¿Cómo funciona los controles de vuelo en un avión? (Flight Controls)
Para que la fuerza de control requerida por los pilotos fuera manejable, los ingenieros aeronáuticos diseñaron sistemas más complejos. Al principio, se utilizaron diseños hidromecánicos, formados por un circuito mecánico y un circuito hidráulico, para reducir la complejidad, el peso y las limitaciones de los sistemas de control de vuelo mecánicos.
A medida que las aeronaves se hicieron más sofisticadas, las superficies de control se accionaron mediante motores eléctricos, ordenadores digitales o cables de fibra óptica. Llamado "fly-by-wire", este sistema de control de vuelo sustituye la conexión física entre los controles del piloto y las superficies de control de vuelo por una interfaz eléctrica. Además, en algunas aeronaves grandes y rápidas, los controles son impulsados por sistemas de accionamiento hidráulico o eléctrico. Tanto en los controles "fly-by-wire" como en los reforzados, la sensación de la reacción del control se transmite al piloto por medios simulados.
Los sistemas de control de vuelo de las aeronaves constan de sistemas primarios y secundarios. los ailerons, elevator (o stabilator) y el rudder constituyen el sistema de control primario y son necesarios para controlar una aeronave con seguridad durante el vuelo. Wing flaps, leading edge devices, spoilers, y trim constituyen el sistema de control secundario y mejoran las características de rendimiento del avión o alivian al piloto de las fuerzas de control excesivas.
Funcionamiento de los controles de vuelo primarios (Primary Flight Controls)
Los sistemas de control de la aeronave están cuidadosamente diseñados para proporcionar una respuesta adecuada a las entradas de control, permitiendo al mismo tiempo una sensación natural. A bajas velocidades del aire, los controles suelen ser suaves y lentos, y la aeronave responde lentamente a las aplicaciones de control. A velocidades más altas, los controles se vuelven cada vez más firmes y la respuesta de la aeronave es más rápida.
El movimiento de cualquiera de las tres superficies de control de vuelo primarias (ailerons, elevator o stabilator, o rudder), cambia el flujo de aire y la distribución de la presión sobre y alrededor del airfoil o perfil aerodinámico. Estos cambios afectan a la sustentación y la resistencia producidas por la combinación de superficie de control y perfil aerodinámico, y permiten al piloto controlar la aeronave en sus tres ejes de rotación o axes of rotation.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Las características de diseño limitan la cantidad de desviación de las superficies de control de vuelo. Por ejemplo, se pueden incorporar los control-stop mechanisms mecanismos de parada de control en los enlaces de control de vuelo, o se puede limitar el movimiento de la columna de control y/o los rudder pedals. El propósito de estos límites de diseño es evitar que el piloto sobreopere inadvertidamente y sobrecargue la aeronave durante las maniobras normales.
Una aeronave correctamente diseñada es estable y fácil de controlar durante las maniobras normales. Las entradas de la superficie de control provocan un movimiento en torno a los tres ejes de rotación o axes of rotation. Los tipos de estabilidad que presenta una aeronave también están relacionados con los tres ejes de rotación.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
¿Cómo funcionan los alerones en un avión? (Ailerons control)
Los ailerons o alerones controlan el giro alrededor del longitudinal axis o eje longitudinal. Los alerones están fijados al borde de salida de cada ala y se mueven en dirección opuesta a los demás. Los alerones están conectados mediante cables, bellcranks, pulleys, and/or push-pull tubes (cables, manivelas, poleas y/o tubos de empuje) y tracción a una rueda de control o a una control stick.
Al mover la rueda de control, o la palanca de control (control stick) , hacia la derecha, el alerón derecho se desvía hacia arriba y el alerón izquierdo se desvía hacia abajo. La desviación hacia arriba del alerón derecho disminuye la inclinación, lo que provoca una disminución de la sustentación del ala derecha.
La correspondiente desviación hacia abajo del alerón izquierdo aumenta la inclinación, lo que da lugar a un aumento de la sustentación en el ala izquierda. Así, el aumento de la sustentación en el ala izquierda y la disminución de la sustentación en el ala derecha hacen que el avión ruede hacia la derecha.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
¿Qué es Viraje adverso? (Adverse Yaw)
Dado que el alerón desviado hacia abajo produce más sustentación, como lo demuestra la elevación del ala, también produce más resistencia. Esta resistencia añadida hace que el ala disminuya ligeramente su velocidad.
El resultado es que la aeronave se desvía hacia el ala que ha experimentado un aumento de la sustentación (y de la resistencia). Desde el punto de vista del piloto, la guiñada (yaw) es opuesta a la dirección de la inclinación. La guiñada adversa (Adverse Yaw) es el resultado de la resistencia diferencial y de la ligera diferencia en la velocidad de las alas izquierda y derecha.
La guiñada adversa (Adverse Yaw) es más pronunciada a bajas velocidades del aire. A estas velocidades del aire más lentas, la presión aerodinámica sobre las superficies de control es baja, y se requieren mayores entradas de control para maniobrar eficazmente la aeronave. Como resultado, el aumento de la deflexión de los alerones provoca un aumento de la guiñada adversa. La guiñada es especialmente evidente en las aeronaves con una gran envergadura.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
La aplicación del timón se utiliza para contrarrestar la guiñada adversa. La cantidad de control del timón requerida es mayor a bajas velocidades del aire, altos AOA y con grandes desviaciones de los alerones. Al igual que todas las superficies de control a bajas velocidades del aire, el timón/estabilizador vertical se vuelve menos efectivo y aumenta los problemas de control asociados con la Adverse Yaw.
Todos los giros se coordinan mediante el uso de ailerons, rudder y elevator. La aplicación de la presión de los alerones es necesaria para colocar la aeronave en el ángulo de inclinación deseado, mientras que la aplicación simultánea de la presión del timón es necesaria para contrarrestar la guiñada adversa resultante. Además, como se requiere más sustentación durante un giro que durante el vuelo recto y nivelado, el AOA debe aumentarse aplicando presión de retroceso del elevator. Cuanto más pronunciado sea el giro, más presión de retroceso del elevator se necesitará.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
A medida que se establece el ángulo de inclinación deseado, las presiones de los alerones y del timón deben relajarse. Esto evita que el ángulo de inclinación aumente, porque las superficies de control de los alerones y del timón están en una posición neutral y aerodinámica. La presión del elevator debe mantenerse constante para mantener la altitud.
La salida de un giro es similar a la entrada, excepto que los controles de vuelo se aplican en la dirección opuesta. El alerón y el timón se aplican en la dirección del roll-out o hacia el ala alta. A medida que el ángulo de inclinación disminuye, la contrapresión del elevator debe relajarse según sea necesario para mantener la altitud.
En un intento de reducir los efectos de la guiñada adversa, los fabricantes han diseñado cuatro sistemas: alerones diferenciales, frise-type ailerons, coupled ailerons and rudder, y flaperons.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
¿Cómo funciona los alerones diferenciales? (Differential Ailerons)
Con los alerones diferenciales, un alerón se eleva una distancia mayor que el otro alerón y se baja para un movimiento determinado de la rueda de control o de la palanca de control (control stick). Esto produce un aumento de la resistencia en el ala que desciende. La mayor resistencia es el resultado de la desviación del alerón de subida en el ala de bajada a un ángulo mayor que el alerón de bajada en el ala de subida. Aunque la guiñada adversa se reduce, no se elimina por completo.
Frise-Type Ailerons en el avión
Cuando se aplica presión a la rueda de control, o a la palanca de control (control stick), el alerón que se está levantando pivota sobre una bisagra desplazada. Esto proyecta el borde de ataque del alerón hacia el flujo de aire y crea resistencia. Por ejemplo, cuando la rueda de control, o la palanca de control, se mueve para producir un alabeo a la izquierda, el cable de interconexión y el muelle tiran hacia delante del pedal del timón izquierdo lo suficiente para evitar que la nariz de la aeronave se desvíe hacia la derecha. La fuerza aplicada al timón por los muelles puede anularse si es necesario deslizar la aeronave.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
¿Cómo funciona los Flaperones? (Flaperons)
Combinan ambos aspectos de los flaps y los alerones. Además de controlar el ángulo de inclinación de una aeronave como los alerones convencionales, los flaperones pueden bajarse juntos para funcionar de forma muy similar a un conjunto de flaps dedicado. El piloto conserva los controles separados para los alerones y los flaps. Se utiliza un mezclador para combinar las entradas separadas del piloto en este único conjunto de superficies de control llamado flaperones. Muchos diseños que incorporan flaperones montan las superficies de control lejos del ala para proporcionar un flujo de aire no perturbado en altos ángulos de ataque y/o bajas velocidades del aire.
¿Cómo funciona el Elevador? (Elevator)
Controla el pitch o cabeceo alrededor del eje lateral. Al igual que los alerones de las aeronaves pequeñas, el elevador está conectado a la columna de control en la cabina de vuelo mediante una serie de enlaces mecánicos. El movimiento hacia atrás de la columna de control desvía el borde de salida de la superficie del elevador hacia arriba. Esto se conoce normalmente como la posición del elevador hacia arriba (up-elevator position).
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
La posición del elevador hacia arriba disminuye la inclinación del elevador y crea una fuerza aerodinámica hacia abajo, que es mayor que la fuerza normal de cola hacia abajo que existe en vuelo recto y nivelado. El efecto global hace que la cola de la aeronave se desplace hacia abajo y la nariz se incline hacia arriba. El momento de cabeceo se produce alrededor del centro de gravedad (CG). La fuerza del momento de cabeceo viene determinada por la distancia entre el CG y la superficie horizontal de la cola, así como por la eficacia aerodinámica de la superficie horizontal de la cola.
Mover la columna de control hacia delante tiene el efecto contrario. En este caso, la inclinación del elevador aumenta, creando más elevación (menos fuerza de cola hacia abajo) en el estabilizador horizontal/elevador. Esto mueve la cola hacia arriba e inclina la nariz hacia abajo. De nuevo, el momento de cabeceo se produce alrededor del CG.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Como se ha mencionado anteriormente, la estabilidad, la potencia, la línea de empuje y la posición de las superficies horizontales de cola en el empenaje son factores que influyen en la eficacia del elevador para controlar el pitch. Por ejemplo, las superficies horizontales de la cola pueden fijarse cerca de la parte inferior del estabilizador vertical, en el punto medio o en el punto alto, como en el diseño de la cola en T.
¿Cómo funciona la cola en T en un avión? (T-Tail)
En una configuración de cola en T, el elevador está por encima de la mayoría de los efectos de la corriente descendente de la hélice, así como del flujo de aire alrededor del fuselaje y/o las alas durante las condiciones normales de vuelo. El funcionamiento de los elevadores en este aire inalterado permite movimientos de control que son consistentes en la mayoría de los regímenes de vuelo.
Los diseños de cola en T se han hecho populares en muchas aeronaves ligeras y de gran tamaño, especialmente en aquellas con motores montados en la popa del fuselaje, ya que la configuración de la cola en T aleja a la cola del chorro de escape de los motores. Los hidroaviones y los anfibios suelen tener colas en T para mantener las superficies horizontales lo más lejos posible del agua. Una ventaja adicional es la reducción del ruido y las vibraciones en el interior de la aeronave.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
En comparación con las aeronaves de cola convencional, el elevador de una aeronave de cola en T debe moverse una mayor distancia para elevar el nariz una cantidad determinada cuando se viaja a velocidades lentas. Esto se debe a que la aeronave de cola convencional tiene la onda descendente de la hélice que empuja hacia abajo la cola para ayudar a elevar la nariz.
Los mandos de la aeronave están preparados para que se requiera un aumento de la fuerza de control para aumentar el recorrido de los mandos. Las fuerzas requeridas para elevar la nariz de una aeronave con cola en T son mayores que las requeridas para elevar la nariz de una aeronave con cola convencional. La estabilidad longitudinal de una aeronave con trim es la misma para ambos tipos de configuración, pero el piloto debe ser consciente de que las fuerzas de control requeridas son mayores a velocidades lentas durante los despegues, aterrizajes o entradas en pérdida que para aeronaves de tamaño similar equipadas con colas convencionales.
Las aeronaves con cola en T también requieren consideraciones de diseño adicionales para contrarrestar el problema del flameo. Dado que el peso de las superficies horizontales se encuentra en la parte superior del estabilizador vertical, el brazo de momento creado provoca altas cargas en el estabilizador vertical que pueden dar lugar a flutter. Los ingenieros deben compensar esto aumentando la rigidez de diseño del estabilizador vertical, lo que suele suponer una penalización de peso respecto a los diseños de cola convencionales.
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Cuando se vuela a un AOA muy alto con una velocidad aerodinámica baja y un centro de gravedad a popa, la aeronave de cola en T puede ser más susceptible a una pérdida profunda. En esta condición, la estela del ala incide en la superficie de la cola y la hace casi ineficaz. El ala, si está totalmente en pérdida, permite que su flujo de aire se separe justo después del borde de ataque. La amplia estela de aire desacelerado y turbulento cubre la cola horizontal y, por tanto, su eficacia disminuye considerablemente. En estas circunstancias, el control del elevador o del estabilizador se reduce (o tal vez se elimina) dificultando la recuperación de la pérdida.
Cabe señalar que un CG a la popa es a menudo un factor que contribuye a estos incidentes, ya que también se encuentran problemas de recuperación similares en las aeronaves de cola convencional con un CG a la popa. Las pérdidas profundas pueden producirse en cualquier aeronave, pero es más probable que se produzcan en las aeronaves con cola en "T", ya que un AOA elevado puede situar el flujo de aire separado de las alas en la trayectoria de la superficie horizontal de la cola. Además, la distancia entre las alas y la cola y la posición de los motores (por ejemplo, si están montados en la cola) pueden aumentar la susceptibilidad de que se produzcan eventos de pérdida profunda. Por lo tanto, una pérdida profunda puede ser más frecuente en las aeronaves de transporte que en las de aviación general.
Dado que volar a un AOA alto con una velocidad aerodinámica baja y una posición de CG a la popa puede ser peligroso, muchos aviones tienen sistemas para compensar esta situación. Los sistemas van desde los topes de control hasta los muelles de bajada del elevador. En los aviones de categoría de transporte, se suelen utilizar empujadores de palanca. Un muelle de bajada del elevador ayuda a bajar la nariz de la aeronave para evitar una pérdida causada por la posición del centro de gravedad a popa. La entrada en pérdida se produce porque el avión correctamente ajustado está volando con el elevador en una posición de borde de salida hacia abajo, forzando la cola hacia arriba y la nariz hacia abajo.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
En esta condición inestable, si la aeronave se encuentra con turbulencias y disminuye su velocidad, la aleta de centrado ya no posiciona el elevador en la posición de descenso. El elevador se agiliza y la nariz de la aeronave se inclina hacia arriba, lo que puede provocar una pérdida.
El muelle de bajada del elevador produce una carga mecánica en el elevador, haciendo que se mueva hacia la posición de nariz abajo si no está equilibrado. El trim tab del elevador equilibra el muelle de bajada del elevador para colocarlo en una posición trim. Cuando la trim tab se vuelve ineficaz, el muelle de bajada lleva al elevador a una posición de nariz abajo. La nariz de la aeronave desciende, la velocidad aumenta y se evita la entrada en pérdida.
El elevador también debe tener suficiente autoridad para mantener la nariz de la aeronave levantado durante el rodeo para un aterrizaje. En este caso, un CG adelantado puede causar un problema. Durante el flare de aterrizaje, se suele reducir la potencia, lo que disminuye el flujo de aire sobre el empenaje. Esto, unido a la reducción de la velocidad de aterrizaje, hace que el elevador sea menos eficaz.
Como demuestra esta discusión, los pilotos deben entender y seguir los procedimientos de carga adecuados, en particular con respecto a la posición del CG.
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¿Cómo funciona el estabilizador? (Stabilator)
Es esencialmente un estabilizador horizontal de una sola pieza que pivota desde un punto de bisagra central. Cuando la columna de control se tira hacia atrás, eleva el borde de salida del estabilizador, tirando de la nariz del avión. Al empujar la columna de control hacia delante, baja el borde de salida del estabilizador e inclina la nariz de la aeronave hacia abajo.
Dado que los estabilizadores pivotan alrededor de un punto de articulación central, son extremadamente sensibles a las entradas de control y a las cargas aerodinámicas. Se incorporan tabs antiservo en el borde de salida para disminuir la sensibilidad. Se desvían en la misma dirección que el estabilizador.
Esto da lugar a un aumento de la fuerza necesaria para mover el estabilizador, lo que lo hace menos propenso al sobrecontrol inducido por el piloto. Además, se suele incorporar un peso de equilibrio delante del larguero principal. El peso de equilibrio puede proyectarse en el empenaje o puede incorporarse en la parte delantera de las puntas del estabilizador.
¿Cómo funciona el Canard en un avión?
El diseño del canard utiliza el concepto de dos superficies de elevación. El canard funciona como un estabilizador horizontal situado delante de las alas principales. En efecto, el canard es un perfil aerodinámico similar a la superficie horizontal de un diseño convencional de cola de popa. La diferencia es que el canard realmente crea sustentación y mantiene la nariz en alto, a diferencia del diseño de cola de popa que ejerce una fuerza hacia abajo en la cola para evitar que la nariz gire hacia abajo.
El diseño del canard se remonta a los días pioneros de la aviación. En particular, se utilizó en el Wright Flyer. Recientemente, la configuración del canard ha recuperado su popularidad y está apareciendo en los aviones más nuevos. Los diseños de canard incluyen dos tipos: uno con una superficie horizontal de aproximadamente el mismo tamaño que un diseño normal de cola de popa, y el otro con una superficie del mismo tamaño y perfil aerodinámico aproximado del ala de popa, conocido como configuración de ala tándem.
En teoría, se considera que el canard es más eficiente porque el uso de la superficie horizontal para ayudar a levantar el peso de la aeronave debería dar como resultado una menor resistencia para una cantidad dada de sustentación.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
El Timón en un avión (Rudder)
El timón controla el movimiento de la aeronave alrededor de su eje vertical. Este movimiento se denomina guiñada. Al igual que las otras superficies de control primarias, el timón es una superficie móvil articulada a una superficie fija, en este caso, al estabilizador vertical o a la aleta. El timón se controla mediante los pedales del timón izquierdo y derecho.
Cuando el timón se desvía hacia la corriente de aire, se ejerce una fuerza horizontal en la dirección opuesta. Al pisar el pedal izquierdo, el timón se mueve hacia la izquierda. Esto altera el flujo de aire alrededor del estabilizador vertical/del timón y crea una elevación lateral que mueve la cola hacia la derecha y hace girar la nariz del avión hacia la izquierda.
La eficacia del timón aumenta con la velocidad; por lo tanto, pueden ser necesarias grandes desviaciones a bajas velocidades y pequeñas desviaciones a altas velocidades para proporcionar la reacción deseada. En las aeronaves impulsadas por hélices, cualquier corriente de deslizamiento que fluya sobre el timón aumenta su eficacia.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
¿Cómo funciona la Cola en V en un avión? (V-Tail)
El diseño de la cola en V utiliza dos superficies de cola inclinadas para realizar las mismas funciones que las superficies de una configuración convencional de elevador y timón. Las superficies fijas actúan como estabilizadores horizontales y verticales.
Las superficies móviles, que suelen llamarse timones, están conectadas a través de un enlace especial que permite que la rueda de control mueva ambas superficies simultáneamente. Por otro lado, el desplazamiento de los pedales del timón mueve las superficies de forma diferencial, proporcionando así un control direccional.
Cuando el piloto mueve los mandos del timón y del elevador, un mecanismo de mezcla de controles mueve cada superficie en la medida adecuada. El sistema de control de la cola en V es más complejo que el de una cola convencional. Además, el diseño de la cola en V es más susceptible a las tendencias de balanceo holandés que una cola convencional, y la reducción total de la resistencia es mínima.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
¿Cuáles son los controles de vuelo secundarios en un avión y como funciona? (Secondary Flight Controls)
Los sistemas de control de vuelo secundarios pueden consistir en flaps del ala, dispositivos de borde de ataque, alerones y sistemas de compensación.
Flaps en un avión
Los flaps son los dispositivos de alta sustentación más comunes utilizados en los aviones. Estas superficies, que se fijan al borde de salida del ala, aumentan tanto la sustentación como la resistencia inducida para cualquier AOA dado. Los flaps permiten un compromiso entre la alta velocidad de crucero y la baja velocidad de aterrizaje porque pueden extenderse cuando se necesitan y retraerse en la estructura del ala cuando no se necesitan. Hay cuatro tipos comunes de flaps: lisos, divididos, ranurados y Fowler.
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El flap simple es el más sencillo de los cuatro tipos. Aumenta la curvatura del perfil, lo que da lugar a un aumento significativo del coeficiente de sustentación (CL) para un ángulo de ataque determinado. Al mismo tiempo, aumenta en gran medida la resistencia y desplaza el centro de presión (CP) hacia la popa del perfil, lo que da lugar a un momento de cabeceo hacia abajo.
El flap dividido se desvía de la superficie inferior del perfil aerodinámico y produce un aumento de la sustentación ligeramente mayor que el flap liso. Se crea más resistencia debido al patrón de aire turbulento que se produce detrás del perfil. Cuando están completamente extendidos, tanto los flaps simples como los divididos producen una gran resistencia con poca sustentación adicional.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
El flap más popular en los aviones de hoy en día es el flap ranurado. Las variaciones de este diseño se utilizan tanto en los aviones pequeños como en los grandes. Los flaps ranurados aumentan el coeficiente de sustentación significativamente más que los flaps lisos o divididos. En las aeronaves pequeñas, la bisagra está situada por debajo de la superficie inferior del flap, y cuando éste se baja, se forma un conducto entre el hueco del flap en el ala y el borde de ataque del flap.
Cuando se baja el flap ranurado, el aire de alta energía de la superficie inferior es conducido a la superficie superior del flap. El aire de alta energía de la ranura acelera la capa límite de la superficie superior y retrasa la separación del flujo de aire, proporcionando un mayor CL. Por lo tanto, el flap ranurado produce un aumento mucho mayor del coeficiente máximo de sustentación (CL-MAX) que el flap liso o dividido.
Aunque hay muchos tipos de flaps ranurados, los aviones grandes suelen tener flaps de doble e incluso triple ranura. Estos permiten el máximo aumento de la resistencia aerodinámica sin que el flujo de aire sobre los flaps se separe y destruya la sustentación que producen.
Los flaps Fowler son un tipo de flap ranurado. Este diseño de flap no sólo cambia la inclinación del ala, sino que también aumenta el área del ala. En lugar de girar hacia abajo sobre una bisagra, se desliza hacia atrás sobre rieles. En la primera parte de su extensión, aumenta muy poco la resistencia aerodinámica, pero incrementa mucho la sustentación al aumentar tanto el área como la comba.
Los pilotos deben ser conscientes de que la extensión del flap puede causar un momento de cabeceo hacia arriba o hacia abajo, dependiendo del tipo de avión, que el piloto tendrá que compensar, normalmente con un ajuste de trim. A medida que la extensión continúa, el flap se desvía hacia abajo. Durante la última parte de su recorrido, el flap aumenta la resistencia aerodinámica con poco aumento adicional de la sustentación.
¿Cómo funciona los Dispositivos del borde de ataque en un avión? (Leading Edge Devices)
Los dispositivos de alta elevación también pueden aplicarse al borde de ataque del perfil aerodinámico. Los tipos más comunes son las ranuras fijas, los slats móviles, los flaps del borde de ataque y los manguitos.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Las ranuras fijas dirigen el flujo de aire a la superficie superior del ala y retrasan la separación del flujo de aire a ángulos de ataque mayores. La ranura no aumenta la inclinación del ala, pero permite una mayor CL máxima porque la entrada en pérdida se retrasa hasta que el ala alcanza un mayor AOA.
Los slats móviles consisten en segmentos del borde de ataque que se mueven sobre orugas. En ángulos de ataque bajos, cada slat se mantiene a ras del borde de ataque del ala por la alta presión que se forma en el borde de ataque del ala. A medida que aumenta el ángulo de ataque, la zona de alta presión se desplaza hacia la popa por debajo de la superficie inferior del ala, permitiendo que los sltas se desplacen hacia delante. Algunos slats, sin embargo, son operados por el piloto y pueden ser desplegados en cualquier AOA. La apertura de un slat permite que el aire por debajo del ala fluya sobre la superficie superior del ala, retrasando la separación del flujo de aire.
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Los flaps del borde de ataque, al igual que los flaps del borde de salida, se utilizan para aumentar tanto el CL-MAX como el camber de las alas. Este tipo de dispositivo del borde de ataque se utiliza frecuentemente junto con los flaps del borde de salida y puede reducir el movimiento de cabeceo hacia abajo producido por estos últimos. Al igual que ocurre con los flaps del borde de salida, un pequeño incremento de los flaps del borde de ataque aumenta la sustentación en mayor medida que la resistencia. A medida que los flaps se extienden, la resistencia aumenta en mayor medida que la sustentación.
Los cuffs del borde de ataque, al igual que los flaps del borde de ataque y los flaps del borde de fuga, se utilizan para aumentar tanto el CL-MAX como el camber de las alas. A diferencia de los flaps del borde de ataque y de los flaps del borde de salida, los manguitos del borde de ataque son dispositivos aerodinámicos fijos. En la mayoría de los casos, los cuffs del borde de ataque extienden el borde de ataque hacia abajo y hacia delante. Esto hace que el flujo de aire se adhiera mejor a la superficie superior del ala en ángulos de ataque más altos, reduciendo así la velocidad de pérdida de la aeronave. La naturaleza fija de los cuffs del borde de ataque supone una penalización en la velocidad máxima de crucero, pero los recientes avances en el diseño y la tecnología han reducido esta penalización.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Spoilers en el avión
En algunas aeronaves de ala fija, los Spoilers se despliegan desde las alas para alterar el flujo de aire, reduciendo la sustentación y aumentando la resistencia. En los planeadores, los alerones se utilizan más a menudo para controlar la velocidad de descenso para aterrizar con precisión. En otras aeronaves, los alerones se utilizan a menudo para controlar el balanceo, cuya ventaja es la eliminación de la guiñada adversa. Para girar a la derecha, por ejemplo, el alerón del ala derecha se eleva, destruyendo parte de la sustentación y creando más resistencia a la derecha. El ala derecha cae, y el avión se inclina y guiña hacia la derecha.
El despliegue de Spoilers en ambas alas al mismo tiempo permite que el avión descienda sin ganar velocidad. Los alerones también se despliegan para ayudar a reducir el balanceo en tierra tras el aterrizaje. Al destruir la sustentación, transfieren el peso a las ruedas, mejorando la eficacia del frenado.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Trim Systems en un avión
Aunque una aeronave puede ser operada a través de una amplia gama de actitudes, velocidades del aire y ajustes de potencia, puede ser diseñada para volar sin manos dentro de una combinación muy limitada de estas variables. Los sistemas de trim se utilizan para liberar al piloto de la necesidad de mantener una presión constante sobre los mandos de vuelo, y suelen consistir en mandos en la cabina de vuelo y pequeños dispositivos con bisagras fijados al borde de salida de una o más de las superficies de control de vuelo primarias. Diseñados para ayudar a minimizar la carga de trabajo del piloto, los sistemas de trim ayudan aerodinámicamente al movimiento y la posición de la superficie de control de vuelo a la que están unidos. Entre los tipos más comunes de sistemas de trim se encuentran las trim tab, las tabs de equilibrio, las tabs antiservo, las tabs ajustables en el suelo y un estabilizador ajustable.
¿Cómo funciona los Trim Tabs en un avión?
La instalación más común en las aeronaves pequeñas es una sola aleta de centrado unida al borde de salida del elevador. La mayoría de los flaps se accionan manualmente mediante una pequeña rueda de control montada verticalmente. Sin embargo, en algunas aeronaves puede haber una manivela de trim. El control de la cabina de vuelo incluye un indicador de la posición del trim tab. Colocando el control de trim en la posición de nariz abajo, la aleta de trim se mueve a su posición completa hacia arriba. Con la trim tabs arriba y dentro de la corriente de aire, el flujo de aire sobre la superficie horizontal de la cola tiende a forzar el borde de salida del elevador hacia abajo. Esto hace que la cola del avión se mueva hacia arriba y el nariz hacia abajo.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Si el trim tab se ajusta a la posición de nariz arriba, la tabs se mueve a su posición de abajo. En este caso, el aire que fluye bajo la superficie horizontal de la cola golpea el tab y fuerza el borde de salida del elevador hacia arriba, reduciendo el AOA del elevador. Esto hace que la cola del avión se mueva hacia abajo y el nariz hacia arriba.
A pesar del movimiento direccional opuesto de la aleta de trim y el elevador, el control del trim es natural para un piloto. Si el piloto necesita ejercer una presión trasera constante sobre una columna de control, se indica la necesidad de trim la nariz. El procedimiento normal de trim es continuar con el trim hasta que la aeronave esté equilibrada y la condición de nariz-pesada ya no sea aparente. Los pilotos normalmente establecen primero la potencia, la actitud de cabeceo y la configuración deseadas, y luego trim la aeronave para aliviar las presiones de control que puedan existir para esa condición de vuelo. Cuando la potencia, la actitud de cabeceo o la configuración cambian, es necesario volver a trim para aliviar las presiones de control para la nueva condición de vuelo.
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Balance Tabs en un avión
Las fuerzas de control pueden ser excesivamente altas en algunas aeronaves y, para disminuirlas, el fabricante puede utilizar los Balance Tabs. Se parecen a las Tabs de compensación y están articuladas aproximadamente en los mismos lugares que las Tabs de compensación. La diferencia esencial entre ambos es que la Tabs de equilibrio está acoplada a la varilla de la superficie de control, de modo que cuando la superficie de control primaria se mueve en cualquier dirección, el Tab se mueve automáticamente en la dirección opuesta. El flujo de aire que golpea el Tab contrarresta parte de la presión del aire contra la superficie de control primario y permite al piloto mover el control más fácilmente y mantener la superficie de control en posición.
Si la conexión entre el Tab de equilibrio y la superficie fija es ajustable desde la cabina de vuelo, el Tab actúa como una combinación de el Tab de ajuste y equilibrio que puede ajustarse a una desviación deseada.
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¿Cómo funciona los Servo Tabs?
Las Servo Tabs son muy similares en funcionamiento y apariencia a los tabs de trim previamente discutidas. Un servo tab es una pequeña porción de una superficie de control de vuelo que se despliega de tal manera que ayuda a mover toda la superficie de control de vuelo en la dirección que el piloto desea.
Un servo tab es un dispositivo dinámico que se despliega para disminuir la carga de trabajo del piloto y desestabilizar la aeronave. Las servo tabs se denominan a veces tabs de vuelo y se utilizan principalmente en aviones grandes. Ayudan al piloto a mover la superficie de control y a mantenerla en la posición deseada. Sólo el servo tab se mueve en respuesta al movimiento del mando de vuelo del piloto, y la fuerza del flujo de aire sobre el servo tab mueve entonces la superficie de control primaria.
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Antiservo Tabs en un avión
Las Antiservo tabs funcionan de la misma manera que las balance tabs, excepto que, en lugar de moverse en la dirección opuesta, se mueven en la misma dirección que el borde de salida del estabilizador. Además de disminuir la sensibilidad del estabilizador, una antiservo tabs también funciona como un dispositivo de trim para aliviar la presión de control y mantener el estabilizador en la posición deseada.
El extremo fijo de la articulación está en el lado opuesto de la superficie del asta del tab; cuando el borde de salida del estabilizador se mueve hacia arriba, la articulación fuerza el borde de salida del tab hacia arriba. Cuando el estabilizador se mueve hacia abajo, la aleta también se mueve hacia abajo. A la inversa, las aletas de centrado de los elevadores se mueven en sentido contrario a la superficie de control.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Ground Adjustable Tabs en el avión
Muchas aeronaves pequeñas tienen una tab trim metálica no removible en el timón. Esta tab se dobla en una u otra dirección mientras se está en tierra para aplicar una fuerza de trim al timón. El desplazamiento correcto se determina por ensayo y error. Por lo general, son necesarios pequeños ajustes hasta que la aeronave deja de patinar a la izquierda o a la derecha durante el vuelo de crucero normal.
¿Cómo funciona los Estabilizador ajustable? (Adjustable Stabilizer)
En lugar de utilizar una pestaña móvil en el borde de salida del elevador, algunos aviones tienen un estabilizador ajustable. Con esta disposición, los enlaces pivotan el estabilizador horizontal sobre su larguero trasero. Esto se logra mediante el uso de un tornillo de maniobra montado en el borde de ataque del estabilizador. En las aeronaves pequeñas, el husillo se acciona por cable con una rueda o manivela de ajuste. En las aeronaves más grandes, se acciona por motor. El efecto de trim y las indicaciones de la cabina de vuelo para un estabilizador ajustable son similares a los de una trim tab.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
¿Qué es y como funciona el piloto automático? (Autopilot)
El piloto automático es un sistema de control de vuelo automático que mantiene una aeronave en vuelo nivelado o en un rumbo establecido. Puede ser dirigido por el piloto, o puede estar acoplado a una señal de navegación por radio. El piloto automático reduce las exigencias físicas y mentales del piloto y aumenta la seguridad. Las características comunes disponibles en un piloto automático son la altitud y la retención del rumbo.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Los sistemas más sencillos utilizan indicadores de actitud giroscópicos y brújulas magnéticas para controlar los servos conectados al sistema de control de vuelo. El número y la ubicación de estos servos depende de la complejidad del sistema. Por ejemplo, un piloto automático de un eje controla la aeronave alrededor del eje longitudinal y un servo acciona los alerones. Un piloto automático de tres ejes controla la aeronave sobre los ejes longitudinal, lateral y vertical. Tres servos diferentes accionan los alerones, el elevador y el timón. Los sistemas más avanzados suelen incluir un modo de retención de la velocidad vertical y/o de la velocidad aerodinámica indicada. Los sistemas avanzados de piloto automático están acoplados a las ayudas a la navegación a través de un director de vuelo.
El sistema de piloto automático también incorpora una función de seguridad de desconexión para desactivar el sistema de forma automática o manual. Estos pilotos automáticos funcionan con sistemas de navegación inercial, sistemas de posicionamiento global (GPS) y ordenadores de vuelo para controlar la aeronave. En los sistemas fly-by-wire, el piloto automático es un componente integrado.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Además, los pilotos automáticos pueden ser anulados manualmente. Dado que los sistemas de piloto automático difieren ampliamente en su funcionamiento, consulte las instrucciones de funcionamiento del piloto automático en el Manual de vuelo del avión (AFM) o en el Manual de operaciones del piloto (POH).
Debido a que los sistemas de control de vuelo y las características aerodinámicas varían mucho entre las aeronaves, es esencial que el piloto se familiarice con los sistemas de control de vuelo primarios y secundarios de la aeronave que está volando. La fuente principal de esta información es el AFM o el POH.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
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Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of
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Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B
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