro lado, aparecen las comunicaciones entre ATC y RPS (controlador – piloto), para las cuales se deben aplicar los requisitos que existen actualmente para la aviación tripulada mediante el concepto RCP, teniendo en cuenta los retardos adicionales que supone la operación de un RPAS.

El concepto RLP caracteriza las prestaciones requeridas para las comunicaciones del enlace C2 de un RPAS, sin centrarse en una tecnología específica y abierta a nuevas tecnologías. Algunas de las funciones que apoya el enlace C2, como ejemplo, son: la provisión de comando al sistema de gestión de vuelo del RPA, la modificación del RPA y la monitorización del estado del sistema. Las funciones C2 de un RPAS son normalmente separadas en telecomando, que comprende la información que va de la RPS donde se encuentra el piloto remoto a la RPA (enlace ascendente) y telemetría, que comprende la información que proviene de la RPA al RPS (enlace descendente).



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Este concepto evalúa las operaciones de comunicación teniendo en cuenta las interacciones humanas, el diseño del sistema, los procedimientos y las características del entorno. Dadas las numerosas variantes en el diseño del sistema C2 de los RPAS, el RLP se diseña para conseguir el mismo nivel de integridad para una función o grupo de funciones, sin tener en cuenta el sistema.

El concepto RLP busca gestionar la performance de comunicaciones apoyando los sistemas C2:

- Determinar un tipo de RLP para las capacidades de comunicación que apoyan una función C2. - Prescribir el tipo de RLP relativo al sistema de comunicaciones que apoyan las funciones C2 del

RPAS dentro de un entorno operacional. - Cumplir los requisitos del tipo de RLP prescrito mediante análisis, evaluación operacional y

monitorización del sistema de comunicaciones.

Un tipo de RLP es una etiqueta que define unas prestaciones estándar para las transacciones operacionales de comunicación. Como se verá más adelante, cada tipo de RLP establece una serie de valores para el tiempo de transacción, la continuidad, la disponibilidad y la integridad aplicables a la función del enlace C2 más restrictiva.

Dependiendo del nivel de seguridad requerido en el espacio aéreo o según la operación que se esté llevando a cabo, el tipo de RLP que se aplica es distinto.

Un tipo de RLP establece valores para los siguientes parámetros:

Tiempo de transacción de comunicación (TT): tiempo máximo para completar una transacción de comunicación, después del cual el iniciador debería volver a un procedimiento alternativo. Consta de Tiempo Nominal (TT 95%) y Tiempo de Expiración (ET).

Continuidad (C): probabilidad de que una transacción pueda ser completada dentro del tiempo de transacción dado que el servicio estaba disponible al comienzo de la transacción.

Disponibilidad (A): probabilidad de que una transacción de comunicación pueda ser iniciada cuando sea necesario.

Integridad (I): probabilidad de que uno o más errores no sean detectados en una transacción de comunicación.

Estos parámetros son los mismos que se establecieron en su momento para el concepto RCP en aeronaves convencionales, pero algunos valores cambian para adaptarse a las necesidades del enlace C2.

Los tipos de RPAS se diseñan para asegurar que el operador utiliza un servicio de comunicación que cumple con los requisitos de seguridad del entorno operacional.

Debido al gran número de funciones C2, en comparación con el limitado número de funciones ATM, los tipos de RLP más usados se limitan a los más significantes y comunes para las operaciones generales de RPAS. Esta limitación ayuda a que el diseño de los servicios de comunicaciones C2 se ajuste en mayor medida a las necesidades de los operadores.



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En esta tabla, se pueden encontrar los tipos de RLP previstos para su aplicación general.

Cada uno de estos tipos de RLP establece unos valores (para los parámetros que se han descrito) que se deben cumplir en caso de que se esté aplicando alguno de ellos en el espacio aéreo donde se está realizando la operación. Toda comunicación en ese espacio aéreo debe satisfacer los valores de esos parámetros y finalizar antes del tiempo de transacción.

El tipo de RLP normalmente se relaciona con el tiempo de transacción, al igual que ocurre con el RCP. Este tiempo comprende desde el comienzo de la comunicación, es decir, desde que el piloto o el sistema C2 inician la transacción, hasta que se recibe la respuesta del receptor y se puede estar seguro de que la transacción se ha completado satisfactoriamente.

Para entender mejor esto, se va a poner el siguiente ejemplo: se quiere realizar un cambio de nivel de vuelo. La transacción inicia cuando el piloto remoto envía el mensaje a la RPA y finaliza cuando la aeronave responde para hacer saber al piloto que ha recibido el mensaje y comienza la maniobra para cambiar de vuelo.

Este tiempo de transacción, parámetro que establece cada tipo de RLP, debe entenderse como el tiempo máximo dentro del cual debe completarse la comunicación entre el piloto y la aeronave.

En lo que se refiere a las comunicaciones ATC, los requisitos que se exigen son los mismos que para la aviación tripulada. Estos requisitos se caracterizan mediante el concepto RCP, desarrollado para apoyar las comunicaciones y funciones ATM de la aviación tripulada convencional y que ahora trata de implementarse en la operación de los RPAS.

Todo el proceso que supone determinar el tipo de RCP que va a imponerse para poder operar en un espacio aéreo, así como los distintos parámetros que establece el RCP, se va a realizar de la misma forma que para el concepto RLP aplicado al enlace C2, lo cual se ha desarrollado en el apartado anterior.

Todo este proceso ya ha sido realizado para la aviación tripulada, existiendo ya una serie de tipos de RCP aplicables a los distintos espacios aéreos, cada uno de ellos con unos parámetros establecidos que cumplir.

Tipo de RLP Tiempo de Transacción (sec)

Continuidad (prob. / FH)

Disponibilidad (prob. / FH)

Integridad (Ratio aceptable / FH)

RLP A 3 0.999 0.9999 10-5

RLP B 5 0.999 0.999 10-4

RLP C 15 0.999 0.999 10-4

Tabla 12: Tipos de RLP



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Por otro lado, la idea para la integración de los RPAS en entorno no segregados es que se les exijan los mismos requisitos que a la aviación tripulada, adaptándose los RPAS a estas prestaciones en la medida de lo posible, teniendo siempre en cuenta las diferencias entre una aeronave convencional y un RPAS.

Esto lleva a la decisión de no entrar a analizar con mayor profundidad el concepto RCP, el cual puede estudiarse en su totalidad en el Doc. 9869 de OACI: RCP Manual.

En la siguiente tabla se encuentran los tipos de RCP previstos para su aplicación general:

Tipo de RCP Tiempo de Transacción

(sec) Continuidad (prob. / FH)

Disponibilidad (prob. / FH)

Integridad (Ratio aceptable / FH)

RCP 10 10 0.995 0.99998 10-5

RCP 60 60 0.99 0.9995 10-5

RCP 120 120 0.99 0.9995 10-5

RCP 240 240 0.99 0.9995 10-5

RCP 400 400 0.99 0.999 10-5

Tabla 13: Tipos de RCP

El tipo de RCP se suele relacionar con el tiempo de transacción. Este tiempo comprende desde el comienzo de la comunicación, es decir, desde que el piloto o el controlador inician la transacción, hasta que se recibe la respuesta del receptor y se está seguro de que se ha completado satisfactoriamente.

6.2.1.3 Elección del tipo de RCP y RLP

Una vez han sido presentados los conceptos RCP y RLP, el siguiente paso es elegir los tipos. En función del tipo de RCP/RLP que se tome para la operación del RPAS, los requisitos de comunicaciones que se le van a exigir cambiarán.

En primer lugar, se va a determinar el tipo de RLP que va a establecerse para las comunicaciones RPA - RPS, entre piloto remoto y aeronave. Debido al gran número de funciones de Comando y Control que existen y pueden llevarse a cabo, se ha decidido tomar el tipo RLP C, que establece un tiempo máximo para completar la transacción de 15 segundos. El motivo por el que se ha optado por este tipo de RLP es que este tipo es el más restrictivo, de cara a la determinación de las mínimas de protección.

Por otro lado, el tipo de RCP que se ha decidido tomar para las comunicaciones con las dependencias ATC, entre el controlador y el piloto remoto, es el tipo RCP 10. Este tipo de RCP es el que se utiliza en entornos donde la separación horizontal entre aeronaves debe ser de 5 NM, lo cual coincide con el



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escenario de referencia en el que se va llevar a cabo la operación del RPAS objeto de estudio en el proyecto.

Como la arquitectura de comunicaciones no utiliza la aeronave como retransmisión, los tiempos de transacción de cada concepto no están relacionados entre ellos, son independientes.

Se recuerda que los tiempos de transacción que establecen estos conceptos son tiempos máximos, las comunicaciones deben completarse antes del límite de tiempo que estos conceptos establecen.

6.2.2 Vigilancia

La funcionalidad de vigilancia establece una imagen de la situación del tráfico aéreo para ser suministrada a las funciones de procesamiento de datos. La creciente sofisticación del propio sistema y su futura evolución hace que la función de vigilancia pasa a ser una mera herramienta o entrada para otras funciones del sistema.

La información de vigilancia no llega directamente al controlador sino que es sometida a un complejo procesamiento y tratamiento a fin de constituir la mejor fuente de información posible para que se le muestre en pantalla al controlador.

COMUNICACIONES Comunicaciones RPA – RPS

(Aeronave – Piloto)

Comunicaciones ATC – RPS

(Controlador – Piloto)

Medio de Comunicación Enlace de Datos C2 Comunicaciones por Voz

Arquitectura Operaciones BRLOS

Vía Satélite

Enlace Directo ATC – RPS

Sin Retransmisión Vía RPA

Concepto de Comunicaciones

Concepto RLP

Tipo RLP C

Concepto RCP

Tipo RCP 10

Tiempo de Transacción 15 segundos 10 segundos

Tabla 14. Resumen de las Comunicaciones de un RPAS.



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6.2.2.1 Elección del escenario de referencia

Una de las piezas clave de este procesamiento lo constituye el tracking, consiste en generar e incluso predecir la trayectoria de una aeronave a partir de bloques de información como con los plots o blancos derivados de una multiplicidad de sensores y fuentes de vigilancia, en un entorno Multiradar.

Dentro de la cadena o función de vigilancia se realizan múltiples operaciones de procesamiento y tratamiento de datos. La información de vigilancia se verá sometida a un procesamiento diferenciado a tres niveles diferentes:

Procesamiento realizado a nivel del sensor en el propio emplazamiento radar, incluyendo el procesamiento de la señal y la extracción de los plots.

Transmisión de la información de vigilancia desde la fuente o sensor hasta el centro de control o en su defecto el centro de procesamiento.

Procesamiento en el centro de control o de tratamiento de datos.



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PROCESAMIENTO A NIVEL DEL SENSOR

TRANSMISIÓN SDPS56 EN EL CENTRO

DE CONTROL Sensores Procesamiento Producto

PSR57 Extractor analógico /

digital Blancos

Mensajes

Red Radar; Protocolo

ASTERIX58

Filtro de Blancos

Pistas Monoradar

Pistas Multiradar

SSR59 Validación Gestión de altitud

MSSR60

Seguimiento Monoradar

Seguimiento Monoradar

Seguimiento vertical

Server STCA

MODO S Data Link TCAS61 Funciones FDPS62

↓

PRESENTACIÓN

Analógica Modo Mixto Plots Sintéticos Pista Monoradar

sintética Pista Multiradar

sintética

PROBLEMAS / LIMITACIONES

COBERTURA:

Zonas Ciegas

Cono de silencio

Bajas altitudes

SOLAPES Y BLANCOS MULTIPLES (Garbling)

FALSOS BLANCOS (Fruiting)

Tabla 15: Componentes de la cadena de vigilancia ATC

56 SDPS: Surveillance Data Processing Systems

57 PSR: Primary Surveillance Radar

58 ASTERIX: All-purpose structured EUROCONTROL surveillance information exchange

59 SSR: Secondary Surveillance Radar

60 MSSR: Monopulse Secondary Surveillance Radar

61 TCAS: Traffic alert and Collision Avoidance System

62 FDPS: Flight Data Processing System



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El escenario de referencia en el que se simularán las diferentes geometrías de conflicto entre los RPAS y la aeronave convencional, será un entorno Multiradar con información obtenida con radares secundarios.

Por lo tanto se suministrará una vigilancia independiente cooperativa la cual depende de cierto equipamiento a bordo de la aeronave que consta de un transpondedor que responde activamente a las interrogaciones del radar facilitando la posición, la dirección del blanco respecto a la posición radar, la altitud de la aeronave e información propia de la aeronave y de su vuelo a través de datos codificados.

La presentación en pantalla del controlador de área en tierra será una pista Multiradar y la función de vigilancia se podrá ver afectada por:

La falta de cobertura en zonas ciegas, en el cono de silencio del radar y a bajas altitudes (véase el




09 / 06 / 2017 95 / 209

ANEXO B. Cobertura radar en la Península Ibérica).

La detección de blancos múltiples solapados.

La detección de falsos blancos.

El AIP español establece que con las excepciones que la DGAC63 pueda conceder, el empleo del transpondedor SSR es obligatorio para todas las aeronaves en vuelo:

Dentro de las FIR/UIR Madrid, Barcelona y Canarias a FL200 o superior;

Dentro de las Áreas de Control Terminal de Madrid, Zaragoza, Sevilla, Barcelona, Palma de Mallorca, Valencia junto con sus espacios aéreos delegados (ver ENR 2.2) y Canarias a cualquier nivel; y

Dentro de las zonas que se declaren como de uso obligatorio de transpondedor (TMZ). En caso de fallo del transpondedor, el piloto precisa un permiso de los Servicios de Tránsito Aéreo para volar en el espacio aéreo donde su uso es obligatorio.

La información que proporcionan los sistemas de vigilancia ATS y que se obtiene en una presentación de la situación puede usarse para llevar a cabo determinadas funciones según el tipo de servicio de control de tránsito aéreo suministrado:

Servicio de Control de Área

Servicio de Control de Aproximación

Servicio de Control de Aeródromo

Servicio de Control del movimiento en la superficie

Teniendo en cuenta la fase de vuelo de crucero en la que se desarrollan las geometrías de conflicto entre RPAS y aeronaves convencionales para evaluar el impacto causado por la integración de los RPAS en un espacio aéreo no segregado, únicamente se prestará servicio de control de área durante el escenario de estudio. Este servicio cumple las siguientes funciones:

Proporcionar servicios de vigilancia ATS necesarios para mejorar la utilización del espacio aéreo, disminuir las demoras, proporcionar encaminamiento directo y perfiles óptimos de vuelo, así como para mejorar la seguridad.

Proporcionar guía vectorial a las aeronaves que salen, a fin de facilitar una circulación de salida rápida y eficaz y acelerar la subida hasta el nivel de crucero.

Proporcionar guía vectorial a las aeronaves en ruta, con objeto de resolver posibles incompatibilidades de tránsito.

Proporcionar guía vectorial a las aeronaves que llegan a fin de establecer un orden de aproximación expedito y eficaz.

Proporcionar guía vectorial para prestar ayuda a los pilotos en la navegación (hacia o desde una radioayuda para la navegación, alejándose de áreas de condiciones meteorológicas adversas o

63 DGAC: Dirección General de Aviación Civil



09 / 06 / 2017 96 / 209

de los alrededores de las mismas, etc.).

Proporcionar separación y mantener la afluencia normal de tránsito cuando una aeronave tenga una falla de comunicaciones dentro del área de cobertura.

Mantener la supervisión de la trayectoria de vuelo del tránsito aéreo.

Cuando corresponda, mantener vigilancia sobre la marcha del tránsito aéreo, para proporcionar al controlador por procedimientos:

- Una mejor información de posición respecto a las aeronaves que están bajo control; - Información suplementaria respecto a otro tránsito; y - Información sobre cualquier desviación importante de las aeronaves, respecto a lo

estipulado en las correspondientes autorizaciones del control de tránsito aéreo, incluso las rutas autorizadas y niveles de vuelo cuando corresponda.

6.2.2.2 Definición de los requisitos de vigilancia

El Standard Document for Radar Surveillance in En-Route Airspace and Major Terminal Areas [16] de Eurocontrol, establece unos requisitos técnicos que un SSR debe cumplir para apoyar de manera óptima y segura al servicio de vigilancia. Estos requisitos se tendrán en cuenta a la hora de estudiar las mínimas de protección necesarias entre un RPAS y una aeronave convencional.

REQUISITOS DE VIGILANCIA

Tiempo de refresco 5s

Error en Ruta 500m

Continuidad del Radar 0,99999

P (Detección) >0,97

P (Falso Blanco) <0,001

P (Blanco múltiple) <0,003

Alcance 300km (162NM)

Tabla 16: Resumen de los requisitos de vigilancia para un RPAS



09 / 06 / 2017 97 / 209

6.2.3 Capacidad ATC

El tercer elemento a tener en cuenta dentro de la capacidad de intervención es la aptitud que los centros ATC tienen para manejar los distintos tipos de usuario que pueden encontrarse dentro de un mismo volumen de espacio aéreo. Para ello, se analizará la medición de los tiempos de ejecución de las tareas de control que tiene que llevar a cabo un controlador aéreo dentro de su espacio aéreo de responsabilidad se va a utilizar el modelo de medición de tiempos de la herramienta RAMS (Reorganized ATC Mathematical Simulator) desarrollada por EUROCONTROL. Esta herramienta de simulación permite a los usuarios crear un modelo completo de sistema ATC incluyendo las acciones que lleva a cabo cada controlador, así como la duración de dicha tarea. Su propósito es ofrecer una simulación de gran fidelidad utilizando las funciones ATM.

Es necesario distinguir entre tres definiciones distintas: taskload, workload y sectorload. De esta manera se tiene que:

Taskload: duración de la tarea, la cual el controlador debe realizar para completar su trabajo.

Workload: esfuerzo realizado como resultado de la taskload, experiencia, edad, condiciones

diarias y ambiente de trabajo.

Sectorload: número de aeronaves incluyendo la geometría del sector y las características de la

red de rutas.

Esta medición de tiempos de ejecución del controlador puede ser calculada basándose en secuencias simuladas de eventos discretos:

- Tránsitos en un sector ATC.

- Pueden ocurrir varios eventos (entrada a un sector, nuevos niveles de vuelo alcanzados,

conflictos encontrados…) y activar una tarea ATC.

- Cada tarea es adjudicada al control planificador o táctico, de acuerdo al sector manejado y las

tareas especificadas para cada sector.

- Finalmente, RAMS calcula el tiempo actual de trabajo y su porcentaje de carga para cada

posición de trabajo.

La siguiente figura ilustra un ejemplo de diferentes tipos de tareas que pueden ocurrir mientras una aeronave atraviesa un sector:



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6.2.3.1 Método de cálculo de la carga de trabajo desarrollado por RAMS

La carga de trabajo calculada por RAMS es la consecuencia de la suma de los tiempos que el controlador aéreo emplea para el desarrollo de las tareas elementales realizadas durante la simulación. Estas tareas son activadas por eventos internos, tales como la entrada de una aeronave a un sector, la detección de un conflicto o comunicaciones rutinarias.

Para calcular esta carga de trabajo se desarrolla una fórmula simplificada agrupando sus principales generadores en tres principales grupos:

- Carga de trabajo para tareas rutinarias.

- Carga de trabajo para monitorización de ascenso y descenso.

- Carga de trabajo para monitorización de conflictos.

Figura 24. Ejemplo de tareas del controlador al atravesar un sector.



09 / 06 / 2017 99 / 209

Figura 25. Fórmula simplificada de carga de trabajo

El modelo a seguir, consistente en la suma de tiempos que el controlador emplea para la realización de cada una de las tareas específicas que conlleva el control del tráfico aéreo, es capaz de calcular no sólo la carga actual de trabajo para cada posición, lo cual es reflejado en un tiempo en segundos, sino que también el capaz de calcular el porcentaje de carga para cada una de las posiciones para los periodos pico [17].

6.2.3.2 Porcentaje de carga de trabajo del controlador

Cada tarea es asignada a las diferentes posiciones de control de acuerdo con los requisitos propios de cada sector. De esta manera RAMS es capaz de calcular el porcentaje de carga en periodos pico (generalmente de una o tres horas).

Existen dos valores generalmente utilizados en la interpretación de la carga de trabajo de los controladores:

- Porcentaje de carga para una hora pico. Representa el tiempo total empleado por una posición

de control en las tareas registradas durante el periodo de 60 minutos más ocupado por el tráfico

para esa posición y expresado como un porcentaje de esos 60 minutos. Este porcentaje varía

para cada posición de trabajo y evalúa los problemas que pueda haber en una posición individual

de control.

- Porcentaje de carga para una media de tres horas. Representa el tiempo total empleado por una

posición de control en las tareas registradas por RAMS durante el periodo de tiempo de 3 horas

más ocupado por el tráfico para esa posición y expresado como un porcentaje sobre ese tiempo.

Estos periodos de 3 horas varían para una posición u otra de control, cuando estos periodos

coinciden en el tiempo el porcentaje medio puede ser utilizado para evaluar el balance de carga



09 / 06 / 2017 100 / 209

de trabajo entre posiciones de trabajo, especialmente en aquellos sectores que pertenecen a la

misma área de espacio simulado.

Para ayudar a la interpretación de estos porcentajes, un criterio aproximado establecido para sectores de ruta, son utilizados para describir cada carga:

Valor Porcentaje Interpretación

Carga para 1h >70% Carga severa

Carga para 1h >55% Carga fuerte

Carga para 3h >50% Carga severa

Carga para 3h >40% Carga fuerte

Tabla 17. Interpretación de cargas de trabajo. Fuente: EUROCONTROL [18].

6.2.3.3 Conjunto de tareas ATC

La herramienta RAMS es un generador de eventos ATC que reporta sus eventos discretos o activadores, de esta manera activando el modelador para programar un único conjunto de actividades, incluyendo los conjuntos definidos por el usuario de las tareas ATC y los participantes ATC según se requiera, para realizar un estudio de simulación. Estas tareas son agrupadas en cinco categorías principales:

- Gestión de datos de vuelo. Incluye tareas de carga, preparación y descarte de fichas de progreso

de vuelo, etc. También incluye actualizaciones del ordenador.

- Coordinaciones. Registra las coordinaciones llevadas a cabo entre centros (externas) u entre

sectores del mismo centro (internas).

- Búsqueda de conflictos. Antes de emitir autorizaciones, los controladores revisan sus datos para

asegurarse de que la acción no pone en peligro la separación entre aeronaves.

- Rutinas R/T. incluye las tareas de comunicación por radio (primera llamada, última llamada,

reportes de posición, transmisión de una nueva autorización…).

- Tareas radar. Representa las tareas llevadas a cabo para mantener la separación de aeronaves

mediante vigilancia radar y, cuando sea necesario, las coordinaciones radar necesarias con

sectores adyacentes.

Todas las tareas ATC son activadas por un desencadenante previo. Este desencadenante es el evento que inicia/asegura el registro de la tarea específica. Para cada una de estas tareas le es asignado un peso, en tiempo (segundos), el cual es un valor arbitrario para cada actor que lleva a cabo la tarea.



09 / 06 / 2017 101 / 209

El tiempo especificado es un tiempo medio empleado en el desarrollo de la tarea por un controlador experimentado y perfectamente entrenado, ignorando situaciones extremas que puedan favorecer o desfavorecer a la ejecución estándar. Este peso no intenta representar la actual duración de la tarea, pero la cantidad de tiempo que el controlador emplea es considerada para la consecución completa de la tarea.

En ciertos casos una tarea puede involucrar a más de una posición de control y pueden ser asignadas con diferentes pesos. La misma tarea para diferentes sectores puede emplear un tiempo distinto.

En las siguientes tablas se tiene el desglose de actividades llevadas a cabo por los controladores en la que se describe el desarrollo de la tarea a llevar a cabo, los tiempos de ejecución que lleva realizar dicha acción para cada una de las posiciones de control y la distinción de tiempos entre si el vehículo que se está controlando dentro del sector de responsabilidad es una aeronave convencional o se trata de un RPA [19].

Tareas de coordinación

Tarea Descripción

Tráfico convencional Tráfico con RPAS

Posición y tiempos de ejecución (s)


Planificador Táctico Planificador Táctico

1 Intercambio de información de plan de vuelo con otros países adyacentes

40 - 40 -

2

Recepción de una solicitud para una autorización de acceso a una aerovía desde un aeropuerto específico

Recepción de una solicitud de despegue desde un aeropuerto especifico

Recepción de un tiempo de a bordo desde un aeropuerto especificado

23 6 23 6

3 Aprobación de autorización de salidas. 12 2 12 2

4 Recepción de “tiempo y nivel” estimados por una unidad ATC previa

20 5 20 5



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Tarea Descripción





5 Recepción de “tiempo y nivel” estimados por una unidad ATC previa con una solicitud para un nivel inicial para una aeronave en ascenso o descenso

25 5 25 5

6 Transmisión de “tiempo y nivel” estimados para otra unidad ATC para tráfico en nivel de vuelo

10 5 10 5

7

Transmisión de “tiempo y nivel” estimados para el siguiente ATCC con una solicitud para autorización de nivel inicial para una aeronave en ascenso y descenso

15 5 15 5

8 Entrada de tiempo o nivel estimado para una transmisión automática a la siguiente unidad ATC (otro país adyacente)

10 - 10 -

9

Transmisión de tráfico entrante a un aeropuerto local.

Transferencia desde el aeropuerto a un sector en ruta

10 - 10 -

10 Recepción del traspaso de sistema del sector del mismo ACC

15 3 15 3

11 Recepción del traspaso de sistema del sector del mismo ACC para vuelos en ascenso o descenso

15 5 15 5

12 Recepción de una revisión desde un sector previo de la misma unidad ATC sobre una actualización de nivel

3 - 3 -

13 Transmisión del traspaso del sistema hacia el siguiente sector del mismo ACC

15 5 15 5

14 Transmisión del traspaso del sistema hacia el siguiente sector del mismo ACC para vuelos en ascenso o descenso

15 5 15 5



09 / 06 / 2017 103 / 209

Tarea Descripción





15 Transmisión de una solicitud de traspaso hacia otro sector

10 - 10 -

16 Transmisión de una revisión de nivel de vuelo hacia el siguiente sector de la misma unidad ATC

5 - 5 -

17 Transmisión de tráfico entrante al TMA 5 - 5 -

18 Transmisión de estimación telefónica 22 - 22 -

19 Transmisión de solicitud de coordinación - 6 - 6

20 Coordinaciones verbales entre los controladores planificador y táctico de un mismo sector

4 4 7 7

Tabla 18. Tareas de coordinación.

Tareas de gestión de datos de vuelo

Tarea Descripción





21 Recepción de fichas de sobrevuelo 5 5 5 5

22 Recepción de fichas de llegada 6 4 6 4

23 Recepción de fichas de salida 6 4 6 4

24 Eliminación de fichas de sobrevuelo 6 6 6 6

25 Eliminación de fichas de llegada 3 2 3 2



09 / 06 / 2017 104 / 209

Tarea Descripción





26 Eliminación de fichas de salida 3 2 3 2

27 Carga y distribución de las fichas de progreso de vuelo

10 5 15 10

28 Monitorización de actualizaciones de información de a bordo para las aeronaves

4 - 8 -

Tabla 19. Tareas de gestión de datos de vuelo.

Comunicaciones R/T estándares

Tarea Descripción





29

Primera llamada desde una aeronave entrante al primer sector de un ACC

Incluyendo salidas desde aeropuertos fuera del TMA.

- 20 - 20

30 Primera llamada desde una aeronave entrante de otro sector perteneciente al mismo ACC

- 15 - 18

31 Reporte desde una aeronave pasando o alcanzando un nivel de vuelo específico

- 5 - 5

32

Instrucción a las aeronaves para cumplir con una nueva autorización de planificación (cambio de nivel, comienzo de ascenso o descenso, reasignación de nivel dentro del conjunto de aeronaves entrantes, activación del final de crucero…)

- 15 - 15



09 / 06 / 2017 105 / 209

Tarea Descripción





33 Último mensaje para una aeronave que abandona el sector ATC

- 10 - 10

34 Instrucciones de secuenciación de tráfico (vectorización, restricciones de velocidad, información de tráfico, etc) a una aeronave

- 40 - 50

35 Transmisión de autorización a un nuevo nivel de vuelo

4 6 4 6

Tabla 20. Tareas de comunicaciones R/T estándares.

Planificación de tareas de búsqueda de conflictos

Tarea Descripción





36 Búsqueda de conflictos para establecer una autorización inicial para un vuelo que entra en un sector en ascenso o descenso

15 - 20 -

37 Búsqueda de conflictos por parte de un sector controlado para estabilizar una autorización de planificación sectorial

20 3 25 5

38 Búsqueda de conflictos por parte de un sector controlado para estabilizar una autorización de planificación sectorial para un vuelo coordinado

5 3 12 5

39 Búsqueda de conflictos para estabilizar una nueva autorización de salida del sector después de un cambio permanente de nivel de vuelo

7 7 10 10



09 / 06 / 2017 106 / 209

Tarea Descripción





40 Coordinación entre planificador y táctico cuando se produce un conflicto planificado

5 5 7 7

41 Búsqueda de conflicto por parte del controlador táctico en todos los sectores para establecer una autorización de planificación de sectores

- 4 - 6

Tabla 21. Planificación de tareas de búsqueda de conflictos.

Monitorización y coordinación de tareas radar. Tareas de resolución de conflictos radar.

Tarea Descripción





42

Monitorización radar de una aeronave en un sector (Esta tarea se incrementa en sectores relevantes para recoger información sobre tiempos de ejecución extra relacionados con actividad militar)

- 8 - 10

43

Coordinación radar para un potencial conflicto entre aeronaves volando con pistas radar próximas cuando éstas son controladas por distintos sectores

- 8 - 10

44

Monitorización radar de la exactitud de mantenimiento de la pista radar en un área donde existe un riesgo potencial (por ejemplo, en caso de rutas próximas con separación lateral insuficiente)

- 9 - 12

45 Vigilancia radar en todos los sectores - 20 - 22



09 / 06 / 2017 107 / 209

Tarea Descripción





46 Resolución táctica de conflictos radar - 78 - 80

47 Operación de traspaso entre sectores - 11 - 11

Tabla 22. Monitorización y coordinación de tareas radar.

6.2.3.4 Ejemplo propuesto sobre el cálculo de tiempos de ejecución

Con las tareas recogidas en las tablas anteriores, se va a generar un ejemplo sencillo de cálculo de tiempos de ejecución de las tareas para un controlador aéreo que conllevan el paso de una aeronave y un RPA a través de un sector. Para ello se considera que el paso de dicha aeronave va a resultar de la siguiente manera:

- Vuelo en crucero.

- Sin cambio de nivel de vuelo.

- Sin conflictos.

- Transferencia de tráfico entre sectores de un mismo ACC.

Así pues, una vez establecidas las hipótesis se van a enumerar las tareas que el controlador aéreo llevará a cabo al paso de la aeronave y un RPA por su sector de responsabilidad:

Tareas de coordinación

Tarea Descripción





4 Recepción de “tiempo y nivel” estimados por una unidad ATC previa

20 5 20 5

6 Transmisión de “tiempo y nivel” estimados para otra unidad ATC para tráfico en nivel de vuelo

10 5 10 5



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Tarea Descripción





10 Recepción del traspaso de sistema del sector del mismo ACC

15 3 15 3

13 Transmisión del traspaso del sistema hacia el siguiente sector del mismo ACC

15 5 15 5

15 Transmisión de una solicitud de traspaso hacia X

10 - 10 -

16 Transmisión de una revisión de nivel de vuelo hacia el siguiente sector de la misma unidad ATC

5 - 5 -

18 Transmisión de estimación telefónica 22 - 22 -

19 Transmisión de solicitud de coordinación - 6 - 6

20 Coordinaciones verbales entre los controladores planificador y táctico de un mismo sector

4 4 7 7

Tabla 23. Diferencias de duración entre las tareas de coordinación aeronave-RPAS.

Tareas de gestión de datos de vuelo

Tarea Descripción





21 Recepción de fichas de sobrevuelo 5 5 5 5

24 Eliminación de fichas de sobrevuelo 6 6 6 6



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Tarea Descripción





27 Carga y distribución de las fichas de progreso de vuelo

10 5 15 10

28 Monitorización de actualizaciones información de a bordo para las aeronaves

4 - 8 -

Tabla 24. Diferencias de duración entre las tareas de gestión de datos de vuelo aeronave-RPAS.

Comunicaciones R/T estándares

Tarea Descripción





30 Primera llamada desde una aeronave entrante de otro sector perteneciente al mismo ACC

- 15 - 18

31 Reporte desde una aeronave pasando o alcanzando un nivel de vuelo específico

- 5 - 5

33 Último mensaje para una aeronave que abandona el sector ATC

- 10 - 10

34 Instrucciones de secuenciación de tráfico (vectorización, restricciones de velocidad, información de tráfico, etc) a una aeronave

- 40 - 50

Tabla 25. Diferencias de duración entre comunicaciones R/T estándares aeronave-RPAS.



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Planificación de tareas de búsqueda de conflictos

Tarea Descripción





38 Búsqueda de conflictos por parte de un sector controlado para estabilizar una autorización de planificación sectorial para un vuelo coordinado

5 3 12 5

41 Búsqueda de conflicto por parte del controlador táctico en todos los sectores para establecer una autorización de planificación de sectores

- 4 - 6

Tabla 26. Diferencias de duración entre tareas de búsqueda de conflictos aeronave-RPAS.

Monitorización y coordinación de tareas radar. Tareas de resolución de conflictos radar.

Tarea Descripción





42

Monitorización radar de una aeronave en un sector (Esta tarea se incrementa en sectores relevantes para recoger información sobre tiempos de ejecución extra relacionados con actividad militar)

- 8 - 10

45 Vigilancia radar en todos los sectores - 20 - 22

47 Operación de traspaso entre sectores - 11 - 11

Tabla 27. Diferencias de duración entre monitorización y coordinación de tareas radar aeronave-RPAS.



09 / 06 / 2017 111 / 209

Una vez establecidas las tareas a llevar a cabo por parte del controlador táctico y planificador, se procede al cálculo de los tiempos de ejecución, es decir, a la suma total de los tiempos de ejecución de cada una de las tareas correspondientes para cada uno de ellos:

Tiempo de ocupación (s)

Planificador Táctico

131 160

Tabla 28. Tiempos de ocupación para aeronave convencional

Teniendo en cuenta el desarrollo de estas tareas, pero esta vez aplicándolo a la introducción de un RPA por el sector en lugar de una aeronave, hay que considerar las diferencias en el tratamiento del tráfico que hay que llevar a cabo por la integración de un RPA dentro del espacio aéreo (por ejemplo, las comunicaciones ATCO-RPS y RPS-RPA o los distintos modos de operación respecto a una aeronave convencional).

Por esta razón, los tiempos de ejecución de algunas de las tareas a llevar a cabo por el controlador aéreo para el manejo del tráfico correspondiente a su sector, se verían incrementadas para evaluar si las comunicaciones llevadas a cabo entre RPS y ATCO, se ven reflejadas en las actuaciones del RPA. Por ejemplo, respecto a la búsqueda de conflictos por parte del controlador, estos tiempos serían mayores dado que debe anticiparse a ellos con una mayor antelación que en el caso de una aeronave convencional debido a los retardos en las transacciones RPS-RPA y los distintos modos de actuación por parte de un RPA respecto a una aeronave convencional. Al igual ocurre con otras tareas sobre la gestión de datos de vuelo, coordinación, comunicaciones y tareas radar.

Así pues, los tiempos de ejecución que suponen al controlador el paso del RPAS, y que se verán incrementados a su paso por dicho sector respecto al caso de una aeronave convencional son los siguientes:

Tiempo de ocupación (s)


150 189

Tabla 29. Tiempos de ocupación para RPAS.



09 / 06 / 2017 112 / 209

Como conclusión, se puede observar que el tiempo de ejecución total que los controladores (planificador y táctico) emplean para el desarrollo de su trabajo por su sector se ve afectado debido a la distinción entre si el vehículo que atraviesa el sector es una aeronave convencional o un RPA. Estos tiempos de ejecución de las tareas se ven incrementados de la siguiente forma:

Porcentaje de ocupación


+15% +18%

Tabla 30. Diferencias de porcentaje de ocupación aeronave convencional-RPAS.

Tras la vista de los resultados del ejemplo propuesto se llega a la conclusión de que el controlador planificador aumenta sus tiempos de ejecución un 15% respecto a la situación actual en la que sólo trata con aeronaves convencionales dentro de su espacio aéreo de responsabilidad; y en lo concerniente al controlador táctico, éste aumenta el tiempo de ejecución de sus tareas en un 18% si el vehículo controlado se tratase de un RPA.

6.3 Exposición al riesgo: Complejidad

Los ANSP son responsables del espaciamiento entre rutas y deben tener herramientas de vigilancia ATS y herramientas de monitorización para detectar y corregir los errores de navegación.

Se ha demostrado que manteniendo un espaciamiento entre rutas de 30 NM se obtiene un TLS64 de 5 x 10-9 accidentes fatales por hora de vuelo con ausencia de vigilancia ATS en un entorno de alta densidad de tráfico. Para vuelos sujetos a vigilancia Multiradar, este espaciamiento se reduce considerablemente en ruta dependiendo de la complejidad del sector y de las herramientas ATC disponibles.

Para analizar la complejidad del sector que se elegirá para construir el modelo de riesgo de colisión en futuros entregables, es necesario establecer una serie de indicadores cualitativos y cuantitativos.

En el EEC Note No.20/03 del proyecto de Eurocontrol de “Network Capacity & Demand Management” [20], se enumeran los indicadores necesarios para evaluar la complejidad de sectores en ruta.

Como definición propiamente dicha, Meckiff (1998) define la complejidad de un sector ATC como “la medida de la dificultad para un controlador del espacio aéreo sobre el tratamiento de una situación particular del tráfico aéreo en dicho espacio”. La complejidad de un sector depende de un conjunto de

64 TSL: Target Level of Safety



09 / 06 / 2017 113 / 209

factores que afectan a la dificultad experimentada por el controlador a la hora de gestionar el tráfico de un sector específico. Dentro de todos estos factores, para la realización del estudio de la complejidad, se han tomado cuatro de ellos como parámetros más representativos [21]:

Mezcla del tráfico

Tráfico en Evolución

Estructura de flujos

Densidad de tráfico

TRÁFICO EN EVOLUCIÓN Engloba aspectos sobre el movimiento vertical del tráfico. Se considera, en general, que el manejo de aeronaves que se encuentran en fase de ascenso, descenso y crucero al mismo tiempo es más complejo que el manejo de aeronaves que sólo se encuentren en la misma fase de vuelo. La proporción de tráfico en ascenso y descenso principalmente depende de la proximidad a los aeropuertos principales (factor externo). Esta dimensión puede también estar influenciada por las condiciones de traspaso de aeronaves donde las altitudes de transferencia deben ser acordadas.

ESTRUCTURA DE FLUJOS Trata sobre el movimiento horizontal de las aeronaves. Se asume que los tráficos en los que existen flujos que se cruzan son más difíciles de manejar que las aeronaves distribuidas en flujos paralelos. La presencia de flujos que se cruzan es principalmente función de la demanda de tráfico (factor externo). Sin embargo, su localización puede estar afectada por la estructura de las rutas. Por ejemplo, si se produce un cambio en la estructura de rutas definidas por los ANSPs en un punto de cruce de un ACC a otro ACC, esto repercutirá en en la complejidad del respectivo controlador (factor interno). La estructura de rutas de los ANSPs adyacentes también puede influir en la presencia y ubicación de los puntos de cruce (factor externo). DENSIDAD DEL TRÁFICO Trata sobre la distribución del tráfico en el espacio aéreo. La aeronave puede estar geográficamente concentrada en ciertas partes del espacio aéreo o concentrada en intervalos de tiempos pico de tráfico sobre el día. La complejidad tiende a incrementarse cuando las aeronaves no están uniformemente distribuidas y el controlador tiene que manejar más aviones en un menor volumen de espacio aéreo y/o menos tiempo. Sin embargo, la distribución desigual de los vuelos es principalmente debida a factores externos. Estos factores incluyen:

- La demanda de tráfico, que puede ser centralizada en ciertas partes del espacio aéreo y/o ciertos periodos de tiempo del día.

- Áreas militares que restrinjan el espacio aéreo disponible.



09 / 06 / 2017 114 / 209

6.4 Resumen de los factores involucrados

A modo de resumen de lo expuesto anteriormente a lo largo del capítulo 6 se expone un resumen breve y conciso de cuáles serán los factores a tener en cuenta a la hora de realizar la determinación de las mínimas de protección para los RPAS dentro del espacio aéreo no segregado. Estos factores quedan recogidos en la tabla 31 dispuesta a continuación.

MEZCLA DE TRÁFICO Trata sobre la variación en las velocidades de las aeronaves y trata de capturar las diferencias de las características de actuación. Se asume que la situación es menos compleja cuando las aeronaves tienen velocidades similares pero sucede lo contrario cuando las llegadas de aeronaves se producen con diferentes velocidades, por tanto, se incrementa la complejidad. En general, las diferencias de velocidad son debidas a las distintas características según el tipo de aeronave en cuestión que son consideradas como factores externos.



09 / 06 / 2017 115 / 209

1. CAPACIDAD DE NAVEGACIÓN

Especificación de Navegación

RNAV 5

TSE [NM] 2,51

P (Fallo TSE) 0,05

XTT 2,51NM

ATT 2,01NM

NAVAID En-Route GNSS

2. EXPOSICIÓN AL RIESGO

Complejidad del Sector

Densidad de Tráfico

Tráfico en Evolución

Estructura de Flujos

Mezcla de Tráfico

3. CAPACIDAD DE

INTERVENCIÓN

Vigilancia

t de refresco 5s

Error lateral en Ruta 500m

Continuidad 0,99999

P (Detección) >0,97




Comunicaciones por voz y C2

RPA-RPS

(RLP C)

RPS - ATC

(RCP 10)

t de transacción [s] 15 10

Continuidad 0,999 0,995

Capacidad ATC

Aeronave convencional 1

RPAS 1.2

Tabla 31. Resumen de los requisitos mínimos relevantes de los RPAS.



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7. DIAGRAMA DE FACTORES PARA LA ESTIMACIÓN DE

LAS MÍNIMAS DE PROTECCIÓN

Teniendo en cuenta lo que establece el Manual PBN, Doc. 9613 de la OACI [10] sobre la construcción de las mínimas de protección, estas dependen de tres factores, tal y como se detalla en el apartado IV de este documento: capacidad de navegación, exposición al riesgo y capacidad de intervención.

A partir de esta estructura se elabora el diagrama de factores de influencia correspondientes a una aeronave convencional y a un RPAS que hay que tener en cuenta a la hora de calcular las mínimas de protección.

Dentro del bloque denominado “Capacidad de Navegación” se establece el tipo de especificación de navegación considerada. En él se detallan las tolerancias, tanto longitudinales como laterales, a tener en cuenta a la hora de realizar la navegación, así como la probabilidad de fallo del TSE que se puede esperar.

El segundo bloque trata sobre la “Capacidad de intervención”, en éste se detallan los requisitos necesarios en cuanto a las comunicaciones y la vigilancia a llevar a cabo para la segura operación de las aeronaves y los RPAS dentro del espacio aéreo, así como, el factor de riesgo a tener en cuenta por la introducción de los RPAS en el espacio aéreo actual, entendido desde el punto de vista sobre cómo afecta a las tareas ejecutadas por el controlador.

El último bloque, “Exposición al riesgo”, trata sobre los factores que influyen en la definición de la complejidad de un sector aéreo y que hay que tener en cuenta a la hora de gestionar el tráfico de un sector específico. Estos factores tendrán relación con la densidad de tráfico en el sector, la mezcla de tráfico encontrada dentro de éste, la estructura de los flujos seguidos por los usuarios y el volumen de tráfico en evolución dentro de sus límites.

Teniendo en cuenta todo lo establecido y desarrollado en apartados anteriores, se elabora el siguiente diagrama de factores de influencia que servirá para establecer las mínimas de protección.



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t de refresco 5s

XTT [NM] 2,51 Error en Ruta 500m RPAS 1,2

ATT [NM] 2,01 Continuidad 0,99999 t de transacción [s] 15 10

P (Fallo TSE) 0,05 P (Detección) >0,97 Continuidad 0,999 0,995




C2 Y COMUNICACIONES VOZ

1

Aeronave

convencion

al

Factor de RiesgoRPS-ATC

(RCP 10)

RPA-RPS

(RLP C)

MÍNIMA DE PROTECCIÓN

Capacidad de Navegación Capacidad de Intervención

Exposición el Riesgo

Especificación de

NavegaciónNAVAID En-Route Vigilancia Comunicaciones Capacidad ATC Complejidad del Sector

RNAV 5 GNSS

MEZCLA DE TRÁFICO

TRÁFICO EN EVOLUCIÓN

DENSIDAD DE TRÁFICO

ESTRUCTURA DE FLUJOS

Figura 26: Diagrama de factores de influencia para la distancia mínima de protección entre un RPAS y una aeronave convencional



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8. DESCRIPCIÓN DE LAS GEOMETRÍAS DE CONFLICTO

Para lograr uno de los objetivos del proyecto, que consiste en la determinación de las mínimas de protección en espacio aéreo no segregado entre una aeronave convencional y un RPAS, de modo que se facilite la integración de estos dos usuarios en el espacio aéreo futuro es necesario plantear una serie de casos posibles en los que se podrían ver envueltos un aeronave convencional y un RPAS dentro del espacio aéreo.

Para lograr determinar dichas mínimas buscadas, se propondrán una serie de casos de estudio, que de ahora en adelante se llamarán “Geometrías de conflicto”, en los cuales la aeronave convencional seleccionada y el RPAS podrían verse involucrados a lo largo de sus operaciones. Estas geometrías de conflicto serás las siguientes:

- Geometría de Conflicto 1: la aeronave y el RPAS se encuentran enfrentados dentro del mismo nivel de vuelo en crucero.

- Geometría de Conflicto 2: se produce entre la aeronave y el RPAS con un cierto ángulo de encuentro entre éstas dentro de la fase de crucero.

o 2a: el ángulo de encuentro es de 30⁰. o 2b: el ángulo de encuentro es de 130⁰.

- Geometría de Conflicto 3: el encuentro entre la aeronave y el RPAS se produce en fase de evolución dentro del TMA.

De estas tres geometrías de conflicto descritas, en este documento se desarrollará tan sólo la Geometría de Conflicto 1. Las demás geometrías se describirán en profundidad en próximos trabajos.

Se debe tener en cuenta el escenario de referencia elegido en el que se van a desarrollar las operaciones. Dicho escenario se encuentra acotado a vuelo de crucero, sin considerar las fases de despegue, ascenso, descenso y aterrizaje, espacio aéreo español clase C y reglas de vuelo IFR.

Por último, se plantea la hipótesis de que el encargado de realizar la maniobra de protección (en caso de existir un posible conflicto) sea efectuada siempre por el RPAS, y no por la aeronave convencional, evitando de esta forma interferir en el vuelo de ésta y vulnerar sus mínimas de separación.



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8.1 Geometría de conflicto 1

La primera Geometría que se propone también se va a conocer como Geometría Base, ya que servirá como origen sobre el que se van a modelar, posteriormente, otras situaciones de vuelo entre RPAS y aeronave convencional. Las nuevas geometrías se obtendrán a través de distintas modificaciones de esta primera Geometría de Conflicto.

En este primer caso, las dos aeronaves se sitúan, enfrentadas, en el plano XZ, con Z = H0, siendo H0 = 27.000 ft, es decir, FL270. La aeronave convencional volará hacia el Oeste mientras que el RPAS volará en el mismo nivel de vuelo, pero hacia el Este, llegando un punto en el que las aeronaves chocarían si no se realizara una maniobra de protección por parte de una de ellas.

Sin embargo, esta primera geometría se caracteriza porque realmente nunca va a poder existir. Esto se debe a que las aeronaves que estén volando hacia el Este lo hacen a niveles de vuelo impares y, por el contrario, las que vuelen hacia el Oeste se encuentran en niveles de vuelo pares [22]. Es decir, la situación propuesta entre RPAS y aeronave convencional no va a producirse en la realidad, ya que se evita completamente un posible choque frontal entre aeronaves volando en un mismo nivel de vuelo.

A pesar de no ser posible, esta geometría se considera un buen punto de partida para comenzar el análisis de la mínima de protección entre las dos aeronaves.

8.1.1 Modelización de la Resolución de la Geometría de Conflicto 1

Una vez planteada la Geometría de Conflicto 1, se pasa a realizar la resolución del mismo, que, como se ha mencionado anteriormente, la hipótesis que se considera es que deberá realizarse mediante una maniobra del RPAS siempre que sea posible.

Para evitar el choque frontal de las dos aeronaves, el RPAS va a llevar a cabo una maniobra de protección consistente en ascender un nivel de vuelo con la antelación suficiente como para que, en el momento del cruce entre las dos aeronaves, la separación vertical entre ellas sea de 1.000 ft (Separación Vertical Mínima, VSM) y la separación horizontal de 5 NM.

Figura 27. Geometría de conflicto base

Aeronave Convencional RPAS



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La ecuación de movimiento del RPAS en el primer tramo (antes del ascenso) es:

𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 = 𝑥0 𝑅𝑃𝐴𝑆 + 𝑉𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑡𝑟𝑎𝑚𝑜 1 ∙ 𝑡;

𝑧𝑅𝑃𝐴𝑆 = 𝐻0;

donde: 𝑥0 𝑅𝑃𝐴𝑆 = 0 𝑚, 𝑉𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑡𝑟𝑎𝑚𝑜 1 = 107 𝑚/𝑠 y 𝐻0 = 27.000 𝑓𝑡

Por su parte, la ecuación de movimiento de la aeronave convencional es:

𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 = 𝑥0 𝐶𝑂𝑁𝑉 − 𝑉𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 ∙ 𝑡;

𝑧𝐶𝑂𝑁𝑉 = 𝐻0;

donde: 𝑥0 𝐶𝑂𝑁𝑉 = 20 𝑁𝑀, 𝑉𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 = 237,5 𝑚/𝑠 y 𝐻0 = 27.000 𝑓𝑡

En el momento en el que el RPAS incida en la frontera del cilindro de protección de la aeronave convencional, es decir, cuando 𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 = 𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 + 5 𝑁𝑀, se debe cumplir la separación vertical de 1.000 ft:

𝑧𝑅𝑃𝐴𝑆 = 𝑧𝐶𝑂𝑁𝑉 + 1.000 𝑓𝑡

En este momento 𝑡 = 𝑡𝑐𝑟í𝑡𝑖𝑐𝑜.

Para poder salvar estas separación vertical y horizontal, el RPAS debe conocer con qué antelación debe comenzar a realizar la maniobra de protección, es decir, se debe conocer la mínima distancia entre el RPAS y la aeronave convencional para poder asegurar los 1.000 ft y las 5 NM con los cuales no se vulneren dichas separaciones.

Figura 28: Resolución para la Geometría de Conflicto 1

1000 ft



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Dicha mínima de protección estará compuesta por las siguientes distancias:

𝑀í𝑛𝑖𝑚𝑎 𝑑𝑒 𝑃𝑟𝑜𝑡𝑒𝑐𝑐𝑖ó𝑛 = ∆𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 + ∆𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 + 𝑟𝑎𝑑𝑖𝑜 𝑐𝑖𝑙𝑖𝑛𝑑𝑟𝑜 𝑑𝑒 𝑝𝑟𝑜𝑡𝑒𝑐𝑐𝑖ó𝑛

Por un lado, ∆x RPAS es la distancia horizontal recorrida por el RPAS en el tramo de ascenso. Su valor es el resultado de la diferencia entre el alcance en el final del tramo de ascenso (tramo 2) menos el alcance en el final del primer tramo (vuelo nivelado). Según la notación empleada en el código MATLAB:

∆𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 = 𝑥_𝑏 − 𝑥_𝑎 Por otra parte, ∆x CONV es la distancia horizontal que recorre la aeronave convencional durante el tiempo que el RPAS está ascendiendo. Para calcularla ha de conocerse el tiempo que tarda el RPAS en ascender 1.000 ft, lo que se ha denominado ∆t. De esta manera:

∆𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 = 𝑉𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 ∙ ∆𝑡

Para saber el instante en el que el RPAS debe iniciar la maniobra de protección, se debe conocer el valor de 𝑡𝑐𝑟í𝑡𝑖𝑐𝑜 . Este valor se obtiene de la siguiente manera:

𝑡𝑐𝑟í𝑡𝑖𝑐𝑜 =𝑥0 𝐶𝑂𝑁𝑉 𝐹𝐼𝐶 − 𝑥0 𝑅𝑃𝐴𝑆

(𝑉𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑡𝑟𝑎𝑚𝑜1 + 𝑉𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉)

Dónde 𝑥0 𝐶𝑂𝑁𝑉 𝐹𝐼𝐶 representa la posición inicial de una aeronave ficticia con las mismas características que la aeronave convencional. Dicha posición inicial estará disminuida en una distancia correspondiente al radio del cilindro de protección, que son 5 NM, con respecto a la posición inicial de la aeronave convencional real.

Figura 29: Mínima de Protección para la Geometría de Conflicto 1

1000 ft

Mínima de Protección



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Una vez se ha calculado el valor de 𝑡𝑐𝑟í𝑡𝑖𝑐𝑜 , se procede al cálculo de la posición inicial de las dos aeronaves, en el momento en el que dará comienzo la maniobra de protección realizada por el RPAS.

La posición del RPAS en el momento del comienzo de la maniobra de protección se calcula de la siguiente manera:

𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑖𝑛𝑖 = 𝑥0 𝑅𝑃𝐴𝑆 + 𝑉𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑡𝑟𝑎𝑚𝑜 1 ∙ (𝑡𝑐𝑟í𝑡𝑖𝑐𝑜 − ∆𝑡);

𝑧𝑅𝑃𝐴𝑆 = 𝐻0;

Análogamente, la posición de la aeronave convencional en el comienzo de la maniobra de protección es:

𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 𝑖𝑛𝑖 = 𝑥0 𝐶𝑂𝑁𝑉 − 𝑉𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 ∙ (𝑡𝑐𝑟í𝑡𝑖𝑐𝑜 − ∆𝑡) ;

𝑧𝐶𝑂𝑁𝑉 = 𝐻0;

De esta manera, con dichas posiciones de las aeronaves antes del comienzo de la maniobra, también se puede calcular el valor de la mínima de protección de la siguiente forma:

𝑀í𝑛𝑖𝑚𝑎 𝑑𝑒 𝑃𝑟𝑜𝑡𝑒𝑐𝑐𝑖ó𝑛 = 𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 𝑖𝑛𝑖 − 𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑖𝑛𝑖

Independientemente de la fórmula utilizada para su cálculo (de las dos propuestas), el resultado que se obtendría para la distancia mínima de protección es el mismo.

8.1.2 Modelización de los requisitos operativos aplicados a la Geometría de Conflicto

1

Una vez caracterizados los requisitos operativos que deberá cumplir un RPAS para poder operar y, por otro lado, descritas las distintas Geometrías de Conflicto que se van a analizar para poder determinar la distancia mínima, el siguiente paso consiste en realizar la modelización de estos requisitos operativos junto con el modelo RPAS en las distintas Geometrías de Conflicto para ver cómo van a influir estos requisitos a la mínima de protección.

Si se quiere obtener la mínima de protección ideal para estas geometrías, se deben considerar los requisitos que puedan afectar al valor de la mínima de protección entre el RPAS y la aeronave



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convencional. Estos requisitos englobarán errores y tiempos correspondientes a los distintos sistemas de Comunicación, Navegación y Vigilancia (CNS).

Cuando estos errores y tiempos no se tienen en cuenta, la mínima de protección obtenida entre el RPAS y la aeronave convencional no es real, ya que no se está considerando la posibilidad de fallo de los propios equipos, además de que podría no ser suficiente. Por lo tanto, el valor calculado para la mínima en ausencia de estos requisitos va a ser menor que su valor real correspondiente, lo que no puede aceptarse debido a una falta evidente de seguridad en las operaciones en vuelo.

De todos los requisitos que se han establecido para que el RPAS pueda operar y las operaciones planteadas se realicen de forma segura, deben seleccionarse aquéllos que vayan a influir en esta primera Geometría de Conflicto.

Además de elegir solamente aquellos requisitos que vayan a afectar en el cálculo de la mínima, también se debe considerar que en esta primera geometría no se va a operar en el plano Y. Por lo tanto, los requisitos que pudieran influir a la mínima lateralmente no van a ser tenidos en cuenta (Ej.: Tolerancia XTT). En este caso, se considerarán los requisitos con influencia en la separación longitudinal entre las dos aeronaves.

En la siguiente tabla, se presentan los requisitos operativos que van a modelizarse en esta primera Geometría de Conflicto y que van a modificar el valor de la mínima de protección.

Figura 30: Nueva mínima de protección añadiendo Requisitos Operativos – Geometría de conflicto 1

1000 ft

Mínima de Protección Inicial

Nueva Mínima añadiendo Requisitos



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REQUISITOS OPERATIVOS PARA LA GEOMETRÍA DE CONFLICTO 1

COMUNICACIONES Comunicaciones RPA – RPS: 15 seg. (RLP C)

Comunicaciones RPS – ATC: 10 seg. (RCP 10)

NAVEGACIÓN RNAV 5: ATT = 2.01 NM.

VIGILANCIA Error en Ruta: 500 m.

t refresco = 5 seg.

Tabla 32: Requisitos Operativos para la Geometría de Conflicto 1

COMUNICACIONES

Los requisitos referidos a comunicaciones que se van a considerar para el cálculo de la mínima van a ser dos: uno correspondiente a las comunicaciones RPA – RPS entre el piloto remoto y la aeronave y otro relativo a la comunicación entre el piloto y el controlador (Comunicaciones ATC).

Se ha elegido una arquitectura para cada una de estas comunicaciones y un tipo de RLP (para las comunicaciones RPA – RPS) o de RCP (para las comunicaciones ATC).

Estos tipos a su vez establecen una serie de parámetros a cumplir en términos de tiempo de transacción, continuidad, disponibilidad e integridad, característicos de cada tipo de RLP/RCP seleccionado.

De entre estos parámetros, el único que va a influir en la mínima va a ser el tiempo de transacción, uno para cada tipo de comunicación, y su valor dependerá de los tipos de RLP/RCP elegidos.

Para las comunicaciones RPA – RPS, el tipo de RLP elegido es RLP C, el cual supone un tiempo de transacción de 15 segundos (este tiempo se entiende como un máximo).

Por su parte, el tipo de RCP que se ha decidido tomar para las comunicaciones ATC es el RCP 10, que, como ya indica, supone un tiempo de transacción de 10 segundos.

El tiempo máximo que se podrá destinar a comunicaciones antes de comenzar la maniobra será, por tanto, la suma de estos dos tiempos de transacción:

𝑡𝐶𝑂𝑀 = 25 𝑠𝑒𝑔.

Ahora, debe calcularse la distancia que recorrerán tanto el RPAS como la aeronave convencional en ese tiempo, suponiendo que se produce el peor caso y la transacción completa dura los 25 segundos.



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𝑥𝐶𝑂𝑀_𝑅𝑃𝐴𝑆 = 𝑉𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑡𝑟𝑎𝑚𝑜 1 · 𝑡𝐶𝑂𝑀

𝑥𝐶𝑂𝑀_𝐶𝑂𝑁𝑉 = 𝑉𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 · 𝑡𝐶𝑂𝑀

El valor de estas dos distancias deberá ser añadido al que se tenía de la mínima inicialmente.

NAVEGACIÓN

En cuanto a requisitos de navegación, solamente uno se va a considerar para el cálculo de la mínima en este caso. Dicho requisito es la tolerancia ATT, que en el escenario donde se desarrollará la operación tiene un valor de 2.01 NM.

Dado el escenario de referencia del proyecto, la Especificación de Navegación que se ha seleccionado para el mismo es la RNAV 5, que, actualmente, es la más utilizada por las aeronaves convencionales que operan en ruta en espacios aéreos continentales.

Serán los requisitos asociados a esta especificación los que se impongan tanto a la aeronave convencional como al RPAS que serán objeto de estudio en el proyecto.

RNAV 5 es un procedimiento RNAV y todo procedimiento de este tipo precisa de unos errores para su diseño. Estos errores son las tolerancias XTT y ATT, que fijan un corredor de seguridad en torno a la trayectoria de la aeronave, respetando estos errores máximos.

Por lo tanto, en esta geometría, el error relativo a la tolerancia ATT se debe añadir al cálculo de la mínima.

𝑥𝑁𝐴𝑉_𝐴𝑇𝑇 = 2.01 𝑁𝑀

VIGILANCIA

En apartados anteriores, se ha establecido que el escenario de referencia en el que las distintas Geometrías de Conflicto van a simularse será un entorno Multiradar donde la información será obtenida mediante radares secundarios (SSR).

Este entorno supone, por tanto, el suministro de una vigilancia independiente cooperativa, la cual depende de cierto equipamiento a bordo de la aeronave. Un transpondedor responde activamente a las interrogaciones del radar facilitando posición, dirección del blanco respecto al radar, altitud de la aeronave e información propia de la aeronave y de su vuelo a través de datos codificados.

Las geometrías que van a estudiarse van a desarrollarse en vuelo de crucero, por lo que únicamente se prestará servicio de control de área durante el escenario de estudio.

Eurocontrol, en el Standard Document for Radar Surveillance in En-Route Airspace and Major Terminal Areas, establece una serie de requisitos técnicos en términos de vigilancia que un SSR debe cumplir para apoyar de manera óptima y segura al servicio de vigilancia. Estos requisitos se deben tener en cuenta a la hora de estudiar la mínima de protección entre RPAS y aeronave convencional.



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De estos requisitos de vigilancia, establecidos por Eurocontrol, los únicos que van a afectar de manera directa al valor de la mínima de protección son el tiempo de refresco y el error en ruta.

𝑥𝑒𝑟𝑟_𝑆𝑈𝑅 = 500 𝑚

𝑡𝑟𝑒𝑓𝑟𝑒𝑠𝑐𝑜 = 5 𝑠𝑒𝑔.

El tiempo correspondiente al refresco debe traducirse en distancia recorrida por cada aeronave (RPAS y convencional) en ese tiempo, suponiendo siempre que se produce el caso más desfavorable.

𝑥𝑆𝑈𝑅_𝑅𝑃𝐴𝑆 = 𝑉𝑥 𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑡𝑟𝑎𝑚𝑜 1 · 𝑡𝑟𝑒𝑓𝑟𝑒𝑠𝑐𝑜

𝑥𝑆𝑈𝑅_𝐶𝑂𝑁𝑉 = 𝑉𝑥 𝐶𝑂𝑁𝑉 · 𝑡𝑟𝑒𝑓𝑟𝑒𝑠𝑐𝑜

Como sucedía con los requisitos de comunicación y navegación, estas distancias también se deben sumar al valor de la mínima de protección que se tenía en un primer momento.

8.1.3 Definición de la Mínima de Protección para la Geometría de Conflicto 1

Tras haber sido definidos y modelizados los distintos requisitos que afectarán a la mínima de protección entre el RPAS y la aeronave convencional, el último paso es el cálculo del nuevo valor de la mínima.

Este cálculo se llevará a cabo a través de la siguiente fórmula:

𝑀í𝑛𝑖𝑚𝑎 𝑑𝑒 𝑃𝑟𝑜𝑡𝑒𝑐𝑐𝑖ó𝑛 = 𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 𝑖𝑛𝑖𝑐𝑖𝑎𝑙 − 𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑖𝑛𝑖𝑐𝑖𝑎𝑙

Es decir, la mínima será la diferencia, en el eje X, entre la posición inicial de la aeronave convencional y la posición inicial del RPAS, teniendo en cuenta los requisitos operativos de comunicación, navegación y vigilancia, antes de comenzar la maniobra de protección.

𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 𝑖𝑛𝑖𝑐𝑖𝑎𝑙 = 𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 𝑖𝑛𝑖 + 𝑥𝐶𝑂𝑀_𝐶𝑂𝑁𝑉 + 𝑥𝑁𝐴𝑉_𝐴𝑇𝑇 + 𝑥𝑒𝑟𝑟_𝑆𝑈𝑅 + 𝑥𝑆𝑈𝑅_𝐶𝑂𝑁𝑉

𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑖𝑛𝑖𝑐𝑖𝑎𝑙 = 𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑖𝑛𝑖 − 𝑥𝐶𝑂𝑀𝑅𝑃𝐴𝑆− 𝑥𝑁𝐴𝑉𝐴𝑇𝑇

− 𝑥𝑒𝑟𝑟𝑆𝑈𝑅− 𝑥𝑆𝑈𝑅_𝑅𝑃𝐴𝑆

Dónde 𝑥𝐶𝑂𝑁𝑉 𝑖𝑛𝑖 y 𝑥𝑅𝑃𝐴𝑆 𝑖𝑛𝑖 son las posiciones iniciales de las aeronaves, posiciones en las que iniciaban la maniobra de protección sin tener en cuenta los requisitos operativos.



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8.1.4 Alternativas diferentes a considerar dentro de las Comunicaciones

A la hora de realizar la búsqueda de posibles alternativas, analizando tanto el escenario de referencia donde va a llevarse a cabo la operación de las aeronaves, así como los distintos requisitos técnicos y operativos que se tienen que cumplir, los requisitos de comunicaciones podrían ser modificados en función del tipo de RLP seleccionado, lo que se traduciría en la consecución de una nueva mínima de protección.

En concreto, se estudiará el valor de la mínima de protección si se cambia el tipo de RLP para las comunicaciones entre el piloto remoto del RPAS y la propia aeronave RPA (los demás requisitos se mantendrán igual en este cálculo). La principal diferencia entre estos tipos va a ser el tiempo de transacción asociado a cada uno de ellos, tiempo que debe entenderse como un máximo para completar la comunicación entre piloto y aeronave.

Tipo de RLP Tiempo de Transacción

RLP A 3 seg.

RLP B 5 seg.

RLP C 15 seg.

Tabla 33. Mínima de Protección en función del tipo de RLP seleccionado

Según el valor considerado de la tabla anterior, el valor de la mínima variará según el tipo de RLP elegida para la realización de estas comunicaciones. Cuanto menor sea el tiempo de transacción elegido, menor será el valor de la mínima obtenido. Aunque esta reducción parezca pequeña, se debe tener en cuenta, ya que ésta, junto a otros posibles cambios de ciertos requisitos y características, podría llegar a suponer una reducción significativa de la mínima de protección.



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9. CONCLUSIONES Y PASOS FUTUROS

Como resultados de esta primera fase del proyecto, las conclusiones obtenidas tienen en consideración la influencia de los factores identificados en el estudio de las distancias mínimas de protección entre una aeronave convencional y un RPAS. En la realización de este análisis se han identificado una serie de factores, tales como requisitos CNS necesarios o la capacidad ATC para la gestión de los distintos tráficos, que a la hora de definir las distancias mínimas de protección buscadas, tienen influencia en su establecimiento. Estos factores quedan recogidos dentro de un diagrama resumen explicado en detalle en el apartado 6 del documento.

Como próximos pasos a realizar dentro del proyecto, todos los esfuerzos radicarán en calcular un valor ideal, por razones geométricas y dinámicas de la distancia mínima de protección teniendo en cuenta cada uno de los factores identificados a lo largo de este documento. Una vez obtenido este valor ideal, será necesario analizar su variación mediante la realización de simulaciones de Monte Carlo, considerando cómo cada uno de los factores que se concreten como variables importantes dentro de las simulaciones influyen en la variación de este valor.

Al igual que se ha realizado la modelización de los requisitos operacionales para la Geometría de Conflicto 1 en este documento, posteriormente, se realizará la modelización de estos requisitos para las Geometrías de Conflicto 2 (2a y 2b) y la Geometría de Conflicto 3 planteadas.

También, como se ha explicado a lo largo del entregable, será necesario evaluar el impacto que supone la introducción de RPAS dentro del espacio aéreo no segregado en términos de “Exposición al Riesgo”. Así pues, deberán analizarse la variación de distintos indicadores, tales como, indicadores relacionados con la mezcla o la densidad de tráfico, la estructura de flujos o el tráfico en evolución.

Una vez analizado esto, se realizará un modelo de riesgo de colisión, con el que evaluar el impacto que supone la integración de los RPAS dentro del espacio aéreo y operar junto con las aeronaves convencionales que actualmente se encuentran dentro de él.

Con todo esto ya definido y analizado en profundidad, se establecerá una metodología de validación con la que poder certificar que todos los estudios llevados a cabo tienen aplicación dentro del mundo aeronáutico futuro.



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10. REFERENCIAS

[1] EUROCONTROL, Release Note - Existing RPAS models, 2015.

[2] EUROCONTROL, Appoach to the Introduction of RPAS in BADA 3 Aircraft Performance Model, 2015.

[3] U. Airforce, Obtenido de http://www.af.mil/AboutUs/FactSheets/Display/tabid/224/Article/104516/rq-4-global-hawk.aspx.

[4] U. Airforce, Obtenido de http://www.af.mil/AboutUs/FactSheets/Display/tabid/224/Article/104470/mq-9-reaper.aspx.

[5] U. Navy, Obtenido de Obtenido de http://www.navy.mil/navydata/fact_display.asp?cid=1100&tid=2100&ct=1.

[6] EUROCONTROL, User manual for the Base of Aircraft Data (BADA) Revision 3.12, 2014.

[7] J. S. Cebas, Modelización en BADA 4.0 de Trayectorias para Aeronaves Convencionales, 2017.

[8] OACI, «Doc 9689 Manual on Airspace Planning Methodology for the Determination of Separation Minima,» 2002.

[9] ENAIRE, «Navegación basada en Prestaciones,» [En línea]. Available: http://www.enaire.es/csee/Satellite/navegacion-aerea/es/Page/1237565855105/.

[10] OACI, «Doc 9613 Performance-based Navigation (PBN) Manual,» 2008.

[11] AIP España, «ENR 1.6 - Servicios y Procedimientos de Vigilancia ATS».

[12] «ED/5 Mar.08 PROCEDIMIENTOS DE LOS SERVICIOS DE TRÁNSITO AÉREO; MÉTODOS Y MÍNIMAS DE SEPARACIÓN».

[13] OACI, «Doc 9574; Manual on Implementation of a 300m (1000ft) Vertical Separation Minimum Between FL290 and FL410 Inclusive,» 2001.



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[14] AIP España ENR 2.1, «FIR, UIR, TMA, CTA. Área de aplicación RVSM en espacio aéreo español.».

[15] OACI, «PANS-OPS Vol II».

[16] Eurocontrol, «Eurocontrol Standard Document for Radar Surveillance in En-Route Airspace and Major Terminal Areas,» 1997.

[17] EUROCONTROL, «Comparison of different Workload and Capacity Measurement Methods Used in CEATS Simulations,» 2007.

[18] EUROCONTROL, «Workload Calculation and Determination of Capacity with RAMS».

[19] EUROCONTROL, «RAMS Simulation of Romanian Airspace,» 1998.

[20] Eurocontrol, «Traffic Complexity Indicators and Sector Typology analysis of US and European Centres,» Nov. 2003.

[21] EUROCONTROL, «Complexity Metrics for ANSP Benchmarking Analysis,» 2006.

[22] OACI, «Annex 2 - Rules of the Air,» 2005.

[23] Eurocontrol, «Integrated Risk Picture (IRP) for Air Traffic Management In Europe 2005/2012».

[24] H. A. Watson, «Launch Control Safety Study, Section VII Vol 1,» 1961.



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ANEXO A. Enlace de Comando y Control

(C2) y tipos de arquitectura El enlace de Comando y Control (C2) comprende los flujos de información y los requisitos de performance, incluyendo calidad de servicio, relacionados con la transmisión de datos e información entre la RPS y la RPA. Este enlace es uno de los principales componentes del sistema de comunicaciones de un RPAS y típicamente soporta las siguientes comunicaciones:

Enlace ascendente de control: datos para modificar el comportamiento y el estado de la RPA.

Enlace descendente de control: datos para indicar la posición y el estado de la RPA.

Enlace ascendente/descendente DAA65: datos e información de sensores.

Datos e información para la transferencia de la RPA entre dos estaciones RPS.

Datos para apoyar la grabación y el registro de datos de vuelo.

Además, las comunicaciones con el ATC, de voz y datos, pueden ser transmitidas por el mismo enlace C2 entre la RPA y la RPS. Estas comunicaciones comprenden la transmisión de voz y datos entre el ATC y la RPS por medio de la RPA, sin embargo, también existen otras formas de realizar estas comunicaciones, como se verá con mayor profundidad en el apartado siguiente.

Como se ha comentado, el enlace C2 proporciona la conexión entre el piloto remoto, que se encuentra en la RPS, y el control de la RPA y podría considerarse equivalente a los cables de los mandos y buses de datos que enlazan la cabina de una aeronave convencional y las superficies de control a través del ordenador de control de vuelo. Los enlaces de datos que utilice la RPA deben poder asegurar los niveles apropiados de tiempo de transacción, continuidad, disponibilidad e integridad para el espacio aéreo y la operación que se desarrolle.

Es sabido que en el mercado existen múltiples opciones de RPA y RPS. En algunas operaciones, la RPA puede ser controlada por un operador desde una RPS y después ser transferida a otro operador que opera desde otra RPS distinta. La certificación de tipo debe verificar que todas las combinaciones posibles de RPA/RPS puedan coexistir y cumplan los requisitos de comunicaciones necesarios.

Las arquitecturas del enlace de datos C2 para apoyar las operaciones de los RPAS suelen ser clasificadas según el tipo de operación, en RLOS66 y BRLOS67, lo que refleja tanto el tipo de arquitectura que se va a necesitar y usar como el periodo de tiempo que tarda en completarse la transmisión. Cualquier sistema de comunicaciones, ya sea el correspondiente a RLOS o el de BRLOS, debe cumplir con los parámetros de latencia y disponibilidad establecidos para el espacio aéreo y la operación. Estas

65DAA: Detect and Avoid

66 RLOS: Radio Line Of Sight

67 BRLOS: Beyond Radio Line Of Sight



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arquitecturas, junto con sus posibilidades y requisitos de operación, pueden encontrarse en el Capítulo 11 del Manual on RPAS de OACI, donde se analiza con mayor profundidad el Enlace C2 para los RPAS.

La arquitectura RLOS, Radio-Línea de Vista, se refiere a la situación en la que el transmisor y el receptor se encuentran dentro de la cobertura de un radioenlace y, de este modo, son capaces de comunicarse de forma directa o mediante una red terrestre siempre que el piloto remoto tenga RLOS directa con la RPA.

La arquitectura BRLOS, más allá de la Radio-Línea de Vista, se refiere a cualquier configuración en la cual el transmisor y el receptor no se encuentran en RLOS. Esta arquitectura incluye así todos los sistemas por satélite y cualquier posible sistema donde una RPS se comunica con una o varias estaciones en tierra (RLOS) mediante una red terrestre que no puede completar la transmisión en un tiempo comparable al de un sistema RLOS.

La etiqueta BRLOS no proporciona información sobre la red que conecta la RPS y el satélite. En el caso nominal, solamente hay una transmisión por satélite, pero podría necesitarse un doble salto vía satélites.

Mientras que el retraso de la propagación de un enlace por satélite es completamente predecible, el retraso de principio a fin dependerá de otros factores, como por ejemplo los enlaces en tierra.

Figura 31: RLOS – RPS y RPA en acceso directo



09 / 06 / 2017 134 / 209

Dado el escenario de referencia en el que se va a desarrollar la operación del RPAS en este proyecto (vuelo en crucero, sin considerar las fases de despegue, ascenso, descenso y aterrizaje, espacio aéreo español, reglas de vuelo IFR), la arquitectura de las comunicaciones mediante enlace de datos C2 por la que se ha optado es la correspondiente a BRLOS.

Por lo tanto, se concluye que el piloto remoto, situado en la RPS, se comunicará con la aeronave RPA vía satélite para llevar a cabo las funciones de Comando y Control.

Figura 32: BRLOS – RPS y RPA en acceso vía satélite.



09 / 06 / 2017 135 / 209




09 / 06 / 2017 136 / 209

ANEXO B. Cobertura radar en la

Península Ibérica A continuación se muestra el mapa de cobertura radar SSR en la península ibérica.

Figura 34: Área de Cobertura SSR a FL300 [11]

Figura 33. Área de Cobertura SSR a FL150 [11]



09 / 06 / 2017 137 / 209




09 / 06 / 2017 138 / 209

ANEXO C. Estaciones radar en España



09 / 06 / 2017 139 / 209



09 / 06 / 2017 140 / 209

Tabla 34: Estaciones de vigilancia para Ruta/APP y TWR en España [11]



09 / 06 / 2017 141 / 209




09 / 06 / 2017 142 / 209

ANEXO D. Código Matlab Misión 1 En este Anexo se presenta el código desarrollado para la Misión 1 mediante la herramienta de simulación MatLab.

%ESCENARIO 1 PARA EL RP01 (EAPACIO AÉREO SUPERIOR)

% CARGA DE DATOS CONSTANTES

clc clear all close all

load('RP01.mat')

% Conversión de unidades ft2m=0.3048; %Paso de pies (ft) a metros (m) m2ft=1/0.3048; %Paso de metros (m) a pies (ft) h2s=3600; %Paso de horas (h) a segundos (s) min2s=60; %Paso de minutos (min) a segundos (s) s2min=1/60; %Paso de segundos (s) a minutos (min) ms2ftmin=60/0.3048; %Paso de metros/segundo (ms) a pies/minuto

(ftmin) kt2ms=0.5144444444; %Paso de nudos (kt) a metros/segundo (m/s) ms2kt=1/kt2ms; %Paso de metros/segundo (m/s) a nudos (kt) ms2kh=3.6; %Paso de metros/segundo (m/s) a

kilómetros/hora(km/h) dg2rad=2*pi/360; %Paso de grados (dg) a radianes (rad) nm2m=1852; %Paso de millas náuticas (nm)a metros (m) m2nm=1/1852; %Paso de metros (m)a millas náuticas (nm) kg2ton=0.001; %Paso de kilogramos (kg) a toneladas (ton) ton2kg=1000; %Paso de toneladas (ton) a kilogramos(kg)

% Parámetros constantes atmosfera ISA (Standard MSL)

rho0=1.225; %Densidad en kg/m^3 T0=288.15; %Temperatura en ºK P0=101325; %Presión en Pa a0=340.294; %Velocidad del sonido en m/s

% Parámetros físicos constantes

Kai=1.4; %Índice adiabático del aire g0=9.80665; %Aceleración de la gravedad en m/s^2



09 / 06 / 2017 143 / 209

alpha=-0.0065; %Gradiente de temperatura atmosfera ISA por

debajo de la tropopausa en ºK/m R=287.05287; %Constante real de los gases para aire en

m^2/(s^2ºK)

% Variables de control:

paso=0.1; m=0.9*mmax*ton2kg; %Masa de la aeronave al iniciar la fase de

crucero. Es un % del MTOW. En kg Htrop=11001; %Altitud de la tropopausa en m H0=27000*ft2m; %Altitud de vuelo. En m Mcr=0.5; %Mach de crucero x0=0; %Punto inicial de la trayectoria. En NM x1=10; %Punto final de la trayectoria. En NM

%Vector tiempo y vector altura ti_1=0; tf_1=30*min2s; t1=ti_1:paso:tf_1; h1=H0.*ones(size(t1));

% MODELO ATMOSFÉRICO: % Obtención de T, P y rho en función de la altura

if h1<Htrop %Altitud en m disp('Altitud por debajo de la tropopausa: Troposfera') T_1=T0+alpha*h1; %Temperatura en ºK. La

ecuación tendría un sumando más (AT) pero no se considera para este

escenario P_1=P0*(T_1/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa rho_1=P_1./(R*T_1); %Densidad en kg/m^3

elseif h1==Htrop disp('Altitud justo en la zona de transición, altitud de la

tropopausa') Ttrop_1=T0+alpha*h1; %Temperatura en ºK T_1=Ttrop_1; Ptrop_1=P0*(T_1/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa P_1=Ptrop_1; rho_1=P_1./(R*T_1); %Densidad en kg/m^3

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_1=T0+alpha*Htrop;



09 / 06 / 2017 144 / 209

T_1=Ttrop_1; Ptrop_1=P0*(T_1/T0)^(-g0/(alpha*R)); %Temperatura en ºK P_1=Ptrop_1*exp(-g0/(R*T_1)*(h1-Htrop)); %Presión en Pa rho_1=P_1./(R*T_1); %Densidad en kg/m^3 end

% MODELO DINÁMICO (IDEAL):

%Al ser vuelo sin virajes, los movimientos de la aeronave de cabeceo,

alabeo y guiñada no se consideran %Se considera una fase de crucero a Mach de vuelo constante (no hay

aceleraciones) %Se considera que la masa de aeronave al principio de la fase de

crucero es un % del MTOW (ya se ha consumido combustible durante la fase de

despegue y ascenso) %Se considera que para este primer escenario, durante la fase de

crucero la masa es constante (no se considera que se consuma combustible) %Se considera que estamos en clean configuration en fase de crucero.

Los dispositivos hipersustentadores y el tren de aterrizaje están recogidos

Mmin_1=VS_CR./sqrt(Kai*R*T_1); %Cálculo del Mach mínimo en crucero

para poder establecer el Mcr

%Modelo bada: Energiatotal= Epotencial +Ecinetica ----->(T-

D)*Vtas=m*g0*dh/dt+m*Vtas*dVtas/dt

%1) Cálculo Vtas

Vtas_1=Mcr*sqrt(Kai*R*T_1); %Velocidad verdadera

(Vtas) en m/s Vtas_1=Vtas_1.*ones(size(t1)); %Vector velocidad

verdadera en m/s

%2) Cálculo de D

%2.1) Cálculo de Cl

Cl_1=(2*m*g0)./(rho_1.*(Vtas_1.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L

L_1=(rho_1.*(Vtas_1.^2)*Sw.*Cl_1)/2; %Sustentación

aerodinámica (L) en N

%2.3) Cálculo de Cd



09 / 06 / 2017 145 / 209

Cd_1=Cd0_CR+k_CR*(Cl_1.^2);

%2.4) Cálculo de D

D_1=(Cd_1.*rho_1.*(Vtas_1.^2)*Sw)/2; %Resistencia

aerodinámica (D) en N

%3) Cálculo de la eficiencia aerodinámica (E)

E_1=Cl_1./Cd_1;

%4) Cálculo de Thr

Thr_1=D_1; %El empuje se iguala a la resistencia

aerodinámica para este escenario atendiendo a la formulación TEM ya que

m*g0*dh/dt=0 y m*Vtas*dVtas/dt=0. El empuje (Thr) en N

%5) Cálculo de fcr

%El combustible consumido (fcr) ( y por tanto, la disminución de la

masa de la aeronave a lo largo de la fase de vuelo) no se tiene en cuenta

para este escenario pero se calcula. En kg/min %En el n se utiliza la expresión correspondiente para las fases de

vuelo que no son "idle descent" y "idle cruise".

%5.1) Cálculo de n (para jet)

n_1=Cf1*(1+Vtas_1.*ms2kt/Cf2); %Consumo

espefífico de combustible (n) en kg/(min*kN)

%5.2) Cálculo de fcr

fcr_1=n_1.*(Thr_1/1000)*Cfcr; %Consumo de

nominal de combustible (fnom) en kg/min

%5.3) Cálculo de F

F_1=fcr_1.*t1.*s2min; %Consumo de

combustible en kg

% 6) Cálculo de la variación de la masa

%La disminución de la masa debido al consumo de combustible no se

tiene en cuenta para este escenario pero se calcula



09 / 06 / 2017 146 / 209

m_1=m-F_1;

%Masa de la aeronave en kg

% Trayectoria de la aeronave:

x_1(1)=0; for k=2:tf_1 x_1(k)=x_1(k-1)+Vtas_1(k).*m2nm.*(t1(k)-t1(k-1)); %Acumula en

un vector x, los valores de alcance (x) para cada incremento de tiempo,

teniendo en cuenta el alcance anterior end

% Definición de vectores

I=find(x_1>x1); %Busca

aquellos valores de x mayores que x1

t_1=t1(1:I); %Vector

tiempo en s h_1=h1(1:I); %Vector

altura en m (FL 270) x_1=x_1(1:I); %Vector

alcance en NM Vtas_1=Vtas_1(1:I); %Vector

velocidad verdadera en m/s dh_1=zeros(size(t_1)); %Vector

velocidad vertical en m/s. Es cero para el vuelo nivelado Vx_1=Vtas_1; %Vector

velocidad horizontal en m/s. Como la velocidad vertical es cero, la

velocidad horizontal coincide con la velocidad verdadera de la aeronave T_1=T_1(1:I); %Vector

temperatura en ºK P_1=P_1(1:I); %Vector

presión atmosférica en Pa rho_1=rho_1(1:I); %Vector

densidad del aire en kg/m^3 L_1=L_1(1:I); %Vector

sustentación en N D_1=D_1(1:I); %Vector

resistencia aerodinámica en N Thr_1=Thr_1(1:I); %Vector

empuje en N E_1=E_1(1:I); %Vector

eficiencia aerodinámica (adimensional)



09 / 06 / 2017 147 / 209

F_1=F_1(1:I); %Vector

consumo de combustible en kg m_1=m_1(1:I); %Vector masa

de la aeronave en kg Mcr_1=Mcr.*ones(size(t_1)); %Vector Mach

de crucero

% MODELO DE REPRESENTACIÓN

i=1; figure(i) plot(t_1,h_1*m2ft)

%Representación gráfica de la altura de la aeronave (h) en función del

tiempo para este escenario 2

title('Altura en función del tiempo de vuelo') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Altitud en ft') axis([0 140 26000 28000]) hold on

i=i+1; figure(i)

subplot(2,3,1) plot(h_1*m2ft,T_1,'x')

%Representación gráfica de la temperatura (T) en función de la altura para

este escenario 2 grid on

title('Temperatura en función de la altitud') xlabel('Altitud de la trayectoria en ft') ylabel('Temperatura en ºK')

subplot(2,3,2) plot(h_1*m2ft,P_1,'x')

%Representación gráfica de la presión atmosférica (P) en función de la

altura para este escenario 2 grid on

title('Presión atmosférica en función de la altitud') xlabel('Altitud de la trayectoria en ft') ylabel('Presión en Pa')

subplot(2,3,3)



09 / 06 / 2017 148 / 209

plot(h_1*m2ft,rho_1,'x')

%Representación gráfica de la densidad del aire (rho) en función de la


title('Densidad del aire en función de la altitud') xlabel('Altitud de la trayectoria en ft') ylabel('Densidad del aire en kg/m^3')

subplot(2,3,4) plot(t_1,T_1)

%Representación gráfica de la temperatura (T) en función del tiempo para


title('Temperatura en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Temperatura en ºK')

subplot(2,3,5) plot(t_1,P_1)

%Representación gráfica de la presión atmosférica (P) en función del tiempo

para este escenario 2 grid on

title('Presión atmosférica en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Presión en Pa')

subplot(2,3,6) plot(t_1,rho_1)

%Representación gráfica de la densidad del aire (rho) en función del tiempo


title('Densidad del aire en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Densidad del aire en kg/m^3')

i=1+i; figure(i) plot(t_1,L_1,'r',t_1,D_1)

%Representación gráfica de la sustentación aerodinámica (L) y la

resistencia aerodinámica (D) en función del tiempo para este escenario 2 grid on legend('L','D')



09 / 06 / 2017 149 / 209

title('Sustentación aerodinámica (L) y Resistencia aerodinámica (D) en

función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('L y D en N') hold off

i=1+i; figure(i) plot(t_1,D_1,'-.r',t_1,Thr_1)

%Representación gráfica de la resistencia aerodinámica (D) y el empuje

(Thr) en función del tiempo para este escenario 2 grid on legend('D','Thr')

title('Resistencia aerodinámica (D) y el empuje (Thr) en función del

tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('D y Thr en N') hold off

i=1+i; figure(i) subplot(2,1,1) plot(t_1,D_1)

%Representación gráfica de la resistencia aerodinámica (D) en función del

tiempo para este escenario 2 grid on

title('Resistencia aerodinámica (D) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('D en N')

subplot(2,1,2) plot(t_1,Thr_1)

%Representación gráfica del empuje (Thr) en función del tiempo para este

escenario 2 grid on

title('Empuje (Thr) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Thr en N')

i=1+i; figure(i) plot(t_1,E_1)

%Representación gráfica de la eficiencia aerodinámica (E) en función del




09 / 06 / 2017 150 / 209

grid on

title('Eficiencia aerodinámica en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Eficiencia aerodinámica')

i=1+i; figure(i) plot(t_1,F_1)

%Representación gráfica del consumo de combustible (F) en función del


title('Consumo de combustible (F) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Consumo de combustible en kg')

i=i+1; figure(i) plot(t_1,m_1)

%Representación gráfica variación de la masa de la aeronave (m) para este

escenario 1 grid on

title('Variación masa de la aeronave en función del tiempo de vuelo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Masa de la aeronave (m) en kg')

i=1+i; figure(i) subplot(2,1,1) plot(t_1,Vtas_1)

%Representación gráfica de la velocidad verdadera (Vtas) en función del


title('Velocidad verdadera de la aeronave (Vtas) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Velocidad verdadera en m/s')

subplot(2,1,2) plot(t_1,Vx_1)

%Representación gráfica de la velocidad horizontal (Vx) en función del


title('Velocidad horizontal de la aeronave (Vx) en función del tiempo')



09 / 06 / 2017 151 / 209

xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Velocidad horizontal en m/s')

i=i+1; figure(i) plot(t_1,dh_1*ms2ftmin)

%Representación gráfica de la velocidad vertical (dh) en función del tiempo


title('Velocidad vertical de la aeronave (dh) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Velocidad vertical en ft/min')

i=1+i; figure(i) plot(t_1,Mcr_1)

%Representación gráfica del Mach de crucero (Mcr) en función del tiempo


title('Mach de crucero (Mcr) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Número de Mach')

i=i+1; figure(i) plot(t_1,x_1)

%Representación gráfica de la trayectoria de la aeronave (x) en función del


title('Trayectoria de la aeronave') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Alcance en NM')



09 / 06 / 2017 152 / 209

ANEXO E. Código Matlab Misión 2 En este Anexo se presenta el código desarrollado para la Misión 2 mediante la herramienta de simulación MatLab.

%ESCENARIO 2 PARA EL RP01 (ESPACIO AÉREO SUPERIOR)



load('RP01.mat')

% Conversión de unidades ft2m=0.3048; %Paso de pies (ft) a metros (m) m2ft=1/0.3048; %Paso de metros (m) a pies (ft) h2s=3600; %Paso de horas (h) a segundos (s) min2s=60; %Paso de minutos (min) a segundos (s) s2min=1/60; %Paso de segundos (s) a minutos (min) ms2ftmin=60/0.3048; %Paso de metros/segundo (ms) a pies/minuto


kilómetros/hora(km/h) dg2rad=2*pi/360; %Paso de grados (dg) a radianes (rad) nm2m=1852; %Paso de millas náuticas (nm)a metros (m) m2nm=1/1852; %Paso de metros (m)a millas náuticas (nm) kg2ton=0.001; %Paso de kilogramos (kg) a toneladas (ton) ton2kg=1000; %Paso de toneladas (ton) a kilogramos(kg)




Kai=1.4; %Indice adiabático del aire



09 / 06 / 2017 153 / 209

g0=9.80665; %Aceleración de la gravedad en m/s^2 alpha=-0.0065; %Gradiente de temperatura atmosfera ISA

por debajo de la tropopausa en ºK/m R=287.05287; %Constante real de los gases para aire en

m^2/(s^2ºK) beta=-(g0/(alpha*R))-1; %Cálculo de la variable beta para la

densidad

% Variablles de control:

paso=0.1; m=0.9*mmax*ton2kg; %Masa de la aeronave al iniciar la

fase de crucero. Es un % del MTOW. En kg Htrop=11001; %Altitud de la tropopausa en m H0=27000*ft2m; %Altitud de vuelo para los tramos 1, 3

y 5 en m. Altutud de inicio de ascenso para el tramo 2. Altitud

final de descenso para el tramo 4 H1=28000*ft2m; %Altitud de vuelo para el tramo 2 en

m. Altitud final de ascenso para el tramo 2. Altitud de inicio de

descenso para el tramo 4 Mcr=0.5; %Mach de crucero para el tramo 1 x0=0; %Punto inicial fase crucero en vuelo

nivelado. En NM x1=5; %Punto final fase de crucero en vuelo

nivelado. En NM

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO 1:

VUELO NIVELADO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%


% Modelo atmosférico: % Obtención de T, P y Ro en función de la altura

if h1<Htrop %Altitud en m disp('Altitud por debajo de la tropopausa: Troposfera') T_1=T0+alpha*h1; %Temperatura en ºK.

La ecuación tendría un sumando más (AT) pero no se considera para este




09 / 06 / 2017 154 / 209



else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_1=T0+alpha*Htrop; T_1=Ttrop_1; Ptrop_1=P0*(T_1/T0)^(-g0/(alpha*R)); %Temperatura en ºK P_1=Ptrop_1*exp(-g0/(R*T_1)*(h1-Htrop)); %Presión en Pa rho_1=P_1./(R*T_1); %Densidad en kg/m^3 end

% Modelo dinámico (ideal):

%Al ser vuelo sin virajes, los movimientos de la aeronave de

cabeceo, alabeo y guiñada no se consideran %Se considera una fase de crucero a Mach de vuelo constante (no

hay aceleraciones) %Se considera que la masa de aeronave al principio de la fase de

crucero es un % del MTOW (ya se ha consumido combustible durante la

fase de despegue y ascenso) %Se considera que para este primer escenario, durante la fase de

crucero la masa es constante (no se considera que se consuma

combustible) %Se considera que estamos en clean configuration en fase de

crucero. Los dispositivos hipersustentadores y el tren de aterrizaje

están recogidos

Mmin_1=VS_CR./sqrt(Kai*R*T_1); %Cálculo del Mach mínimo en

crucero para poder establecer el Mcr



%1) Cálculo Vtas

Vtas_1=Mcr*sqrt(Kai*R*T_1); %Velocidad

verdadera (Vtas) en m/s



09 / 06 / 2017 155 / 209

Vtas_1=Vtas_1.*ones(size(t1)); %Vector velocidad

verdadera en m/s

%2) Cálculo de D


Cl_1=(2*m*g0)./(rho_1.*(Vtas_1.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D




E_1=Cl_1./Cd_1;

%4) Cálculo de Thr


aerodinámica para este escenario atendiendo a la formulación TEM ya

que m*g0*dh/dt=0 y m*Vtas*dVtas/dt=0. El empuje (Thr) en N

%5) Cálculo de fcr

%El combustible consumido (fcr) ( y por tanto, la disminución

de la masa de la aeronave a lo largo de la fase de vuelo) no se tiene

en cuenta para este escenario pero se calcula. En kg/min %En el n se utiliza la expresión correspondiente para las fases

de vuelo que no son "idle descent" y "idle cruise".




09 / 06 / 2017 156 / 209


específico de combustible (n) en kg/(min*kN)


fcr_1=n_1.*(Thr_1/1000)*Cfcr; %Consumo

de nominal de combustible (fnom) en kg/min

%5.3) Cálculo de F

F_1=fcr_1.*t1.*s2min; %Consumo

de combustible en kg


%La disminución de la masa debido al consumo de combustible no

se tiene en cuenta para este escenario pero se calcula

m_1=m-F_1;



x_1(1)=0; for k=2:tf_1 x_1(k)=x_1(k-1)+Vtas_1(k).*m2nm.*(t1(k)-t1(k-1));

%Acumula en un vector x, los valores de alcance (x) para cada

incremento de tiempo, teniendo en cuenta el alcance anterior end








velocidad verdadera en m/s dh_1=zeros(size(t_1));

%Vector velocidad vertical en m/s. Es cero para el vuelo nivelado



09 / 06 / 2017 157 / 209

Vx_1=Vtas_1; %Vector


velocidad horizontal coincide con la velocidad verdadera de la

aeronave T_1=T_1(1:I); %Vector







eficiencia aerodinámica (adimensional) F_1=F_1(1:I); %Vector

consumo de combustible en kg m_1=m_1(1:I); %Vector

masa de la aeronave en kg Mcr_1=Mcr.*ones(size(t_1));

%Vector Mach de crucero

%Definición de puntos finales significativos

t_a=t1(I(1)); %t_a es el

momento en el que la aeronave alcanza 5 NM h_a=h1(I(1)); %h_a

corresponde a la altura en la que la aeronave alcanza 5 NM m_a=m_1(I(1)); %m_a es la

masa de la aeronave en el final del tramo 1 dh_a=dh_1(I(1)); %dh_a es

la velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 1 x_a=x_1(I(1)); %x_a es el

alcance de la aeronave al final del tramo 1 Vtas_a=Vtas_1(I(1)); %Vtas_a es

la velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 1 F_a=F_1(I(1)); %F_a es el

combustible consumido en el final del tramo 1

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%



09 / 06 / 2017 158 / 209

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO

2: ASCENSO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%Definición de la velocidad verdadera de la aeronave Vtas_2=Vtas_a; %Velocidad verdadera de la aeronave en el tramo 2

% Proceso de integración ti_2=t_a; %Tiempo inicial tf_2=2*min2s; %Tiempo final

tspan2=(ti_2:paso:tf_2); % Definición del intervalo de

integración

%Definición de la función fg2=@(t2,h2) (Vtas_2./(m_a.*g0)).*(0.6.*(Ctc1.*(1-

(h2/Ctc2)+Ctc3*h2.^2))-

((rho0.*(1+(alpha.*h2)./T0).^(beta)).*Sw.*Cd0_CR./2)*(Vtas_2.^2)-

(2*(m_a.^2)*(g0.^2).*k_CR)./((rho0.*(1+(alpha.*h2)./T0).^(beta)).*Sw.*

(Vtas_2.^2))); [t2,h2]=ode45(fg2,tspan2,h_a);

%Calculo del momento en el que la aeronave alcanza el FL280 G=find(h2>H1); G=G(1);

%Definición del vector tiempo y del vector altura t_2=t2(1:G); h_2=h2(1:G);


if h_2<Htrop %Altitud en m disp('Altitud por debajo de la tropopausa: Troposfera') T_2=T0+alpha.*h_2; %Temperatura en

ºK. La ecuación tendría un sumando más (AT) pero no se considera para

este escenario P_2=P0*(T_2/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa rho_2=P_2./(R.*T_2); %Densidad en

kg/m^3

elseif h_2==Htrop disp('Altitud justo en la zona de transición, altitud de la

tropopausa') Ttrop_2=T0+alpha.*h_2; %Temperatura en ºK



09 / 06 / 2017 159 / 209

T_2=Ttrop_2; Ptrop_2=P0*(T_2/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa P_2=Ptrop_2; rho_2=P_2./(R*T_2); %Densidad en

kg/m^3

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_2=T0+alpha*Htrop; T_2=Ttrop_2; Ptrop_2=P0*(T_2/T0)^(-g0/(alpha*R)); %Temperatura en ºK P_2=Ptrop_2*exp(-g0/(R*T_2)*(h_2-Htrop)); %Presión en Pa rho_2=P_2./(R*T_2); %Densidad en

kg/m^3 end

% Modelo dinámico:



% 1) Cálculo de Mcr

Vtas_2=Vtas_2.*ones(size(t_2)); %Vector

velocidad verdadera en m/s Mcr_2=Vtas_2./sqrt(Kai*R*T_2); %Mach de crucero

% 2) Cálculo de D


Cl_2=(2*m_a*g0)./(rho_2.*(Vtas_2.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D



09 / 06 / 2017 160 / 209



% 3) Cálculo de la eficiencia aerodinámica (E)

E_2=Cl_2./Cd_2;

% 4) Cálculo de Thr

%4.1) Cálculo de Thr_maxclimb (para jet)

Thr_maxclimb_2=Ctc1.*(1-(h_2/Ctc2)+Ctc3*h_2.^2); %Se hace

la hipótesis de que AT=0, por lo que no hay desviación de temperatura

con respecto a la atmosfera estándar. Thr_maxclimb en N

%4.2) Cálculo de Thr (es el empuje máximo disponible en

crucero)

Thr_2=0.6*Thr_maxclimb_2; %El empuje

(Thr) en N

% 5) Cálculo de F

%El combustible consumido (F) ( y por tanto, la disminución de

la masa de la aeronave a lo largo de la fase de vuelo) no se tiene en

cuenta para este escenario pero se calcula. En kg %En el n se utiliza la expresión correspondiente para las fases



n_2=Cf1*(1+Vtas_2.*ms2kt/Cf2);

%Consumo específico de combustible (n) en kg/(min*kN)


fcr_2=n_2.*(Thr_2/1000)*Cfcr;

%Consumo nominal de combustible (fcr) en kg/min

%5.3)Cálculo de F

F_2=fcr_2.*(t_2-t_a).*s2min;

%Consumo de combustible en kg para este tramo




09 / 06 / 2017 161 / 209



m_2=m_a-F_2;


% 7) Cálculo del ROCD

ROCD_2=((Thr_2-D_2).*Vtas_2./(m_a*g0)).*0.85;

%Ratio de ascenso del RPAS en m/s ROCD_2_fpm=ROCD_2*m2ft*60;

%Ratio de ascenso del RPAS en fpm (pies por minuto)

% 8) Cálculo del ángulo de ascenso en grados

ang_ascenso=asind(ROCD_2./Vtas_2);

% Trayectoria de la aeronave

%Cálculo de la velocidad vertical dh_2(1)=dh_a; for j=2:G dh_2(j)=(h_2(j)-h_2(j-1))/(t_2(j)-t_2(j-1)); end dh_2=dh_2'; %El vector dh pasa

de ser un vector columna a ser un vector fila

%Cálculo de la velocidad horizontal Vx_2=sqrt((Vtas_2.^2)-(dh_2.^2));

%Cálculo de la trayectoria horizontal x_2(1)=x_a; for k=2:G x_2(k)=x_2(k-1)+Vx_2(k).*m2nm.*(t_2(k)-t_2(k-1)); %Alcance de

la aeronave en NM end


t_b=t2(G); %t_b es el

momento en el que la aeronave alcanza el FL290 h_b=h2(G); %h_b

corresponde al FL290 m_b=m_2(G); %m_b es la

masa de la aeronave en el final del tramo 2



09 / 06 / 2017 162 / 209

dh_h=dh_2(G); %dh_b es la

velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 2 x_b=x_2(G); %x_b es el

alcance de la aeronave al final del tramo 2 Vtas_b=Vtas_2(G); %Vtas_b es la

velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 2 Mcr_b=Mcr_2(G); %Mcr_b es el

Mach de crucero en el final del tramo 2 F_b=F_2(G); %F_b es el

combustible consumido en el final del tramo 2 inct=t_b-t_a %Tiempo que

tarda el RPAS en ascender 1000 ft incx_RPAS=x_b-x_a %Distancia

horizontal que recorre el RPAS cuando asciende 1000 ft %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO 3:

VUELO NIVELADO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%Vector tiempo y vector altura ti_3=t_b; tf_3=20*min2s; t3=ti_3:paso:tf_3; h3=h_b.*ones(size(t3));




escenario P_3=P0*(T_3/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa rho_3=P_3./(R*T_3); %Densidad en

kg/m^3


tropopausa') Ttrop_3=T0+alpha*h3; %Temperatura en ºK T_3=Ttrop_3; Ptrop_3=P0*(T_3/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa P_3=Ptrop_3;



09 / 06 / 2017 163 / 209

rho_3=P_3./(R*T_3); %Densidad en

kg/m^3

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_3=T0+alpha*Htrop; T_3=Ttrop_3; Ptrop_3=P0*(T_3/T0)^(-g0/(alpha*R)); %Temperatura en ºK P_3=Ptrop_3*exp(-g0/(R*T_3)*(h3-Htrop)); %Presión en Pa rho_3=P_3./(R*T_3); %Densidad en

kg/m^3 end










están recogidos





%1) Cálculo Vtas

Vtas_3=Mcr_b*sqrt(Kai*R*T_3); %Velocidad

verdadera (Vtas) en m/s Vtas_3=Vtas_3.*ones(size(t3)); %Vector velocidad

verdadera en m/s

%2) Cálculo de D




09 / 06 / 2017 164 / 209

Cl_3=(2*m_b*g0)./(rho_3.*(Vtas_3.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D




E_3=Cl_3./Cd_3;

%4) Cálculo de Thr




%5) Cálculo de fcr











%5.3) Cálculo de F



09 / 06 / 2017 165 / 209

F_3=fcr_3.*(t3-t_b).*s2min; %Consumo





m_3=m_b-F_3;



x_3(1)=x_b; for k=2:tf_3 x_3(k)=x_3(k-1)+Vtas_3(k).*m2nm.*(t3(k)-t3(k-1));




H=find(x_3>(x_b+x1)); %Busca


t_3=t3(1:H); %Vector

tiempo en s h_3=h3(1:H); %Vector

altura en m (FL 270) x_3=x_3(1:H); %Vector

alcance en NM Vtas_3=Vtas_3(1:H); %Vector





aeronave T_3=T_3(1:H); %Vector

temperatura en ºK P_3=P_3(1:H); %Vector

presión atmosférica en Pa rho_3=rho_3(1:H); %Vector

densidad del aire en kg/m^3



09 / 06 / 2017 166 / 209

L_3=L_3(1:H); %Vector

sustentación en N D_3=D_3(1:H); %Vector

resistencia aerodinámica en N Thr_3=Thr_3(1:H); %Vector

empuje en N E_3=E_3(1:H); %Vector

eficiencia aerodinámica (adimensional) F_3=F_3(1:H); %Vector

consumo de combustible en kg m_3=m_3(1:H); %Vector

masa de la aeronave en kg Mcr_3=Mcr_b.*ones(size(t_3)); %Vector

Mach de crucero


t_c=t3(H(1)); %t_c es el

momento en el que la aeronave alcanza 5 NM h_c=h3(H(1)); %h_c

corresponde a la altura en la que la aeronave alcanza 5 NM m_c=m_3(H(1)); %m_c es la

masa de la aeronave en el final del tramo 3 dh_c=dh_3(H(1)); %dh_c es

la velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 3 x_c=x_3(H(1)); %x_c es el

alcance de la aeronave al final del tramo 3 Vtas_c=Vtas_3(H(1)); %Vtas_c es

la velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 3 F_c=F_3(H(1)); %F_c es el


%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO

4: DESCENSO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%Definición de la velocidad verdadera de la aeronave Vtas_4=Vtas_c; %Velocidad verdadera de la aeronave en el tramo 4

% Proceso de integración ti_4=t_c; tf_4=8*min2s;



09 / 06 / 2017 167 / 209

t4=(ti_4:paso:tf_4); dh4=-1000*(1/ms2ftmin).*ones(size(t4)); %Velocidad

vertical de la aeronave (fija) en m/s h4=H1+dh4.*(t4-t_c);

%Calculo del momento en el que la aeronave alcanza el FL280 J=find(h4<H0); J=J(1);

%Definición del vector tiempo y del vector altura t_4=t4(1:J); h_4=h4(1:J); dh_4=dh4(1:J);


if h_4<Htrop %Altitud en m disp('Altitud por debajo de la tropopausa: Troposfera') T_4=T0+alpha.*h_4; %Temperatura en ºK.


escenario P_4=P0*(T_4/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa rho_4=P_4./(R.*T_4); %Densidad en kg/m^3


tropopausa') Ttrop_4=T0+alpha.*h_4; %Temperatura en ºK T_4=Ttrop_4; Ptrop_4=P0*(T_4/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa P_4=Ptrop_4; rho_4=P_4./(R*T_4); %Densidad en kg/m^3

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_4=T0+alpha*Htrop; T_4=Ttrop_4; %Temperatura en ºK Ptrop_4=P0*(T_4/T0)^(-g0/(alpha*R)); P_4=Ptrop_4*exp(-g0/(R*T_4)*(h_4-Htrop)); %Presión en Pa rho_4=P_4./(R*T_4); %Densidad en

kg/m^3 end

% Modeo dinámico:



09 / 06 / 2017 168 / 209






% 2) Cálculo de L y D


Cl_4=(2*m_c*g0)./(rho_4.*(Vtas_4.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D




E_4=Cl_4./Cd_4;


Thr_4=D_4+(m_c*g0.*dh_4)/Vtas_4; %Empuje

(Thr) en N

% 5) Cálculo de F



cuenta para este escenario pero se calcula. En kg



09 / 06 / 2017 169 / 209

%En el n se utiliza la expresión correspondiente para las fases



n_4=Cf1*(1+Vtas_4.*ms2kt/Cf2); %Consumo específico de

combustible (n) en kg/(min*kN)


fcr_4=n_4.*(Thr_4/1000)*Cfcr; %Consumo nominal de

combustible (fcr) en kg/min

%5.3)Cálculo de F

F_4=fcr_4.*(t_4-t_c).*s2min; %Consumo de

combustible en kg




m_4=m_c-F_4;


% TRAYECTORIA DE LA AERONAVE


%Cálculo de la trayectoria horizontal x_4(1)=x_c; for k=2:J x_4(k)=x_4(k-1)+Vx_4(k).*m2nm.*(t_4(k)-t_4(k-1)); %Alcance de



t_d=t4(J); %t_d es el

momento en el que la aeronave alcanza el FL270 h_d=h4(J); %h_d

corresponde al FL270 m_d=m_4(J); %m_d es la




09 / 06 / 2017 170 / 209

dh_d=dh4(J); %dh_d es la

velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 4 x_d=x_4(J); %x_d es el

alcance de la aeronave al final del tramo 4 Vtas_d=Vtas_4(J); %Vtas_d es la

velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 4 Mcr_d=Mcr_4(J); %Mcr_d es el

Mach de crucero en el final del tramo 4 F_d=F_4(J); %F_d es el

consumo de combustible en el final del tramo 4

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO 5:

VUELO NIVELADO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%Vector tiempo y vector altura ti_5=t_d; tf_5=30*min2s; t5=ti_5:paso:tf_5; h5=h_d.*ones(size(t5));









09 / 06 / 2017 171 / 209

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_5=T0+alpha*Htrop; T_5=Ttrop_5; %Temperatura en ºK Ptrop_5=P0*(T_5/T0)^(-g0/(alpha*R)); P_5=Ptrop_5*exp(-g0/(R*T_5)*(h5-Htrop)); %Presión en Pa rho_5=P_5./(R*T_5); %Densidad en

kg/m^3 end










están recogidos





%1) Cálculo Vtas

Vtas_5=Mcr_d*sqrt(Kai*R*T_5); %Velocidad


verdadera en m/s

%2) Cálculo de D


Cl_5=(2*m_d*g0)./(rho_5.*(Vtas_5.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L



09 / 06 / 2017 172 / 209





%2.4) Cálculo de D




E_5=Cl_5./Cd_5;

%4) Cálculo de Thr




%5) Cálculo de fcr











%5.3) Cálculo de F

F_5=fcr_5.*(t5-t_d).*s2min; %Consumo




09 / 06 / 2017 173 / 209




m_5=m_d-F_5;



x_5(1)=x_d; for k=2:tf_5 x_5(k)=x_5(k-1)+Vtas_5(k).*m2nm.*(t5(k)-t5(k-1));




K=find(x_5>(x_d+x1));

%Busca aquellos valores de x mayores que x1

t_5=t5(1:K); %Vector

tiempo en s h_5=h5(1:K); %Vector

altura en m (FL 270) x_5=x_5(1:K); %Vector

alcance en NM Vtas_5=Vtas_5(1:K); %Vector


%Vector velocidad vertical en m/s. Es cero para el vuelo nivelado Vx_5=Vtas_5; %Vector



aeronave T_5=T_5(1:K); %Vector

temperatura en ºK P_5=P_5(1:K); %Vector

presión atmosférica en Pa rho_5=rho_5(1:K); %Vector

densidad del aire en kg/m^3 L_5=L_5(1:K); %Vector

sustentación en N



09 / 06 / 2017 174 / 209

D_5=D_5(1:K); %Vector

resistencia aerodinámica en N Thr_5=Thr_5(1:K); %Vector

empuje en N E_5=E_5(1:K); %Vector

eficiencia aerodinámica (adimensional) F_5=F_5(1:K); %Vector

consumo de combustible en kg m_5=m_5(1:K); %Vector

masa de la aeronave en kg Mcr_5=Mcr_d.*ones(size(t_5));



t_e=t5(K(1)); %t_e es el

momento en el que la aeronave alcanza 5 NM h_e=h5(K(1)); %h_e

corresponde a la altura en la que la aeronave alcanza 5 NM m_e=m_5(K(1)); %m_e es la

masa de la aeronave en el final del tramo 5 dh_e=dh_5(K(1)); %dh_e es

la velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 5 x_e=x_5(K(1)); %x_e es el

alcance de la aeronave al final del tramo 5 Vtas_e=Vtas_5(K(1)); %Vtas_e es

la velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 5 F_e=F_5(K(1)); %F_e es el


%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%CONSTRUCCIÓN DE VECTORES

t=[t_1'; t_2; t_3'; t_4'; t_5']; h=[h_1'; h_2; h_3'; h_4'; h_5']; x=[x_1'; x_2'; x_3'; x_4'; x_5']; Vtas=[Vtas_1'; Vtas_2; Vtas_3'; Vtas_4'; Vtas_5']; Vx=[Vx_1'; Vx_2; Vx_3'; Vx_4'; Vx_5']; dh=[dh_1'; dh_2; dh_3'; dh_4'; dh_5']; T=[T_1'; T_2; T_3'; T_4'; T_5']; P=[P_1'; P_2; P_3'; P_4'; P_5']; rho=[rho_1'; rho_2; rho_3'; rho_4'; rho_5']; L=[L_1'; L_2; L_3'; L_4'; L_5']; D=[D_1'; D_2; D_3'; D_4'; D_5']; Thr=[Thr_1'; Thr_2; Thr_3'; Thr_4'; Thr_5'];



09 / 06 / 2017 175 / 209

E=[E_1'; E_2; E_3'; E_4'; E_5']; F=[F_1'; (F_2+F_a); (F_3'+F_a+F_b); (F_4'+F_a+F_b+F_c);

(F_5'+F_a+F_b+F_c+F_d)]; m=[m_1'; m_2; m_3'; m_4'; m_5']; Mcr=[Mcr_1'; Mcr_2; Mcr_3'; Mcr_4'; Mcr_5'];


i=1; figure(i) plot(t,h*m2ft)



title('Altura en función del tiempo de vuelo') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Altitud en ft') hold on

i=i+1; figure(i)

subplot(2,3,1) plot(h*m2ft,T)

%Representación gráfica de la temperatura (T) en función de la altura


title('Temperatura en función de la altitud') xlabel('Altitud de la trayectoria en ft') ylabel('Temperatura en ºK')

subplot(2,3,2) plot(h*m2ft,P)

%Representación gráfica de la presión atmosférica (P) en función de la


title('Presión atmosférica en función de la altitud') xlabel('Altitud de la trayectoria en ft') ylabel('Presión en Pa')

subplot(2,3,3) plot(h*m2ft,rho)

%Representación gráfica de la densidad del aire (rho) en función de la

altura para este escenario 2



09 / 06 / 2017 176 / 209

grid on

title('Densidad del aire en función de la altitud') xlabel('Altitud de la trayectoria en ft') ylabel('Densidad del aire en kg/m^3')

subplot(2,3,4) plot(t,T)

%Representación gráfica de la temperatura (T) en función del tiempo


title('Temperatura en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Temperatura en ºK')

subplot(2,3,5) plot(t,P)

%Representación gráfica de la presión atmosférica (P) en función del


title('Presión atmosférica en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Presión en Pa')

subplot(2,3,6) plot(t,rho)

%Representación gráfica de la densidad del aire (rho) en función del


title('Densidad del aire en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Densidad del aire en kg/m^3')

i=1+i; figure(i) plot(t,L,'r',t,D)

%Representación gráfica de la sustentación aerodinámica (L) y la

resistencia aerodinámica (D) en función del tiempo para este escenario

2 grid on legend('L','D')

title('Sustentación aerodinámica (L) y Resistencia aerodinámica (D) en

función del tiempo')



09 / 06 / 2017 177 / 209

xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('L y D en N') hold off

i=1+i; figure(i) plot(t,D,'-.r',t,Thr)

%Representación gráfica de la resistencia aerodinámica (D) y el empuje

(Thr) en función del tiempo para este escenario 2 grid on legend('D','Thr')

title('Resistencia aerodinámica (D) y el empuje (Thr) en función del

tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('D y Thr en N') hold off

i=1+i; figure(i) subplot(2,1,1) plot(t,D)

%Representación gráfica de la resistencia aerodinámica (D) en función

del tiempo para este escenario 2 grid on

title('Resistencia aerodinámica (D) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('D en N')

subplot(2,1,2) plot(t,Thr)

%Representación gráfica del empuje (Thr) en función del tiempo para


title('Empuje (Thr) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Thr en N')

i=1+i; figure(i) plot(t,E)

%Representación gráfica de la eficiencia aerodinámica (E) en función




09 / 06 / 2017 178 / 209

title('Eficiencia aerodinámica en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Eficiencia aerodinámica')

i=1+i; figure(i) plot(t,F)

%Representación gráfica del consumo de combustible (F) en función del


title('Consumo de combustible (F) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Consumo de combustible en kg')

i=i+1; figure(i) plot(t,m)

%Representación gráfica variación de la masa de la aeronave (m) para


title('Variación masa de la aeronave en función del tiempo de vuelo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Masa de la aeronave (m) en kg')

i=1+i; figure(i) subplot(2,1,1) plot(t,Vtas)

%Representación gráfica de la velocidad verdadera (Vtas) en función


title('Velocidad verdadera de la aeronave (Vtas) en función del

tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Velocidad verdadera en m/s')

subplot(2,1,2) plot(t,Vx)

%Representación gráfica de la velocidad horizontal (Vx) en función del


title('Velocidad horizontal de la aeronave (Vx) en función del

tiempo')



09 / 06 / 2017 179 / 209

xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Velocidad horizontal en m/s')

i=i+1; figure(i) plot(t,dh*ms2ftmin)

%Representación gráfica de la velocidad vertical (dh) en función del


title('Velocidad vertical de la aeronave (dh) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Velocidad vertical en ft/min')

i=1+i; figure(i) plot(t,Mcr)

%Representación gráfica del Mach de crucero (Mcr) en función del


title('Mach de crucero (Mcr) en función del tiempo') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Número de Mach')

i=i+1; figure(i) plot(t,x)

%Representación gáfica de la trayectoria de la aeronave (x) en función


title('Trayectoria de la aronave') xlabel('Tiempo de vuelo en s') ylabel('Alcance en NM')



09 / 06 / 2017 180 / 209

ANEXO F. Código Geometría de

Conflicto 1 %ESCENARIO 2 PARA EL RP01 (EAPACIO AÉREO SUPERIOR)



load('RP01.mat')

% Conversion de unidades ft2m=0.3048; %Paso de pies (ft) a metros (m) m2ft=1/0.3048; %Paso de metros (m) a pies (ft) h2s=3600; %Paso de horas (h) a segundos (s) min2s=60; %Paso de minutos (min) a segundos (s) s2min=1/60; %Paso de segundos (s) a minutos (min) ms2ftmin=60/0.3048; %Paso de metros/segundo (ms) a pies/minuto


kilometros/hora(km/h) dg2rad=2*pi/360; %Paso de grados (dg) a radianes (rad) nm2m=1852; %Paso de millas nauticas (nm)a metros (m) m2nm=1/1852; %Paso de metros (m)a millas nauticas (nm) kg2ton=0.001; %Paso de kilogramos (kg) a toneladas (ton) ton2kg=1000; %Paso de toneladas (ton) a kilogamos(kg)




Kai=1.4; %Indice adiabático del aire g0=9.80665; %Aceleración de la gravedad en m/s^2



09 / 06 / 2017 181 / 209

alpha=-0.0065; %Gradiente de temperatura atmosfera ISA

por debajo de la tropopausa en ºK/m R=287.05287; %Constante real de los gases para aire en

m^2/(s^2ºK) beta=-(g0/(alpha*R))-1; %Cálculo de la variable beta para la

densidad

% Variablles de control:

paso=0.1; m=0.9*mmax*ton2kg; %Masa de la aeronave al iniciar la

fase de crucero. Es un % del MTOW. En kg Htrop=11001; %Altitud de la tropopausa en m H0=27000*ft2m; %Altitud de vuelo para los tramos 1, 3

y 5 en m. Altutud de inicio de ascenso para el tramo 2. Altitud

final de descenso para el tramo 4 H1=28000*ft2m; %Altitud de vuelo para el tramo 2 en

m. Altitud final de ascenso para el tramo 2. Altitud de inicio de

descenso para el tramo 4 Mcr=0.5; %Mach de crucero para el tramo 1 x0=0; %Punto inicial fase crucero en vuelo

nivelado. En NM x1=10; %Punto final fase de crucero en vuelo

nivelado. En NM

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO 1:

VUELO NIVELADO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%








09 / 06 / 2017 182 / 209



else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_1=T0+alpha*Htrop; T_1=Ttrop_1; Ptrop_1=P0*(T_1/T0)^(-g0/(alpha*R)); %Temperatura en ºK P_1=Ptrop_1*exp(-g0/(R*T_1)*(h1-Htrop)); %Presión en Pa rho_1=P_1./(R*T_1); %Densidad en kg/m^3 end










están recogidos

% Mmin_1=VS_CR./sqrt(Kai*R*T_1); %Cálculo del Mach mínimo en




%1) Cálculo Vtas

Vtas_1=Mcr*sqrt(Kai*R*T_1); %Velocidad


verdadera en m/s



09 / 06 / 2017 183 / 209

%2) Cálculo de D


Cl_1=(2*m*g0)./(rho_1.*(Vtas_1.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D




E_1=Cl_1./Cd_1;

%4) Cálculo de Thr




%5) Cálculo de fcr










09 / 06 / 2017 184 / 209




%5.3) Cálculo de F

F_1=fcr_1.*t1.*s2min; %Consumo





m_1=m-F_1;



x_1(1)=0; for k=2:tf_1 x_1(k)=x_1(k-1)+Vtas_1(k).*m2nm.*(t1(k)-t1(k-1));















09 / 06 / 2017 185 / 209


aeronave T_1=T_1(1:I); %Vector







eficiencia aerodinámica (adimensional) F_1=F_1(1:I); %Vector

consumo de combustible en kg m_1=m_1(1:I); %Vector

masa de la aeronave en kg Mcr_1=Mcr.*ones(size(t_1));



t_a=t1(I(1)); %t_a es el

momento en el que la aeronave alcanza 5 NM h_a=h1(I(1)); %h_a

corresponde a la altura en la que la aeronave alcanza 5 NM m_a=m_1(I(1)); %m_a es la

masa de la aeronave en el final del tramo 1 dh_a=dh_1(I(1)); %dh_a es

la velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 1 x_a=x_1(I(1)); %x_a es el

alcance de la aeronave al final del tramo 1 Vtas_a=Vtas_1(I(1)); %Vtas_a es

la velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 1 F_a=F_1(I(1)); %F_a es el


%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO

2: ASCENSO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%



09 / 06 / 2017 186 / 209

%Definición de la velocidad verdadera de la aeronave Vtas_2=Vtas_a; %Velocidad verdadera de la aeronave en el tramo 2

% Proceso de integración ti_2=t_a; %Tiempo inicial tf_2=5*min2s; %Tiempo final

tspan2=(ti_2:paso:tf_2); % Definición del intervalo de

integración

%Definición de la función fg2=@(t2,h2) (Vtas_2./(m_a.*g0)).*(0.6.*(Ctc1.*(1-

(h2/Ctc2)+Ctc3*h2.^2))-

((rho0.*(1+(alpha.*h2)./T0).^(beta)).*Sw.*Cd0_CR./2)*(Vtas_2.^2)-

(2*(m_a.^2)*(g0.^2).*k_CR)./((rho0.*(1+(alpha.*h2)./T0).^(beta)).*Sw.*

(Vtas_2.^2))); [t2,h2]=ode45(fg2,tspan2,h_a);

%Calculo del momento en el que la aeronave alcanza el FL280 G=find(h2>H1); G=G(1);

%Definición del vector tiempo y del vector altura t_2=t2(1:G); h_2=h2(1:G);


if h_2<Htrop %Altitud en m disp('Altitud por debajo de la tropopausa: Troposfera') T_2=T0+alpha.*h_2; %Temperatura en

ºK. La ecuación tendría un sumando más (AT) pero no se considera para

este escenario P_2=P0*(T_2/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa rho_2=P_2./(R.*T_2); %Densidad en

kg/m^3


tropopausa') Ttrop_2=T0+alpha.*h_2; %Temperatura en ºK T_2=Ttrop_2; Ptrop_2=P0*(T_2/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa P_2=Ptrop_2;



09 / 06 / 2017 187 / 209

rho_2=P_2./(R*T_2); %Densidad en

kg/m^3

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_2=T0+alpha*Htrop; T_2=Ttrop_2; Ptrop_2=P0*(T_2/T0)^(-g0/(alpha*R)); %Temperatura en ºK P_2=Ptrop_2*exp(-g0/(R*T_2)*(h_2-Htrop)); %Presión en Pa rho_2=P_2./(R*T_2); %Densidad en

kg/m^3 end

% Modelo dinámico:






% 2) Cálculo de D


Cl_2=(2*m_a*g0)./(rho_2.*(Vtas_2.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D





09 / 06 / 2017 188 / 209


E_2=Cl_2./Cd_2;


%4.1) Cálculo de Thr_maxclimb (para jet)

Thr_maxclimb_2=Ctc1.*(1-(h_2/Ctc2)+Ctc3*h_2.^2); %Se hace

la hipótesis de que AT=0, por lo que no hay desvisación de temperatura

con respecto a la atmosfera estándar. Thr_maxclimb en N

%4.2) Cálculo de Thr (es el empuje máximo disponible en

crucero)

Thr_2=0.6*Thr_maxclimb_2; %El empuje

(Thr) en N

% 5) Cálculo de F



cuenta para este escenario pero se calcula. En kg %En el n se utiliza la expresión correspondiente para las fases



n_2=Cf1*(1+Vtas_2.*ms2kt/Cf2);

%Consumo espefífico de combustible (n) en kg/(min*kN)


fcr_2=n_2.*(Thr_2/1000)*Cfcr;

%Consumo nominal de combustible (fcr) en kg/min

%5.3)Cálculo de F

F_2=fcr_2.*(t_2-t_a).*s2min;

%Consumo de combustible en kg para este tramo




09 / 06 / 2017 189 / 209



m_2=m_a-F_2;


% 7) Cálculo del ROCD

ROCD_2=((Thr_2-D_2).*Vtas_2./(m_a*g0)).*0.85;

%Ratio de ascenso del RPAS en m/s ROCD_2_fpm=ROCD_2*m2ft*60;

%Ratio de ascenso del RPAS en fpm (pies por minuto)

% 8) Cálculo del ángulo de ascenso en grados

ang_ascenso=asind(ROCD_2./Vtas_2);

% Trayectoria de la aeronave

%Cálculo de la velocidad vertical dh_2(1)=dh_a; for j=2:G dh_2(j)=(h_2(j)-h_2(j-1))/(t_2(j)-t_2(j-1)); end dh_2=dh_2'; %El vector dh pasa

de ser un vector columna a ser un vector fila


%Cálculo de la trayectoria horizontal x_2(1)=x_a; for k=2:G x_2(k)=x_2(k-1)+Vx_2(k).*m2nm.*(t_2(k)-t_2(k-1)); %Alcance de



t_b=t2(G); %t_b es el

momento en el que la aeronave alcanza el FL290 h_b=h2(G); %h_b

corresponde al FL290 m_b=m_2(G); %m_b es la

masa de la aeronave en el final del tramo 2 dh_h=dh_2(G); %dh_b es la

velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 2



09 / 06 / 2017 190 / 209

x_b=x_2(G); %x_b es el

alcance de la aeronave al final del tramo 2 Vtas_b=Vtas_2(G); %Vtas_b es la

velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 2 Mcr_b=Mcr_2(G); %Mcr_b es el

Mach de crucero en el final del tramo 2 F_b=F_2(G); %F_b es el

combustible consumido en el final del tramo 2 inct=t_b-t_a; %Tiempo que

tarda el RPAS en ascender 1000 ft incx_RPAS=x_b-x_a; %Distancia

horizontal que recorre el RPAS cuando asciende 1000 ft %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO 3:

VUELO NIVELADO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%Vector tiempo y vector altura ti_3=t_b; tf_3=30*min2s; t3=ti_3:paso:tf_3; h3=h_b.*ones(size(t3));




escenario P_3=P0*(T_3/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa rho_3=P_3./(R*T_3); %Densidad en

kg/m^3


tropopausa') Ttrop_3=T0+alpha*h3; %Temperatura en ºK T_3=Ttrop_3; Ptrop_3=P0*(T_3/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa P_3=Ptrop_3; rho_3=P_3./(R*T_3); %Densidad en

kg/m^3



09 / 06 / 2017 191 / 209

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_3=T0+alpha*Htrop; T_3=Ttrop_3; Ptrop_3=P0*(T_3/T0)^(-g0/(alpha*R)); %Temperatura en ºK P_3=Ptrop_3*exp(-g0/(R*T_3)*(h3-Htrop)); %Presión en Pa rho_3=P_3./(R*T_3); %Densidad en

kg/m^3 end










están recogidos





%1) Cálculo Vtas

Vtas_3=Mcr_b*sqrt(Kai*R*T_3); %Velocidad


verdadera en m/s

%2) Cálculo de D


Cl_3=(2*m_b*g0)./(rho_3.*(Vtas_3.^2)*Sw);



09 / 06 / 2017 192 / 209

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D




E_3=Cl_3./Cd_3;

%4) Cálculo de Thr




%5) Cálculo de fcr











%5.3) Cálculo de F



09 / 06 / 2017 193 / 209

F_3=fcr_3.*(t3-t_b).*s2min; %Consumo





m_3=m_b-F_3;



x_3(1)=x_b; for k=2:tf_3 x_3(k)=x_3(k-1)+Vtas_3(k).*m2nm.*(t3(k)-t3(k-1));




H=find(x_3>(x_b+x1)); %Busca


t_3=t3(1:H); %Vector

tiempo en s h_3=h3(1:H); %Vector

altura en m (FL 270) x_3=x_3(1:H); %Vector

alcance en NM Vtas_3=Vtas_3(1:H); %Vector





aeronave T_3=T_3(1:H); %Vector

temperatura en ºK P_3=P_3(1:H); %Vector

presión atmosférica en Pa rho_3=rho_3(1:H); %Vector

densidad del aire en kg/m^3



09 / 06 / 2017 194 / 209

L_3=L_3(1:H); %Vector

sustentación en N D_3=D_3(1:H); %Vector

resistencia aerodinámica en N Thr_3=Thr_3(1:H); %Vector

empuje en N E_3=E_3(1:H); %Vector

eficiencia aerodinámica (adimensional) F_3=F_3(1:H); %Vector

consumo de combustible en kg m_3=m_3(1:H); %Vector

masa de la aeronave en kg Mcr_3=Mcr_b.*ones(size(t_3)); %Vector

Mach de crucero


t_c=t3(H(1)); %t_c es el

momento en el que la aeronave alcanza 5 NM h_c=h3(H(1)); %h_c

corresponde a la altura en la que la aeronave alcanza 5 NM m_c=m_3(H(1)); %m_c es la

masa de la aeronave en el final del tramo 3 dh_c=dh_3(H(1)); %dh_c es

la velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 3 x_c=x_3(H(1)); %x_c es el

alcance de la aeronave al final del tramo 3 Vtas_c=Vtas_3(H(1)); %Vtas_c es

la velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 3 F_c=F_3(H(1)); %F_c es el


%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO

4: DESCENSO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%Definición de la velocidad verdadera de la aeronave Vtas_4=Vtas_c; %Velocidad verdadera de la aeronave en el tramo 4

% Proceso de integración ti_4=t_c; tf_4=8*min2s;



09 / 06 / 2017 195 / 209

t4=(ti_4:paso:tf_4); dh4=-1000*(1/ms2ftmin).*ones(size(t4)); %Velocidad

vertical de la aeronave (fija) en m/s h4=H1+dh4.*(t4-t_c);

%Calculo del momento en el que la aeronave alcanza el FL280 J=find(h4<H0); J=J(1);

%Definición del vector tiempo y del vector altura t_4=t4(1:J); h_4=h4(1:J); dh_4=dh4(1:J);


if h_4<Htrop %Altitud en m disp('Altitud por debajo de la tropopausa: Troposfera') T_4=T0+alpha.*h_4; %Temperatura en ºK.


escenario P_4=P0*(T_4/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa rho_4=P_4./(R.*T_4); %Densidad en kg/m^3


tropopausa') Ttrop_4=T0+alpha.*h_4; %Temperatura en ºK T_4=Ttrop_4; Ptrop_4=P0*(T_4/T0).^(-g0/(alpha*R)); %Presión en Pa P_4=Ptrop_4; rho_4=P_4./(R*T_4); %Densidad en kg/m^3

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_4=T0+alpha*Htrop; T_4=Ttrop_4; %Temperatura en ºK Ptrop_4=P0*(T_4/T0)^(-g0/(alpha*R)); P_4=Ptrop_4*exp(-g0/(R*T_4)*(h_4-Htrop)); %Presión en Pa rho_4=P_4./(R*T_4); %Densidad en

kg/m^3 end

% Modeo dinámico:



09 / 06 / 2017 196 / 209






% 2) Cálculo de L y D


Cl_4=(2*m_c*g0)./(rho_4.*(Vtas_4.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L





%2.4) Cálculo de D




E_4=Cl_4./Cd_4;


Thr_4=D_4+(m_c*g0.*dh_4)/Vtas_4; %Empuje

(Thr) en N

% 5) Cálculo de F



cuenta para este escenario pero se calcula. En kg



09 / 06 / 2017 197 / 209

%En el n se utiliza la expresión correspondiente para las fases



n_4=Cf1*(1+Vtas_4.*ms2kt/Cf2); %Consumo espefífico de

combustible (n) en kg/(min*kN)


fcr_4=n_4.*(Thr_4/1000)*Cfcr; %Consumo nominal de

combustible (fcr) en kg/min

%5.3)Cálculo de F

F_4=fcr_4.*(t_4-t_c).*s2min; %Consumo de

combustible en kg




m_4=m_c-F_4;


% TRAYECTORIA DE LA AERONAVE


%Cálculo de la trayectoria horizontal x_4(1)=x_c; for k=2:J x_4(k)=x_4(k-1)+Vx_4(k).*m2nm.*(t_4(k)-t_4(k-1)); %Alcance de



t_d=t4(J); %t_d es el

momento en el que la aeronave alcanza el FL270 h_d=h4(J); %h_d

corresponde al FL270 m_d=m_4(J); %m_d es la




09 / 06 / 2017 198 / 209

dh_d=dh4(J); %dh_d es la

velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 4 x_d=x_4(J); %x_d es el

alcance de la aeronave al final del tramo 4 Vtas_d=Vtas_4(J); %Vtas_d es la

velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 4 Mcr_d=Mcr_4(J); %Mcr_d es el

Mach de crucero en el final del tramo 4 F_d=F_4(J); %F_d es el


%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TRAMO 5:

VUELO NIVELADO

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%Vector tiempo y vector altura ti_5=t_d; tf_5=30*min2s; t5=ti_5:paso:tf_5; h5=h_d.*ones(size(t5));









09 / 06 / 2017 199 / 209

else disp('Altitud por encima de la tropopausa: Estratosfera') Ttrop_5=T0+alpha*Htrop; T_5=Ttrop_5; %Temperatura en ºK Ptrop_5=P0*(T_5/T0)^(-g0/(alpha*R)); P_5=Ptrop_5*exp(-g0/(R*T_5)*(h5-Htrop)); %Presión en Pa rho_5=P_5./(R*T_5); %Densidad en

kg/m^3 end










están recogidos





%1) Cálculo Vtas

Vtas_5=Mcr_d*sqrt(Kai*R*T_5); %Velocidad


verdadera en m/s

%2) Cálculo de D


Cl_5=(2*m_d*g0)./(rho_5.*(Vtas_5.^2)*Sw);

%2.2) Cálculo de L



09 / 06 / 2017 200 / 209





%2.4) Cálculo de D




E_5=Cl_5./Cd_5;

%4) Cálculo de Thr




%5) Cálculo de fcr











%5.3) Cálculo de F

F_5=fcr_5.*(t5-t_d).*s2min; %Consumo




09 / 06 / 2017 201 / 209




m_5=m_d-F_5;



x_5(1)=x_d; for k=2:tf_5 x_5(k)=x_5(k-1)+Vtas_5(k).*m2nm.*(t5(k)-t5(k-1));




K=find(x_5>(x_d+x1));

%Busca aquellos valores de x mayores que x1

t_5=t5(1:K); %Vector

tiempo en s h_5=h5(1:K); %Vector

altura en m (FL 270) x_5=x_5(1:K); %Vector

alcance en NM Vtas_5=Vtas_5(1:K); %Vector





aeronave T_5=T_5(1:K); %Vector

temperatura en ºK P_5=P_5(1:K); %Vector

presión atmosférica en Pa rho_5=rho_5(1:K); %Vector

densidad del aire en kg/m^3 L_5=L_5(1:K); %Vector

sustentación en N



09 / 06 / 2017 202 / 209

D_5=D_5(1:K); %Vector

resistencia aerodinámica en N Thr_5=Thr_5(1:K); %Vector

empuje en N E_5=E_5(1:K); %Vector

eficiencia aerodinámica (adimensional) F_5=F_5(1:K); %Vector

consumo de combustible en kg m_5=m_5(1:K); %Vector

masa de la aeronave en kg Mcr_5=Mcr_d.*ones(size(t_5));



t_e=t5(K(1)); %t_e es el

momento en el que la aeronave alcanza 5 NM h_e=h5(K(1)); %h_e

corresponde a la altura en la que la aeronave alcanza 5 NM m_e=m_5(K(1)); %m_e es la

masa de la aeronave en el final del tramo 5 dh_e=dh_5(K(1)); %dh_e es

la velocidad vertical de la aeronave en el final del tramo 5 x_e=x_5(K(1)); %x_e es el

alcance de la aeronave al final del tramo 5 Vtas_e=Vtas_5(K(1)); %Vtas_e es

la velocidad verdadera de la aeronave en el final del tramo 5 F_e=F_5(K(1)); %F_e es el


%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%CONSTRUCCIÓN DE VECTORES

t=[t_1'; t_2; t_3'; t_4'; t_5']; h=[h_1'; h_2; h_3'; h_4'; h_5']; x=[x_1'; x_2'; x_3'; x_4'; x_5']; Vtas=[Vtas_1'; Vtas_2; Vtas_3'; Vtas_4'; Vtas_5']; Vx=[Vx_1'; Vx_2; Vx_3'; Vx_4'; Vx_5']; dh=[dh_1'; dh_2; dh_3'; dh_4'; dh_5']; T=[T_1'; T_2; T_3'; T_4'; T_5']; P=[P_1'; P_2; P_3'; P_4'; P_5']; rho=[rho_1'; rho_2; rho_3'; rho_4'; rho_5']; L=[L_1'; L_2; L_3'; L_4'; L_5']; D=[D_1'; D_2; D_3'; D_4'; D_5']; Thr=[Thr_1'; Thr_2; Thr_3'; Thr_4'; Thr_5'];



09 / 06 / 2017 203 / 209

E=[E_1'; E_2; E_3'; E_4'; E_5']; F=[F_1'; (F_2+F_a); (F_3'+F_a+F_b); (F_4'+F_a+F_b+F_c);

(F_5'+F_a+F_b+F_c+F_d)]; m=[m_1'; m_2; m_3'; m_4'; m_5']; Mcr=[Mcr_1'; Mcr_2; Mcr_3'; Mcr_4'; Mcr_5'];


i=1; figure(i) plot(t,h*m2ft)



title('Altura en función del tiempo de vuelo') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Altitud en ft') hold on

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%%%% GEOMETRÍA DE CONFLICTO 1

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

%%%%%

%Definición del vector tiempo tr=[t_1'; t_2; t_3'];

%Datos x0_RPAS=0; x0_CONV=20*nm2m; Vx_RPAS=[Vx_1'; Vx_2; Vx_3']; Vx_CONV=237.5; Vx_RPAS_tr1=Vx_1(1); x0_CONV_fic=15*nm2m; Vx_CONV_fic=237.5;

%Modelización de la trayectoria de la aeronave convencional x_CONV=x0_CONV-Vx_CONV.*tr; z_CONV=H0*ones(size(tr)); x_CONV_fic=x0_CONV_fic-Vx_CONV.*tr; z_CONV_fic=H0*ones(size(tr));

%Modelización de la trayectoria del RPAS x_RPAS=nm2m.*[x_1'; x_2'; x_3'];



09 / 06 / 2017 204 / 209

z_RPAS=[h_1'; h_2; h_3'];

%Definición de la mínima de protección inct=t_b-t_a; %Tiempo que

tarda el RPAS en ascender 1000 ft incx_RPAS=(x_b-x_a)*nm2m; %Distancia

horizontal que recorre el RPAS cuando asciende 1000 ft incx_CONV=Vx_CONV.*inct; %Distancia

horizontal que recorre la aeronave convencional mientras el RPAS

asciende 1000 ft más la distancia correspondiente al cilindro de

protección del convencional radio_cil=5*nm2m;

min_pro=incx_RPAS+incx_CONV+radio_cil %Distancia

mínima de protección horizontal entre el RPAS y la aeronave

convencional min_pro_nm=min_pro*m2nm

%Cálculo del tiempo crítico (tiempo en el cual el RPAS incide en la %frontera del cilindro de protección del convencional) t_cri=(x0_CONV_fic-x0_RPAS)./(Vx_RPAS_tr1+Vx_CONV_fic); %Es el

tiempo en el que las dos aeronaves sufrirían un choque frontal si no

se realizara la maniobra de protección

%Posición de las aeronaves en el momento crítico x_RPAS_cri=x0_RPAS+Vx_RPAS_tr1*t_cri; x_CONV_cri=x_RPAS_cri+5*nm2m;

%Posición de las aeronaves en el momento de inicio de la maniobra de %protección x_RPAS_ini=x_RPAS_cri-incx_RPAS; x_CONV_ini=x_CONV_cri+incx_CONV;

Y=find(x_RPAS>x_RPAS_ini); Y=Y(1);

x_RPAS_1=x_RPAS(1:Y-1); z_RPAS_1=z_RPAS(1:Y-1);

x_CONV_1=x_CONV(1:Y-1); z_CONV_1=z_CONV(1:Y-1);

tr_1=tr(1:Y-1);

%Posición de las aeronaves en el momento en el que el RPAS incide en

la



09 / 06 / 2017 205 / 209

%frontera del cilindro de protección del convencional x_1=x_1(1:Y-1);

x_a=x_1(Y-1); x_2(1)=x_a; for k=2:G x_2(k)=x_2(k-1)+Vx_2(k).*m2nm.*(t_2(k)-t_2(k-1)); %Cálculo

del nuevo alcance del RPAS en el tramo 2 en NM end

x_RPAS_2=nm2m.*[x_1'; x_2']; h_1=h_1(1:Y-1); z_RPAS_2=[h_1'; h_2];

x_CONV_2=x_CONV(1:size(x_RPAS_2)); z_CONV_2=z_CONV(1:size(x_RPAS_2));

tr_2=tr(1:size(x_RPAS_2));

%Posición de las aeronaves después del momento crítico x_b=x_2(end); x_3(1)=x_b; for k=2:H x_3(k)=x_3(k-1)+Vtas_3(k).*m2nm.*(t3(k)-t3(k-1)); %Cálculo

del nuevo alcance del RPAS en el tramo 3 en NM end

x_RPAS_3=nm2m.*[x_1'; x_2'; x_3']; z_RPAS_3=[h_1'; h_2; h_3'];

x_CONV_3=x_CONV(1:size(x_RPAS_3)); z_CONV_3=z_CONV(1:size(x_RPAS_3));

tr_3=tr(1:size(x_RPAS_3));

%Distancia horizontal y vertical entre las dos aeronaves dist_horizontal=abs(x_CONV_3-x_RPAS_3); dist_vertical=abs(z_RPAS_3-z_CONV_3);

%Representación gráfica de la geometría de conflicto i=i+1; figure(i) subplot(2,1,1) plot(tr_1,x_RPAS_1,'-.r',tr_1,x_CONV_1)

%Representación gráfica de la distancia recorrida por las dos

aeronaves al inicio de la maniobra de protección



09 / 06 / 2017 206 / 209

grid on legend('x RPAS','x CONV')

title('Conflicto 1: posición de las aeronaves al inicio de la maniobra

de protección') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Distancia en m')

subplot(2,1,2) plot(tr_1,z_RPAS_1,'-.r',tr_1,z_CONV_1)

%Representación gráfica de la altura las dos aeronaves al inicio de la

maniobra de protección grid on legend('z RPAS','z CONV')

title('Conflicto 1: posición de las aeronaves al inicio de la maniobra

de protección') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Altura en m')

i=i+1; figure(i) subplot(2,1,1) plot(tr_2,x_RPAS_2,'-.r',tr_2,x_CONV_2)


aeronaves en el momento del cruce de ambas grid on legend('x RPAS','x CONV')

title('Conflicto 1: posición de las aeronaves en el momento en el que

el RPAS incide en la frontera del cilindro de 5 NM') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Distancia en m')


%Representación gráfica de la altura de las dos aeronaves en el

momento del cruce de ambas grid on legend('z RPAS','z CONV')

title('Conflicto 1: posición de las aeronaves en el momento en el que

el RPAS incide en la frontera del cilindro de 5 NM') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Altura en m')

i=i+1;



09 / 06 / 2017 207 / 209

figure(i) subplot(2,1,1) plot(tr_3,x_RPAS_3,'-.r',tr_3,x_CONV_3)


aeronaves 5 NM después del cruce grid on legend('x RPAS','x CONV')

title('Conflicto 1: posición de las aeronaves después del momento

crítico') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Distancia en m')


%Representación gráfica de la altura de las dos aeronaves 5 NM después

del cruce grid on legend('z RPAS','z CONV')


crítico') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Altura en m')

i=i+1; figure(i) subplot(2,1,1) plot(tr_3,x_RPAS_3*m2nm,'-.r',tr_3,x_CONV_3*m2nm)


aeronaves 5 NM después del cruce grid on legend('x RPAS','x CONV')


crítico') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Distancia en NM')

subplot(2,1,2) plot(tr_3,z_RPAS_3*m2ft,'-.r',tr_3,z_CONV_3*m2ft)

%Representación gráfica de la altura de las dos aeronaves 5 NM después

del cruce grid on legend('z RPAS','z CONV')



09 / 06 / 2017 208 / 209


crítico') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Altura en ft') axis([0 250 26500 28500])

i=i+1; figure(i) subplot(2,1,1) plot(tr_3,dist_horizontal)

%Representación gráfica de la distancia horizontal entre las dos

aeronaves en función del tiempo grid on

title('Conflicto 1: distancia horizontal entre las dos aeronaves en

función del tiempo') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Distancia entre la aronave convencional y el RPAS en m')

subplot(2,1,2) plot(tr_3,dist_vertical*m2ft)

%Representación gráfica de la distancia vertical entre las dos

aeronaves en función del tiempo grid on

title('Conflicto 1: distancia vertical entre las dos aeronaves en

función del tiempo') xlabel('Tiempo en s') ylabel('Distancia entre la aronave convencional y el RPAS en ft')

y_RPAS_3=zeros(size(x_RPAS_3)); y_CONV_3=zeros(size(x_CONV_3));

i=i+1; figure(i) plot3(x_CONV_3*m2nm, y_CONV_3, z_CONV_3*m2ft) grid on hold on plot3(x_RPAS_3*m2nm, y_RPAS_3, z_RPAS_3*m2ft, '-.r') grid on hold on plot3(x_RPAS_2(end)*m2nm, 0, z_RPAS_2(end)*m2ft,'*') grid on hold on plot3(x_CONV_2(end)*m2nm, 0, z_CONV_2(end)*m2ft,'*') title('Geometría de conflicto 1 - Representación 3D

','fontweight','bold') ylabel('Alcance en el eje y en NM')



09 / 06 / 2017 209 / 209

xlabel('Alcance en el eje x en NM') zlabel('Altitud en ft')

definición de mínimas de separación de operación de rpas y ... · entregable 2: análisis de...

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