Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (4 parte)
Fuente:
AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS BY
H. H. HURT, JR.
UNIVERSITY OF SOUTHERN CALIFORNIA
(NA VAIR 00-80T-80)
Capítulo 4
STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL
Una aeronave debe tener cualidades de manejo satisfactorias además de un rendimiento adecuado. La aeronave debe tener una estabilidad adecuada para mantener una condición de vuelo uniforme y recuperarse de las diversas influencias perturbadoras. También es necesario proporcionar suficiente estabilidad para minimizar la carga de trabajo del piloto. Además, la aeronave debe tener una respuesta adecuada a los controles para que pueda lograr el rendimiento inherente. Hay ciertas condiciones de vuelo que proporcionan los requisitos más críticos de estabilidad y control y estas condiciones deben ser entendidas y respetadas para lograr una operación segura y eficiente de la aeronave.
DEFINITIONS / DEFINICIONES
STATIC STABILITY / ESTABILIDAD ESTÁTICA
Una aeronave está en un estado de equilibrio cuando la suma de todas las fuerzas y todos los momentos es igual a cero. [Continúa en la siguiente imagen...]
Cuando una aeronave está en equilibrio, no hay aceleraciones y la aeronave continúa en una condición de vuelo estable. Si el equilibrio es perturbado por una ráfaga (gust) o deflexión de los controles, la aeronave experimentará aceleración debido al desequilibrio de momento o fuerza.
La estabilidad estática (static stability) de un sistema se define por la tendencia inicial a volver al equilibrio tras alguna perturbación de las condiciones de equilibrio. Si un objeto es perturbado del equilibrio y tiene la tendencia a volver al equilibrio, existe estabilidad estática positiva (positive static stability). Si el objeto tiene la tendencia a continuar en la dirección de la perturbación, existe inestabilidad estática (static instability) o inestabilidad estática negativa.
Una condición intermedia podría ocurrir donde un objeto desplazado de la posición de equilibrio permanece en equilibrio en la posición desplazada. Si el objeto sujeto a una perturbación no tiene ni la tendencia a volver ni la tendencia a continuar en la dirección del desplazamiento, existe estabilidad estática neutral (neutral static stability). Estas tres categorías de estabilidad estática se ilustran en la figura 4.1.
La bola en un valle (trough) ilustra la condición de estabilidad estática positiva. Si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo del valle, la tendencia inicial de la bola es volver a la condición de equilibrio. La bola puede rodar hacia adelante y hacia atrás a través del punto de equilibrio pero el desplazamiento a cualquier lado crea la tendencia inicial a volver. La bola en una colina ilustra la condición de inestabilidad estática.
El desplazamiento desde el equilibrio en la cima de la colina provoca la tendencia a un mayor desplazamiento. La bola en una superficie plana y nivelada ilustra la condición de estabilidad estática neutral. La bola encuentra un nuevo equilibrio en cualquier punto de desplazamiento y no tiene tendencias estables ni inestables.
El término "estática" se aplica a esta forma de estabilidad ya que solo se considera la tendencia resultante a volver a las condiciones de equilibrio. La estabilidad longitudinal estática de una aeronave se aprecia desplazando la aeronave de algún ángulo de ataque compensado (trimmed). Si los momentos de cabeceo (pitching moments) aerodinámicos creados por este desplazamiento tienden a devolver la aeronave al ángulo de ataque de equilibrio, la aeronave tiene estabilidad estática longitudinal positiva.
DYNAMIC STABILITY / ESTABILIDAD DINÁMICA
Mientras que la estabilidad estática se ocupa de la tendencia de un cuerpo desplazado a volver al equilibrio, la estabilidad dinámica (dynamic stability) se define por el movimiento resultante con el tiempo. Si un objeto es perturbado del equilibrio, el historial de tiempo del movimiento resultante indica la estabilidad dinámica del sistema. En general, el sistema demostrará estabilidad dinámica positiva si la amplitud del movimiento disminuye con el tiempo. Las diversas condiciones de comportamiento dinámico posible se ilustran mediante los diagramas de historial de tiempo de la figura 4.2.
Los modos no oscilatorios mostrados en la figura 4.2 representan los historiales de tiempo posibles sin movimiento cíclico. Si el sistema recibe una perturbación inicial y el movimiento simplemente disminuye sin oscilación, el modo se denomina "subsidencia" (subsidence) o "retorno amortiguado" (deadbeat return). Tal movimiento indica estabilidad estática positiva y estabilidad dinámica positiva ya que la amplitud disminuye con el tiempo.
El Gráfico B ilustra el modo de "divergencia" (divergence) mediante un aumento no cíclico de amplitud con el tiempo. La tendencia inicial a continuar en la dirección del desplazamiento es evidencia de inestabilidad estática y la amplitud creciente es prueba de inestabilidad dinámica. El Gráfico C ilustra el modo de estabilidad neutral pura donde, si la perturbación original crea un desplazamiento que permanece constante a partir de entonces, la falta de tendencia al movimiento y la amplitud constante indican estabilidad estática neutral y estabilidad dinámica neutral.
Los modos oscilatorios de la figura 4.2 representan los historiales de tiempo posibles con movimiento cíclico. Una característica común a cada uno de estos modos es que la estabilidad estática positiva se demuestra por la tendencia a volver a las condiciones de equilibrio. [Continúa en la siguiente imagen...]
Sin embargo, el comportamiento dinámico puede ser estable, neutral o inestable. El Gráfico D ilustra el modo de oscilación amortiguada (damped oscillation) donde la amplitud disminuye con el tiempo. La reducción de amplitud con el tiempo indica que hay resistencia al movimiento y que la energía se está disipando. La disipación de energía —o "amortiguamiento" (damping)— es necesaria para proporcionar estabilidad dinámica positiva.
Si no hay amortiguamiento en el sistema, el modo del gráfico E es el resultado, una oscilación no amortiguada (undamped oscillation). Sin amortiguamiento, la oscilación continúa sin reducción de amplitud con el tiempo. Si bien tal oscilación indica estabilidad estática positiva, existe estabilidad dinámica neutral. El amortiguamiento positivo es necesario para eliminar la oscilación continua.
Como ejemplo, un automóvil con amortiguadores (shock absorbers) desgastados carece de suficiente estabilidad dinámica y el movimiento oscilatorio continuo no es ni placentero ni propicio para una operación segura. En el mismo sentido, la aeronave debe tener suficiente amortiguamiento para disipar rápidamente cualquier movimiento oscilatorio que afectaría la operación de la aeronave. Cuando no se puede obtener amortiguamiento aerodinámico natural, se debe suministrar un amortiguamiento sintético para proporcionar la estabilidad dinámica positiva necesaria.
El Gráfico F de la figura 4.2 ilustra el modo de una oscilación divergente. Este movimiento es estáticamente estable ya que tiende a volver a la posición de equilibrio. Sin embargo, cada retorno subsiguiente al equilibrio es con una velocidad creciente tal que esa amplitud continúa aumentando con el tiempo. Por lo tanto, existe inestabilidad dinámica. La oscilación divergente ocurre cuando se suministra energía al movimiento en lugar de disiparse por amortiguamiento positivo.
La ilustración más destacada de la oscilación divergente ocurre con el período corto de cabeceo (pitching oscillation) de una aeronave. Si un piloto, sin saberlo, suministra funciones de control que están cerca de la frecuencia natural del avión en cabeceo (pitch), se agrega energía al sistema, existe amortiguamiento negativo y resulta la "oscilación inducida por el piloto" (pilot induced oscillation).
En cualquier sistema, la existencia de estabilidad estática no garantiza necesariamente la existencia de estabilidad dinámica. Sin embargo, la existencia de estabilidad dinámica implica la existencia de estabilidad estática.
Cualquier aeronave debe demostrar los grados requeridos de estabilidad estática y dinámica. Si a la aeronave se le permitiera tener estabilidad estática con una tasa rápida de divergencia, la aeronave sería muy difícil, si no imposible, de volar. El grado de dificultad se compararía estrechamente con aprender a montar un monociclo. Además, la estabilidad dinámica positiva es obligatoria en ciertas áreas para impedir oscilaciones continuas objetables de la aeronave.
TRIM AND CONTROLLABILITY / COMPENSACIÓN Y CONTROLABILIDAD
Se dice que una aeronave está compensada (trimmed) si todos los momentos en cabeceo, alabeo y guiñada son iguales a cero. El establecimiento del equilibrio en diversas condiciones de vuelo es función de los controles y puede lograrse mediante esfuerzo del piloto, aletas de compensación (trim tabs), o polarización (bias) de un actuador de superficie.
El término "controlabilidad" (controllability) se refiere a la capacidad de la aeronave para responder al desplazamiento de la superficie de control y lograr la condición de vuelo deseada. Debe haber una controlabilidad adecuada disponible para realizar el despegue y aterrizaje y realizar las diversas maniobras en vuelo. Existe una contradicción importante entre estabilidad y controlabilidad ya que una controlabilidad adecuada no existe necesariamente con una estabilidad adecuada. De hecho, un alto grado de estabilidad tiende a reducir la controlabilidad de la aeronave. La relación general entre la estabilidad estática y la controlabilidad se ilustra en la figura 4.3.
La estabilidad estática positiva se muestra mediante una bola colocada en diversas superficies. La Figura 4.3 ilustra varios grados de estabilidad estática mostrados por la bola en una depresión (trough); si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo de la depresión, hay una tendencia inicial a volver al equilibrio. Si se desea "controlar" la bola y mantenerla en la posición desplazada, [Continúa en la siguiente imagen...] una fuerza debe ser suministrada en la dirección del desplazamiento para equilibrar la tendencia inherente a volver al equilibrio. Esta misma tendencia estable en una aeronave resiste el desplazamiento del trim (compensación) por el esfuerzo del piloto en los controles o perturbaciones atmosféricas.
El efecto de una mayor estabilidad sobre la controlabilidad (controllability) se ilustra mediante la bola en una depresión (trough) más pronunciada. Se requiere una fuerza mayor para "controlar" la bola al mismo desplazamiento lateral cuando se aumenta la estabilidad. De esta manera, un alto grado de estabilidad tiende a hacer que la aeronave sea menos controlable. Es necesario lograr el equilibrio adecuado entre estabilidad y controlabilidad durante el diseño de una aeronave porque los límites superiores de estabilidad son establecidos por los límites inferiores de controlabilidad.
El efecto de una estabilidad reducida sobre la controlabilidad se ilustra mediante la bola en una superficie plana. Cuando existe estabilidad estática neutral, la bola puede ser desplazada del equilibrio y no hay tendencia estable a volver. Se obtiene un nuevo punto de equilibrio y no se requiere fuerza para mantener el desplazamiento. A medida que la estabilidad estática se acerca a cero, la controlabilidad aumenta hasta el infinito y la única resistencia al desplazamiento es una resistencia al movimiento del desplazamiento: amortiguamiento (damping). Por esta razón, los límites inferiores de estabilidad pueden ser establecidos por los límites superiores de controlabilidad. Si la estabilidad de la aeronave es demasiado baja, las deflexiones de control pueden crear desplazamientos exagerados de la aeronave.
El efecto de la inestabilidad estática sobre la controlabilidad se ilustra mediante la bola en una colina. Si la bola se desplaza del equilibrio en la cima de la colina, la tendencia inicial es que la bola continúe en la dirección desplazada. Para "controlar" la bola hacia algún desplazamiento lateral, se debe aplicar una fuerza opuesta a la dirección del desplazamiento. Este efecto sería apreciado durante el vuelo de una aeronave inestable por una "sensación" inestable de la aeronave.
Si los controles se desviaran para incrementar el ángulo de ataque, la aeronave debería ser compensada (trimmed) en el ángulo de ataque más alto por una fuerza de empuje para mantener la aeronave continuando en la dirección del desplazamiento. Tal inversión de la fuerza de control evidenciaría la inestabilidad del avión; el piloto estaría suministrando la estabilidad mediante su intento de mantener el equilibrio. Una aeronave inestable puede ser volada si la inestabilidad es leve con una baja tasa de divergencia. Las reacciones rápidas acopladas con controles efectivos pueden permitir al piloto lidiar con cierto grado de inestabilidad estática.
Dado que tal vuelo requeriría atención constante por parte del piloto, la inestabilidad leve puede ser tolerada solo en dirigibles, helicópteros y ciertas maniobras menores del avión. Sin embargo, en vuelo de alta velocidad, el avión reaccionará rápidamente a cualquier perturbación y cualquier inestabilidad crearía condiciones inseguras. Por lo tanto, es necesario proporcionar cierta estabilidad estática positiva a los principales grados de libertad de la aeronave.
AIRPLANE REFERENCE AXES / EJES DE REFERENCIA DEL AVIÓN
Para visualizar las fuerzas y momentos en la aeronave, es necesario establecer un conjunto de ejes de referencia mutuamente perpendiculares que se originan en el centro de gravedad. La Figura 4.4 ilustra un sistema convencional de ejes de mano derecha. El eje longitudinal o eje X se encuentra en un plano de simetría y se le da una dirección positiva apuntando hacia el viento. Un momento alrededor de este eje es un momento de alabeo (rolling moment), L, y la dirección positiva para un momento de alabeo positivo utiliza la regla de la mano derecha. El eje vertical o Z también está en un plano de simetría y el eje vertical se establece positivo hacia abajo.
Un momento alrededor del eje vertical es un momento de guiñada (yawing moment), N, y un momento de guiñada positivo movería la nariz de la aeronave hacia la derecha (regla de la mano derecha). El eje lateral o Y es perpendicular al plano de simetría y se le da una dirección positiva hacia el lado derecho de la aeronave. Un momento alrededor del eje lateral es un momento de cabeceo (pitching moment), M, y un momento de cabeceo positivo está en la dirección de nariz arriba.
STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL
Una aeronave debe tener cualidades de manejo satisfactorias además de un rendimiento adecuado. La aeronave debe tener una estabilidad adecuada para mantener una condición de vuelo uniforme y recuperarse de las diversas influencias perturbadoras. También es necesario proporcionar suficiente estabilidad para minimizar la carga de trabajo del piloto. Además, la aeronave debe tener una respuesta adecuada a los controles para que pueda lograr el rendimiento inherente. Hay ciertas condiciones de vuelo que proporcionan los requisitos más críticos de estabilidad y control y estas condiciones deben ser entendidas y respetadas para lograr una operación segura y eficiente de la aeronave.
STATIC STABILITY / ESTABILIDAD ESTÁTICA
Una aeronave está en un estado de equilibrio cuando la suma de todas las fuerzas y todos los momentos es igual a cero. Cuando una aeronave está en equilibrio, no hay aceleraciones y la aeronave continúa en una condición de vuelo estable (steady). Si el equilibrio es perturbado por una ráfaga (gust) o deflexión de los controles, la aeronave experimentará aceleración debido al desequilibrio de momento o fuerza.
La estabilidad estática (static stability) de un sistema se define por la tendencia inicial a volver al equilibrio tras alguna perturbación de las condiciones de equilibrio. Si un objeto es perturbado del equilibrio y tiene la tendencia a volver al equilibrio, existe estabilidad estática positiva. Si el objeto tiene la tendencia a continuar en la dirección de la perturbación, existe inestabilidad estática (static instability) o inestabilidad estática negativa. Una condición intermedia podría ocurrir donde un objeto desplazado de la posición de equilibrio permanece en equilibrio en la posición desplazada. Si el objeto sujeto a una perturbación no tiene ni la tendencia a volver ni la tendencia a continuar en la dirección del desplazamiento, existe estabilidad estática neutral.
Estas tres categorías de estabilidad estática se ilustran en la figura 4.1. La bola en un valle (trough) ilustra la condición de estabilidad estática positiva. Si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo del valle, la tendencia inicial de la bola es volver a la condición de equilibrio. La bola puede rodar hacia adelante y hacia atrás a través del punto de equilibrio pero el desplazamiento a cualquier lado crea la tendencia inicial a volver. La bola en una colina ilustra la condición de inestabilidad estática. El desplazamiento desde el equilibrio en la cima de la colina provoca la tendencia a un mayor desplazamiento. La bola en una superficie plana y nivelada ilustra la condición de estabilidad estática neutral. La bola encuentra un nuevo equilibrio en cualquier punto de desplazamiento y no tiene tendencias estables ni inestables.
El término "estática" se aplica a esta forma de estabilidad ya que solo se considera la tendencia resultante a volver a las condiciones de equilibrio. La estabilidad longitudinal estática de una aeronave se aprecia desplazando la aeronave de algún ángulo de ataque compensado (trimmed). Si los momentos de cabeceo (pitching moments) aerodinámicos creados por este desplazamiento tienden a devolver la aeronave al ángulo de ataque de equilibrio, la aeronave tiene estabilidad estática longitudinal positiva.
DYNAMIC STABILITY / ESTABILIDAD DINÁMICA
Mientras que la estabilidad estática se ocupa de la tendencia de un cuerpo desplazado a volver al equilibrio, la estabilidad dinámica (dynamic stability) se define por el movimiento resultante con el tiempo. Si un objeto es perturbado del equilibrio, el historial de tiempo del movimiento resultante indica la estabilidad dinámica del sistema. En general, el sistema demostrará estabilidad dinámica positiva si la amplitud del movimiento disminuye con el tiempo. Las diversas condiciones de comportamiento dinámico posible se ilustran mediante los diagramas de historial de tiempo de la figura 4.2.
Los modos no oscilatorios mostrados en la figura 4.2 representan los historiales de tiempo posibles sin movimiento cíclico. Si el sistema recibe una perturbación inicial y el movimiento simplemente disminuye sin oscilación, el modo se denomina "subsidencia" (subsidence) o "retorno amortiguado" (deadbeat return). Tal movimiento indica estabilidad estática positiva y estabilidad dinámica positiva ya que la amplitud disminuye con el tiempo.
El Gráfico B ilustra el modo de "divergencia" (divergence) mediante un aumento no cíclico de amplitud con el tiempo. La tendencia inicial a continuar en la dirección del desplazamiento es evidencia de inestabilidad estática y la amplitud creciente es prueba de inestabilidad dinámica. El Gráfico C ilustra el modo de estabilidad neutral pura donde, si la perturbación original crea un desplazamiento que permanece constante a partir de entonces, la falta de tendencia al movimiento y la amplitud constante indican estabilidad estática neutral y estabilidad dinámica neutral.
Los modos oscilatorios de la figura 4.2 representan los historiales de tiempo posibles con movimiento cíclico. Una característica común a cada uno de estos modos es que la estabilidad estática positiva se demuestra por la tendencia a volver a las condiciones de equilibrio. Sin embargo, el comportamiento dinámico puede ser estable, neutral o inestable. El Gráfico D ilustra el modo de oscilación amortiguada (damped oscillation) donde la amplitud disminuye con el tiempo. La reducción de amplitud con el tiempo indica que hay resistencia al movimiento y que la energía se está disipando. La disipación de energía —o "amortiguamiento" (damping)— es necesaria para proporcionar estabilidad dinámica positiva.
Si no hay amortiguamiento en el sistema, el modo del gráfico E es el resultado, una oscilación no amortiguada (undamped oscillation). Sin amortiguamiento, la oscilación continúa sin reducción de amplitud con el tiempo. Si bien tal oscilación indica estabilidad estática positiva, existe estabilidad dinámica neutral. El amortiguamiento positivo es necesario para eliminar la oscilación continua.
Como ejemplo, un automóvil con amortiguadores (shock absorbers) desgastados carece de suficiente estabilidad dinámica y el movimiento oscilatorio continuo no es ni placentero ni propicio para una operación segura. En el mismo sentido, la aeronave debe tener suficiente amortiguamiento para disipar rápidamente cualquier movimiento oscilatorio que afectaría la operación de la aeronave. Cuando no se puede obtener amortiguamiento aerodinámico natural, se debe suministrar un amortiguamiento sintético para proporcionar la estabilidad dinámica positiva necesaria.
El Gráfico F de la figura 4.2 ilustra el modo de una oscilación divergente. Este movimiento es estáticamente estable ya que tiende a volver a la posición de equilibrio. Sin embargo, cada retorno subsiguiente al equilibrio es con una velocidad creciente tal que esa amplitud continúa aumentando con el tiempo. Por lo tanto, existe inestabilidad dinámica. La oscilación divergente ocurre cuando se suministra energía al movimiento en lugar de disiparse por amortiguamiento positivo.
La ilustración más destacada de la oscilación divergente ocurre con el período corto de cabeceo (pitching oscillation) de una aeronave. Si un piloto, sin saberlo, suministra funciones de control que están cerca de la frecuencia natural del avión en cabeceo (pitch), se agrega energía al sistema, existe amortiguamiento negativo y resulta la "oscilación inducida por el piloto" (pilot induced oscillation).
En cualquier sistema, la existencia de estabilidad estática no garantiza necesariamente la existencia de estabilidad dinámica. Sin embargo, la existencia de estabilidad dinámica implica la existencia de estabilidad estática.
Cualquier aeronave debe demostrar los grados requeridos de estabilidad estática y dinámica. Si a la aeronave se le permitiera tener estabilidad estática con una tasa rápida de divergencia, la aeronave sería muy difícil, si no imposible, de volar. El grado de dificultad se compararía estrechamente con aprender a montar un monociclo. Además, la estabilidad dinámica positiva es obligatoria en ciertas áreas para impedir oscilaciones continuas objetables de la aeronave.
TRIM AND CONTROLLABILITY / COMPENSACIÓN Y CONTROLABILIDAD
Se dice que una aeronave está compensada (trimmed) si todos los momentos en cabeceo, alabeo y guiñada son iguales a cero. El establecimiento del equilibrio en diversas condiciones de vuelo es función de los controles y puede lograrse mediante esfuerzo del piloto, aletas de compensación (trim tabs), o polarización (bias) de un actuador de superficie.
El término "controlabilidad" (controllability) se refiere a la capacidad de la aeronave para responder al desplazamiento de la superficie de control y lograr la condición de vuelo deseada. Debe haber una controlabilidad adecuada disponible para realizar el despegue y aterrizaje y realizar las diversas maniobras en vuelo. Existe una contradicción importante entre estabilidad y controlabilidad ya que una controlabilidad adecuada no existe necesariamente con una estabilidad adecuada. De hecho, un alto grado de estabilidad tiende a reducir la controlabilidad de la aeronave. La relación general entre la estabilidad estática y la controlabilidad se ilustra en la figura 4.3.
La estabilidad estática positiva se muestra mediante una bola colocada en diversas superficies. La Figura 4.3 ilustra varios grados de estabilidad estática mostrados por la bola en una depresión (trough); si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo de la depresión, hay una tendencia inicial a volver al equilibrio. Si se desea "controlar" la bola y mantenerla en la posición desplazada, una fuerza debe ser suministrada en la dirección del desplazamiento para equilibrar la tendencia inherente a volver al equilibrio. Esta misma tendencia estable en una aeronave resiste el desplazamiento del trim (compensación) por el esfuerzo del piloto en los controles o perturbaciones atmosféricas.
El efecto de una mayor estabilidad sobre la controlabilidad (controllability) se ilustra mediante la bola en una depresión (trough) más pronunciada. Se requiere una fuerza mayor para "controlar" la bola al mismo desplazamiento lateral cuando se aumenta la estabilidad. De esta manera, un alto grado de estabilidad tiende a hacer que la aeronave sea menos controlable. Es necesario lograr el equilibrio adecuado entre estabilidad y controlabilidad durante el diseño de una aeronave porque los límites superiores de estabilidad son establecidos por los límites inferiores de controlabilidad.
El efecto de una estabilidad reducida sobre la controlabilidad se ilustra mediante la bola en una superficie plana. Cuando existe estabilidad estática neutral, la bola puede ser desplazada del equilibrio y no hay tendencia estable a volver. Se obtiene un nuevo punto de equilibrio y no se requiere fuerza para mantener el desplazamiento. A medida que la estabilidad estática se acerca a cero, la controlabilidad aumenta hasta el infinito y la única resistencia al desplazamiento es una resistencia al movimiento del desplazamiento: amortiguamiento (damping). Por esta razón, los límites inferiores de estabilidad pueden ser establecidos por los límites superiores de controlabilidad. Si la estabilidad de la aeronave es demasiado baja, las deflexiones de control pueden crear desplazamientos exagerados de la aeronave.
El efecto de la inestabilidad estática sobre la controlabilidad se ilustra mediante la bola en una colina. Si la bola se desplaza del equilibrio en la cima de la colina, la tendencia inicial es que la bola continúe en la dirección desplazada. Para "controlar" la bola hacia algún desplazamiento lateral, se debe aplicar una fuerza opuesta a la dirección del desplazamiento. Este efecto sería apreciado durante el vuelo de una aeronave inestable por una "sensación" inestable de la aeronave. Si los controles se desviaran para incrementar el ángulo de ataque, la aeronave debería ser compensada (trimmed) en el ángulo de ataque más alto por una fuerza de empuje para mantener la aeronave continuando en la dirección del desplazamiento. Tal inversión de la fuerza de control evidenciaría la inestabilidad del avión; el piloto estaría suministrando la estabilidad mediante su intento de mantener el equilibrio.
Una aeronave inestable puede ser volada si la inestabilidad es leve con una baja tasa de divergencia. Las reacciones rápidas acopladas con controles efectivos pueden permitir al piloto lidiar con cierto grado de inestabilidad estática. Dado que tal vuelo requeriría atención constante por parte del piloto, la inestabilidad leve puede ser tolerada solo en dirigibles, helicópteros y ciertas maniobras menores del avión. Sin embargo, en vuelo de alta velocidad, el avión reaccionará rápidamente a cualquier perturbación y cualquier inestabilidad crearía condiciones inseguras. Por lo tanto, es necesario proporcionar cierta estabilidad estática positiva a los principales grados de libertad de la aeronave.
AIRPLANE REFERENCE AXES / EJES DE REFERENCIA DEL AVIÓN
Para visualizar las fuerzas y momentos en la aeronave, es necesario establecer un conjunto de ejes de referencia mutuamente perpendiculares que se originan en el centro de gravedad. La Figura 4.4 ilustra un sistema convencional de ejes de mano derecha. El eje longitudinal o eje X se encuentra en un plano de simetría y se le da una dirección positiva apuntando hacia el viento. Un momento alrededor de este eje es un momento de alabeo (rolling moment), L, y la dirección positiva para un momento de alabeo positivo utiliza la regla de la mano derecha.
El eje vertical o Z también está en un plano de simetría y el eje vertical se establece positivo hacia abajo. Un momento alrededor del eje vertical es un momento de guiñada (yawing moment), N, y un momento de guiñada positivo movería la nariz de la aeronave hacia la derecha (regla de la mano derecha). El eje lateral o Y es perpendicular al plano de simetría y se le da una dirección positiva hacia el lado derecho de la aeronave. Un momento alrededor del eje lateral es un momento de cabeceo (pitching moment), M, y un momento de cabeceo positivo está en la dirección de nariz arriba.
LONGITUDINAL STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL LONGITUDINAL
STATIC LONGITUDINAL STABILITY / ESTABILIDAD LONGITUDINAL ESTÁTICA
GENERAL CONSIDERATIONS / CONSIDERACIONES GENERALES.
Una aeronave exhibirá estabilidad estática longitudinal positiva si tiende a volver al ángulo de ataque de compensación (trim) cuando es desplazada por una ráfaga o movimiento de control. La aeronave que es inestable continuará cabeceando (pitch) en la dirección perturbada hasta que el desplazamiento sea resistido por fuerzas de control opuestas. Si la aeronave es estáticamente neutral, tiende a permanecer en cualquier desplazamiento al cual es perturbada. Es muy necesario proporcionar a un avión estabilidad longitudinal positiva. El avión estable es seguro y fácil de volar ya que el avión busca y tiende a mantener una condición de vuelo compensada (trimmed).
También se sigue que las deflexiones y fuerzas de control son lógicas en dirección y magnitud. La estabilidad estática longitudinal neutral usualmente define el límite inferior de la estabilidad del avión ya que es el límite entre estabilidad e inestabilidad. El avión con estabilidad estática neutral puede ser excesivamente receptivo a los controles y la aeronave no tiene tendencia a volver al trim tras una perturbación. El avión con inestabilidad estática longitudinal negativa es inherentemente divergente de cualquier condición de trim prevista. Si es que es posible volar la aeronave, la aeronave no puede ser compensada (trimmed) y se requieren fuerzas y deflexiones de control ilógicas para proporcionar equilibrio con un cambio de actitud y velocidad aerodinámica.
Dado que la estabilidad longitudinal estática depende de la relación del ángulo de ataque y los momentos de cabeceo, es necesario estudiar la contribución del momento de cabeceo de cada componente de la aeronave. De manera similar a todas las otras fuerzas aerodinámicas, el momento de cabeceo alrededor del eje lateral se estudia en la forma de coeficiente.
M = C_M q S (MAC)
o
C_M = M / (q S (MAC))
donde
M = momento de cabeceo alrededor del c.g., libras-pie, positivo si es en dirección nariz arriba
q = presión dinámica (dynamic pressure), libras por pie cuadrado (psf)
S = área del ala, pies cuadrados (sq. ft.)
MAC = cuerda aerodinámica media (mean aerodynamic chord), pies (ft.)
C_M = coeficiente de momento de cabeceo (pitching moment coefficient)
Los coeficientes de momento de cabeceo contribuidos por todos los diversos componentes de la aeronave se suman y se trazan versus el coeficiente de sustentación. El estudio de este gráfico de C_M versus C_L relacionará la estabilidad longitudinal estática del avión.
El Gráfico A de la figura 4.5 ilustra la variación del coeficiente de momento de cabeceo, C_M, con el coeficiente de sustentación, C_L, para un avión con estabilidad longitudinal estática positiva. La evidencia de estabilidad estática se muestra por la tendencia a volver al equilibrio —o "trim"— ante un desplazamiento. El avión descrito por el gráfico A está en trim o equilibrio cuando C_M = 0 y, si el avión es perturbado a algún C_L diferente, el cambio de momento de cabeceo tiende a devolver la aeronave al punto de trim.
Si el avión fuera perturbado a algún C_L más alto (punto Y), se desarrolla un momento de cabeceo negativo o nariz abajo el cual tiende a disminuir el ángulo de ataque de vuelta al punto de trim. Si el avión fuera perturbado a algún C_L más bajo (punto X), se desarrolla un momento de cabeceo positivo o nariz arriba el cual tiende a aumentar el ángulo de ataque de vuelta al punto de trim. Así, la estabilidad estática positiva es indicada por una pendiente negativa de C_M versus C_L, es decir, la estabilidad positiva es evidenciada por una disminución en C_M con un aumento en C_L.
El grado de estabilidad estática longitudinal es indicado por la pendiente de la curva del coeficiente de momento de cabeceo con el coeficiente de sustentación. El Gráfico B de la figura 4.5 proporciona una comparación de condiciones estables e inestables. La estabilidad positiva es indicada por la curva con pendiente negativa. La estabilidad estática neutral sería el resultado si la curva tuviera pendiente cero. Si existe estabilidad neutral, el avión podría ser perturbado a algún coeficiente de sustentación más alto o más bajo sin cambio en el coeficiente de momento de cabeceo. Tal condición indicaría que el avión no tendría tendencia a volver a algún equilibrio original y no mantendría el trim.
Un avión cuya curva de C_M versus C_L fuera positiva sería inestable. Si el avión inestable estuviera sujeto a cualquier perturbación desde el equilibrio en el punto de trim, el cambio en el momento de cabeceo solo magnificaría la perturbación. Cuando el avión inestable es perturbado a un C_L más alto, ocurre un cambio positivo en C_M que ilustraría una tendencia a un desplazamiento continuo mayor. Cuando el avión inestable es perturbado a algún C_L más bajo, tiene lugar un cambio negativo en C_M que tiende a crear un desplazamiento continuo.
Ordinariamente, la estabilidad longitudinal estática de una configuración de avión convencional no varía con el coeficiente de sustentación. En otras palabras, la pendiente de C_M versus C_L no cambia con C_L. Sin embargo, si el avión tiene flecha (sweepback), una gran contribución de efectos de potencia a la estabilidad, o cambios significativos en el flujo descendente (downwash) en la cola horizontal, pueden ocurrir cambios notables en la estabilidad estática a coeficientes de sustentación altos.
Esta condición se ilustra mediante el gráfico C de la figura 4.5. La curva de C_M versus C_L de esta ilustración muestra una buena pendiente estable a valores bajos de C_L. Aumentando C_L se efectúa una ligera disminución en la pendiente negativa, por lo tanto, una disminución en la estabilidad. Con un aumento continuo en C_L, la pendiente se vuelve cero y existe estabilidad neutral. Eventualmente, la pendiente se vuelve positiva y resulta el encabritamiento (pitch-up) o inestabilidad del avión. Así, en cualquier coeficiente de sustentación dado, la estabilidad estática del avión es representada por la pendiente de la curva de C_M versus C_L.
CONTRIBUTION OF THE COMPONENT SURFACES / CONTRIBUCIÓN DE LAS SUPERFICIES COMPONENTES.
El momento de cabeceo neto alrededor del eje lateral se debe a la contribución de cada una de las superficies componentes actuando en sus campos de flujo apropiados. Mediante el estudio de la contribución de cada componente en la estabilidad estática se puede apreciar el efecto de cada uno. Es necesario recordar que el coeficiente de momento de cabeceo se define como:
C_M = M / (q S (MAC))
Así, cualquier coeficiente de momento de cabeceo —independientemente de la fuente— tiene el denominador común de presión dinámica, q, área del ala, S, y cuerda aerodinámica media, MAC. Este denominador común se aplica a los momentos de cabeceo contribuidos por el fuselaje y las góndolas, la cola horizontal, y los efectos de potencia, así como a los momentos de cabeceo contribuidos por el ala.
WING / ALA. La contribución del ala a la estabilidad depende principalmente de la ubicación del centro aerodinámico con respecto al centro de gravedad del avión. Generalmente, el centro aerodinámico —o a.c.— se define como el punto en la cuerda aerodinámica media del ala donde el coeficiente de momento de cabeceo del ala no varía con el coeficiente de sustentación. Todos los cambios en el coeficiente de sustentación tienen lugar efectivamente en el centro aerodinámico del ala. Así, si el ala experimenta algún cambio en el coeficiente de sustentación, el momento de cabeceo creado será una función directa de la ubicación relativa del a.c. y el c.g.
Dado que la estabilidad se evidencia por el desarrollo de momentos restauradores, el c.g. debe estar adelante del a.c. para que el ala contribuya a la estabilidad longitudinal estática positiva. Como se muestra en la figura 4.6, un cambio en la sustentación a popa (aft) del c.g. produce un momento restaurador estable dependiente del brazo de palanca entre el a.c. y el c.g. En este caso, la contribución del ala sería estable y la curva de C_M versus C_L para el ala sola tendría una pendiente negativa. Si el c.g. estuviera ubicado en el a.c., el momento no variaría con C_L ya que todos los cambios en sustentación tendrían lugar en el c.g. En este caso, la contribución del ala a la estabilidad sería neutral. Cuando el c.g. se encuentra detrás (aft) del a.c., la contribución del ala es inestable y la curva de C_M versus C_L para el ala sola tendría una pendiente positiva.
Dado que el ala es la superficie aerodinámica predominante de un avión, cualquier cambio en la contribución del ala puede producir un cambio significativo en la estabilidad del avión. Este hecho sería más evidente en el caso del ala volante o avión sin cola. Para que el ala contribuya a la estabilidad del avión, el c.g. debe estar por delante del a.c. Además, el ala debe tener un momento de cabeceo positivo alrededor del centro aerodinámico para lograr el trim a coeficientes de sustentación positivos.
El primer gráfico de la figura 4.7 ilustra que el ala que es estable compensará (trim) a un coeficiente de sustentación negativo si el C_Mac es negativo. Si el ala estable tiene un C_Mac positivo, entonces compensará (trim) a un C_L positivo útil. El único medio disponible para lograr un C_Mac positivo con un ala que tiene un C_Mac negativo es una posición del c.g. inestable a popa (aft) del a.c. Como resultado, la aeronave sin cola no puede utilizar dispositivos de alta sustentación que incurran en cambios significativos en C_Mac.
Mientras que el coeficiente de sustentación de trim puede ser alterado por un cambio en la posición del c.g., el cambio resultante en la estabilidad es indeseable y es insatisfactorio como medio primario de control. La variación del C_L de trim por deflexión de superficies de control es usualmente más efectiva y es menos atractiva para el desastre. Los primeros intentos en vuelo tripulado llevaron a esta conclusión.
Cuando la aeronave está operando en vuelo subsónico, el a.c. del ala permanece fijo en la estación de cuerda del 25 por ciento. Cuando la aeronave se vuela en vuelo supersónico, el a.c. del ala se acercará a la estación de cuerda del 50 por ciento. Tal gran variación en la ubicación del a.c. puede producir grandes cambios en la contribución del ala y alterar grandemente la estabilidad longitudinal del avión. El segundo gráfico de la figura 4.7 ilustra el cambio de contribución del ala posible entre vuelo subsónico y supersónico. El gran aumento en la estabilidad estática en vuelo supersónico puede incurrir en alta resistencia de trim (trim drag) o requerir una gran efectividad de control para prevenir la reducción en la maniobrabilidad.
FUSELAGE AND NACELLES / FUSELAJE Y GÓNDOLAS.
En la mayoría de los casos, la contribución del fuselaje y las góndolas es desestabilizadora. Un cuerpo de revolución simétrico en el campo de flujo de un fluido perfecto desarrolla un momento de cabeceo inestable cuando se le da un ángulo de ataque. De hecho, un aumento en el ángulo de ataque produce un aumento en el momento de cabeceo inestable sin el desarrollo de sustentación. La Figura 4.8 ilustra la distribución de presión que crea este momento inestable en el cuerpo de revolución. En el caso real de flujo subsónico real esencialmente se produce el mismo efecto. Un aumento en el ángulo de ataque causa un aumento en el momento de cabeceo inestable pero un aumento insignificante en la sustentación.
Un factor adicional para consideración es la influencia del campo de flujo inducido del ala. Como se ilustra en la figura 4.8, el flujo ascendente (upwash) por delante del ala aumenta la influencia desestabilizadora de las porciones del fuselaje y góndolas por delante del ala. El flujo descendente (downwash) detrás del ala reduce la influencia desestabilizadora de las porciones del fuselaje y góndolas a popa (aft) del ala. Por lo tanto, la ubicación del fuselaje y las góndolas relativa al ala es importante para determinar la contribución a la estabilidad.
El cuerpo de revolución en flujo supersónico puede desarrollar sustentación de una magnitud que no puede ser despreciada. Cuando al cuerpo de revolución se le da un ángulo de ataque, resulta una distribución de presión típica de la figura 4.8. Dado que el centro de presión está bien adelante, el cuerpo contribuye a una influencia desestabilizadora.
Como es usual con las configuraciones supersónicas, el fuselaje y las góndolas pueden ser bastante grandes en comparación con el área del ala y la contribución a la estabilidad puede ser grande. La interacción entre el ala y el fuselaje y las góndolas merece consideración en varias instancias. El flujo ascendente (upwash) del cuerpo y la variación del número de Mach local pueden influir en la sustentación del ala, mientras que el transporte de sustentación (lift carryover) y el flujo descendente (downwash) pueden afectar las fuerzas y momentos del fuselaje y góndolas.
HORIZONTAL TAIL / COLA HORIZONTAL.
La cola horizontal usualmente proporciona la mayor influencia estabilizadora de todos los componentes del avión. Para apreciar la contribución de la cola horizontal a la estabilidad, inspeccione la figura 4.9. Si al avión se le da un cambio en el ángulo de ataque, un cambio en la sustentación de la cola ocurrirá en el centro aerodinámico de la cola. Un aumento en la sustentación en la cola horizontal produce un momento negativo alrededor del c.g. del avión y tiende a devolver el avión a la condición de trim.
Mientras que la contribución de la cola horizontal a la estabilidad es grande, la magnitud de la contribución depende de la sustentación de la cola y el brazo de palanca de la superficie. Es obvio que la cola horizontal producirá un efecto estabilizador solo cuando la superficie esté a popa (aft) del c.g. Por esta razón sería inapropiado referirse a la superficie delantera de una configuración canard (cola primero) como un "estabilizador". En un sentido lógico, el "estabilizador" horizontal debe estar a popa (aft) del c.g. y—hablando generalmente—cuanto más a popa, mayor es la contribución a la estabilidad.
Muchos factores influyen en el cambio en la sustentación de la cola que ocurre con un cambio en el ángulo de ataque del avión. El área de la cola horizontal tiene el efecto obvio de que una superficie grande generaría un gran cambio en la sustentación. De manera similar, el cambio en la sustentación de la cola dependerá de la pendiente de la curva de sustentación para la cola horizontal. Así, el alargamiento (aspect ratio), la conicidad (taper), la flecha (sweepback), y el número de Mach determinarían la sensibilidad de la superficie a los cambios en el ángulo de ataque.
Debe apreciarse que el flujo en la cola horizontal no es de la misma dirección de flujo o presión dinámica que la corriente libre. Debido a la estela del ala (wing wake), la capa límite del fuselaje, y los efectos de potencia, la q en la cola horizontal puede ser grandemente diferente de la q de la corriente libre. En la mayoría de las instancias, la q en la cola es usualmente menor y esto reduce la eficiencia de la cola.
Cuando al avión se le da un cambio en el ángulo de ataque, la cola horizontal no experimenta el mismo cambio en el ángulo de ataque que el ala. Debido al aumento en el flujo descendente (downwash) detrás del ala, la cola horizontal experimentará un cambio menor en el ángulo de ataque, p. ej., si un cambio de 10° en el ángulo de ataque del ala causa un aumento de 4° en el flujo descendente (downwash) en la cola horizontal, la cola horizontal experimenta solo un cambio de 6° en el ángulo de ataque. De esta manera, la tasa de cambio del flujo descendente (downwash) en la cola horizontal reduce la contribución a la estabilidad.
Los efectos de potencia pueden alterar el flujo descendente (downwash) en la cola horizontal y afectar la contribución de la cola. Además, el flujo descendente (downwash) en la cola se ve afectado por la distribución de sustentación en el ala y la condición de flujo en el fuselaje. El avión de bajo alargamiento (aspect ratio) requiere grandes ángulos de ataque para lograr altos coeficientes de sustentación y esta posición coloca el fuselaje en ángulos de ataque altos. El cambio en el flujo descendente (downwash) del ala puede estar acompañado por vórtices de separación de flujo cruzado (crossflow separation vortices) en el fuselaje. Es posible que el efecto neto obvie o desestabilice la contribución de la cola horizontal y produzca inestabilidad del avión.
POWER-OFF STABILITY / ESTABILIDAD SIN POTENCIA.
Cuando la estabilidad intrínseca de una configuración es de interés, los efectos de potencia son despreciados y la estabilidad se considera mediante una acumulación de los componentes contribuyentes. La Figura 4.10 ilustra una configuración de avión típica. Si el c.g. se establece arbitrariamente al 30 por ciento de la MAC, la contribución del ala sola es desestabilizadora como se indica por la pendiente positiva de C_M versus C_L. La combinación del ala y el fuselaje aumenta la inestabilidad. La contribución de la cola sola es altamente estabilizadora debido a la gran pendiente negativa de la curva.
La contribución de la cola debe ser suficientemente estabilizadora para que la configuración completa exhiba estabilidad estática positiva en las ubicaciones anticipadas del c.g. Además, la incidencia de la cola y el coeficiente de sustentación de trim del ala deben establecerse para proporcionar un coeficiente de sustentación de trim cerca de la condición de diseño.
Cuando la configuración del avión está fija, una variación de la posición del c.g. puede causar grandes cambios en la estabilidad estática. En la configuración de avión convencional, los grandes cambios en la estabilidad con la variación del c.g. se deben principalmente al gran cambio en la contribución del ala. Si la incidencia de todas las superficies permanece fija, el efecto de la posición del c.g. sobre la estabilidad longitudinal estática se tipifica en el segundo gráfico de la figura 4.10. A medida que el c.g. se mueve gradualmente hacia popa (aft), la estabilidad del avión disminuye, luego se vuelve neutral y luego inestable.
La posición del c.g. que produce pendiente cero y estabilidad estática neutral se conoce como el "punto neutral" (neutral point). El punto neutral puede imaginarse como el centro aerodinámico efectivo de toda la configuración del avión, es decir, con el c.g. en esta posición, todos los cambios en la sustentación neta ocurren efectivamente en este punto y no resulta ningún cambio en el momento de cabeceo. El punto neutral define la posición más a popa (aft) del c.g. sin inestabilidad estática.
POWER EFFECTS / EFECTOS DE POTENCIA.
Los efectos de potencia pueden causar cambios significativos en el coeficiente de sustentación de trim y la estabilidad longitudinal estática. Dado que la contribución a la estabilidad se evalúa mediante el cambio en los coeficientes de momento, los efectos de potencia serán más significativos cuando el avión opera a alta potencia y bajas velocidades aerodinámicas como la condición de aproximación con potencia (power approach) o motor y al aire (waveoff).
Los efectos de potencia se consideran en dos categorías principales. Primero, están los efectos directos resultantes de las fuerzas creadas por la unidad de propulsión. Luego, están los efectos indirectos de la estela (slipstream) y otros flujos asociados que alteran las fuerzas y momentos de las superficies aerodinámicas. Los efectos directos de la potencia se ilustran en la figura 4.11. La ubicación vertical de la línea de empuje define una de las contribuciones directas a la estabilidad. Si la línea de empuje está por debajo del c.g., el empuje produce un momento positivo o nariz arriba y el efecto es desestabilizador. Por otro lado, si la línea de empuje está ubicada por encima del c.g., se crea un momento negativo y el efecto es estabilizador.
Una hélice o un conducto de entrada (inlet duct) ubicado por delante del c.g. contribuye a un efecto desestabilizador. Como se muestra en la figura 4.11, una hélice giratoria inclinada a la corriente de aire (windstream) causa una deflexión del flujo de aire. El cambio de momento del flujo de aire crea una fuerza normal en el plano de la hélice similar a una sustentación de ala creada al deflectar una corriente de aire.
Dado que esta fuerza normal aumentará con un aumento en el ángulo de ataque del avión, el efecto será desestabilizador cuando la hélice esté por delante del c.g. La magnitud de la contribución inestable depende de la distancia desde el c.g. a la hélice y es mayor a alta potencia y baja presión dinámica. La fuerza normal creada es mayor a altos ángulos de ataque...en la toma de aire (inlet) de un motor a reacción contribuye con un efecto desestabilizador similar cuando la toma está por delante del c.g. Al igual que con la hélice, la magnitud de la contribución a la estabilidad es mayor con alto empuje y baja velocidad de vuelo.
Los efectos indirectos de la potencia son de mayor preocupación en el avión propulsado por hélice que en el avión propulsado por chorro (jet). Como se muestra en la figura 4.12, el avión propulsado por hélice crea velocidades de estela (slipstream) en las diversas alas, góndolas y superficies del fuselaje que son diferentes de la corriente libre. Dado que estos componentes están parcial o totalmente inmersos en esta estela, la contribución a la estabilidad puede ser bastante diferente de la condición de vuelo sin potencia (power-off). Ordinariamente, el cambio en la contribución del fuselaje y la góndola con potencia es relativamente pequeño. La sustentación añadida en la porción del ala inmersa en la estela requiere que el avión opere a un ángulo de ataque menor para producir el mismo coeficiente de sustentación efectivo. Generalmente, esta reducción en el ángulo de ataque para efectuar el mismo CL reduce la contribución de la cola a la estabilidad.
Sin embargo, el aumento en la presión dinámica en la cola tiende a aumentar la efectividad de la cola y puede ser un efecto estabilizador. El cambio de posición del c.g. y el coeficiente de sustentación de trim determinarán la magnitud de esta contribución debida a la velocidad de la estela.
La deflexión de la estela por la fuerza normal en la hélice tiende a aumentar el flujo descendente (downwash) en la cola horizontal y reducir la contribución a la estabilidad. Esencialmente el mismo efecto desestabilizador es producido por el flujo inducido en el escape de la planta motriz a reacción (jet). Ordinariamente, el flujo inducido en la cola horizontal de un avión a reacción es leve y los efectos de potencia indirectos sobre la estabilidad tienden a ser mayores a alto CL, alta potencia y bajas velocidades de vuelo.
Los efectos combinados directos e indirectos de la potencia contribuyen a una reducción general de la estabilidad estática a alta potencia, alto CL y baja q. Es generalmente cierto que cualquier avión experimentará el nivel más bajo de estabilidad longitudinal estática bajo estas condiciones. Debido a la mayor magnitud de los efectos de potencia tanto directos como indirectos, el avión propulsado por hélice usualmente experimenta un efecto mayor que el avión propulsado por chorro (jet).
Un efecto adicional en la estabilidad puede provenir de la extensión de dispositivos de alta sustentación. Los dispositivos de alta sustentación tienden a aumentar el flujo descendente (downwash) en la cola y reducir la presión dinámica en la cola, ambos de los cuales son desestabilizadores. Sin embargo, los dispositivos de alta sustentación pueden prevenir una contribución inestable del ala a alto CL.
Mientras que el efecto de los dispositivos de alta sustentación depende de la configuración del avión, el efecto usual es desestabilizador. Por lo tanto, el avión puede experimentar el punto neutral delantero más crítico durante la aproximación con potencia o el motor y al aire (waveoff). Durante estas condiciones de vuelo la estabilidad estática es usualmente la más débil y se debe prestar particular atención al control preciso del avión. El punto neutral con potencia (power-on) puede establecer el límite más a popa (aft) de la posición del c.g.
La estabilidad longitudinal estática de un avión se define por la tendencia a volver al equilibrio tras un desplazamiento. En otras palabras, el avión estable resistirá el desplazamiento desde el trim o equilibrio. Las fuerzas de control del avión deben reflejar la estabilidad del avión y proporcionar una referencia adecuada para el control preciso del avión.
El efecto de la deflexión del elevador en los momentos de cabeceo se ilustra mediante el primer gráfico de la figura 4.13. Si los elevadores del avión están fijos a deflexión cero, el coeficiente de sustentación resultante versus C_M para deflexión de 0° representa el coeficiente de sustentación estático y el coeficiente de sustentación de trim. Si los elevadores están fijos a una deflexión de 10° arriba, el avión tiene estabilidad estática inalterada pero el coeficiente de sustentación de trim aumenta. Un cambio en la posición del elevador o estabilizador no altera la contribución de la cola a la estabilidad pero el cambio en el momento de cabeceo alterará el coeficiente de sustentación...
(Archivo: image_9e3bbf.png)
...al cual ocurrirá el equilibrio. A medida que el elevador se fija en varias posiciones, el equilibrio (o trim) ocurrirá a varios coeficientes de sustentación y el C_L de trim puede correlacionarse con la deflexión del elevador como se ilustra en el segundo gráfico de la figura 4.13.
Cuando la posición del c.g. del avión se mueve hacia popa (aft), la pendiente de esta línea disminuye y la disminución en la estabilidad es evidente por un cambio dado de desplazamiento de control causando un cambio mayor en el coeficiente de sustentación de trim. Esto es evidencia de que la estabilidad decreciente causa controlabilidad creciente y, por supuesto, inestabilidad creciente disminuye la controlabilidad. Si el c.g. se mueve hacia popa (aft) hasta que la pendiente de la línea de trim C_L versus deflexión del elevador tiene pendiente cero, se obtiene la estabilidad estática neutral y se determina el punto neutral "palanca fija" (stick-fixed).
Dado que cada valor de coeficiente de sustentación corresponde a un valor particular de presión dinámica requerido para soportar un avión en vuelo nivelado, la velocidad aerodinámica de trim puede correlacionarse con la deflexión del elevador como en el tercer gráfico de la figura 4.13. Si la ubicación del c.g. está por delante del punto neutral palanca fija (stick-fixed neutral point) y la posición de control está directamente relacionada con la deflexión de la superficie, el avión dará evidencia de estabilidad de posición de palanca (stick position stability). En otras palabras, el avión requerirá que la palanca se mueva hacia atrás (aft) para aumentar el ángulo de ataque y trim a una velocidad más baja y se mueva hacia adelante para disminuir el ángulo de ataque y trim a una velocidad más alta. Para demostrar esta característica, si el avión tuviera inestabilidad de posición de palanca (stick position instability), el avión requeriría que la palanca se moviera hacia popa (aft) para trim a una velocidad más alta o se moviera hacia adelante para trim a una velocidad más baja.
Puede haber ligeras diferencias en la estabilidad longitudinal estática si a los elevadores se les permite flotar libres. Si a los elevadores se les permite flotar libres como en vuelo "sin manos" (hands-off), los elevadores pueden tener una tendencia a "flotar" o alinearse con la corriente cuando la cola horizontal recibe un cambio en el ángulo de ataque. Si la cola horizontal está sujeta a un aumento en el ángulo de ataque y los elevadores tienden a flotar hacia arriba, el cambio en la sustentación en la cola es menor que si los elevadores permanecieran fijos y la contribución de la cola a la estabilidad se reduce. Así, la estabilidad "libre de palanca" (stick-free) de un avión es usualmente menor que la estabilidad fija de palanca (stick-fixed stability). Una reducción típica de estabilidad por elevadores libres se muestra en la figura 4.14(A) donde el avión demuestra una reducción de la pendiente de C_M versus C_L. Mientras que el equilibrio aerodinámico puede proporcionarse para reducir las fuerzas de control, el equilibrio adecuado de las superficies reducirá la flotación y evitará grandes diferencias entre estabilidad fija de palanca (stick-fixed) y libre de palanca (stick-free). La mayor tendencia a flotar ocurre cuando la superficie está en un alto ángulo de ataque, por lo tanto, la mayor diferencia entre estabilidad fija de palanca y libre de palanca ocurre cuando el avión está en un alto ángulo de ataque.
Si los controles son totalmente motorizados y actuados por un mecanismo irreversible, las superficies no son libres de flotar y no hay diferencia entre la estabilidad estática fija de palanca y libre de palanca.
Las fuerzas de control en un avión convencional se componen de dos componentes. Primero, la estabilidad básica libre de palanca (stick-free stability) del avión contribuye con un incremento de fuerza que es independiente de la velocidad aerodinámica. Luego, hay un incremento de fuerza dependiente del ajuste del trim tab (aleta de compensación) que varía con la presión dinámica o el cuadrado de la velocidad aerodinámica equivalente.
La Figura 4.14(B) indica la variación de la fuerza de palanca con la velocidad aerodinámica e ilustra el efecto del ajuste de la aleta (tab) en la fuerza de palanca. Para trim (compensar) el avión en el punto (1) se requiere una cierta cantidad de elevador hacia arriba y fuerza cero en la palanca. Para trim el avión para velocidades más altas correspondiente a los puntos (2) y (3) se requiere cada vez menos elevador de nariz arriba. Note que cuando el avión está propiamente compensado (trimmed), se requiere una fuerza de empuje para aumentar la velocidad aerodinámica y una fuerza de tracción (pull) para disminuir la velocidad aerodinámica. De esta manera, el avión indicaría estabilidad de fuerza positiva (positive stick force stability) con una "sensación" (feel) estable para...
(Archivo: image_9e3b84.png)
...la velocidad. Si al avión se le diera una fuerza de tracción (pull) grande ajustando la aleta hacia abajo (tab down) estableciendo el trim a una velocidad constante, el aumento en la fuerza de tracción señala la posibilidad de "sensación" (feel) no siendo una verdadera indicación de estabilidad estática del avión.
Si el c.g. del avión se variara mientras se mantiene el trim a una velocidad constante, el efecto de la posición del c.g. en la estabilidad de fuerza de palanca podría apreciarse. Como se ilustra en la figura 4.14(C), moviendo el c.g. hacia popa (aft) disminuye la pendiente de la línea de fuerza de palanca a través de la velocidad de trim. Así, la estabilidad de fuerza de palanca decreciente es evidente en que fuerzas de palanca más pequeñas son necesarias para desplazar el avión desde la velocidad de trim. Cuando el gradiente de fuerza de palanca (o pendiente) se vuelve cero, el c.g. está en el punto neutral libre de palanca (stick-free neutral point) y existe estabilidad neutral. Si el c.g. está a popa (aft) del punto neutral libre de palanca (stick-free neutral point), existirá inestabilidad de fuerza de palanca, p. ej., el avión requerirá una fuerza de empuje a una velocidad más baja o una fuerza de tracción a una velocidad más alta. Debe notarse que el gradiente de fuerza de palanca es bajo a bajas velocidades aerodinámicas y cuando el avión está a bajas velocidades, alta potencia y una posición de c.g. cerca del límite de popa (aft), la "sensación" (feel) por la velocidad será débil.
La fricción del sistema de control puede crear efectos muy indeseables en las fuerzas de control. La Figura 4.14(D) ilustra que la fuerza de control versus velocidad aerodinámica es una banda en lugar de una línea. Una banda ancha de fuerza de fricción puede enmascarar completamente la estabilidad de fuerza de palanca cuando la estabilidad de fuerza es baja. Los sistemas de control de vuelo modernos requieren mantenimiento preciso para minimizar la banda de fuerza de fricción y preservar la sensación adecuada para el avión.
MANEUVERING STABILITY / ESTABILIDAD DE MANIOBRA.
Cuando un avión está sujeto a una aceleración normal, la trayectoria de vuelo es curva y el avión está sujeto a una velocidad de cabeceo (pitching velocity). Debido a la velocidad de cabeceo en vuelo de maniobra, la estabilidad longitudinal del avión es ligeramente mayor que en condiciones de vuelo estable (steady). Cuando un avión está sujeto a una velocidad de cabeceo a un coeficiente de sustentación dado, el avión desarrolla un momento de cabeceo resistiendo el movimiento de cabeceo (pitch motion) el cual se suma al momento restaurador de la estabilidad estática básica. La principal fuente de este momento de cabeceo adicional se ilustra en la figura 4.15.
Durante una recogida (pull-up) el avión está sujeto a una rotación angular alrededor del eje lateral y la cola horizontal experimentará un componente de viento debido a la velocidad de cabeceo. La suma vectorial de este componente de velocidad a la velocidad de vuelo proporciona un cambio en el ángulo de ataque para la cola y el cambio en la sustentación en la cola crea un momento de cabeceo resistiendo el movimiento de cabeceo (pitching motion). Dado que el momento se opone al movimiento de cabeceo pero se debe al movimiento de cabeceo, el efecto es un momento de amortiguamiento en cabeceo (damping in pitch). Por supuesto, los otros componentes del avión pueden desarrollar momentos resistentes y contribuir al amortiguamiento de cabeceo pero la cola horizontal es usualmente la mayor contribución. El momento de cabeceo añadido del amortiguamiento de cabeceo efectuará una estabilidad más alta en maniobras de la que es aparente en vuelo estable (steady). A partir de esta consideración, el punto neutral para vuelo de maniobra estará a popa (aft) del punto neutral para vuelo no acelerado y en la mayoría de los casos no será un elemento crítico. Si el avión demuestra estabilidad estática en vuelo no acelerado, seguramente demostrará estabilidad en vuelo de maniobra.
La apreciación más directa de la estabilidad de maniobra de un avión se obtiene de un gráfico de fuerza de palanca versus factor de carga tal como se muestra en la figura 4.15. El avión con estabilidad de maniobra positiva debería demostrar un aumento constante en la fuerza de palanca con aumento en el factor de carga o "G". El gradiente de fuerza de palanca de maniobra—o fuerza de palanca por G—debe ser positivo pero debería ser de la magnitud adecuada. La fuerza de palanca por G no debe ser excesivamente alta o el avión será difícil y agotador de maniobrar. Además, el gradiente de fuerza de palanca no debe ser demasiado bajo o el avión puede ser sobreesforzado (overstressed) inadvertidamente cuando existen fuerzas de control ligeras. Un gradiente de fuerza de palanca de maniobra de 3 a 8 libras por G es satisfactorio para la mayoría de los aviones de combate y...
(Archivo: image_9e3459.png)
...aviones de tipo ataque. Un avión grande de patrulla o transporte ordinariamente mostraría un gradiente de fuerza de palanca de maniobra mucho más alto debido al límite de factor de carga más bajo.
Cuando el avión tiene alta estabilidad estática, la estabilidad de maniobra será alta y resultará un alto gradiente de fuerza de palanca. Existe la posibilidad de que el límite de c.g. delantero pueda establecerse para prevenir un gradiente de fuerza de palanca de maniobra excesivamente alto. A medida que el c.g. se mueve hacia popa (aft), el gradiente de fuerza de palanca disminuye con la estabilidad de maniobra decreciente y el límite inferior de gradiente de fuerza de palanca puede alcanzarse.
El amortiguamiento de cabeceo (pitch damping) del avión está obviamente relacionado con la densidad del aire. A altas altitudes, la alta velocidad aerodinámica verdadera reduce el cambio en el ángulo de ataque de la cola para una velocidad de cabeceo dada. Así, una disminución en la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra puede esperarse con altitud aumentada.
TAILORING CONTROL FORCES / ADAPTACIÓN DE LAS FUERZAS DE CONTROL.
Las fuerzas de control deben reflejar la estabilidad del avión pero, al mismo tiempo, deben ser de una magnitud tolerable. El diseño de las superficies y el sistema de control puede emplear una variedad infinita de técnicas para proporcionar fuerzas de control satisfactorias.
El equilibrio aerodinámico (aerodynamic balance) debe pensarse en dos sentidos diferentes. Primero, la superficie de control debe equilibrarse para reducir los momentos de bisagra debidos a cambios en el ángulo de ataque. Esto es necesario para reducir la tendencia de flotación de la superficie que reduce la estabilidad libre de palanca (stick-free stability). Luego, el equilibrio aerodinámico puede reducir los momentos de bisagra debido a la deflexión de la superficie de control. Generalmente, es difícil obtener un alto grado de equilibrio de deflexión sin incurrir en un gran sobre-equilibrio de la superficie para cambios en el ángulo de ataque.
Algunos de los tipos de equilibrio aerodinámico se ilustran en la figura 4.16. El equilibrio de tipo cuerno (horn) simple emplea un área concentrada ubicada por delante de la línea de bisagra. El área de equilibrio puede extenderse completamente al borde de ataque (sin protección) o parte del camino hacia el borde de ataque (protegido). El equilibrio aerodinámico puede lograrse mediante la provisión de una línea de bisagra a popa (aft) del borde de ataque de la superficie de control. El voladizo resultante del área de superficie por delante de la línea de bisagra proporcionará un grado de equilibrio dependiendo de la cantidad de voladizo. Otra variación de equilibrio aerodinámico es un equilibrio de superficie interna por delante de la línea de bisagra la cual está contenida dentro de la superficie. Un sello flexible es usualmente incorporado para aumentar la efectividad del área de equilibrio. Incluso el biselado del borde de salida (trailing edge) de la superficie de control es efectivo también como una técnica de equilibrio aerodinámico. La elección del tipo de equilibrio dinámico dependerá de muchos factores tales como equilibrio requerido, simplicidad, resistencia aerodinámica (drag), etc.
Muchos dispositivos pueden añadirse a un sistema de control para modificar o adaptar la estabilidad de fuerza de palanca a niveles deseados. Si se añade un resorte al sistema de control como se muestra en la figura 4.16, tenderá a centrar la palanca y proporcionar un incremento de fuerza dependiendo del desplazamiento de la palanca. Cuando el sistema de control tiene engranaje (gearing) fijo entre la posición de la palanca y la deflexión de la superficie, el resorte de centrado proporcionará una contribución a la estabilidad de fuerza de palanca de acuerdo a la posición de la palanca. La contribución a la estabilidad de fuerza de palanca será mayor a bajas velocidades de vuelo donde se requieren deflexiones de control relativamente grandes. La contribución será menor a alta velocidad aerodinámica debido a las deflexiones de control más pequeñas requeridas. Así, el resorte de centrado aumentará la estabilidad de fuerza de palanca del aire y la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra pero la contribución disminuye a altas velocidades aerodinámicas. Una variación de este dispositivo sería una rigidez de resorte que fuera controlada con la velocidad dinámica. En este caso, la contribución del resorte a la estabilidad de fuerza de palanca no disminuiría con la velocidad.
Un "resorte descendente" (downspring) añadido a un sistema de control es un medio de aumentar la estabilidad de fuerza de palanca de velocidad aerodinámica sin un cambio en la estabilidad estática del avión...
(Archivo: image_9e30f5.png)
...Como se muestra en la figura 4.17, un resorte descendente (downspring) consiste en un resorte largo precargado unido al sistema de control el cual tiende a rotar los elevadores hacia abajo. El efecto del resorte descendente es contribuir con un incremento de fuerza de tracción (pull) independiente de la deflexión de control o velocidad aerodinámica. Cuando el sistema de control de un avión es re-compensado (re-trimmed) para la velocidad original, el gradiente de fuerza de palanca de velocidad aerodinámica se incrementa y hay una sensación más fuerte para la velocidad aerodinámica. El resorte descendente proporcionaría una mejora "sustituta" (ersatz) a un avión deficiente en estabilidad de fuerza de palanca de velocidad aerodinámica. Dado que el incremento de fuerza del resorte descendente no es afectado por la posición de la palanca o aceleración normal, la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra no cambiaría.
El contrapeso (bobweight) es un dispositivo efectivo para mejorar la estabilidad de fuerza de palanca. Como se muestra en la figura 4.17, el contrapeso consiste en una masa excéntrica unida al sistema de control la cual en vuelo no acelerado contribuye un incremento de fuerza de tracción idéntico al resorte descendente. De hecho, un contrapeso añadido al sistema de control de un avión produce un efecto idéntico al resorte descendente. El contrapeso aumentará el gradiente de fuerza de palanca de velocidad aerodinámica y aumentará la sensación (feel) por la velocidad aerodinámica.
Un contrapeso tendrá un efecto en el gradiente de fuerza de palanca de maniobra ya que la masa del contrapeso está sujeta a la misma aceleración que el avión. Así, el contrapeso proporcionará un incremento de fuerza de palanca en proporción directa a la aceleración de maniobra del avión. Debido a la contribución lineal del contrapeso, el contrapeso puede aplicarse para aumentar la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra si el avión básico tiene un valor demasiado bajo o desarrolla un gradiente decreciente a altos coeficientes de sustentación.
El ejemplo del contrapeso es útil para señalar el efecto del sistema de control de masas distribuidas. Todas las aeronaves de portaaviones deben tener las masas del sistema de control equilibradas para prevenir fuerzas de control indeseables de las aceleraciones longitudinales durante el lanzamiento de catapulta.
Varios dispositivos de aletas de superficie de control (control surface tab devices) pueden ser utilizados para modificar las fuerzas de control. Dado que la deflexión de una aleta es tan poderosa en crear momentos de bisagra en una superficie de control, la posible aplicación de dispositivos de aleta es casi sin límite. El arreglo básico de trim tab (aleta de compensación) se muestra en la figura 4.18 donde un enlace variable conecta la aleta y la superficie de control.
La extensión o tensión de este enlace deflectará la aleta relativa a la superficie de control y creará un cierto cambio en el coeficiente de momento de bisagra. El uso del trim tab permitirá al piloto reducir el momento de bisagra a cero y compensar (trim) las fuerzas de control a cero para una condición de vuelo dada. Por supuesto, el trim tab debería tener efectividad adecuada para que las fuerzas de control puedan ser compensadas (trimmed out) a través del rango de velocidad de vuelo.
El arreglo de lagging tab (aleta de retardo) mostrado en la figura 4.18 emplea un enlace entre la superficie fija y la superficie de aleta. La geometría es tal que la deflexión hacia arriba de la superficie de control desplaza la aleta hacia abajo relativa a la superficie de control. Tal desplazamiento relativo de la aleta ayudará en la deflexión de la superficie de control y así reduce los momentos de bisagra debido a la deflexión. Una ventaja obvia de este dispositivo es la reducción de momentos de deflexión sin un cambio en el equilibrio aerodinámico.
El arreglo de leading tab (aleta de avance) mostrado en la figura 4.18 también emplea un enlace entre la superficie fija y la superficie de aleta. Sin embargo, la geometría del enlace es tal que la deflexión hacia arriba de la superficie de control desplaza la aleta hacia arriba relativa a la superficie de control. Esta relación sirve para aumentar los momentos de bisagra de la superficie de control debidos a la deflexión de la superficie.
La servo tab (aleta servo) mostrada en la figura 4.18 utiliza un cuerno el cual no tiene conexión directa a la superficie de control y es libre de pivotar alrededor del eje de bisagra. Sin embargo, un enlace conecta el cuerno libre a la superficie de aleta. Así, el sistema de control simplemente deflecta la aleta y los momentos de bisagra resultantes deflectan la superficie de control.
Dado que las únicas fuerzas de control son aquellas de la aleta, este dispositivo hace posible la deflexión de superficies grandes con fuerzas relativamente pequeñas.
Una variación del diseño básico de servo tab es el arreglo de spring tab (aleta de resorte) de la figura 4.18. Cuando el cuerno de control está conectado a la superficie de control por resortes, la función de la aleta es proporcionar una porción dada de las fuerzas de control requeridas. La aleta de resorte (spring tab) puede entonces funcionar como un refuerzo (boost) para reducir las fuerzas de control. La servo tab y la spring tab se aplican usualmente a aviones grandes o de alta velocidad para proporcionar fuerzas de palanca tolerables.
La spring loaded tab (aleta cargada por resorte) de la figura 4.18 consiste en una aleta libre precargada con un resorte el cual suministra un momento constante alrededor de la línea de bisagra de la aleta. Cuando el avión está a velocidad cero, la aleta es rotada hasta el límite de deflexión. A medida que la velocidad aerodinámica aumenta, el momento de bisagra dinámico en la aleta finalmente igualará el par del resorte y la aleta comenzará a alinearse con la corriente (streamline).
El efecto de este arreglo es proporcionar un momento de bisagra constante al sistema de control y contribuir con un requisito de fuerza constante a velocidades por encima de la precarga. Así, la aleta cargada por resorte puede mejorar el gradiente de fuerza de palanca de una manera similar al resorte descendente (downspring). Generalmente, la aleta cargada por resorte puede ser más deseable debido a una mayor efectividad y la falta de fuerzas de control indeseables durante la operación en tierra.
Los diversos dispositivos de aleta tienen posibilidades casi ilimitadas para adaptar las fuerzas de control. Sin embargo, estos dispositivos deben recibir el cuidado y mantenimiento adecuados para funcionar correctamente. Además, se debe tener mucho cuidado para asegurar que no exista juego (slop) en las articulaciones y accesorios, de lo contrario puede ocurrir el flutter (aleteo) destructivo.
LONGITUDINAL DYNAMIC STABILITY / ESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINAL
(4) El desplazamiento o deflexión del elevador cuando se considera la condición de stick-free (palanca libre).
La estabilidad dinámica longitudinal de un avión generalmente consiste en tres modos básicos (o formas) de oscilación. Mientras que el movimiento longitudinal del avión puede consistir en una combinación de estos modos, las características de cada modo son lo suficientemente distintas como para que cada tendencia oscilatoria pueda estudiarse por separado.
El primer modo de estabilidad dinámica longitudinal consiste en una oscilación de periodo muy largo conocida como el phugoid (fugoide). La oscilación del phugoid implica variaciones notables en la actitud de cabeceo (pitch attitude), altitud y velocidad aerodinámica (airspeed), pero un ángulo de ataque (angle of attack) casi constante. Tal oscilación del avión podría considerarse como un intercambio gradual de energía potencial y cinética alrededor de cierta velocidad aerodinámica y altitud de equilibrio. La Figura 4.20 ilustra el movimiento característico del phugoid.
El periodo de oscilación en el phugoid es bastante largo, siendo los valores típicos de 20 a 100 segundos. Dado que la tasa de cabeceo es bastante baja y solo tienen lugar cambios insignificantes en el ángulo de ataque, la amortiguación (damping) del phugoid es débil y posiblemente negativa. Sin embargo, tal amortiguación débil o negativa no tiene necesariamente grandes consecuencias. Dado que el periodo de oscilación es tan grande, el piloto es fácilmente capaz de contrarrestar la tendencia oscilatoria mediante movimientos de control muy leves e inadvertidos. En la mayoría de los casos, las correcciones necesarias son tan leves que el piloto puede ser completamente inconsciente de la tendencia oscilatoria.
Debido a la naturaleza del phugoid, no es necesario hacer provisiones aerodinámicas específicas para contender con la oscilación. El periodo largo inherente de la oscilación permite que el estudio se dirija a tendencias oscilatorias más importantes. De manera similar, las diferencias entre el stick-fixed (palanca fija) y el stick-free (palanca libre) no son de gran importancia en el phugoid.
El segundo modo de estabilidad dinámica longitudinal es un movimiento de periodo relativamente corto que puede asumirse que tiene lugar con cambios insignificantes en la velocidad. El segundo modo consiste en una oscilación de cabeceo durante la cual el avión está siendo restaurado al equilibrio por la estabilidad estática y la amplitud de la oscilación es disminuida por la amortiguación de cabeceo (pitch damping). La oscilación típica es de frecuencia relativamente alta con un periodo de oscilación en el orden de 0.5 a 5 segundos.
Para el avión subsónico convencional, el segundo modo en stick-fixed (palanca fija) se caracteriza por una fuerte amortiguación con un tiempo para amortiguarse a la mitad de la amplitud de aproximadamente 0.5 segundos. Usualmente, si el avión tiene estabilidad estática con stick-fixed, la amortiguación de cabeceo contribuida por la cola horizontal asumirá suficiente estabilidad dinámica para la oscilación de periodo corto. Sin embargo, el segundo modo en stick-free (palanca libre) tiene la posibilidad de una amortiguación débil o inestabilidad oscilatoria.
Este es el caso donde la estabilidad estática no implica automáticamente una estabilidad dinámica adecuada. El segundo modo en stick-free es esencialmente un acoplamiento del movimiento de cabeceo de periodo corto del avión y la rotación del elevador alrededor de la línea de bisagra. Se debe tener extremo cuidado en el diseño de las superficies de control para asegurar la estabilidad dinámica para este modo. Los elevadores deben estar estáticamente balanceados alrededor de la línea de bisagra y la fricción del sistema aerodinámico debe minimizarse ya que contribuye a la tendencia oscilatoria. Si la inestabilidad llegara a existir en el segundo modo, el "marsopeo" (porpoising) del avión resultaría en la posibilidad de daño estructural. Una oscilación a altas presiones dinámicas con grandes cambios en el ángulo de ataque podría producir cargas de vuelo severas.
El segundo modo tiene periodos relativamente cortos que corresponden estrechamente con el tiempo de respuesta normal del piloto, por ejemplo, 1 o 2 segundos o menos. Existe la posibilidad de que un intento de amortiguar forzosamente una oscilación pueda en realidad reforzar la oscilación y producir inestabilidad. Esto es particularmente cierto en el caso de controles asistidos (powered controls) donde una pequeña entrada de energía en el sistema de control se magnifica enormemente. Además, el retraso de respuesta del piloto puede sumarse al problema de intentar amortiguar forzosamente la oscilación.
En este caso, si apareciera una oscilación, la mejor regla es soltar los controles ya que el avión en stick-free (palanca libre) demostrará la amortiguación necesaria. Incluso un intento de fijar los controles mientras el avión está oscilando puede resultar en una pequeña entrada inestable en el sistema de control que puede reforzar la oscilación para producir cargas de vuelo fallidas. Debido al periodo muy corto de la oscilación, la amplitud de una oscilación inestable puede alcanzar proporciones peligrosas en un periodo de tiempo extremadamente corto.
El tercer modo ocurre en el caso del elevador libre y es usualmente una oscilación de periodo muy corto. El movimiento es esencialmente uno del elevador aleteando (flapping) alrededor de la línea de bisagra y, en la mayoría de los casos, la oscilación tiene una amortiguación muy fuerte. Un modo típico de aleteo puede tener un periodo de 0.3 a 1.5 segundos y un tiempo para amortiguarse a la mitad de la amplitud de aproximadamente 0.1 segundos.
De todos los modos de estabilidad dinámica longitudinal, el segundo modo o de marsopeo (porpoising) es de la mayor importancia. La oscilación de marsopeo tiene la posibilidad de cargas de vuelo dañinas y puede verse afectada adversamente por el retraso de respuesta del piloto. Debe recordarse que cuando el avión en stick-free (palanca libre) demostrará la amortiguación necesaria.
Los problemas de estabilidad dinámica son agudos bajo ciertas condiciones de vuelo. La baja estabilidad estática generalmente incrementa el periodo (disminuye la frecuencia) de las oscilaciones de periodo corto e incrementa el tiempo para amortiguarse a la mitad de la amplitud. La gran altitud —y consecuentemente baja densidad— reduce la amortiguación aerodinámica. Además, los números de Mach altos del vuelo supersónico producen una caída de la amortiguación aerodinámica.
LONGITUDINAL CONTROL / CONTROL LONGITUDINAL
Para ser satisfactorio, un avión debe tener una controlabilidad adecuada así como una estabilidad adecuada. Un avión con alta estabilidad longitudinal estática exhibirá gran resistencia al desplazamiento del equilibrio. Por lo tanto, las condiciones más críticas de controlabilidad ocurrirán cuando el avión tenga alta estabilidad, es decir, los límites inferiores de estabilidad establecerán los límites superiores de estabilidad.
Hay tres condiciones principales de vuelo que proveen los requisitos críticos o combinaciones de estas condiciones pueden determinar la potencia de control longitudinal y establecer un límite a la posición adelantada del C.G. (centro de gravedad).
MANEUVERING CONTROL REQUIREMENT / REQUISITO DE CONTROL DE MANIOPBRA.
El avión debe tener suficiente potencia de control longitudinal para alcanzar el coeficiente de sustentación máximo utilizable o el factor de carga límite durante las maniobras. Como se muestra en la figura 4.19, el movimiento hacia adelante del C.G. incrementa la estabilidad longitudinal del avión y requiere mayores deflexiones de control para producir cambios en el coeficiente de sustentación de trimado (trim lift coefficient). Para el ejemplo mostrado, la deflexión efectiva máxima del elevador no es capaz de trimar (trim) el avión en CLmax para posiciones del C.G. por delante del 18 por ciento de la MAC (Cuerda Aerodinámica Media).
Este requisito de control particular puede ser más crítico para un avión en vuelo supersónico. El vuelo supersónico usualmente está acompañado por grandes incrementos en la estabilidad longitudinal estática y una reducción en la efectividad de las superficies de control. Para hacer frente a estas tendencias, deben usarse superficies potentes de movimiento completo (all-movable surfaces) para alcanzar el factor de carga límite o el CL máximo utilizable en vuelo supersónico. Este requisito es tan importante que, una vez satisfecho, la configuración supersónica usualmente tiene suficiente potencia de control longitudinal para todas las otras condiciones de vuelo.
TAKEOFF CONTROL REQUIREMENT / REQUISITO DE CONTROL DE DESPEGUE.
En el despegue, el avión debe tener suficiente potencia de control para asumir la actitud de despegue antes de alcanzar la velocidad de despegue. Generalmente, para aviones con trenes de aterrizaje de triciclo, es deseable tener al menos suficiente potencia de control para alcanzar la actitud de despegue al 80 por ciento de la velocidad de pérdida (stall speed) para aviones de hélice o al 90 por ciento de la velocidad de pérdida para aviones a reacción. Esta hazaña debe lograrse en una pista suave en todas las condiciones normales de carga de servicio.
La Figura 4.19 ilustra las fuerzas principales actuando sobre un avión durante la carrera de despegue. Cuando el avión está en la actitud de tres puntos, a alguna velocidad menor que la velocidad de pérdida, la sustentación del ala será menor que el peso del avión. Dado que los elevadores deben ser capaces de rotar el avión con carga cero en la rueda de nariz y la red de sustentación y peso soportada en el tren principal. La fricción de rodadura resultante de la fuerza normal en el tren principal crea un momento de nariz abajo adverso. También, la ubicación del centro de gravedad por delante del tren de aterrizaje principal contribuye a un momento de nariz abajo durante el diseño.
El ala puede contribuir con un gran momento de nariz abajo cuando los flaps son deflectados, pero este efecto puede ser contrarrestado por un ligero incremento en el downwash (deflexión del flujo hacia abajo) en la cola. Para equilibrar estos momentos de nariz abajo, la cola horizontal debe ser capaz de producir suficiente momento de nariz arriba para alcanzar la actitud de despegue a las velocidades especificadas.
El avión de hélice a potencia de despegue puede inducir una velocidad considerable de la estela de la hélice (slipstream) en la cola horizontal, lo cual puede proveer un incremento en la eficiencia de la superficie. El avión a reacción no experimenta una magnitud similar de este efecto ya que las velocidades inducidas del jet son relativamente pequeñas comparadas con las velocidades de la estela de una hélice.
LANDING CONTROL REQUIREMENT / REQUISITO DE CONTROL DE ATERRIZAJE.
En el aterrizaje, el avión debe tener suficiente potencia de control para asegurar velocidades de aterrizaje adecuadas. El control de aterrizaje adecuado está usualmente asegurado si los elevadores son capaces de mantener el avión justo fuera de la pista al 105 por ciento de la velocidad de pérdida. Por supuesto, el requisito más crítico existirá cuando el C.G. esté en la posición más adelantada, los flaps estén completamente extendidos y la potencia esté en ralentí (idle). Esta configuración proveerá la condición más estable que es la más demandante de controlabilidad. La deflexión completa de los flaps usualmente provee el mayor momento de picado (diving moment) del ala y la potencia en ralentí producirá la presión dinámica crítica (menor) en la cola horizontal.
El requisito de control de aterrizaje tiene una diferencia particular con el requisito de control de maniobra del vuelo libre. A medida que el avión se aproxima a la superficie del suelo, habrá un cambio en el flujo tridimensional del avión debido al efecto suelo (ground effect). Un ala en proximidad al plano del suelo experimentará una disminución en los vórtices de punta y downwash en un coeficiente de sustentación dado. La disminución en el downwash en la cola tiende a incrementar la estabilidad estática y a producir un momento de nariz abajo en la cola. Así, el avión justo fuera de la superficie de la pista requerirá deflexión de control adicional para trimar (trim) a un coeficiente de sustentación dado y el requisito de control de aterrizaje puede ser crítico en el diseño de la potencia de control longitudinal.
Como un ejemplo del efecto suelo, un avión típico propulsado por hélice puede requerir tanto como 15 grados más de elevador hacia arriba para trimar (trim) en CLmax en efecto suelo que en vuelo libre lejos del plano del suelo. Debido a este efecto, muchos aviones tienen suficiente potencia de control para lograr la pérdida (stall) total fuera del efecto suelo pero no tienen la habilidad de lograr la pérdida total cuando están cerca de la proximidad al suelo.
En algunos casos, la efectividad de la superficie de control es afectada adversamente por el uso de trim tabs (aletas compensadoras). Si los trim tabs se usan en exceso para trimar las fuerzas de palanca, la efectividad del elevador puede reducirse hasta obstaculizar el control de aterrizaje o despegue.
Cada una de las tres condiciones principales que requieren control longitudinal adecuado son críticas para la alta estabilidad estática. Si el límite adelantado del C.G. es excedido, el avión puede encontrar una deficiencia de controlabilidad en cualquiera de estas condiciones el límite está establecido por la controlabilidad mínima permisible mientras que el límite trasero del C.G. (centro de gravedad) está establecido por la estabilidad mínima permisible.
LONGITUDINAL DYNAMIC STABILITY / ESTABILIDAD DINÁMICA LONGITUDINAL
Todas las consideraciones previas de estabilidad longitudinal se han referido a la tendencia inicial del avión a retornar al equilibrio cuando es sometido a una perturbación. Las consideraciones de estabilidad dinámica longitudinal se refieren a la respuesta en el historial de tiempo del avión a estas perturbaciones, es decir, la variación de la amplitud de desplazamiento con el tiempo después de una perturbación. Según la definición anterior, la estabilidad dinámica existirá cuando la amplitud del movimiento disminuye con el tiempo y la inestabilidad dinámica existirá si la amplitud aumenta con el tiempo.
Por supuesto, el avión debe demostrar estabilidad dinámica positiva para los movimientos longitudinales principales. Además, el avión debe demostrar cierto grado de estabilidad longitudinal reduciendo la amplitud del movimiento a una cierta tasa. El grado requerido de estabilidad dinámica se especifica usualmente por el tiempo necesario para que la amplitud se reduzca a la mitad del valor original—el tiempo para amortiguarse a la media amplitud (time to damp to half-amplitude).
El avión en vuelo libre tiene seis grados de libertad: rotación en alabeo (roll), cabeceo (pitch) y guiñada (yaw) y traslación en las direcciones horizontal, vertical y lateral. En el caso de la estabilidad dinámica longitudinal, los grados de libertad pueden limitarse a la rotación de cabeceo, y la traslación vertical y horizontal.
Dado que el avión es usualmente simétrico de babor a estribor (izquierda a derecha), no habrá necesidad de considerar el acoplamiento entre los movimientos longitudinales y lateral-direccionales. Así, las variables principales en el movimiento longitudinal de un avión serán:
(1) La actitud de cabeceo (pitch attitude) del avión. (2) El ángulo de ataque (que diferirá de la actitud de cabeceo por la inclinación de la trayectoria de vuelo). (3) La velocidad de vuelo.
Aquí tienes la traducción completa y detallada de los textos en las imágenes proporcionadas, manteniendo el formato solicitado, sin resumir y respetando los términos técnicos.
El tipo de sistema de control de vuelo se decide por el tamaño y el rango de velocidad del avión.
El Conventional Control System / Sistema de Control Convencional consiste en conexiones mecánicas directas desde los controles hacia las superficies de control. Para el avión subsónico, los medios principales para producir fuerzas de control adecuadas utilizan equilibrio aerodinámico (aerodynamic balance) y varios dispositivos de tab (aleta compensadora), resorte y bobweight (contrapeso inercial). Los dispositivos de equilibrio y tab son capaces de reducir las fuerzas de control y permitirán el uso del sistema de control convencional en aviones grandes a velocidades subsónicas relativamente altas.
Cuando el avión se opera a velocidades transónicas, los grandes cambios en el carácter del flujo pueden producir grandes aberraciones en los momentos de charnela (hinge moments) y la contribución de los dispositivos de tab. La formación de ondas de choque y la separación del flujo a velocidades transónicas limitarán el uso del sistema de control convencional a velocidades subsónicas.
El Power-Boosted Control System / Sistema de Control Asistido por Potencia emplea un actuador mecánico en paralelo con las conexiones mecánicas de un sistema de control convencional. El principio de operación es proporcionar un porcentaje fijo de la fuerza de control requerida, reduciendo así las fuerzas de control a altas velocidades. El sistema de control asistido por potencia requiere un actuador hidráulico con una válvula de control que suministra fuerza de asistencia (boost force) en proporción fija a la fuerza de control. Por lo tanto, se le da al piloto una ventaja por la relación de asistencia (boost ratio) para ayudar a deflectar la superficie de control; por ejemplo, con una relación de asistencia de 14, el actuador proporciona 14 libras de fuerza por cada 1 libra de fuerza de palanca.
El sistema de control asistido por potencia tiene la ventaja obvia de reducir las fuerzas de control a altas velocidades. Sin embargo, a velocidades transónicas, los cambios en las fuerzas de control debido a las ondas de choque y la separación aún ocurrirán, pero en menor grado. La "retroalimentación" (feedback) de los momentos de charnela se reduce, pero las aberraciones en las fuerzas de la palanca aún pueden existir.
El Power-Operated, Irreversible Control System / Sistema de Control Operado por Potencia e Irreversible consiste en actuadores mecánicos controlados por el piloto. La superficie de control es deflectada por el actuador y ninguno de los momentos de charnela se retroalimenta a través de los controles. En tal sistema de control, la posición del control decide la deflexión de las superficies de control independientemente de las cargas de aire (airloads) y los momentos de charnela. Dado que el sistema de control operado por potencia tiene cero retroalimentación, la sensación de control (control feel) debe ser sintetizada; de lo contrario, existiría un impulso infinito (infinite boost).
Las ventajas del sistema de control operado por potencia son más evidentes en vuelo transónico y supersónico. En vuelo transónico, ninguno de los momentos de charnela erráticos se retroalimenta al piloto. Por lo tanto, no se encontrarán fuerzas de control inusuales o erráticas en vuelo transónico. El vuelo supersónico generalmente requiere el uso de una superficie totalmente móvil (all-movable surface) para lograr la efectividad de control necesaria. Tales superficies de control deben ser actuadas y posicionadas positivamente por un dispositivo irreversible.
El elemento más importante de un sistema de sensación artificial (artificial feel system) es el resorte de centrado de palanca o bungee. El bungee desarrolla una fuerza en la palanca en proporción al desplazamiento de la palanca y, por lo tanto, proporciona una sensación de peso para la velocidad aerodinámica y las maniobras. Un bobweight (contrapeso inercial) puede incluirse en el sistema de sensación para desarrollar un gradiente positivo y constante de fuerza de maniobra en la palanca que es independiente de la velocidad aerodinámica para maniobras ordinarias.
El engranaje (gearing) entre la posición de la palanca y la deflexión de la superficie de control no es necesariamente una relación lineal. La mayoría de los sistemas de control impulsados por potencia emplearán un engranaje no lineal tal que una deflexión de la palanca relativamente mayor ocurra en la posición neutral de la palanca. Este tipo de engranaje es una ventaja para los aviones que operan en condiciones de alta presión dinámica. Dado que el avión a alta $q$ (presión dinámica) es muy sensible a pequeñas deflexiones de la superficie de control, el engranaje no lineal proporciona movimientos de fuerza de palanca más altos con un control menos sensible que el sistema con un engranaje lineal. La Figura 4.21 ilustra un sistema de engranaje lineal y no lineal típico.
MODERN CONTROL SYSTEMS / SISTEMAS DE CONTROL MODERNO
Para lograr los objetivos de estabilidad y control, son necesarias varias configuraciones de sistemas de control. Generalmente, el segundo gráfico de la figura 4.21 ilustra la variación típica de fuerza de palanca del sistema de control con la deflexión de la superficie de control. Si bien es deseable tener un fuerte centrado de la palanca cerca de la posición neutral, la cantidad de fuerza requerida para crear un desplazamiento inicial "break-out" (fuerza de ruptura) debe ser razonable. Si las fuerzas de control del avión a altas velocidades son demasiado altas, el control preciso es difícil. En cuanto a la fricción sólida del sistema de control, el mantenimiento adecuado del sistema de control es esencial. Cualquier aumento en la fricción del sistema de control puede crear fuerzas de control inusuales e indeseables.
El trim (compensación) del sistema de control alimentado por potencia es esencialmente cualquier dispositivo para producir deflexión cero de la fuerza de control para una deflexión dada de la superficie de control. Un sistema puede compensar la fuerza del bungee (resorte) en la palanca mientras que otro sistema puede compensar retornando la palanca a la posición neutral.
El vuelo a altos números de Mach supersónicos podría requerir una gran variedad de dispositivos en el sistema de control longitudinal. El deterioro del amortiguamiento de cabeceo (pitch damping) con el número de Mach puede requerir que la estabilidad dinámica sea obtenida sintéticamente mediante pitch dampers (amortiguadores de cabeceo) en el sistema de control. La respuesta del avión al control longitudinal puede verse adversamente afectada por el vuelo a altas presiones dinámicas. En tales condiciones de fuerzas de palanca de vuelo, deben ser adecuadas para prevenir una oscilación inducida. Las fuerzas de la palanca deben relacionar los transitorios del vuelo así como las condiciones de estado estable. Tal contribución a las fuerzas del sistema de control puede ser proporcionada por un bobweight (contrapeso) de aceleración de cabeceo y un amortiguador viscoso del sistema de control.
DIRECTIONAL STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL DIRECCIONAL
DIRECTIONAL STABILITY / ESTABILIDAD DIRECCIONAL
La estabilidad direccional de un avión es esencialmente la estabilidad de "veleta" (weathercock) e involucra momentos alrededor del eje vertical y su relación con la guiñada (yaw) o ángulo de deslizamiento lateral (sideslip angle). Un avión que tiene estabilidad direccional estática tenderá a regresar a una posición de equilibrio cuando se somete a alguna perturbación de equilibrio. La evidencia de estabilidad estática sería el desarrollo de momentos de guiñada que tienden a restaurar el avión al equilibrio.
El sistema de ejes de un avión definirá un momento de guiñada positivo, N, como un momento alrededor del eje vertical que tiende a rotar la nariz hacia la derecha. Como en otras consideraciones aerodinámicas, es conveniente considerar los momentos de guiñada en forma de coeficiente para que la estabilidad estática pueda ser evaluada independientemente del peso, altitud, velocidad, etc. El momento de guiñada, N, se define mediante la siguiente ecuación:
$N = Cn * q * S * b$
o
$Cn = N / (q * S * b)$
donde:
N = momento de guiñada, pies-libras; positivo a la derecha.
q = presión dinámica, psf (libras por pie cuadrado).
S = área del ala, pies cuadrados.
B = envergadura del ala, pies.
Cn = coeficiente de momento de guiñada, positivo a la derecha.
El coeficiente de momento de guiñada, Cn, se basa en las dimensiones del ala $S$ y $b$ ya que el ala es la superficie característica del avión.
El yaw angle (ángulo de guiñada) de un avión relaciona el desplazamiento de la línea central del avión desde algún azimut de referencia y se le asigna la notación manual $\psi$ (psi). Un ángulo de guiñada positivo ocurre cuando la nariz del avión se desplaza hacia la derecha de la dirección de azimut.
El Sideslip angle (ángulo de deslizamiento lateral) implica una diferencia significativa. El deslizamiento lateral se proporciona con la notación manual $\beta$ (beta) y es positivo cuando el viento relativo se desplaza hacia la derecha de la línea central del avión. La Figura 4.22 ilustra las definiciones de ángulos de deslizamiento lateral y guiñada. El ángulo de deslizamiento lateral, beta, es esencialmente el ángulo de ataque direccional del avión es la referencia primaria en la estabilidad lateral así como consideraciones de estabilidad direccional.
El ángulo de guiñada (yaw angle), psi, es una referencia primaria para pruebas de túnel de viento y el historial de tiempo del movimiento de un avión. A partir de las definiciones no hay una relación directa entre beta y psi para un avión en vuelo libre, por ejemplo, un avión volado a través de un giro de 360 grados ha guiñado 360 grados pero el deslizamiento lateral puede haber sido cero durante todo el giro. Dado que el avión no tiene sentido direccional, la estabilidad direccional estática del avión se aprecia por la respuesta al deslizamiento lateral.
La static directional stability (estabilidad direccional estática) de un avión puede ilustrarse mediante un gráfico del coeficiente de momento de guiñada, Cn, versus ángulo de deslizamiento lateral, beta, tal como se muestra en la figura 4.22. Cuando un avión está sujeto a un ángulo de deslizamiento lateral positivo, la estabilidad direccional estática será evidente si resulta un coeficiente de momento de guiñada positivo ($+Cn$). Así, cuando el viento relativo viene de la derecha +beta, debe crearse un momento de guiñada a la derecha +Cn que tiende a hacer efecto veleta (weathercock) en el avión y regresar la nariz hacia el viento. La estabilidad direccional estática existirá cuando la curva de Cn versus beta tenga una pendiente positiva y el grado de estabilidad será una función de la pendiente de esta curva. Si la curva tiene pendiente cero, no hay tendencia a regresar al equilibrio y existe estabilidad direccional estática neutral.
Cuando la curva de $Cn$ versus $\beta$ tiene una pendiente negativa, los momentos de guiñada desarrollados por el deslizamiento lateral tienden a divergir en lugar de restaurar y existe inestabilidad direccional estática.
El gráfico final de la figura 4.22 ilustra el hecho de que la pendiente instantánea de la curva de Cn versus beta describirá la estabilidad estática del avión. En ángulos pequeños de deslizamiento lateral una fuerte pendiente positiva representa una fuerte estabilidad direccional. Grandes ángulos de deslizamiento producen pendiente cero y estabilidad neutral. A un deslizamiento lateral muy alto, la pendiente negativa de la curva indica inestabilidad direccional. Esta caída de la estabilidad direccional con un aumento del deslizamiento lateral no es una condición inusual. Sin embargo, la inestabilidad direccional no debería ocurrir en los ángulos de deslizamiento lateral de condiciones de vuelo ordinarias.
La estabilidad direccional estática debe estar en evidencia para todas las condiciones críticas de vuelo. Generalmente, una buena estabilidad direccional es una cualidad fundamental que afecta directamente las impresiones de los pilotos sobre un avión.
CONTRIBUTION OF THE AIRPLANE COMPONENTS / CONTRIBUCIÓN DE LOS COMPONENTES DEL AVIÓN.
La estabilidad direccional estática del avión es el resultado de la contribución de cada uno de los diversos componentes del avión. Si bien la contribución de cada componente está algo relacionada con otros componentes, es necesario estudiar cada componente por separado.
La vertical tail (cola vertical) es la fuente primaria de estabilidad direccional para el avión. Como se muestra en la figura 4.23, cuando el avión experimenta un deslizamiento lateral, la cola vertical experimentará un cambio en el ángulo de ataque. El cambio en la fuerza de sustentación —o lateral— en la cola vertical crea un momento de guiñada alrededor del centro de gravedad que tiende a guiar el avión hacia el viento relativo. La magnitud de la contribución de la cola vertical a la estabilidad direccional estática depende entonces del cambio en la sustentación de la cola y el brazo de momento de la cola. Obviamente, el brazo de momento de la cola es un factor poderoso pero esencialmente dictado por las principales propiedades de configuración del avión.
Cuando se establece la ubicación de la cola vertical, la contribución de la superficie a la estabilidad direccional depende de su capacidad para producir cambios en la fuerza de sustentación —o lateral— con cambios en el deslizamiento lateral. El área superficial de la cola vertical es un factor poderoso siendo la contribución de la cola vertical una función directa del área. Cuando todas las otras posibilidades se agotan, la estabilidad direccional requerida puede obtenerse mediante aumentos en el área de la cola. Sin embargo, el aumento del área superficial tiene la obvia desventaja del aumento de la resistencia aerodinámica (drag).
La pendiente de la curva de sustentación de la cola vertical relaciona qué tan sensible es la superficie a los cambios en el ángulo de ataque. Si bien es deseable tener una pendiente de curva de sustentación alta para la superficie vertical, una relación de aspecto (aspect ratio) alta no es necesariamente práctica o deseable. El stall (pérdida) ángulo de la superficie debe ser suficientemente grande para prevenir la pérdida (stall) y la subsiguiente pérdida de efectividad en ángulos de deslizamiento lateral ordinarios.
Los altos números de Mach del vuelo supersónico producen una disminución en la pendiente de la curva de sustentación con la consecuente reducción en la contribución de la cola a la estabilidad. Para tener suficiente estabilidad direccional a altos números de Mach, la configuración supersónica típica exhibirá superficies de cola vertical relativamente grandes.
El campo de flujo en el cual opera la cola vertical se ve afectado por los otros componentes del avión, así como por los efectos de potencia. La presión dinámica en la cola vertical podría depender de la estela (slipstream) de una hélice o la capa límite (boundary layer) del fuselaje. Además, la dirección del flujo local en la cola vertical está influenciada por la estela del ala, flujo cruzado del fuselaje, o flujo inducido de la cola horizontal o la estela lateral de una hélice. Cada uno de estos factores debe considerarse como posiblemente afectando la contribución de la cola vertical a la estabilidad direccional.
La contribución del wing (ala) a la estabilidad direccional estática es usualmente pequeña. El ala en flecha (swept wing) proporciona una contribución estable dependiendo de la cantidad de flecha (sweepback) pero la contribución es relativamente débil cuando se compara con otros componentes.
La contribución del fuselage and nacelles (fuselaje y góndolas) es de importancia primaria ya que estos componentes proporcionan la mayor influencia desestabilizadora. La contribución del fuselaje y las góndolas es similar al caso longitudinal con la excepción de que no hay una gran influencia del campo de flujo inducido del ala. El centro de presión subsónico del fuselaje estará ubicado en o adelante del punto de un cuarto de longitud y, dado que el c.g. (centro de gravedad) del avión está usualmente considerablemente detrás de este punto, la contribución del fuselaje será desestabilizadora. Sin embargo, a grandes ángulos de deslizamiento lateral la contribución desestabilizadora del fuselaje disminuye lo cual es algo de alivio para el problema de mantener la estabilidad direccional a grandes desplazamientos. La presión supersónica en la distribución del cuerpo proporciona una fuerza aerodinámica relativamente mayor y, generalmente, una influencia desestabilizadora continua.
La Figura 4.23 ilustra una acumulación típica de la estabilidad direccional de un avión separando la contribución del fuselaje y la cola. Como se muestra en el gráfico de Cn versus $\beta$, la contribución del fuselaje es desestabilizadora pero la inestabilidad disminuye a grandes ángulos de deslizamiento lateral. La contribución de la cola vertical sola es altamente estabilizadora hasta el punto donde la superficie comienza a entrar en pérdida (stall). La contribución de la cola vertical debe ser lo suficientemente grande para que la combinación completa del avión (combinación ala-fuselaje-cola) exhiba el grado requerido de estabilidad.
La dorsal fin (aleta dorsal) tiene un efecto poderoso en la preservación de la estabilidad direccional a grandes ángulos de deslizamiento lateral, lo que produciría la pérdida (stall) de la cola vertical. La adición de una aleta dorsal aliviará la caída de la estabilidad direccional a alto deslizamiento lateral de dos maneras. El efecto menos obvio pero más importante es un gran aumento en la estabilidad del fuselaje a grandes ángulos de deslizamiento lateral. Además, la relación de aspecto efectiva de la cola vertical se reduce, lo que aumenta el ángulo de pérdida para la superficie. Por este doble efecto, la adición de una aleta dorsal es un dispositivo muy útil.
Power effects (Efectos de potencia) en la estabilidad direccional estática son similares a los efectos de potencia en la estabilidad longitudinal estática. Los efectos directos se limitan a la fuerza normal en el plano de la hélice o la entrada del jet (jet inlet) y, por supuesto, son estabilizadores cuando la hélice o entrada se encuentra adelante del c.g. Los efectos indirectos de las velocidades inducidas por potencia y los cambios en la dirección del flujo en la cola vertical son bastante significativos para el avión impulsado por hélice y pueden producir grandes cambios de compensación (trim) direccional.
Como en el caso longitudinal, los efectos indirectos son insignificantes para el avión impulsado por jet. La contribución de los efectos de potencia directos e indirectos a la estabilidad direccional estática es mayor para el avión impulsado por hélice y usualmente ligera para el avión impulsado por jet. En cualquier caso, el efecto general de la potencia es desestabilizador debido al aumento en la capa límite del fuselaje en la ubicación de la cola vertical.
La caída de la estabilidad direccional con el ángulo de ataque es más significativa para el avión de relación de aspecto baja con ala en flecha ya que esta configuración requiere coeficientes de sustentación de altos ángulos de ataque para lograrlo. Tal caída en la estabilidad direccional puede tener un efecto profundo en la respuesta del avión a características adversas de guiñada (yaw) y barrena (spin).
High Mach numbers (Altos números de Mach) del vuelo supersónico reducen la contribución de la cola vertical a la estabilidad direccional debido a la reducción de la pendiente de la curva de sustentación con el número de Mach. El tercer gráfico de la figura 4.24 ilustra la caída típica de la estabilidad direccional con el número de Mach. Para producir la estabilidad direccional requerida a altos números de Mach, puede ser necesaria un área de cola vertical muy grande. Las aletas ventrales (ventral fins) pueden agregarse como una contribución adicional a la estabilidad direccional pero los requisitos de espacio libre para el aterrizaje pueden limitar su tamaño o requerir que las aletas sean retráctiles.
Por lo tanto, las demandas más críticas de estabilidad direccional estática ocurrirán por alguna combinación de los siguientes efectos:
(1) alto ángulo de ataque
(2) alta potencia a baja velocidad aerodinámica
(3) alto ángulo de ataque
(4) alto número de Mach
El avión impulsado por hélice puede tener tales efectos de potencia considerables que las condiciones críticas pueden ocurrir a baja velocidad mientras que el efecto de altos números de Mach puede producir las condiciones críticas para el avión supersónico típico. Además, el acoplamiento de efectos laterales y direccionales puede requerir estabilidad direccional prescrita desestabilizador y la mayor contribución ocurrirá a alta potencia y baja presión dinámica como durante un waveoff (maniobra de frustrada / abortar aterrizaje).
Como en el caso de la estabilidad estática longitudinal, liberar los controles reducirá la efectividad de la cola y alterará la estabilidad. Mientras que el timón (rudder) debe estar equilibrado para reducir las fuerzas del pedal de control, el timón tenderá a flotar (float) o alinearse donde grandes ángulos de deslizamiento lateral causan que el timón flote y reduzca la contribución de la cola vertical a la estabilidad direccional estática. La tendencia a flotar es mayor a grandes ángulos de ataque donde la cola vertical tiende a disminuir la eficiencia aerodinámica. La Figura 4.24 ilustra la diferencia entre estabilidad direccional con timón fijo (rudder-fixed) y timón libre (rudder-free).
CRITICAL CONDITIONS / CONDICIONES CRÍTICAS.
Las condiciones más críticas de estabilidad direccional estática son usualmente la combinación de varios efectos separados. La combinación que produce la condición más crítica depende mucho del tipo y misión del avión. Además, existe un acoplamiento de efectos laterales y direccionales tal que el grado requerido de estabilidad direccional estática puede ser determinado por algunas de estas condiciones acopladas.
La posición del centro de gravedad tiene un efecto relativamente insignificante en la estabilidad direccional estática y control. Dentro del rango usual de centro de gravedad del avión no ocurre ningún cambio significativo en la posición del c.g. en la contribución de la cola vertical, fuselaje, góndolas, etc. Por lo tanto, la estabilidad direccional estática no se ve afectada esencialmente por la variación de la posición del c.g. dentro de los límites longitudinales.
Cuando el avión está en un high angle of attack (alto ángulo de ataque) se anticipa una disminución en la estabilidad direccional estática. Como se muestra en el segundo gráfico de la figura 4.24, un alto ángulo de ataque reduce la pendiente estable de la curva de Cn versus beta. La disminución en la estabilidad direccional se debe en gran parte a la reducción en la contribución de la cola vertical. A altos ángulos de ataque la efectividad de la cola vertical se reduce.
Aquí tienes la traducción detallada de los textos contenidos en las imágenes, organizadas según el flujo lógico de lectura del manual aeronáutico (Control Direccional -> Requisitos -> Estabilidad Lateral -> Efecto Diedro).
DIRECTIONAL CONTROL / CONTROL DIRECCIONAL
Además de la estabilidad direccional, el avión debe tener un control direccional adecuado para coordinar virajes, equilibrar efectos de potencia, crear deslizamiento lateral (sideslip), equilibrar potencia asimétrica, etc. La fuente principal de control direccional es el timón de dirección (rudder) y el timón debe ser capaz de producir suficiente momento de guiñada (yawing moment) para las condiciones críticas de vuelo.
El efecto de la deflexión del timón es producir una fuerza lateral en la cola vertical y crear un momento de guiñada de acuerdo con la deflexión del control y producir equilibrio en algún ángulo de deslizamiento lateral. Para pequeñas deflexiones del timón, no hay cambio en la estabilidad pero sí un cambio en el equilibrio. La Figura 4.25 muestra cómo el efecto de la deflexión del timón en las curvas del coeficiente de momento de guiñada cambia con el ángulo de deslizamiento lateral de equilibrio.
Si el avión exhibe estabilidad direccional estática con el timón fijo (rudder fixed), cada ángulo de deslizamiento lateral requiere una deflexión particular del timón para lograr el equilibrio. La estabilidad direccional con timón libre (rudder-free) existirá cuando la tendencia de flotación (float) del timón sea menor que la deflexión requerida para el equilibrio. Sin embargo, a altos ángulos de deslizamiento lateral, la tendencia a flotar del timón aumenta. Esto se ilustra en el segundo gráfico de la figura 4.25 donde la línea del ángulo de flotación del timón muestra un aumento brusco en grandes valores de deslizamiento lateral. Si el ángulo de flotación del timón alcanza el ángulo requerido del timón, la fuerza del pedal del timón disminuirá a cero y ocurrirá el bloqueo del timón (rudder lock). Ángulos de deslizamiento lateral más allá de este punto producen un ángulo de flotación mayor que la deflexión requerida del timón y el timón tiende a flotar hasta el límite de deflexión.
El bloqueo del timón (rudder lock) se acompaña de una inversión de la fuerza del pedal y existirá inestabilidad con timón libre. La aleta dorsal (dorsal fin) es una adición útil en este caso ya que mejorará la estabilidad direccional a altos ángulos de deslizamiento lateral. El aumento resultante en la estabilidad requiere deflexiones mayores del timón para lograr el equilibrio a un alto deslizamiento lateral y la tendencia al bloqueo del timón se reduce.
La estabilidad direccional con timón libre es apreciada por el piloto ya que la fuerza del pedal del timón mantiene un deslizamiento lateral dado. Si el gradiente de fuerza del pedal del timón es demasiado bajo cerca del deslizamiento lateral cero, será difícil mantener el deslizamiento lateral cero durante varias maniobras. El avión debería tener una sensación estable del pedal del timón a través del rango disponible de deslizamiento lateral.
DIRECTIONAL CONTROL REQUIREMENTS / REQUISITOS DE CONTROL DIRECCIONAL.
El poder de control del timón debe ser adecuado para contender con los muchos efectos asimétricos de las condiciones de vuelo. Generalmente, hay cinco condiciones de vuelo que proporcionan los requisitos más críticos de potencia de control direccional. El tipo y misión del avión decidirán cuál de estas condiciones es la más importante.
ADVERSE YAW / GUIÑADA ADVERSA.
Cuando un avión se inclina en un viraje, se producen momentos de guiñada que requieren deflexión del timón para mantener el deslizamiento lateral cero, es decir, coordinar el viraje. La fuente habitual de momento de guiñada adverso se ilustra en la figura 4.26. Cuando el avión está sujeto a una velocidad de alabeo (roll rate) hacia la izquierda, el ala de babor (izquierda) que baja experimentará un nuevo viento relativo y un aumento en el ángulo de ataque. La inclinación del vector de sustentación produce una componente de fuerza hacia adelante en el ala que baja.
El ala de estribor (derecha) que sube tiene su coeficiente de sustentación inclinado con una componente de fuerza hacia atrás. El momento de guiñada resultante debido al movimiento de alabeo es en una dirección opuesta al alabeo y por lo tanto es una "guiñada adversa". La guiñada debida al alabeo es principalmente una función del coeficiente de sustentación del ala y es mayor a alto CL.
Además de la guiñada debido al movimiento de alabeo, habrá una contribución al momento de guiñada debido a la deflexión de la superficie de control. Los alerones convencionales usualmente contribuyen a una guiñada adversa mientras que los spoilers pueden contribuir a una guiñada "proversa" (favorable). El ala alta con una cola vertical grande puede encontrar una influencia de los alerones internos. Tal configuración puede inducir direcciones de flujo en la cola vertical para causar guiñada proversa.
Dado que la guiñada adversa será mayor a alto CL y deflexión total de los alerones, coordinar virajes pronunciados a baja velocidad puede producir un requisito crítico para el poder de control del timón.
SPIN RECOVERY / RECUPERACIÓN DE BARRENA.
En la mayoría de los aviones, el timón es el control principal para la recuperación de barrena. Se requiere un control poderoso para efectuar la recuperación durante una barrena. Dado que la efectividad de la cola vertical se reduce a grandes ángulos de ataque, el poder de control direccional necesario para la recuperación de barrena puede producir un requisito crítico de potencia del timón.
SLIPSTREAM ROTATION / ROTACIÓN DE LA ESTELA.
Un requisito de control crítico puede existir cuando el avión impulsado por hélice está a alta potencia y baja velocidad aerodinámica. Como se muestra en la figura 4.26, la rotación única de la hélice induce un remolino en la estela (slipstream swirl) que causa un cambio en la dirección del flujo en la cola vertical. El timón debe suministrar suficiente poder de control para equilibrar esta condición y lograr un deslizamiento lateral cero.
CROSSWIND TAKEOFF AND LANDING / DESPEGUE Y ATERRIZAJE CON VIENTO CRUZADO.
Dado que el avión debe hacer una trayectoria verdadera hacia abajo de la pista, un viento cruzado durante el despegue y el aterrizaje requerirá que el avión sea controlado en un deslizamiento lateral (sideslip). El timón debe tener suficiente poder de control para crear el deslizamiento lateral requerido para los vientos cruzados esperados.
ASYMMETRICAL POWER / POTENCIA ASIMÉTRICA.
El diseño de un avión multimotor debe tener en cuenta la posibilidad de una falla de motor a baja velocidad aerodinámica. El desequilibrio de empuje de una condición de potencia asimétrica produce un momento de guiñada dependiente del desequilibrio de empuje y el brazo de palanca de la fuerza. La deflexión del timón creará una fuerza lateral en la cola y contribuirá con un momento de guiñada para equilibrar el momento de guiñada debido al desequilibrio de empuje. Dado que el momento de guiñada debido al desequilibrio de empuje será mayor a baja velocidad, el requisito crítico se establecerá a una velocidad baja con un motor crítico fuera de servicio y los motores restantes a máxima potencia. La Figura 4.26 compara el coeficiente de momento de guiñada para la deflexión máxima del timón con el coeficiente de momento de guiñada para el desequilibrio de empuje. La intersección de las dos líneas determina la velocidad mínima para control direccional, es decir, la velocidad más baja a la cual el momento del timón puede igualar el momento de empuje desequilibrado. Usualmente se especifica que la velocidad mínima no sea mayor a 1.2 veces la velocidad de pérdida (stall speed) del avión en la configuración de despegue más ligera práctica. Esto proporcionará un control direccional adecuado para las condiciones restantes de vuelo.
Una vez definida, la velocidad mínima de control (minimum control speed) no es una función del peso, altitud, etc., sino que es simplemente la velocidad aerodinámica equivalente (o presión dinámica) para producir un momento de guiñada requerido con la deflexión máxima del timón. Si el avión se opera en la condición crítica de desequilibrio de potencia por debajo de la velocidad mínima de control, el avión guiñará incontrolablemente hacia el motor inoperativo. Para recuperar el control direccional por debajo de la velocidad mínima de control existen ciertas alternativas: reducir potencia en los motores operativos o sacrificar altitud por velocidad aerodinámica. Ninguna alternativa es satisfactoria si el avión está en una condición marginal de vuelo con potencia, así que debe darse el debido respeto a la velocidad mínima de control.
Debido a la fuerza lateral en la cola vertical, es necesario un ligero banqueo (inclinación) para prevenir el viraje en vuelo a deslizamiento lateral cero. El motor inoperativo se elevará y la sustentación del ala inclinada proporcionará una componente de fuerza para equilibrar la fuerza lateral en la cola.
En cada una de las condiciones críticas de control direccional requerido, una alta estabilidad direccional es deseable ya que reducirá el desplazamiento del avión ante cualquier influencia perturbadora. Por supuesto, el control direccional debe ser suficiente para lograr el deslizamiento lateral cero. El requisito de control crítico para el avión multimotor es la condición de potencia asimétrica ya que el giro (spinning) no es común a este tipo de avión. El avión de hélice monomotor puede tener ya sea la recuperación de barrena o la rotación de la estela (slipstream rotation) como una condición de diseño crítica. El avión a reacción (jet) monomotor puede tener una variedad de ítems críticos, pero el requisito de recuperación de barrena usualmente predomina.
LATERAL STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL LATERAL
LATERAL STABILITY / ESTABILIDAD LATERAL
La estabilidad lateral estática de un avión implica la consideración de momentos de alabeo (rolling moments) debido al deslizamiento lateral (sideslip). Si un avión tiene un momento de alabeo favorable debido al deslizamiento lateral, un desplazamiento lateral desde el vuelo nivelado produce deslizamiento lateral y el deslizamiento lateral crea momentos de alabeo que tienden a retornar el avión al vuelo nivelado de ala. Por esta acción, la estabilidad lateral estática producirá momentos de guiñada dependiendo de la naturaleza de la estabilidad direccional estática, pero la estabilidad lateral estática implicará solo la relación de momentos de alabeo y deslizamiento lateral.
El sistema de ejes de un avión define un alabeo positivo, L, como un momento alrededor del eje longitudinal que tiende a rotar el ala derecha hacia abajo. Como en otras consideraciones aerodinámicas, es conveniente considerar los momentos de alabeo en forma de coeficiente para que la estabilidad lateral pueda ser evaluada independientemente del peso, altitud, velocidad, etc. El momento de alabeo, L, se define en la forma de coeficiente mediante la siguiente ecuación:
$L = Cl * q * S * b$
o
$Cl = L / (q * S * b)$
donde:
L = momento de alabeo (rolling moment), pies-libras., positivo a la derecha.
q = presión dinámica, psf.
S = área del ala, pies cuadrados.
b = envergadura (wingspan), pies.
Cl = coeficiente de momento de alabeo, positivo a la derecha.
El ángulo de deslizamiento lateral (angle of sideslip), beta, se ha definido previamente como el ángulo entre la línea central del avión y el viento relativo y es positivo cuando el viento relativo está a la derecha de la línea central.
La static lateral stability (estabilidad lateral estática) de un avión puede ilustrarse mediante un gráfico del coeficiente de momento de alabeo, Cl, versus ángulo de deslizamiento lateral, $\beta$, tal como se muestra en la figura 4.27. Cuando el avión está sujeto a un ángulo de deslizamiento lateral positivo, la estabilidad lateral será evidente si resulta un coeficiente de momento de alabeo negativo -Cl. Así, cuando el viento relativo viene de la derecha beta, debería crearse un momento de alabeo hacia la izquierda -Cl que tiende a alabear el avión hacia la izquierda. La estabilidad lateral existirá cuando la curva de Cl versus beta tenga una pendiente negativa y el grado de estabilidad será una función de la pendiente de esta curva. Si la pendiente de la curva es cero, existe estabilidad lateral neutral; si la pendiente es positiva, está presente la inestabilidad lateral.
Es deseable tener estabilidad lateral o alabeo favorable debido al deslizamiento lateral. Sin embargo, la magnitud requerida de estabilidad lateral está determinada por muchos factores. El alabeo excesivo debido al deslizamiento lateral complica el despegue y aterrizaje con viento cruzado y puede conducir a una oscilación indeseable, el acoplamiento oscilatorio con el movimiento direccional del avión. Además, una alta estabilidad lateral puede combinarse con una guiñada adversa para dificultar el rendimiento de alabeo (rolling performance). Generalmente, las cualidades de manejo favorables se obtienen con una estabilidad lateral positiva relativamente ligera o débil.
CONTRIBUTION OF THE AIRPLANE COMPONENTS / CONTRIBUCIÓN DE LOS COMPONENTES DEL AVIÓN.
Para apreciar el desarrollo de la estabilidad lateral en un avión, cada uno de los componentes de contribución debe ser inspeccionado. Por supuesto, habrá interferencia entre los componentes que alterará la contribución de cada componente a la estabilidad del avión.
La superficie principal que contribuye a la estabilidad lateral de un avión es el wing (ala). El efecto del diedro geométrico (geometric dihedral) de un ala proporciona una poderosa contribución a la estabilidad lateral. Como se muestra en la figura 4.28, un ala con diedro desarrollará momentos de alabeo estables con el deslizamiento lateral. Si el viento relativo viene de un lado, el ala hacia el viento está sujeta a un aumento en el ángulo de ataque y desarrolla un aumento en la sustentación. El cambio en la sustentación efectúa un momento de alabeo que tiende a elevar el ala hacia el viento (barlovento), por lo tanto, el diedro contribuye a un alabeo estable debido al deslizamiento lateral.
Dado que el diedro del ala es tan poderoso para producir estabilidad lateral, se toma como un denominador común de la contribución de estabilidad lateral de todos los otros componentes. Generalmente, el aporte de la posición del ala, flaps, potencia, etc., se expresa como una cantidad equivalente de "diedro efectivo" (effective dihedral) o "efecto diedro" (dihedral effect).
La contribución del fuselage alone (fuselaje solo) es usualmente bastante pequeña dependiendo de la ubicación de la fuerza lateral aerodinámica resultante en el fuselaje. Sin embargo, el efecto de la combinación fuselage-tail (fuselaje-cola) es significativo ya que la ubicación vertical del ala en el fuselaje puede afectar en gran medida la estabilidad de la combinación. Un ala ubicada en la posición media (mid wing) generalmente exhibirá un efecto diedro no diferente al del ala sola. Una ubicación de ala baja (low wing) en el fuselaje puede contribuir con un efecto equivalente a $3^\circ$ o $4^\circ$ de diedro negativo mientras que una ubicación de ala alta (high wing) puede contribuir con un efecto diedro positivo de $2^\circ$ o $3^\circ$. La magnitud del efecto diedro contribuido por la posición vertical del ala es grande y puede requerir un ángulo diedro notable para la configuración de ala baja.
La contribución del sweepback (flecha) al efecto diedro es importante debido a la naturaleza de la contribución. Como se muestra en la figura 4.28, el ala en flecha (swept wing) en un deslizamiento lateral tiene el ala hacia el viento operando con una disminución efectiva en la flecha mientras que el ala fuera del viento (sotavento) está operando con un aumento efectivo en la flecha. Si el ala está en un coeficiente de sustentación positivo, el ala hacia el viento tiene menos flecha y un aumento en la sustentación y el ala fuera del viento tiene más flecha y una disminución en la sustentación. De esta manera, el ala trasera en flecha contribuiría con un efecto diedro positivo.
La naturaleza inusual de la contribución de la flecha al efecto diedro es que la contribución es proporcional al coeficiente de sustentación del ala así como al ángulo de flecha. Debe quedar claro que el ala en flecha a sustentación cero no proporcionará alabeo debido al deslizamiento lateral ya que no hay sustentación del ala para cambiar. Así, el efecto diedro debido a la flecha es cero a sustentación cero y aumenta directamente con el coeficiente de sustentación del ala. Cuando las demandas del vuelo a alta velocidad requieren una gran cantidad de flecha, la configuración resultante puede tener un efecto diedro excesivamente alto a bajas velocidades (alto CL) mientras que el efecto diedro puede ser satisfactorio en vuelo normal (bajo o medio CL).
La vertical tail (cola vertical) de configuraciones modernas puede proporcionar una contribución significativa —y, a veces, deseable— al diedro efectivo. Si la cola vertical es grande, la fuerza lateral producida por el deslizamiento lateral puede producir un momento de alabeo notable así como el importante momento de guiñada contribuyente. Tal efecto es usualmente pequeño para la configuración convencional de avión pero la configuración moderna de avión de alta velocidad induce este efecto a una gran magnitud. Es difícil entonces obtener una gran contribución de la cola vertical a la estabilidad direccional sin incurrir en una contribución adicional al efecto diedro.
La cantidad de diedro efectivo necesaria para producir cualidades de vuelo satisfactorias varía mucho con el tipo y propósito del avión. Generalmente, el diedro efectivo no debe ser demasiado grande ya que un alto alabeo debido al deslizamiento lateral puede crear ciertos problemas. El efecto diedro excesivo puede llevar al "Dutch roll" (balanceo holandés), dificultar la coordinación del timón en maniobras de alabeo, o imponer demandas extremas para el poder de control lateral durante el despegue y aterrizaje con viento cruzado. Por supuesto, el diedro efectivo no debe ser negativo durante las condiciones predominantes de vuelo, e.j., crucero, alta velocidad, etc.
Si el avión demuestra un efecto diedro satisfactorio para estas condiciones de vuelo, ciertas excepciones pueden ser consideradas aceptables. Dado que los efectos de los flaps y la potencia son desestabilizadores y reducen el efecto diedro, una cierta cantidad de efecto diedro negativo puede ser posible debido a estas fuentes. La deflexión de flaps causa que las secciones internas (inboard) del ala se vuelvan relativamente más efectivas y estas secciones tienen un brazo de momento pequeño a lo largo de la envergadura (spanwise). Por lo tanto, los cambios en la sustentación del ala debido al deslizamiento lateral ocurren más cerca del interior y el efecto diedro se reduce.
El efecto de la potencia en el efecto diedro es insignificante para el avión a reacción (jet) pero es considerable para el avión impulsado por hélice (propeller driven). La estela de la hélice a alta potencia y baja velocidad aerodinámica hace que las secciones internas del ala sean mucho más efectivas y reduce el efecto diedro. La reducción en el efecto diedro es más crítica cuando los efectos de flaps y potencia se combinan, e.j., el avión impulsado por hélice en la aproximación de potencia (power approach) o waveoff (frustrada/motor y al aire).
Con ciertas excepciones durante las condiciones de aterrizaje y despegue, el efecto diedro o estabilidad lateral debe ser positivo pero ligero. Los problemas creados por el efecto diedro excesivo son considerables y difíciles de contender. La estabilidad lateral será evidente para un piloto por las fuerzas de la palanca (stick forces) y los desplazamientos requeridos para mantener el deslizamiento lateral. La estabilidad positiva de fuerza de palanca será evidente por las fuerzas requeridas en la dirección del deslizamiento lateral controlado.
Aquí tienes la traducción completa de los fragmentos de los manuales aeronáuticos proporcionados. He ordenado el texto siguiendo la secuencia lógica de lectura de las páginas para que tenga sentido, manteniendo los títulos en ambos idiomas y evitando el uso de LaTeX para las fórmulas.
LATERAL DYNAMIC EFFECTS - EFECTOS DINÁMICOS LATERALES
La discusión previa ha separado la respuesta lateral y direccional del avión al deslizamiento lateral (sideslip). Esta separación es conveniente para el estudio detallado de cada una: la estabilidad estática lateral y la estabilidad estática direccional del avión. Sin embargo, cuando el avión se coloca en vuelo libre, la respuesta lateral y direccional estarán acopladas, es decir, simultáneamente el avión produce un momento de alabeo (rolling moment) debido al deslizamiento lateral y un momento de guiñada (yawing moment) debido al deslizamiento lateral. Por lo tanto, el movimiento lateral dinámico del avión en vuelo libre debe considerar el acoplamiento o interacción de los efectos laterales y direccionales.
Los efectos principales que determinan las características dinámicas laterales de un avión son:
Momento de alabeo debido al deslizamiento lateral o efecto diedro (lateral stability).
Momento de guiñada debido al deslizamiento lateral o estabilidad direccional estática.
Momento de guiñada debido a la velocidad de alabeo o la guiñada adversa (o proversa).
Momento de alabeo debido a la velocidad de guiñada (un efecto cruzado similar al (3). Si el avión tiene un movimiento de guiñada hacia la derecha, el ala izquierda se moverá hacia adelante más rápido y momentáneamente desarrollará más sustentación que la derecha y causará un momento de alabeo hacia la derecha).
Fuerza lateral aerodinámica debido al deslizamiento lateral (sideslip).
Momento de alabeo debido a la velocidad de alabeo o amortiguamiento en alabeo (damping in roll).
Momento de guiñada debido a la velocidad de guiñada o amortiguamiento en guiñada (damping in yaw).
Los momentos de inercia del avión alrededor de los ejes de alabeo y guiñada.
La compleja interacción de estos efectos produce tres posibles tipos de movimiento del avión: (a) una divergencia direccional, (b) una divergencia en espiral, y (c) un modo oscilatorio denominado balanceo holandés (Dutch roll).
Divergencia Direccional:
Es una condición que no puede ser tolerada. Si la reacción a un pequeño deslizamiento inicial es tal que crea momentos que tienden a incrementar el deslizamiento lateral, la divergencia existirá. El deslizamiento lateral es de costado al viento relativo o se produce una falla estructural. Por supuesto, aumentar la estabilidad direccional estática reduce la tendencia a la divergencia direccional.
Divergencia en Espiral:
Existirá cuando la estabilidad direccional estática sea muy grande comparada con el efecto diedro. El carácter de la divergencia en espiral no es de ninguna manera violento. El avión, cuando es perturbado del equilibrio de vuelo nivelado, comienza un picado en espiral lento. La espiral aumenta gradualmente hacia una inmersión en espiral. Cuando se introduce un pequeño deslizamiento lateral, la fuerte estabilidad direccional tiende a restaurar la nariz hacia el viento mientras que el efecto diedro, relativamente débil, se retrasa en restaurar el avión lateralmente. En el caso habitual, la tasa de divergencia en el movimiento en espiral es tan gradual que el piloto puede controlar la tendencia sin dificultad.
Balanceo Holandés (Dutch roll):
Es una oscilación lateral-direccional acoplada que generalmente es dinámicamente estable pero es objetable debido a la naturaleza oscilatoria. El amortiguamiento de este modo oscilatorio puede ser débil o fuerte dependiendo de las propiedades del avión. La respuesta del avión a una perturbación del equilibrio es una oscilación combinada de alabeo-guiñada (rolling-yawing) en la cual el movimiento de alabeo está desfasado para preceder al movimiento de guiñada. Tal movimiento es bastante indeseable debido al gran caos que crearía con una plataforma de bombas, cohetes o armas de fuego.
Generalmente, el balanceo holandés ocurrirá cuando el efecto diedro es grande comparado con la estabilidad direccional estática. Desafortunadamente, existirán condiciones relativas de magnitudes de efecto diedro y estabilidad direccional estática para la divergencia direccional y la divergencia en espiral entre las condiciones limitantes. Cuando el efecto diedro es grande en comparación con la estabilidad direccional estática, el movimiento de balanceo holandés tiene un amortiguamiento débil y es objetable. Sin embargo, estas cualidades tienden hacia la divergencia en espiral.
La elección es entonces el menor de tres males. La divergencia direccional no puede ser tolerada, el balanceo holandés es objetable y la divergencia en espiral es tolerable si la tasa de divergencia es baja. Por esta razón el efecto diedro no debe ser más que el requerido para una estabilidad lateral satisfactoria. Si la estabilidad direccional estática se hace adecuada para prevenir una divergencia direccional objetable, esto automáticamente será suficiente para prevenir la divergencia direccional. Dado que las cualidades de manejo más importantes son el resultado de una alta estabilidad direccional estática y un efecto diedro mínimo necesario, la mayoría de los aviones demuestran una leve tendencia a la espiral. Como se mencionó anteriormente, una tendencia a la espiral débil es de poca preocupación para el piloto y ciertamente preferible al balanceo holandés.
La contribución de la flecha (sweepback) a la dinámica lateral de un avión es significativa. Dado que el efecto diedro de la flecha es una función del coeficiente de sustentación, las características dinámicas pueden variar a lo largo del rango de velocidad de vuelo. Cuando el avión de ala en flecha está a bajo CL (coeficiente de sustentación), el efecto diedro es pequeño y la tendencia a la espiral puede ser evidente. Cuando el avión de ala en flecha está a alto CL, el efecto diedro se incrementa y la tendencia oscilatoria del balanceo holandés se incrementa.
Un modo oscilatorio adicional es posible en los efectos dinámicos laterales con el timón libre y el modo se denomina oscilación de "serpenteo" (snaking). Esta oscilación de guiñada se ve muy afectada por el equilibrio aerodinámico del timón y requiere una cuidadosa consideración en el diseño para prevenir un amortiguamiento ligero o inestable de la oscilación.
CONTROL IN ROLL - CONTROL EN ALABEO
El control lateral de un avión se logra produciendo sustentación diferencial en las alas. El momento de alabeo creado por la sustentación diferencial puede usarse para acelerar el avión hacia algún movimiento de alabeo o controlar el avión en un deslizamiento lateral oponiéndose al efecto diedro. La sustentación diferencial para el control en alabeo se obtiene usualmente mediante algún tipo de alerones o spoilers.
ROLLING MOTION OF AN AIRPLANE - MOVIMIENTO DE ALABEO DE UN AVIÓN
Cuando a un avión se le da un movimiento de alabeo en vuelo, las puntas de las alas se mueven en una trayectoria helicoidal a través del aire. Como se muestra en la figura 4.29, una velocidad de alabeo hacia la derecha le da a la punta del ala derecha una componente de velocidad hacia abajo y a la punta del ala izquierda una componente de velocidad hacia arriba. Por inspección del movimiento de la punta del ala, la velocidad de la punta del ala se combina con la velocidad de la trayectoria de vuelo del avión para definir el movimiento resultante. El ángulo resultante entre la trayectoria de vuelo y la trayectoria resultante de la punta es el ángulo de hélice (helix angle) de alabeo. De la trigonometría de ángulos pequeños, el ángulo de hélice de alabeo se puede definir como:
Ángulo de hélice de alabeo = pb / 2V (radianes)
donde:
p = tasa de alabeo, radianes por segundo
b = envergadura del ala, pies (ft).
V = velocidad de vuelo del avión, pies por seg.
y, un radián = 57.3 grados.
Generalmente, los valores máximos de pb / 2V obtenidos por control en alabeo son aproximadamente 0.1 a 0.07.
El ángulo de hélice de alabeo, pb / 2V, es en realidad un denominador común del rendimiento de alabeo. La deflexión de las superficies de control lateral crea la sustentación diferencial y el momento de alabeo para acelerar el avión en alabeo. La tasa de alabeo aumenta hasta que un momento igual y opuesto es creado por la resistencia al movimiento de alabeo o "amortiguamiento en alabeo" (damping in roll). La segunda ilustración de la figura 4.29 define la fuente del amortiguamiento en alabeo. Cuando el avión recibe una velocidad de alabeo hacia la derecha, el ala que baja experimenta un aumento en el ángulo de ataque debido al ángulo de hélice de alabeo.
Por supuesto, el ala que sube experimenta una disminución en el ángulo de ataque. En vuelo a ángulos de ataque menores que el de máxima sustentación, el ala que baja experimenta un aumento en la sustentación y el ala que sube experimenta una disminución en la sustentación y se desarrolla un momento de alabeo que se opone al movimiento de alabeo. Así, el movimiento de alabeo de estado estable ocurre cuando el momento de amortiguamiento iguala al momento de control.
La respuesta del avión a la deflexión de alerones se muestra en el diagrama de historia de tiempo de la figura 4.29. Cuando el avión está restringido de manera que se obtiene un movimiento de alabeo puro, la respuesta inicial en tasa de alabeo es una aceleración de alabeo constante. A medida que la tasa de alabeo aumenta, también lo hace el momento de amortiguamiento y la aceleración de alabeo disminuye. Finalmente, el momento de amortiguamiento se aproxima al momento de control y se logra una tasa de alabeo de estado estable.
Si el avión no está restringido y se permite el deslizamiento lateral, el efecto de la estabilidad direccional y el efecto diedro pueden ser apreciados. El avión convencional desarrollará momentos de guiñada adversos debido a la deflexión de alerones y el movimiento de alabeo. La guiñada adversa tiende a producir desplazamientos de guiñada y deslizamiento lateral, pero esto es resistido por la estabilidad direccional del avión.
Si la guiñada adversa produce deslizamiento lateral, el efecto diedro crea un momento de alabeo oponiéndose al alabeo y tiende a reducir la tasa de alabeo. (A) y (B) del diagrama de historia de tiempo de la figura 4.29 muestran que una alta estabilidad direccional con bajo efecto diedro es la combinación preferible. Tal combinación proporciona un avión que no tiene requisitos extremos de coordinar alerón y timón para lograr un rendimiento de alabeo satisfactorio. Mientras que el movimiento acoplado del avión en alabeo es importante, la discusión adicional del control lateral se dirigirá al rendimiento de alabeo puro desacoplado.
ROLLING PERFORMANCE - RENDIMIENTO DE ALABEO
El rendimiento de alabeo requerido de un avión se especifica generalmente como ciertos valores necesarios del ángulo de hélice de alabeo, pb / 2V. Sin embargo, en ciertas condiciones de vuelo, puede ser más apropiado especificar tiempos mínimos para que el avión acelere a través de un ángulo de alabeo dado.
Usualmente, el valor máximo de pb / 2V debe ser del orden de 0.10. Por supuesto, los cazas y aviones de ataque tienen un requisito más específico para un alto rendimiento de alabeo y un valor de pb / 2V de 0.09 puede ser considerado un mínimo necesario. Los aviones de patrulla, transporte y bombarderos tienen menos requerimiento de alto rendimiento de alabeo y un pb / 2V de 0.07 puede ser adecuado.
Los alerones o spoilers deben ser lo suficientemente potentes para proporcionar el pb / 2V requerido. Mientras que el tamaño y la efectividad de los dispositivos de control lateral es importante, debe darse consideración al tamaño del avión. Para aviones geométricamente similares, una cierta deflexión de los alerones producirá un valor fijo de pb / 2V independiente del tamaño del avión. Sin embargo, la tasa de alabeo de los aviones geométricamente similares a una velocidad dada variará inversamente con la envergadura, b.
Si pb / 2V = constante
p = (constante) (2V / b)
Así, el avión más pequeño tendrá una ventaja en tasa de alabeo o en tiempo para acelerar a través de un ángulo de alabeo prescrito. Por ejemplo, un avión a escala media desarrollará dos veces la tasa de alabeo del avión a escala completa. Esta relación apunta a favor del avión pequeño de corta envergadura para lograr un alto rendimiento de alabeo.
Una variable importante que afecta la tasa de alabeo es la velocidad verdadera o velocidad de vuelo, V. Si una cierta deflexión de los alerones crea un valor específico de pb / 2V, la tasa de alabeo varía directamente con la velocidad verdadera. Así, si el ángulo de hélice de alabeo se mantiene constante, la tasa de alabeo a una velocidad verdadera particular no se verá afectada por la altitud. La variación lineal de la tasa de alabeo con la velocidad señala el hecho de que las altas tasas de alabeo requerirán altas velocidades. Las bajas tasas de alabeo a bajas velocidades son simplemente una consecuencia de la baja velocidad de vuelo y esta condición puede proporcionar un requisito de control lateral crítico para cualidades de manejo satisfactorias.
La figura 4.30 ilustra el rendimiento típico de alabeo de un avión de baja velocidad. Cuando los alerones están a deflexión completa, el ángulo de hélice de alabeo máximo se obtiene. La tasa de alabeo aumenta linealmente con la velocidad hasta que las fuerzas de control aumentan hasta el límite del esfuerzo del piloto y la deflexión completa del control no se puede mantener. Más allá de la velocidad crítica, con alguna cantidad limitada de fuerza aplicada por el piloto (usualmente el límite de fuerza lateral se asume que es 30 lbs.), los alerones no se pueden mantener a deflexión completa, el pb / 2V cae, y la tasa de alabeo disminuye.
En este ejemplo, el rendimiento de alabeo a altas velocidades está limitado por la capacidad del piloto para mantener la deflexión completa de los controles. En un esfuerzo por reducir los momentos de bisagra del alerón y las fuerzas de control, se hace una aplicación extensiva de equilibrio aerodinámico y varios dispositivos de tab. Sin embargo, el equilibrio aerodinámico del 100 por ciento no siempre es factible o práctico, sino que es suficiente.
Más que desarrollar un programa extenso de levantamiento de pesas obligatorio para todos los Aviadores Navales, se puede proporcionar asistencia mecánica en el control lateral. Si se proporciona un power boost (refuerzo de potencia) para el sistema de control lateral, el rendimiento de alabeo del avión puede extenderse a velocidades más altas ya que el esfuerzo del piloto no será un factor limitante.
El efecto de un refuerzo de potencia se denota por la línea punteada de extensiones de la figura 4.30. Un sistema de control lateral irreversible totalmente potenciado es común para aviones de alta velocidad. En el sistema operado por potencia no hay un límite inmediato a la deflexión de las superficies de control y ninguno de los momentos de bisagra debidos a la compresibilidad se retroalimentan al piloto. Las fuerzas de control son proporcionadas por el centrado del stick lateral tipo bungee o resorte.
Un problema particular a la alta velocidad se debe a la interacción de fuerzas aerodinámicas y las deflexiones elásticas del ala en torsión. La deflexión de alerones crea momentos de torsión en el ala que pueden causar deflexiones torsionales significativas del ala. A las bajas presiones dinámicas de las bajas velocidades, los momentos de torsión y las deflexiones son demasiado pequeños para ser de importancia.
Sin embargo, a altas presiones dinámicas, la deflexión de un alerón crea deflexiones de torsión significativas que reducen la efectividad del alerón, por ejemplo, la deflexión hacia abajo de un alerón crea un momento de nariz hacia abajo del ala que reduce el momento de alabeo debido a la deflexión del alerón. A velocidades muy altas, la deflexión torsional del ala puede ser tan grande que un momento de alabeo se crea opuesto a la dirección controlada y ocurre la "inversión de alerones" (aileron reversal). Antes de la velocidad para la reversión de alerones, se puede encontrar una pérdida seria de rendimiento de alabeo. El efecto de la aeroelasticidad se ilustra en la figura 4.30.
Para contrarrestar la interacción indeseable entre fuerzas aerodinámicas y deflexiones torsionales del ala, los alerones del borde de salida pueden moverse hacia el interior para reducir la porción de la envergadura sometida a momentos de torsión. Por supuesto, la forma en planta de ala de corta envergadura y altamente cónica es favorable para proporcionar una rigidez relativamente alta. Además, varias configuraciones de spoilers pueden ser capaces de producir el rendimiento de alabeo requerido sin el desarrollo de grandes momentos de torsión.
CRITICAL REQUIREMENTS - REQUISITOS CRÍTICOS
Las condiciones para requerir una potencia de control lateral adecuada pueden ocurrir tanto a configuraciones de muy alta velocidad como de baja velocidad dependiendo del avión. En vuelo transónico y supersónico, los efectos de compresibilidad tienden a reducir la efectividad de los controles laterales. Estos efectos son más significativos cuando se combinan con una pérdida de efectividad del control debido a efectos aeroelásticos. Los aviones diseñados para vuelo a alta velocidad deben mantener suficiente efectividad de control lateral a la velocidad de diseño y este suele ser el requisito predominante.
Durante el aterrizaje y despegue, el avión debe tener una potencia de control lateral adecuada para lidiar con las condiciones ordinarias de vuelo. Los controles laterales deben ser capaces de lograr ángulos de hélice de alabeo requeridos y aceleración a través de ángulos de alabeo prescritos. Además, el avión debe ser capaz de ser controlado en un deslizamiento lateral (sideslip) para lograr el despegue y aterrizaje con viento cruzado.
El control lateral durante el despegue y aterrizaje con viento cruzado es un problema particular cuando el efecto diedro es alto. Dado que el efecto diedro del ala en flecha (sweepback) contribuye un gran efecto diedro a altos coeficientes de sustentación, el problema es más importante para los aviones de ala en flecha. El componente de viento cruzado limitante debe ser dado debido al respecto, especialmente cuando el avión está a bajo peso bruto. A bajo peso bruto las velocidades especificadas de despegue y aterrizaje serán bajas y el ángulo controlado de deslizamiento lateral será mayor para una velocidad de viento cruzado dada.
MISCELLANEOUS STABILITY PROBLEMS - PROBLEMAS DE ESTABILIDAD DIVERSOS
Existen varios problemas generales de vuelo que involucran ciertos principios de estabilidad, así como áreas específicas de estabilidad longitudinal, direccional y lateral. Varias condiciones de vuelo existirán en las cuales ciertos problemas de estabilidad (o inestabilidad) son inevitables por alguna razón u otra. Muchos de los siguientes elementos merecen consideración debido a la posible condición insegura de vuelo y la contribución a un accidente aéreo.
LANDING GEAR CONFIGURATIONS - CONFIGURACIONES DEL TREN DE ATERRIZAJE
Hay tres configuraciones generales para el tren de aterrizaje de aeronaves: el tren triciclo, bicicleta y el arreglo de rueda de cola "convencional". A velocidades de rodaje bajas donde las fuerzas aerodinámicas del avión son insignificantes, la estabilidad estática "con mandos fijos" (control-fixed) de cada una de estas configuraciones está determinada por las características de fuerza lateral de los neumáticos y no es un problema significativo.
La inestabilidad que permite ground loops (trompos o caballitos) en una aeronave con un tren de aterrizaje convencional es bastante básica y se puede apreciar en la ilustración de la figura 4.31. La fuerza centrífuga producida por un giro debe ser equilibrada y el avión colocado en equilibrio. La mayor fuerza lateral se produce en las ruedas principales, pero para lograr el equilibrio con el centro de gravedad detrás de las ruedas principales, se debe producir una carga de equilibrio en la rueda de cola hacia el centro del giro. Cuando la rueda de cola está libre para girar (swivel), el equilibrio del giro requiere una fuerza de control opuesta a la estabilidad.
El problema de estabilidad inherente existe porque el centro de gravedad está detrás del punto donde se desarrollan las fuerzas laterales principales. Esta condición es análoga al caso de estabilidad longitudinal estática con el centro de gravedad detrás del punto neutro.
La configuración convencional de rueda de cola tiene esta inestabilidad básica o tendencia al ground loop (trompo) que debe ser estabilizada por el piloto. A altas velocidades de rodaje donde las fuerzas aerodinámicas son significativas, la estabilidad direccional aerodinámica del avión resiste la tendencia al ground loop. Las oportunidades más probables para un ground loop existen cuando las velocidades de rodaje no son lo suficientemente altas para proporcionar una contribución de las fuerzas aerodinámicas. Cuando la rueda de cola es libre de girar o cuando la fuerza normal en la rueda de cola es pequeña, la falta de atención del piloto puede permitir que ocurra el ground loop.
La configuración del tren de aterrizaje triciclo tiene una estabilidad inherente debido a la posición relativa de las ruedas principales y el centro de gravedad. La fuerza centrífuga producida por un giro es equilibrada por la fuerza lateral en las ruedas principales y una fuerza lateral en la rueda de nariz en la dirección del giro. Nótese que liberar la rueda de nariz para girar (swivel) produce momentos que sacan a la aeronave del giro.
Así, la configuración triciclo tiene una estabilidad básica que se evidencia por el desplazamiento de control y una fuerza lateral de rueda en la dirección del giro. Debido al contraste en estabilidad, la configuración triciclo es mucho menos difícil de maniobrar que la configuración de rueda de cola y no proporciona una tendencia inherente al ground loop. Sin embargo, una rueda de nariz dirigible es usualmente necesaria para proporcionar capacidades de maniobra satisfactorias.
La configuración de bicicleta del tren de aterrizaje tiene características de estabilidad más parecidas a las del automóvil. Si el control direccional se logra con las ruedas delanteras operadas por controles de potencia, no existe ningún problema de estabilidad a bajas velocidades. Un problema puede existir cuando el avión está a altas velocidades debido a una distribución de fuerza normal diferente de la distribución de peso estática ordinaria.
Si el avión se mantiene en la pista a velocidades muy por encima del despegue y aterrizaje normales, las ruedas delanteras llevan una cantidad de fuerza normal mayor a la ordinaria y existe una tendencia a la inestabilidad. Sin embargo, a estas mismas altas velocidades el timón es bastante potente y la condición generalmente está bien bajo control.
La naturaleza básicamente estable de las configuraciones de tren de aterrizaje triciclo y bicicleta se aprecia mejor por la facilidad de control y maniobra en tierra del avión. La operación de una configuración convencional de rueda de cola después de una experiencia considerable con configuraciones de triciclo requiere consideraciones cuidadosas de estabilidad que deben ser proporcionadas por el piloto durante las maniobras en tierra.
SPINS AND PROBLEMS OF SPIN RECOVERY - BARRENAS Y PROBLEMAS DE RECUPERACIÓN DE BARRENAS
El movimiento de un avión en una barrena (spin) involucra muchas fuerzas aerodinámicas e inerciales complejas y momentos. Sin embargo, hay ciertas relaciones fundamentales con respecto a las barrenas y recuperaciones de barrenas con las que todos los aviadores deben estar familiarizados. La barrena difiere de un picado en espiral en que la barrena siempre implica vuelo a un ángulo de ataque alto mientras que el picado en espiral implica un movimiento en espiral del avión a un ángulo de ataque relativamente bajo.
Las características de pérdida (stall) y estabilidad del avión en los coeficientes de sustentación altos son importantes en las tendencias iniciales del avión. Como se mencionó anteriormente, es deseable que el ala inicie la pérdida en la raíz primero en lugar de en la punta. Tal patrón de pérdida previene los momentos de alabeo indeseables en los coeficientes de sustentación altos, proporciona una advertencia de pérdida adecuada, y preserva la efectividad del control lateral en ángulos de ataque altos. Además, el avión debe mantener coeficientes de sustentación estáticos positivos y estabilidad longitudinal en coeficientes de sustentación altos y debe demostrar características satisfactorias de recuperación de pérdida.
Para visualizar los principales efectos de un avión entrando en una barrena, supongamos que el avión está sujeto a las velocidades de alabeo y guiñada mostradas en la figura 4.32. La velocidad de guiñada hacia la derecha tiende a producir velocidades locales más altas en el ala izquierda que en el ala derecha. La velocidad de alabeo tiende a aumentar el ángulo de ataque para el ala que baja (la derecha) y disminuir el ángulo de ataque para el ala que sube (la izquierda). A ángulos de ataque por debajo de la pérdida, esta relación produce alabeo debido a la guiñada, amortiguamiento en alabeo, etc., y algún movimiento relacionado del avión en vuelo no estallado (sin pérdida). Sin embargo, a ángulos de ataque por encima de la pérdida, tienen lugar cambios importantes en las características aerodinámicas.
La figura 4.32 ilustra las características aerodinámicas típicas de una configuración de avión convencional, es decir, relación de aspecto moderada o alta y poca —si alguna— flecha (sweepback). Si a este avión se le proporciona un desplazamiento de alabeo cuando está en algún ángulo de ataque por encima de la pérdida, el ala que sube experimenta una disminución en ángulo de ataque con un correspondiente incremento en CL y disminución en CD. En otras palabras, el ala que sube se vuelve menos estallada (less stalled). De manera similar, el ala que baja experimenta un incremento en ángulo de ataque con una correspondiente disminución en CL e incremento en CD.
Esencialmente, el ala que baja se vuelve más estallada. Así, el movimiento de alabeo es ayudado en lugar de resistido y se produce un momento de guiñada en la dirección del alabeo. A ángulos de ataque por debajo de la pérdida el movimiento de alabeo usualmente es resistido por el amortiguamiento en alabeo y la guiñada adversa está presente. A ángulos de ataque por encima de la pérdida, el amortiguamiento en alabeo es negativo y un movimiento de alabeo produce un momento de alabeo en la dirección del alabeo. Este amortiguamiento negativo en alabeo se conoce generalmente como "autorrotación".
Cuando el avión convencional entra en pérdida (stalled) y tiene lugar algún desplazamiento de alabeo-guiñada, los momentos de autorrotación resultantes inician al avión en un movimiento auto-sostenido de alabeo-guiñada. Las tendencias de autorrotación de alabeo y guiñada del avión en ángulos de ataque altos son los principales momentos pro-barrena de la configuración convencional de avión y estas tendencias aceleran el avión hacia la barrena hasta que existe alguna condición limitante. La barrena estabilizada no es necesariamente una espiral vertical estable simple, sino que puede implicar algún movimiento oscilatorio inestable acoplado.
Una característica importante de la configuración de avión convencional más común es que el movimiento de barrena muestra una contribución predominante de la tendencia de autorrotación. Generalmente, la configuración convencional tiene un movimiento de barrena que es principalmente de alabeo con guiñada moderada. Una alta estabilidad direccional es favorable ya que limitará o minimizará el desplazamiento de guiñada del avión en barrena.
El requisito fundamental de la barrena es que el avión sea colocado a un ángulo de ataque excesivo para producir las tendencias de autorrotación de alabeo y guiñada. Generalmente hablando, el avión convencional debe entrar en pérdida (stalled) antes de que una barrena pueda tener lugar. Esta relación establece un principio fundamental de recuperación: el avión debe ser sacado de la pérdida (unstalled) disminuyendo el ángulo de ataque del ala.
El procedimiento más efectivo para la configuración convencional es usar timón opuesto para detener el deslizamiento lateral, luego bajar el ángulo de ataque con los elevadores. Con suficiente potencia de timón este procedimiento producirá una recuperación positiva con una pérdida mínima de altitud. Se debe tener cuidado durante la salida del picado resultante para prevenir un ángulo de ataque excesivo y la entrada en otra barrena.
Debe apreciarse que una barrena es siempre un posible corolario de una pérdida y el movimiento auto-sostenido de una barrena tendrá lugar a ángulos de ataque excesivos. Por supuesto, un avión de baja velocidad podría ser diseñado para ser a prueba de barrenas haciéndolo a prueba de pérdidas. Limitando la cantidad de deflexión del control, el avión puede no tener la potencia de control longitudinal para compensar al ángulo de ataque de máxima sustentación. Tal provisión puede ser posible para ciertos aviones ligeros y comerciales, pero crearía una limitación poco realista e impráctica en la utilidad de un avión militar.
El avión militar moderno de alta velocidad se caracteriza por formas en planta de ala de baja relación de aspecto y con flecha (swept) con guiñada e inercia de cabeceo relativamente grandes. Las características aerodinámicas de tal configuración se muestran en la figura 4.32. La curva de sustentación (CL versus $\alpha$) es bastante plana en ángulos de ataque altos y la sustentación máxima no está claramente definida. Cuando este tipo de avión recibe un movimiento de alabeo a altos ángulos de ataque, tienen lugar cambios relativamente pequeños en CL.
Cuando este efecto se combina con la envergadura relativamente corta de este tipo de avión, es aparente que la contribución de autorrotación del ala será bastante débil y no será un momento pro-barrena dominante. Los cambios relativamente grandes en el coeficiente de resistencia con el movimiento de alabeo implican un predominio de guiñada para la barrena de la configuración de avión de alta velocidad.
En realidad, otros factores contribuyen a la tendencia predominante de guiñada para la barrena de la configuración de avión moderno. La estabilidad direccional estática se deteriora a altos ángulos de ataque y puede ser tan débil que desplazamientos de guiñada extremadamente grandes resulten. En ciertas instancias, ángulos de ataque muy altos pueden traer tal decaimiento en la estabilidad direccional que un "corte" (slice) o desplazamiento extremo de guiñada tiene lugar antes de que una barrena verdadera sea aparente. A estos altos ángulos de ataque, la guiñada adversa debido al alabeo y deflexión de alerones puede ser muy fuerte y crear grandes desplazamientos de guiñada del avión antes de realizar una pérdida.
El avión con la masa distribuida relativamente grande y larga a lo largo del fuselaje puede exhibir un momento significativo contribuido por el fuselaje solo. El patrón de flujo cruzado en el fuselaje a altos ángulos de ataque es capaz de producir momentos pro-barrena de magnitud considerable que contribuyen a la naturaleza auto-sostenida de la barrena. También, la gran masa distribuida del fuselaje en la rotación de alabeo-guiñada contribuye a momentos de inercia que aplanan la barrena y colocan al avión en ángulos de ataque extremos.
La recuperación de barrena del avión moderno de alta velocidad implica principios que son similares a los del avión convencional. Sin embargo, la naturaleza de la barrena para la configuración moderna puede implicar diferencias específicas en la técnica necesaria para reducir el deslizamiento lateral y el ángulo de ataque. El uso de timón opuesto para controlar el deslizamiento lateral y efectuar la recuperación dependerá de la efectividad del timón cuando el avión está en la barrena.
A altos ángulos de ataque positivos la efectividad del timón se reduce y pueden necesitarse momentos anti-barrena adicionales para una recuperación rápida. La deflexión de alerones dentro de la barrena reduce el momento de alabeo de autorrotación y puede producir guiñada adversa para ayudar al momento de guiñada del timón en efectuar la recuperación.
Puede haber muchas otras diferencias específicas en la técnica necesaria para efectuar la recuperación de la barrena. La efectividad del timón durante la recuperación puede ser alterada por la posición de los elevadores o la cola horizontal. Generalmente, stick (palanca) completamente atrás puede ser necesario durante la fase inicial de recuperación para aumentar la efectividad del timón.
El uso de potencia durante la recuperación de la barrena de un avión propulsado por hélice puede o no ayudar a la recuperación dependiendo del avión específico y los efectos particulares de la estela de la hélice (slipstream). El uso de potencia durante la recuperación de la barrena de un avión propulsado por jet no ofrece momentos giroscópicos o de estela significativos o útiles. Dado que el avión está en un ángulo de ataque alto y deslizamiento lateral severo, el flujo en la entrada de aire puede ser muy pobre y el límite de pérdida del compresor considerablemente reducido.
Estos elementos sirven para señalar posibles diferencias en la técnica requerida para varias configuraciones. La recuperación de barrena específica para cada avión se describe en el manual del piloto y es imperativo que la técnica específica sea seguida para una recuperación exitosa.
PITCH-UP - ENCABITAMIENTO (PITCH-UP)
El término "pitch-up" generalmente se aplica a la inestabilidad longitudinal estática encontrada por ciertas configuraciones a alto ángulo de ataque. La condición de encabitamiento (pitch-up) se ilustra mediante el gráfico de CM versus CL en la figura 4.33. La estabilidad longitudinal estática positiva es evidente a valores bajos de CL por la pendiente negativa de la curva. A valores más altos de CL la curva cambia a una pendiente positiva y se desarrollan grandes momentos de cabeceo positivos (nose up). Este tipo de inestabilidad implica que un aumento en el ángulo de ataque produce momentos de nariz arriba que tienden a provocar aumentos adicionales en el ángulo de ataque, de ahí que se aplique el término "pitch-up".
Hay varios elementos que pueden contribuir a una tendencia de pitch-up. La flecha (sweepback) del ala puede contribuir a momentos inestables cuando ocurre la separación o pérdida en las puntas primero. La combinación de flecha y estrechamiento (taper) altera la distribución de sustentación para producir coeficientes de sustentación local altos y baja energía de la capa límite cerca de la punta. Así, la pérdida de la punta es una tendencia inherente de tal forma en planta. Además, si ocurren coeficientes de sustentación local altos cerca de la punta, la tendencia será incurrir en la separación inducida por choque primero en estas áreas. Generalmente, el ala contribuirá al pitch-up solo cuando hay gran flecha.
Por supuesto, el ala no es el único elemento que contribuye a la estabilidad longitudinal del avión. Otro elemento importante como fuente de pitch-up es la deflexión de flujo hacia abajo (downwash) en la cola horizontal. La contribución de la cola a la estabilidad depende del cambio en la sustentación de la cola cuando el avión recibe un cambio en el ángulo de ataque. Dado que la deflexión de flujo hacia abajo en la cola reduce el aumento en el ángulo de ataque en la cola, cualquier aumento en la deflexión de flujo hacia abajo en la cola es desestabilizante.
Para ciertas configuraciones de avión de baja relación de aspecto, un aumento en el ángulo de ataque del avión puede ubicar físicamente la cola horizontal en el campo de flujo del ala donde existe una deflexión de flujo hacia abajo relativa más alta. Por lo tanto, tendrá lugar una disminución en la estabilidad.
Ciertos cambios en el campo de flujo detrás del ala a altos ángulos de ataque pueden producir grandes cambios en la contribución de la cola a la estabilidad. Si las puntas del ala entran en pérdida primero, los vórtices de punta se desplazan hacia adentro y aumentan la deflexión de flujo local hacia abajo en la cola para una determinada CL del avión. También, el fuselaje a alto ángulo de ataque puede producir fuertes vórtices de separación de flujo cruzado que aumentan la deflexión de flujo local hacia abajo para una cola horizontal colocada encima del fuselaje. Cualquiera o una combinación de estas influencias de deflexión de flujo hacia abajo (downwash) puede proporcionar una gran contribución inestable de la cola horizontal.
La inestabilidad de pitch-up usualmente está confinada al rango de alto ángulo de ataque y puede ser una consecuencia de una configuración que de otra manera tiene cualidades de vuelo muy deseables. En tal caso sería necesario proporcionar alguna función de control automático para prevenir la entrada en el rango de pitch-up o para proporcionar estabilidad sintética para la condición. Dado que el pitch-up es usualmente una inestabilidad fuerte con una alta tasa de divergencia, la mayoría de los pilotos no serían capaces de lidiar con la condición. A alta q (presión dinámica), el pitch-up sería de gran peligro ya que la falla estructural podría resultar fácilmente. A baja q, las cargas de vuelo fallidas pueden no resultar, pero la fuerte inestabilidad puede impedir una recuperación exitosa del movimiento resultante del avión.
MISCELLANEOUS STABILITY PROBLEMS - PROBLEMAS DE ESTABILIDAD DIVERSOS
Existen varios problemas generales de vuelo que involucran ciertos principios de estabilidad, así como áreas específicas de estabilidad longitudinal, direccional y lateral. Varias condiciones de vuelo existirán en las cuales ciertos problemas de estabilidad (o inestabilidad) son inevitables por alguna razón u otra. Muchos de los siguientes elementos merecen consideración debido a la posible condición insegura de vuelo y la contribución a un accidente aéreo.
LANDING GEAR CONFIGURATIONS - CONFIGURACIONES DEL TREN DE ATERRIZAJE
Hay tres configuraciones generales para el tren de aterrizaje de aeronaves: el tren triciclo, bicicleta y el arreglo de rueda de cola "convencional". A velocidades de rodaje bajas donde las fuerzas aerodinámicas del avión son insignificantes, la estabilidad estática "con mandos fijos" (control-fixed) de cada una de estas configuraciones está determinada por las características de fuerza lateral de los neumáticos y no es un problema significativo.
La inestabilidad que permite ground loops (trompos o caballitos) en una aeronave con un tren de aterrizaje convencional es bastante básica y se puede apreciar en la ilustración de la figura 4.31. La fuerza centrífuga producida por un giro debe ser equilibrada y el avión colocado en equilibrio. La mayor fuerza lateral se produce en las ruedas principales, pero para lograr el equilibrio con el centro de gravedad detrás de las ruedas principales, se debe producir una carga de equilibrio en la rueda de cola hacia el centro del giro. Cuando la rueda de cola está libre para girar (swivel), el equilibrio del giro requiere una fuerza de control opuesta a la estabilidad.
El problema de estabilidad inherente existe porque el centro de gravedad está detrás del punto donde se desarrollan las fuerzas laterales principales. Esta condición es análoga al caso de estabilidad longitudinal estática con el centro de gravedad detrás del punto neutro.
La configuración convencional de rueda de cola tiene esta inestabilidad básica o tendencia al ground loop que debe ser estabilizada por el piloto. A altas velocidades de rodaje donde las fuerzas aerodinámicas son significativas, la estabilidad direccional aerodinámica del avión resiste la tendencia al ground loop. Las oportunidades más probables para un ground loop existen cuando las velocidades de rodaje no son lo suficientemente altas para proporcionar una contribución de las fuerzas aerodinámicas. Cuando la rueda de cola es libre de girar o cuando la fuerza normal en la rueda de cola es pequeña, la falta de atención del piloto puede permitir que ocurra el ground loop.
La configuración del tren de aterrizaje triciclo tiene una estabilidad inherente debido a la posición relativa de las ruedas principales y el centro de gravedad. La fuerza centrífuga producida por un giro es equilibrada por la fuerza lateral en las ruedas principales y una fuerza lateral en la rueda de nariz en la dirección del giro. Nótese que liberar la rueda de nariz para girar produce momentos que sacan a la aeronave del giro.
Así, la configuración triciclo tiene una estabilidad básica que se evidencia por el desplazamiento de control y una fuerza lateral de rueda en la dirección del giro. Debido al contraste en estabilidad, la configuración triciclo es mucho menos difícil de maniobrar que la configuración de rueda de cola y no proporciona una tendencia inherente al ground loop. Sin embargo, una rueda de nariz dirigible es usualmente necesaria para proporcionar capacidades de maniobra satisfactorias.
La configuración de bicicleta del tren de aterrizaje tiene características de estabilidad más parecidas a las del automóvil. Si el control direccional se logra con las ruedas delanteras operadas por controles de potencia, no existe ningún problema de estabilidad a bajas velocidades. Un problema puede existir cuando el avión está a altas velocidades debido a una distribución de fuerza normal diferente de la distribución de peso estática ordinaria. Si el avión se mantiene en la pista a velocidades muy por encima del despegue y aterrizaje normales, las ruedas delanteras llevan una cantidad de fuerza normal mayor a la ordinaria y existe una tendencia a la inestabilidad. Sin embargo, a estas mismas altas velocidades el timón es bastante potente y la condición generalmente está bien bajo control.
La naturaleza básicamente estable de las configuraciones de tren de aterrizaje triciclo y bicicleta se aprecia mejor por la facilidad de control y maniobra en tierra del avión. La operación de una configuración convencional de rueda de cola después de una experiencia considerable con configuraciones de triciclo requiere consideraciones cuidadosas de estabilidad que deben ser proporcionadas por el piloto durante las maniobras en tierra.
SPINS AND PROBLEMS OF SPIN RECOVERY - BARRENAS Y PROBLEMAS DE RECUPERACIÓN DE BARRENAS
El movimiento de un avión en una barrena (spin) involucra muchas fuerzas aerodinámicas e inerciales complejas y momentos. Sin embargo, hay ciertas relaciones fundamentales con respecto a las barrenas y recuperaciones de barrenas con las que todos los aviadores deben estar familiarizados. La barrena difiere de un picado en espiral en que la barrena siempre implica vuelo a un ángulo de ataque alto mientras que el picado en espiral implica un movimiento en espiral del avión a un ángulo de ataque relativamente bajo.
Las características de pérdida (stall) y estabilidad del avión en los coeficientes de sustentación altos son importantes en las tendencias iniciales del avión. Como se mencionó anteriormente, es deseable que el ala inicie la pérdida en la raíz primero en lugar de en la punta. Tal patrón de pérdida previene los momentos de alabeo indeseables en los coeficientes de sustentación altos, proporciona una advertencia de pérdida adecuada, y preserva la efectividad del control lateral en ángulos de ataque altos amortiguamiento en alabeo se conoce generalmente como "autorrotación".
Cuando el avión convencional entra en pérdida (stalled) y tiene lugar algún desplazamiento de alabeo-guiñada, los momentos de autorrotación resultantes inician al avión en un movimiento auto-sostenido de alabeo-guiñada. Las tendencias de autorrotación de alabeo y guiñada del avión en ángulos de ataque altos son los principales momentos pro-barrena de la configuración convencional de avión y estas tendencias aceleran el avión hacia la barrena hasta que existe alguna condición limitante. La barrena estabilizada no es necesariamente una espiral vertical estable simple, sino que puede implicar algún movimiento oscilatorio inestable acoplado.
Una característica importante de la configuración de avión convencional más común es que el movimiento de barrena muestra una contribución predominante de la tendencia de autorrotación. Generalmente, la configuración convencional tiene un movimiento de barrena que es principalmente de alabeo con guiñada moderada. Una alta estabilidad direccional es favorable ya que limitará o minimizará el desplazamiento de guiñada del avión en barrena.
El requisito fundamental de la barrena es que el avión sea colocado a un ángulo de ataque excesivo para producir las tendencias de autorrotación de alabeo y guiñada. Generalmente hablando, el avión convencional debe entrar en pérdida (stalled) antes de que una barrena pueda tener lugar. Esta relación establece un principio fundamental de recuperación: el avión debe ser sacado de la pérdida (unstalled) disminuyendo el ángulo de ataque del ala.
El procedimiento más efectivo para la configuración convencional es usar timón opuesto para detener el deslizamiento lateral, luego bajar el ángulo de ataque con los elevadores. Con suficiente potencia de timón este procedimiento producirá una recuperación positiva con una pérdida mínima de altitud. Se debe tener cuidado durante la salida del picado resultante para prevenir un ángulo de ataque excesivo y la entrada en otra barrena.
Debe apreciarse que una barrena es siempre un posible corolario de una pérdida y el movimiento auto-sostenido de una barrena tendrá lugar a ángulos de ataque excesivos. Por supuesto, un avión de baja velocidad podría ser diseñado para ser a prueba de barrenas haciéndolo a prueba de pérdidas. Limitando la cantidad de deflexión del control, el avión puede no tener la potencia de control longitudinal para compensar al ángulo de ataque de máxima sustentación. Tal provisión puede ser posible para ciertos aviones ligeros y comerciales, pero crearía una limitación poco realista e impráctica en la utilidad de un avión militar.
El avión militar moderno de alta velocidad se caracteriza por formas en planta de ala de baja relación de aspecto y con flecha (swept) con guiñada e inercia de cabeceo relativamente grandes. Las características aerodinámicas de tal configuración se muestran en la figura 4.32. La curva de sustentación (CL versus alfa) es bastante plana en ángulos de ataque altos y la sustentación máxima no está claramente definida. Cuando este tipo de avión recibe un movimiento de alabeo a altos ángulos de ataque, tienen lugar cambios relativamente pequeños en CL.
Cuando este efecto se combina con la envergadura relativamente corta de este tipo de avión, es aparente que la contribución de autorrotación del ala será bastante débil y no será un momento pro-barrena dominante. Los cambios relativamente grandes en el coeficiente de resistencia con el movimiento de alabeo implican un predominio de guiñada para la barrena de la configuración de avión de alta velocidad.
En realidad, otros factores contribuyen a la tendencia predominante de guiñada para la barrena de la configuración de avión moderno. La estabilidad direccional estática se deteriora a altos ángulos de ataque y puede ser tan débil que desplazamientos de guiñada extremadamente grandes resulten. En ciertas instancias, ángulos de ataque muy altos pueden traer tal decaimiento en la estabilidad direccional que un "corte" (slice) o desplazamiento extremo de guiñada tiene lugar antes de que una barrena verdadera sea aparente. A estos altos ángulos de ataque, la guiñada adversa debido al alabeo y deflexión de alerones puede ser muy fuerte y crear grandes desplazamientos de guiñada del avión antes de realizar una pérdida.
El avión con la masa distribuida relativamente grande y larga a lo largo del fuselaje puede exhibir un momento significativo contribuido por el fuselaje solo. El patrón de flujo cruzado en el fuselaje a altos ángulos de ataque es capaz de producir momentos pro-barrena de magnitud considerable que contribuyen a la naturaleza auto-sostenida de la barrena. También, la gran masa distribuida del fuselaje en la rotación de alabeo-guiñada contribuye a momentos de inercia que aplanan la barrena y colocan al avión en ángulos de ataque extremos.
La recuperación de barrena del avión moderno de alta velocidad implica principios que son similares a los del avión convencional. Sin embargo, la naturaleza de la barrena para la configuración moderna puede implicar diferencias específicas en la técnica necesaria para reducir el deslizamiento lateral y el ángulo de ataque. El uso de timón opuesto para controlar el deslizamiento lateral y efectuar la recuperación dependerá de la efectividad del timón cuando el avión está en la barrena.
A altos ángulos de ataque positivos la efectividad del timón se reduce y pueden necesitarse momentos anti-barrena adicionales para una recuperación rápida. La deflexión de alerones dentro de la barrena reduce el momento de alabeo de autorrotación y puede producir guiñada adversa para ayudar al momento de guiñada del timón en efectuar la recuperación.
Puede haber muchas otras diferencias específicas en la técnica necesaria para efectuar la recuperación de la barrena. La efectividad del timón durante la recuperación puede ser alterada por la posición de los elevadores o la cola horizontal. Generalmente, stick (palanca) completamente atrás puede ser necesario durante la fase inicial de recuperación para aumentar la efectividad del timón.
El uso de potencia durante la recuperación de la barrena de un avión propulsado por hélice puede o no ayudar a la recuperación dependiendo del avión específico y los efectos particulares de la estela de la hélice (slipstream). El uso de potencia durante la recuperación de la barrena de un avión propulsado por jet no ofrece momentos giroscópicos o de estela significativos o útiles. Dado que el avión está en un ángulo de ataque alto y deslizamiento lateral severo, el flujo en la entrada de aire puede ser muy pobre y el límite de pérdida del compresor considerablemente reducido.
Estos elementos sirven para señalar posibles diferencias en la técnica requerida para varias configuraciones. La recuperación de barrena específica para cada avión se describe en el manual del piloto y es imperativo que la técnica específica sea seguida para una recuperación exitosa.
PITCH-UP - ENCABITAMIENTO
El término "pitch-up" generalmente se aplica a la inestabilidad longitudinal estática encontrada por ciertas configuraciones a alto ángulo de ataque. La condición de encabitamiento (pitch-up) se ilustra mediante el gráfico de CM versus CL en la figura 4.33. La estabilidad longitudinal estática positiva es evidente a valores bajos de CL por la pendiente negativa de la curva. A valores más altos de CL la curva cambia a una pendiente positiva y se desarrollan grandes momentos de cabeceo positivos (nose up). Este tipo de inestabilidad implica que un aumento en el ángulo de ataque produce momentos de nariz arriba que tienden a provocar aumentos adicionales en el ángulo de ataque, de ahí que se aplique el término "pitch-up".
Hay varios elementos que pueden contribuir a una tendencia de pitch-up. La flecha (sweepback) del ala puede contribuir a momentos inestables cuando ocurre la separación o pérdida en las puntas primero. La combinación de flecha y estrechamiento (taper) altera la distribución de sustentación para producir coeficientes de sustentación local altos y baja energía de la capa límite cerca de la punta. Así, la pérdida de la punta es una tendencia inherente de tal forma en planta. Además, si ocurren coeficientes de sustentación local altos cerca de la punta, la tendencia será incurrir en la separación inducida por choque primero en estas áreas. Generalmente, el ala contribuirá al pitch-up solo cuando hay gran flecha.
Por supuesto, el ala no es el único elemento que contribuye a la estabilidad longitudinal del avión. Otro elemento importante como fuente de pitch-up es la deflexión de flujo hacia abajo (downwash) en la cola horizontal. La contribución de la cola a la estabilidad depende del cambio en la sustentación de la cola cuando el avión recibe un cambio en el ángulo de ataque. Dado que la deflexión de flujo hacia abajo en la cola reduce el aumento en el ángulo de ataque en la cola, cualquier aumento en la deflexión de flujo hacia abajo en la cola es desestabilizante.
Para ciertas configuraciones de avión de baja relación de aspecto, un aumento en el ángulo de ataque del avión puede ubicar físicamente la cola horizontal en el campo de flujo del ala donde existe una deflexión de flujo hacia abajo relativa más alta. Por lo tanto, tendrá lugar una disminución en la estabilidad.
Ciertos cambios en el campo de flujo detrás del ala a altos ángulos de ataque pueden producir grandes cambios en la contribución de la cola a la estabilidad. Si las puntas del ala entran en pérdida primero, los vórtices de punta se desplazan hacia adentro y aumentan la deflexión de flujo local hacia abajo en la cola para una determinada CL del avión. También, el fuselaje a alto ángulo de ataque puede producir fuertes vórtices de separación de flujo cruzado que aumentan la deflexión de flujo local hacia abajo para una cola horizontal colocada encima del fuselaje. Cualquiera o una combinación de estas influencias de deflexión de flujo hacia abajo (downwash) puede proporcionar una gran contribución inestable de la cola horizontal.
La inestabilidad de pitch-up usualmente está confinada al rango de alto ángulo de ataque y puede ser una consecuencia de una configuración que de otra manera tiene cualidades de vuelo muy deseables. En tal caso sería necesario proporcionar alguna función de control automático para prevenir la entrada en el rango de pitch-up o para proporcionar estabilidad sintética para la condición. Dado que el pitch-up es usualmente una inestabilidad fuerte con una alta tasa de divergencia, la mayoría de los pilotos no serían capaces de lidiar con la condición. A alta q (presión dinámica), el pitch-up sería de gran peligro ya que la falla estructural podría resultar fácilmente. A baja q, las cargas de vuelo fallidas pueden no resultar, pero la fuerte inestabilidad puede impedir una recuperación exitosa del movimiento resultante del avión.
ROLL COUPLING - ACOPLAMIENTO DE ALABEO (INERCIAL)
La aparición de problemas de "inertia coupling" (acoplamiento de inercia) en los aviones modernos fue el resultado natural del cambio progresivo en las características aerodinámicas y de inercia para satisfacer las demandas del vuelo a alta velocidad. Los problemas de acoplamiento de inercia fueron inesperados solo cuando los análisis de estabilidad dinámica no explicaron adecuadamente los cambios rápidos en las características aerodinámicas y de inercia de las configuraciones de los aviones.
El término "inertia coupling" es algo engañoso porque el problema completo es uno tanto de aerodinámica como de acoplamiento de inercia. "Acoplamiento" (Coupling) resulta cuando alguna perturbación alrededor de un eje causa una perturbación alrededor de otro eje. Un ejemplo de movimiento desacoplado es la perturbación proporcionada a un avión cuando se somete a una deflexión del elevador. El movimiento resultante se restringe al movimiento de cabeceo sin perturbación en guiñada o alabeo.
Un ejemplo de movimiento acoplado podría ser la perturbación proporcionada a un avión cuando se somete a una deflexión del timón. El movimiento resultante puede ser alguna combinación de movimiento de guiñada y alabeo. Por lo tanto, el movimiento de alabeo se acopla con el movimiento de guiñada para definir el movimiento resultante. Este tipo de interacción resulta de las características aerodinámicas y se denomina "aerodynamic coupling" (acoplamiento aerodinámico).
Un tipo separado de acoplamiento resulta de las características de inercia de la configuración del avión. Las características de inercia del avión completo se pueden dividir en la inercia de alabeo, guiñada y cabeceo y cada inercia es una medida de la resistencia a la aceleración de alabeo, guiñada o cabeceo del avión. El fuselaje largo, delgado y de alta densidad con alas cortas y delgadas produce una inercia de alabeo que es bastante pequeña en comparación con la inercia de cabeceo y guiñada. Estas características son típicas de la configuración de avión moderna. El avión de baja velocidad más convencional puede tener una envergadura mayor que la longitud del fuselaje. Este tipo de configuración produce una inercia de alabeo relativamente grande. La comparación de estas configuraciones se muestra en la figura 4.34.
El acoplamiento de inercia se puede ilustrar considerando la masa del avión concentrada en dos elementos, uno representando la masa delante del centro de gravedad (c.g.) y otro representando la masa detrás del c.g. Hay dos sistemas de ejes principales a considerar: (1) el sistema aerodinámico o de viento es a través del c.g. en la dirección relativa del viento, y (2) el sistema de inercia es a través del c.g. en la dirección de las masas de los elementos. Este sistema de ejes se ilustra en la figura 4.34.
Si el avión mostrado en la figura 4.34 estuviera en alguna condición de vuelo donde el eje de inercia y el eje aerodinámico estuvieran alineados, no resultaría acoplamiento de inercia del movimiento de alabeo. Sin embargo, si el eje de inercia está inclinado al eje aerodinámico, la rotación alrededor del eje aerodinámico creará fuerzas centrífugas y causará un momento de cabeceo. En este caso, un movimiento de alabeo de la aeronave induce un momento de cabeceo a través de la acción de las fuerzas de inercia. Esto es "inertia coupling" (acoplamiento de inercia) y se ilustra en la parte B de la figura 4.34.
Cuando el avión se gira alrededor del eje de inercia no existirá acoplamiento de inercia pero el acoplamiento aerodinámico estará presente. Parte C de la figura 4.34 muestra el avión después de rodar 90 grados alrededor del eje de inercia. La inclinación que inicialmente era el ángulo de ataque (alfa) es ahora el ángulo de deslizamiento lateral (-beta). También el deslizamiento lateral cero original se ha convertido ahora en ángulo de ataque cero. El deslizamiento lateral inducido afectará la tasa de alabeo dependiendo de la naturaleza del efecto diedro del avión.
Debe notarse que esa inclinación inicial del eje de inercia sobre el eje aerodinámico causará que el par de inercia proporcione guiñada adversa con el movimiento de alabeo. Si el eje de inercia estuviera inclinado inicialmente por debajo del eje aerodinámico (como puede suceder a alta q o factores de carga negativos), el par de inercia inducido por el alabeo proporcionaría guiñada proversa (proverse yaw). Así, el acoplamiento de alabeo puede presentar un problema tanto en la inclinación positiva como negativa del eje de inercia dependiendo de las características aerodinámicas y de inercia exactas de la configuración.
Como resultado del acoplamiento aerodinámico y de inercia, el movimiento de alabeo puede inducir una gran variedad de fuerzas y momentos longitudinales, direccionales y laterales. El movimiento real del avión es resultado de una combinación compleja de acoplamiento aerodinámico y de inercia. En realidad, todos los aviones exhiben acoplamiento aerodinámico y de inercia pero en grados variables.
El acoplamiento de alabeo no causa problemas cuando los momentos resultantes del par de inercia son contrarrestados fácilmente por los momentos de restauración aerodinámicos. La envergadura muy corta y la alta velocidad de los aviones modernos tienen la capacidad de tasas de alabeo altas que causan grandes magnitudes del par de inercia. La forma en planta de ala de baja relación de aspecto y el vuelo a alto número de Mach permiten una gran inclinación del eje de inercia con respecto al eje aerodinámico y también aumentan la magnitud del par de inercia. Además, los momentos de restauración aerodinámicos se deterioran como resultado del alto número de Mach y el ángulo de ataque y pueden crear las condiciones de acoplamiento de alabeo más graves.
Dado que el acoplamiento de alabeo induce movimiento de cabeceo y guiñada, la estabilidad longitudinal y direccional es importante en determinar las características generales del movimiento acoplado. Un avión estable, cuando es perturbado en cabeceo y guiñada, retornará al equilibrio después de una serie de oscilaciones. Para cada condición de vuelo, el avión tendrá una frecuencia acoplada de cabeceo-guiñada entre el movimiento no acoplado de frecuencia de cabeceo y guiñada.
Generalmente, cuanto mayor sea la estabilidad estática longitudinal y direccional, mayor será la frecuencia acoplada de cabeceo-guiñada. Cuando el avión está sujeto a movimiento de alabeo, el par de inercia perturba al avión en cabeceo y guiñada con cada revolución de alabeo y proporciona una función de forzamiento perturbadora. Si el avión se alabea a una tasa igual a la frecuencia acoplada de cabeceo-guiñada, el movimiento oscilatorio divergirás o se estabilizará a alguna amplitud máxima dependiendo de las características del avión.
La estabilidad longitudinal de la configuración de alta velocidad típica es mucho mayor que la estabilidad direccional y resulta en una frecuencia de cabeceo más alta que la frecuencia de guiñada. Aumentar la estabilidad direccional aumentando el área de la cola vertical, la adición de aletas ventrales, o el uso de sistemas de estabilización aumentará la frecuencia acoplada de cabeceo-guiñada y elevará la tasa de alabeo a la cual podría existir una posible condición divergente. Aumentar la estabilidad direccional mediante la adición de aletas ventrales en lugar de añadir a la cola vertical tiene una ventaja de no contribuir al efecto diedro positivo a ángulos de ataque bajos o negativos. Un alto efecto diedro hace que las tasas de alabeo más altas sean más fácilmente alcanzables en el movimiento de alabeo donde ocurre la guiñada proversa (proverse yaw).
Dado que la frecuencia de guiñada no acoplada es menor que la frecuencia de cabeceo, una condición divergente alcanzaría primero proporciones críticas en guiñada, seguida de cerca por cabeceo. Por supuesto, si el movimiento del avión se vuelve divergente direccionalmente o longitudinalmente es de interés académico solamente.
Hay un tipo adicional de problema de acoplamiento que se conoce como "autorotative rolling" (alabeo autorrotativo). Un avión en alabeo que tiene un gran efecto diedro positivo puede alcanzar un gran deslizamiento lateral proverso como resultado del par de inercia y el momento de alabeo debido al deslizamiento lateral puede exceder el disponible del control lateral.
En tal caso no sería posible detener el alabeo del avión aunque el control lateral se mantuviera totalmente contra la dirección de alabeo. Las características de diseño que resultan en un gran efecto diedro positivo son gran flecha (high sweepback), posición de ala alta, o cola vertical grande. Cuando el eje de inercia está inclinado por debajo del eje dinámico aerodinámico a bajo o negativo ángulo de ataque, el alabeo induce par de inercia que resulta en guiñada proversa.
Dependiendo de la condición de vuelo donde existe el problema de acoplamiento de alabeo, cuatro tipos básicos de comportamiento del avión son posibles:
(1) Movimiento acoplado estable pero inaceptable. En este caso el movimiento es estable pero resulta inaceptable debido al pobre amortiguamiento del movimiento. El pobre amortiguamiento dificultaría el seguimiento de un objetivo o las amplitudes iniciales del movimiento pueden ser lo suficientemente grandes para causar falla estructural o pérdida de control.
(2) Movimiento acoplado estable y aceptable. El comportamiento del avión es estable y adecuadamente amortiguado para permitir un seguimiento de objetivo aceptable. Las amplitudes de movimiento son demasiado leves para resultar en falla estructural o pérdida de control.
(3) Movimiento acoplado divergente e inaceptable. La tasa de divergencia es demasiado rápida para que el piloto reconozca la condición y se recupere antes de la falla estructural o pérdida completa de control.
(4) Movimiento acoplado divergente pero aceptable. Para tal condición la tasa de divergencia es bastante lenta y se necesita un desplazamiento de alabeo considerable para producir una amplitud crítica. La condición puede ser reconocida fácilmente a tiempo para tomar acción correctiva.
Hay varios medios disponibles para lidiar con el problema del acoplamiento de alabeo. Los siguientes ítems se pueden aplicar para controlar el problema del acoplamiento de alabeo:
(a) Aumentar la estabilidad direccional.
(b) Reducir el efecto diedro.
(c) Minimizar la inclinación del eje de inercia en condiciones normales de vuelo.
(d) Reducir el acoplamiento aerodinámico indeseable.
(e) Limitar la tasa de alabeo, duración del alabeo, y ángulo de ataque o factor de carga para realizar maniobras de alabeo.
Los primeros cuatro elementos pueden ser efectuados solo durante el diseño o por cambios de diseño. Algunos cambios de rendimiento de alabeo son inevitables ya que todas las características deseables son difíciles de obtener sin un compromiso serio en otra parte del diseño del avión. El avión típico de alto rendimiento de alta velocidad tendrá algún tipo de limitaciones de rendimiento de alabeo proporcionadas por restricciones de vuelo o dispositivos de control automático para prevenir alcanzar alguna condición crítica de la cual la recuperación es imposible.
Cualquier restricción de alabeo proporcionada en un avión debe ser considerada como una limitación operativa de vuelo principal ya que el movimiento más severo puede causar pérdida completa de control y falla estructural.
EFFECTS OF HIGH MACH NUMBER - EFECTOS DE ALTO NÚMERO DE MACH
Ciertos problemas de estabilidad son particulares al vuelo supersónico. Mientras que la mayoría de las áreas problemáticas han sido tratadas en particular en la discusión previa, vale la pena revisar los efectos del vuelo supersónico en los diversos ítems de estabilidad.
La estabilidad longitudinal estática de un avión aumenta durante la transición de vuelo subsónico a supersónico. Usualmente la fuente principal del cambio en estabilidad se debe al desplazamiento del centro aerodinámico del ala con el número de Mach. Como corolario de este aumento en estabilidad hay una disminución en la controlabilidad y un aumento en la resistencia de compensación (trim drag).
La estabilidad direccional estática de un avión generalmente se deteriora con el número de Mach en vuelo supersónico. Dado que una gran parte de la amortiguación depende de las superficies de cola, la disminución en la pendiente de la curva de sustentación con el número de Mach explicará en parte la disminución en la amortiguación. Por supuesto, no toda la amortiguación aerodinámica disponible se proporciona sintéticamente para obtener cualidades de vuelo satisfactorias. Para muchas configuraciones de alta velocidad los amortiguadores de cabeceo y guiñada, sistemas de estabilización de vuelo, etc., son necesidades básicas más que lujos.
Generalmente, el vuelo a alto número de Mach tendrá lugar a gran altitud, por lo tanto el efecto de la gran altitud debe ser separado para estudio. Todo el amortiguamiento aerodinámico básico se debe a momentos creados por el cabeceo, alabeo o guiñada del avión. Estos momentos se derivan de los cambios en ángulos de ataque en las superficies de cola con rotación angular (ver fig. 4.15).
Las velocidades aerodinámicas verdaderas muy altas comunes al vuelo a gran altitud reducen los cambios de ángulo de ataque y reducen el amortiguamiento aerodinámico. De hecho, el amortiguamiento aerodinámico es proporcional a $\sqrt{\sigma}$, similar a la proporción de la velocidad verdadera a la velocidad equivalente. Así, a la altitud de 40,000 pies, el amortiguamiento aerodinámico se reduciría a la mitad del valor al nivel del mar y a la altitud de 100,000 pies, el amortiguamiento aerodinámico se reduciría a una décima parte del valor al nivel del mar.
Las altas presiones dinámicas (alta q) pueden ser comunes al vuelo a alto número de Mach y pueden encontrarse efectos aeroelásticos adversos. Si las superficies del avión encuentran una deflexión significativa cuando están sujetas a carga, la tendencia puede ser bajar la contribución a la estabilidad y reducir la contribución de amortiguamiento. Así, el problema de estabilidad adecuada de los diversos movimientos del avión se agrava.
PILOT INDUCED OSCILLATIONS - OSCILACIONES INDUCIDAS POR EL PILOTO
El piloto puede inducir a propósito varios movimientos al avión por la acción de los controles. Además, ciertos movimientos indeseables pueden ocurrir debido a una acción inadvertida en los controles. La condición más importante existe con el movimiento longitudinal de período corto del avión donde es posible el acoplamiento del sistema piloto-control del avión. El retraso de respuesta del sistema de control y la posibilidad de producir cargas de vuelo dañinas y pérdida de control del avión.
Cuando el retraso de respuesta humana normal y el retraso del sistema de control se acoplan con las reacciones de control inadvertidas por movimiento del avión, el piloto puede suministrar un amortiguamiento negativo al movimiento oscilatorio y la inestabilidad dinámica existe. Dado que el movimiento de período corto es de frecuencia relativamente alta, la amplitud de la oscilación de cabeceo puede alcanzar proporciones peligrosas en un tiempo increíblemente corto.
Cuando la oscilación inducida por el piloto es encontrada, la solución más efectiva es una liberación inmediata de los controles. Cualquier intento de amortiguar forzosamente la oscilación simplemente continúa la excitación y amplifica la oscilación. Liberar los controles elimina la excitación inestable (pero inadvertida) y permite al avión recuperarse por virtud de su estabilidad dinámica inherente.
La oscilación inducida por el piloto es más probable bajo ciertas condiciones. La más obvia es el caso del piloto no familiarizado con la "sensación" del avión y propenso a sobrecontrolar o tener un retraso de respuesta excesivo. El vuelo a alta velocidad a baja altitud (alta q) es muy probable que proporcione gradientes bajos de fuerza del stick y períodos de oscilación que coinciden con el retraso de respuesta del sistema piloto-control. También, la condición de vuelo a alta q proporciona la capacidad aerodinámica para cargas de vuelo fallidas durante la oscilación.
Si una oscilación inducida por el piloto es encontrada, el piloto debe confiar en la estabilidad dinámica inherente del avión e inmediatamente liberar los controles. Si la excitación inestable continúa, se desarrollarán amplitudes de oscilación peligrosas en muy poco tiempo.
ESTABILIDAD Y CONTROL DEL HELICÓPTERO (HELICOPTER STABILITY AND CONTROL)
Al discutir muchos de los problemas de estabilidad y control que ocurren en aviones de alta velocidad, uno podría estar inclinado a creer que el lento helicóptero no tendría tales problemas. Desafortunadamente, este no es el caso. Las flying qualities (cualidades de vuelo) que serían consideradas totalmente insatisfactorias para los estándares de ala fija son normales para los helicópteros. Los pilotos de helicóptero son la evidencia viviente de que una aeronave inestable puede ser controlada. Además, son evidencia de que el control sin estabilidad requiere atención constante y resulta en una considerable fatiga del piloto.
Los problemas de "Inertia coupling" (acoplamiento de inercia) son relativamente nuevos para las aeronaves de ala fija, pero un efecto similar en el rotor del helicóptero ha resultado en algunas de sus características más importantes. Este efecto de acoplamiento aerodinámico-dinámico es tan importante que debe ser considerado al discutir tanto la estabilidad como el control. El helicóptero deriva tanto el control longitudinal como el lateral inclinando el rotor principal y produciendo así un momento de cabeceo o alabeo como se indica en la figura 4.35. La magnitud del empuje del rotor, el ángulo de inclinación y la altura del buje (hub) sobre el c.g. (centro de gravedad) determinan el momento de control producido. Cabe señalar que la efectividad del control es baja cuando el empuje del rotor es bajo. Algunos helicópteros vuelo estacionario y grandes momentos de trim (compensación) al entrar en autorrotación limitarán el tamaño del estabilizador a una superficie relativamente pequeña. Usualmente el estabilizador horizontal se usa solo para dar al fuselaje las características de momento deseadas.
La estabilidad de ángulo de ataque de un helicóptero de rotores en tándem se ve afectada negativamente por el downwash (flujo descendente) del rotor delantero reduciendo el ángulo de ataque y el empuje del rotor trasero. Esta reducción de empuje detrás del c.g. (centro de gravedad) causa que el helicóptero se encabrite (pitch up) hacia un ángulo de ataque más alto, añadiendo así a la inestabilidad del ángulo de ataque.
Al igual que en el avión, varios modos oscilatorios de movimiento son característicos de la estabilidad dinámica de un helicóptero. El modo phugoid (fugoide) es el más problemático para el helicóptero. El modo fugoide es inestable en la mayoría de los helicópteros que operan sin la asistencia de dispositivos de estabilización artificial. La inestabilidad dinámica del helicóptero se evidencia por la especificación de flying qualities (cualidades de vuelo) para helicópteros. Estas especificaciones limitan esencialmente la tasa de divergencia de las oscilaciones dinámicas para el helicóptero ordinario. Aunque esta inestabilidad dinámica puede ser controlada por el piloto y requiere atención constante, resulta en fatiga del piloto. La eliminación de la inestabilidad dinámica contribuiría grandemente a mejorar las flying qualities (cualidades de vuelo) del helicóptero.
Esta característica de inestabilidad dinámica es particularmente importante si se espera que el helicóptero sea usado para operaciones en todo tipo de clima. De hecho, un modo phugoid (fugoide) seriamente divergente haría que el vuelo por instrumentos fuera impráctico. Por esta razón, la especificación de cualidades de vuelo requiere que los helicópteros con capacidad de instrumentos exhiban grados variables de estabilidad dependiendo del periodo de la oscilación. Las oscilaciones de periodo largo (más de 20 segundos) no deben duplicar su amplitud en menos de 15 segundos, mientras que las oscilaciones de periodo corto (menos de 10 segundos) deben amortiguarse a la mitad de la amplitud en dos ciclos.
La única solución inmediata para la inestabilidad dinámica es un sistema de estabilización de actitud que es esencialmente un piloto automático. Otras soluciones al problema de inestabilidad dinámica involucran retroalimentación de control mecánica, aerodinámica o electrónica de la actitud de cabeceo, velocidad de cabeceo, aceleración normal o ángulo de ataque. La mejora de la estabilidad del helicóptero es obligatoria para utilizar completamente su capacidad única. A medida que se analizan y estudian más problemas del helicóptero, las cualidades de vuelo de los helicópteros mejorarán y serán comparables a las de la aeronave de ala fija emplean una articulación de aleteo desplazada (offset flapping hinge) para aumentar la efectividad del control creando un par de fuerza centrífuga cuando el rotor está inclinado. Esto se muestra en la figura 4.35.
El rotor se inclina aprovechando el efecto giroscópico del sistema del rotor. Este efecto causa que una masa rotatoria que es perturbada alrededor de un eje responda alrededor de otro eje, como se muestra en la figura 4.35. Una inclinación hacia adelante del rotor se obtiene disminuyendo el paso de la pala cuando está en la posición de estribor (derecha) e incrementando el paso de la pala cuando está en la posición de babor (izquierda). La disimetría lateral de sustentación que resulta causa que el rotor se incline hacia adelante debido al efecto giroscópico.
Un cambio de paso de pala diferencial como este se llama cambio de paso cíclico (cyclic pitch change) ya que cada pala pasa por un ciclo completo de variaciones de ángulos de paso mientras completa una revolución de rotación alrededor del buje. Un cambio de paso cíclico es logrado por el piloto mediante el uso de la cyclic stick (palanca cíclica). La disposición del control es tal que el rotor se inclina en la misma dirección en que se desvía la palanca cíclica.
Una variación en el empuje del rotor se logra aumentando el paso de las palas simultáneamente o colectivamente. Este tipo de acción de control se llama "collective pitch" (paso colectivo) y se logra mediante el uso de la collective stick (palanca de paso colectivo). En operación, la palanca cíclica es análoga a la palanca de control de un avión, y la palanca colectiva es análoga al acelerador de un avión.
Existen varias posibilidades para el control longitudinal de un helicóptero de rotores en tándem. Un momento de cabeceo puede ser producido inclinando ambos rotores, por un cambio de paso cíclico en cada rotor, por un cambio de paso colectivo diferencial que aumenta el empuje en un rotor y lo disminuye en el otro, o por alguna combinación de estos métodos. Los dos métodos básicos se ilustran en la figura 4.36. Obviamente, un cambio en la actitud del fuselaje debe acompañar al método colectivo diferencial de control longitudinal.
El control de cabeceo y lateral adecuados son fáciles de obtener en el helicóptero típico y usualmente no presentan problemas. El problema usual es un exceso de efectividad de control que resulta en un helicóptero demasiado sensible. Las especificaciones de control del helicóptero intentan asegurar características de control satisfactorias requiriendo márgenes adecuados de recorrido y efectividad del control sin una sensibilidad objetable.
El control direccional en un helicóptero de un solo rotor se obtiene mediante un tail rotor (rotor de cola o rotor antipar), ya que una superficie aerodinámica convencional no sería efectiva a bajas velocidades o en vuelo estacionario. Los requisitos de control direccional del rotor de cola en un helicóptero típico impulsado por eje son bastante exigentes, ya que debe contrarrestar el par motor que se suministra al rotor principal, así como proporcionar control direccional. Al ser un rotor en todos los aspectos, el rotor de cola requiere algo de la potencia del motor para generar sus fuerzas de control.
Desafortunadamente, las demandas máximas del rotor de cola ocurren en condiciones cuando la potencia del motor también está en gran demanda. La condición más crítica es mientras se está en vuelo estacionario con el peso bruto máximo. La efectividad del rotor de cola está determinada por las características del rotor y la distancia que el rotor de cola está detrás del c.g. (centro de gravedad). Las especificaciones de control requieren que el helicóptero sea capaz de girar en la dirección más crítica a una velocidad especificada mientras está en vuelo estacionario con una condición de viento especificada. Además, se requiere que el helicóptero tenga suficiente control direccional para volar lateralmente hasta 30 nudos, un requisito importante para tareas de guardia de aviones (plane guard duties).
Los requisitos de control direccional son fácilmente satisfechos por un helicóptero impulsado en la punta (tip-driven), ya que el control direccional no tiene que contrarrestar el par motor.
El control direccional de un helicóptero de rotores en tándem se logra mediante cambio de paso cíclico diferencial de los rotores principales. Para un giro de pedal a estribor, el rotor delantero se inclina a estribor y el rotor trasero se inclina a babor, creando un momento de giro como se muestra en la figura 4.36. Los requisitos de control direccional se cumplen fácilmente en un helicóptero de rotores en tándem porque el par motor de un rotor se opone al par del otro rotor eliminando así un momento direccional neto. Por supuesto, algún desequilibrio neto de par puede tener que ser superado si el par motor en los dos rotores es diferente.
Cuando un helicóptero de rotores en tándem se rota rápidamente alrededor de uno de los rotores en lugar de alrededor del c.g., el otro rotor adquiere "sustentación traslacional" como resultado de la velocidad debido a la rotación y resulta un aumento en el empuje del rotor. Esto causa un pitch-up (encabritamiento) o pitch-down (picado) dependiendo de qué rotor sea el helicóptero rotado alrededor, lo cual es más común, resulta en un picado (pitch-down).
La estabilidad general de un helicóptero resulta de las contribuciones de estabilidad individual de los diversos componentes tal como en el caso del avión de ala fija. Las contribuciones de estabilidad se pueden dividir de la siguiente manera:
(1) Rotor
(2) Fuselaje
(3) Estabilizadores
(4) Dispositivos mecánicos
La contribución desestabilizadora del fuselaje y la contribución estabilizadora de una superficie estabilizadora son similares en efecto a un avión y no se discutirán aquí. Las características principales de estabilidad que hacen al helicóptero diferente de un avión son las del rotor.
Dos tipos de estabilidad son importantes en el rotor: (1) estabilidad de ángulo de ataque y (2) estabilidad de velocidad. En vuelo estacionario, el ángulo de ataque y la velocidad relativa del viento, ángulo de ataque, y sustentación en cada pala del rotor es la misma. Si el rotor es desplazado a través de algún ángulo, no resultan cambios en las fuerzas. Por lo tanto, el rotor tiene estabilidad de ángulo de ataque neutral al estar en vuelo estacionario. Sin embargo, en vuelo hacia adelante, un incremento en el ángulo del rotor de ataque incrementa la sustentación en la pala que avanza (advancing blade) más que en la pala que retrocede (retreating blade) ya que las velocidades relativas del viento son mayores en la pala que avanza.
Esta disimetría lateral de sustentación causa que el rotor se incline hacia atrás debido al efecto giroscópico del rotor, incrementando aún más el ángulo de ataque del rotor. Así, el rotor es inestable con cambios en ángulo de ataque en velocidades de vuelo hacia adelante. Dado que la magnitud del momento inestable es afectada por la magnitud de la fuerza de empuje del rotor, así como por la inclinación del empuje del rotor, existe una mayor inestabilidad para incrementos en ángulo de ataque que para disminuciones en ángulo de ataque. Además, la inestabilidad es mayor para incrementos en ángulo de ataque cuando el empuje del rotor también aumenta.
Si el ángulo del rotor de ataque se mantiene constante y al rotor se le da una velocidad de traslación, resulta una disimetría de sustentación ya que la velocidad de la pala que avanza se incrementa mientras la velocidad de la pala que retrocede se disminuye. Esta disimetría de sustentación causa que el rotor se incline en una dirección para oponerse al cambio en velocidad debido al efecto giroscópico del rotor. Por lo tanto, el rotor tiene estabilidad de velocidad.
Un helicóptero en vuelo estacionario exhibe cierto grado de estabilidad aparente en virtud de su estabilidad de velocidad aunque tiene estabilidad de ángulo de ataque neutral. Este tipo de estabilidad en vuelo estacionario es análoga a la estabilidad lateral direccional aparente que exhibe un avión debido al efecto diedro. Estabilidad adicional en vuelo estacionario puede ser obtenida mediante el uso de estabilizadores mecánicos tales como la Bell stabilizer bar (barra estabilizadora Bell), o por estabilización sintética o artificial.
La estabilidad estática total de un helicóptero está determinada combinando las contribuciones de estabilidad de todos los componentes. El resultado usual para un helicóptero típico es inestabilidad con ángulo de ataque y una estabilidad de velocidad variable que se vuelve neutral o inestable a altas velocidades. Por supuesto, el helicóptero podría hacerse estable con ángulo de ataque proporcionando un estabilizador horizontal lo suficientemente grande. Desafortunadamente, efectos adversos a baja velocidad o ...vuelo estacionario y grandes momentos de compensación (trim) al entrar en autorrotación limitarán el tamaño del estabilizador a una superficie relativamente pequeña. Usualmente el estabilizador horizontal se usa solo para dar al fuselaje las características de momento deseadas.
La estabilidad de ángulo de ataque de un helicóptero de rotores en tándem se ve afectada negativamente por el flujo descendente (downwash) del rotor delantero reduciendo el ángulo de ataque y el empuje del rotor trasero. Esta reducción de empuje detrás del c.g. (centro de gravedad) causa que el helicóptero se encabrite (pitch up) hacia un ángulo de ataque más alto, añadiendo así a la inestabilidad del ángulo de ataque.
Al igual que en el avión, varios modos oscilatorios de movimiento son característicos de la estabilidad dinámica de un helicóptero. El modo fugoide (phugoid) es el más problemático para el helicóptero. El modo fugoide es inestable en la mayoría de los helicópteros que operan sin la asistencia de dispositivos de estabilización artificial. La inestabilidad dinámica del helicóptero se evidencia por la especificación de cualidades de vuelo (flying qualities) para helicópteros. Estas especificaciones limitan esencialmente la tasa de divergencia de las oscilaciones dinámicas para el helicóptero ordinario. Aunque esta inestabilidad dinámica puede ser controlada por el piloto y requiere atención constante, resulta en fatiga del piloto. La eliminación de la inestabilidad dinámica contribuiría grandemente a mejorar las cualidades de vuelo (flying qualities) del helicóptero.
Esta característica de inestabilidad dinámica es particularmente importante si se espera que el helicóptero sea usado para vuelo por instrumentos en operaciones de todo tipo de clima. De hecho, un modo fugoide (phugoid) seriamente divergente haría que el vuelo por instrumentos fuera impráctico. Por esta razón, la especificación de cualidades de vuelo requiere que los helicópteros con capacidad de instrumentos exhiban grados variables de estabilidad o inestabilidad dependiendo del periodo de la oscilación. Las oscilaciones de periodo largo (más de 20 segundos) no deben duplicar su amplitud en menos de 15 segundos, mientras que las oscilaciones de periodo corto (menos de 10 segundos) deben amortiguarse a la mitad de la amplitud en dos ciclos.
La única solución inmediata para la inestabilidad dinámica es un sistema de estabilización de actitud que es esencialmente un piloto automático. Otras soluciones al problema de inestabilidad dinámica involucran retroalimentación de control mecánica, aerodinámica o electrónica de la actitud de cabeceo, velocidad de cabeceo, aceleración normal o ángulo de ataque. La mejora de la estabilidad del helicóptero es obligatoria para utilizar completamente su capacidad única. A medida que se analizan y estudian más problemas del helicóptero, las cualidades de vuelo de los helicópteros mejorarán y serán comparables a las de la aeronave de ala fija.