馃敶✈️ 429. Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (4 parte) 馃殎
Fuente:
AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS BY
H. H. HURT, JR.
UNIVERSITY OF SOUTHERN CALIFORNIA
(NA VAIR 00-80T-80)
Cap铆tulo 4
STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL
Una aeronave debe tener cualidades de manejo satisfactorias adem谩s de un rendimiento adecuado. La aeronave debe tener una estabilidad adecuada para mantener una condici贸n de vuelo uniforme y recuperarse de las diversas influencias perturbadoras. Tambi茅n es necesario proporcionar suficiente estabilidad para minimizar la carga de trabajo del piloto. Adem谩s, 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 m谩s cr铆ticos de estabilidad y control y estas condiciones deben ser entendidas y respetadas para lograr una operaci贸n segura y eficiente de la aeronave.
DEFINITIONS / DEFINICIONES
STATIC STABILITY / ESTABILIDAD EST脕TICA
Una aeronave est谩 en un estado de equilibrio cuando la suma de todas las fuerzas y todos los momentos es igual a cero. [Contin煤a en la siguiente imagen...]
Cuando una aeronave est谩 en equilibrio, no hay aceleraciones y la aeronave contin煤a en una condici贸n de vuelo estable. Si el equilibrio es perturbado por una r谩faga (gust) o deflexi贸n de los controles, la aeronave experimentar谩 aceleraci贸n debido al desequilibrio de momento o fuerza.
La estabilidad est谩tica (static stability) de un sistema se define por la tendencia inicial a volver al equilibrio tras alguna perturbaci贸n de las condiciones de equilibrio. Si un objeto es perturbado del equilibrio y tiene la tendencia a volver al equilibrio, existe estabilidad est谩tica positiva (positive static stability). Si el objeto tiene la tendencia a continuar en la direcci贸n de la perturbaci贸n, existe inestabilidad est谩tica (static instability) o inestabilidad est谩tica negativa.
Una condici贸n intermedia podr铆a ocurrir donde un objeto desplazado de la posici贸n de equilibrio permanece en equilibrio en la posici贸n desplazada. Si el objeto sujeto a una perturbaci贸n no tiene ni la tendencia a volver ni la tendencia a continuar en la direcci贸n del desplazamiento, existe estabilidad est谩tica neutral (neutral static stability). Estas tres categor铆as de estabilidad est谩tica se ilustran en la figura 4.1.
La bola en un valle (trough) ilustra la condici贸n de estabilidad est谩tica positiva. Si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo del valle, la tendencia inicial de la bola es volver a la condici贸n de equilibrio. La bola puede rodar hacia adelante y hacia atr谩s a trav茅s del punto de equilibrio pero el desplazamiento a cualquier lado crea la tendencia inicial a volver. La bola en una colina ilustra la condici贸n de inestabilidad est谩tica.
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 condici贸n de estabilidad est谩tica neutral. La bola encuentra un nuevo equilibrio en cualquier punto de desplazamiento y no tiene tendencias estables ni inestables.
El t茅rmino "est谩tica" 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 est谩tica de una aeronave se aprecia desplazando la aeronave de alg煤n 谩ngulo de ataque compensado (trimmed). Si los momentos de cabeceo (pitching moments) aerodin谩micos creados por este desplazamiento tienden a devolver la aeronave al 谩ngulo de ataque de equilibrio, la aeronave tiene estabilidad est谩tica longitudinal positiva.
DYNAMIC STABILITY / ESTABILIDAD DIN脕MICA
Mientras que la estabilidad est谩tica se ocupa de la tendencia de un cuerpo desplazado a volver al equilibrio, la estabilidad din谩mica (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 din谩mica del sistema. En general, el sistema demostrar谩 estabilidad din谩mica positiva si la amplitud del movimiento disminuye con el tiempo. Las diversas condiciones de comportamiento din谩mico 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 c铆clico. Si el sistema recibe una perturbaci贸n inicial y el movimiento simplemente disminuye sin oscilaci贸n, el modo se denomina "subsidencia" (subsidence) o "retorno amortiguado" (deadbeat return). Tal movimiento indica estabilidad est谩tica positiva y estabilidad din谩mica positiva ya que la amplitud disminuye con el tiempo.
El Gr谩fico B ilustra el modo de "divergencia" (divergence) mediante un aumento no c铆clico de amplitud con el tiempo. La tendencia inicial a continuar en la direcci贸n del desplazamiento es evidencia de inestabilidad est谩tica y la amplitud creciente es prueba de inestabilidad din谩mica. El Gr谩fico C ilustra el modo de estabilidad neutral pura donde, si la perturbaci贸n original crea un desplazamiento que permanece constante a partir de entonces, la falta de tendencia al movimiento y la amplitud constante indican estabilidad est谩tica neutral y estabilidad din谩mica neutral.
Los modos oscilatorios de la figura 4.2 representan los historiales de tiempo posibles con movimiento c铆clico. Una caracter铆stica com煤n a cada uno de estos modos es que la estabilidad est谩tica positiva se demuestra por la tendencia a volver a las condiciones de equilibrio. [Contin煤a en la siguiente imagen...]
Sin embargo, el comportamiento din谩mico puede ser estable, neutral o inestable. El Gr谩fico D ilustra el modo de oscilaci贸n amortiguada (damped oscillation) donde la amplitud disminuye con el tiempo. La reducci贸n de amplitud con el tiempo indica que hay resistencia al movimiento y que la energ铆a se est谩 disipando. La disipaci贸n de energ铆a —o "amortiguamiento" (damping)— es necesaria para proporcionar estabilidad din谩mica positiva.
Si no hay amortiguamiento en el sistema, el modo del gr谩fico E es el resultado, una oscilaci贸n no amortiguada (undamped oscillation). Sin amortiguamiento, la oscilaci贸n contin煤a sin reducci贸n de amplitud con el tiempo. Si bien tal oscilaci贸n indica estabilidad est谩tica positiva, existe estabilidad din谩mica neutral. El amortiguamiento positivo es necesario para eliminar la oscilaci贸n continua.
Como ejemplo, un autom贸vil con amortiguadores (shock absorbers) desgastados carece de suficiente estabilidad din谩mica y el movimiento oscilatorio continuo no es ni placentero ni propicio para una operaci贸n segura. En el mismo sentido, la aeronave debe tener suficiente amortiguamiento para disipar r谩pidamente cualquier movimiento oscilatorio que afectar铆a la operaci贸n de la aeronave. Cuando no se puede obtener amortiguamiento aerodin谩mico natural, se debe suministrar un amortiguamiento sint茅tico para proporcionar la estabilidad din谩mica positiva necesaria.
El Gr谩fico F de la figura 4.2 ilustra el modo de una oscilaci贸n divergente. Este movimiento es est谩ticamente estable ya que tiende a volver a la posici贸n de equilibrio. Sin embargo, cada retorno subsiguiente al equilibrio es con una velocidad creciente tal que esa amplitud contin煤a aumentando con el tiempo. Por lo tanto, existe inestabilidad din谩mica. La oscilaci贸n divergente ocurre cuando se suministra energ铆a al movimiento en lugar de disiparse por amortiguamiento positivo.
La ilustraci贸n m谩s destacada de la oscilaci贸n divergente ocurre con el per铆odo corto de cabeceo (pitching oscillation) de una aeronave. Si un piloto, sin saberlo, suministra funciones de control que est谩n cerca de la frecuencia natural del avi贸n en cabeceo (pitch), se agrega energ铆a al sistema, existe amortiguamiento negativo y resulta la "oscilaci贸n inducida por el piloto" (pilot induced oscillation).
En cualquier sistema, la existencia de estabilidad est谩tica no garantiza necesariamente la existencia de estabilidad din谩mica. Sin embargo, la existencia de estabilidad din谩mica implica la existencia de estabilidad est谩tica.
Cualquier aeronave debe demostrar los grados requeridos de estabilidad est谩tica y din谩mica. Si a la aeronave se le permitiera tener estabilidad est谩tica con una tasa r谩pida de divergencia, la aeronave ser铆a muy dif铆cil, si no imposible, de volar. El grado de dificultad se comparar铆a estrechamente con aprender a montar un monociclo. Adem谩s, la estabilidad din谩mica positiva es obligatoria en ciertas 谩reas para impedir oscilaciones continuas objetables de la aeronave.
TRIM AND CONTROLLABILITY / COMPENSACI脫N Y CONTROLABILIDAD
Se dice que una aeronave est谩 compensada (trimmed) si todos los momentos en cabeceo, alabeo y gui帽ada son iguales a cero. El establecimiento del equilibrio en diversas condiciones de vuelo es funci贸n de los controles y puede lograrse mediante esfuerzo del piloto, aletas de compensaci贸n (trim tabs), o polarizaci贸n (bias) de un actuador de superficie.
El t茅rmino "controlabilidad" (controllability) se refiere a la capacidad de la aeronave para responder al desplazamiento de la superficie de control y lograr la condici贸n de vuelo deseada. Debe haber una controlabilidad adecuada disponible para realizar el despegue y aterrizaje y realizar las diversas maniobras en vuelo. Existe una contradicci贸n 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 relaci贸n general entre la estabilidad est谩tica y la controlabilidad se ilustra en la figura 4.3.
La estabilidad est谩tica positiva se muestra mediante una bola colocada en diversas superficies. La Figura 4.3 ilustra varios grados de estabilidad est谩tica mostrados por la bola en una depresi贸n (trough); si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo de la depresi贸n, hay una tendencia inicial a volver al equilibrio. Si se desea "controlar" la bola y mantenerla en la posici贸n desplazada, [Contin煤a en la siguiente imagen...] una fuerza debe ser suministrada en la direcci贸n del desplazamiento para equilibrar la tendencia inherente a volver al equilibrio. Esta misma tendencia estable en una aeronave resiste el desplazamiento del trim (compensaci贸n) por el esfuerzo del piloto en los controles o perturbaciones atmosf茅ricas.
El efecto de una mayor estabilidad sobre la controlabilidad (controllability) se ilustra mediante la bola en una depresi贸n (trough) m谩s 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 dise帽o de una aeronave porque los l铆mites superiores de estabilidad son establecidos por los l铆mites inferiores de controlabilidad.
El efecto de una estabilidad reducida sobre la controlabilidad se ilustra mediante la bola en una superficie plana. Cuando existe estabilidad est谩tica 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 est谩tica se acerca a cero, la controlabilidad aumenta hasta el infinito y la 煤nica resistencia al desplazamiento es una resistencia al movimiento del desplazamiento: amortiguamiento (damping). Por esta raz贸n, los l铆mites inferiores de estabilidad pueden ser establecidos por los l铆mites 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 est谩tica 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 contin煤e en la direcci贸n desplazada. Para "controlar" la bola hacia alg煤n desplazamiento lateral, se debe aplicar una fuerza opuesta a la direcci贸n del desplazamiento. Este efecto ser铆a apreciado durante el vuelo de una aeronave inestable por una "sensaci贸n" inestable de la aeronave.
Si los controles se desviaran para incrementar el 谩ngulo de ataque, la aeronave deber铆a ser compensada (trimmed) en el 谩ngulo de ataque m谩s alto por una fuerza de empuje para mantener la aeronave continuando en la direcci贸n del desplazamiento. Tal inversi贸n de la fuerza de control evidenciar铆a la inestabilidad del avi贸n; el piloto estar铆a 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 r谩pidas acopladas con controles efectivos pueden permitir al piloto lidiar con cierto grado de inestabilidad est谩tica.
Dado que tal vuelo requerir铆a atenci贸n constante por parte del piloto, la inestabilidad leve puede ser tolerada solo en dirigibles, helic贸pteros y ciertas maniobras menores del avi贸n. Sin embargo, en vuelo de alta velocidad, el avi贸n reaccionar谩 r谩pidamente a cualquier perturbaci贸n y cualquier inestabilidad crear铆a condiciones inseguras. Por lo tanto, es necesario proporcionar cierta estabilidad est谩tica positiva a los principales grados de libertad de la aeronave.
AIRPLANE REFERENCE AXES / EJES DE REFERENCIA DEL AVI脫N
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 simetr铆a y se le da una direcci贸n positiva apuntando hacia el viento. Un momento alrededor de este eje es un momento de alabeo (rolling moment), L, y la direcci贸n positiva para un momento de alabeo positivo utiliza la regla de la mano derecha. El eje vertical o Z tambi茅n est谩 en un plano de simetr铆a y el eje vertical se establece positivo hacia abajo.
Un momento alrededor del eje vertical es un momento de gui帽ada (yawing moment), N, y un momento de gui帽ada positivo mover铆a la nariz de la aeronave hacia la derecha (regla de la mano derecha). El eje lateral o Y es perpendicular al plano de simetr铆a y se le da una direcci贸n 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 est谩 en la direcci贸n de nariz arriba.
STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL
Una aeronave debe tener cualidades de manejo satisfactorias adem谩s de un rendimiento adecuado. La aeronave debe tener una estabilidad adecuada para mantener una condici贸n de vuelo uniforme y recuperarse de las diversas influencias perturbadoras. Tambi茅n es necesario proporcionar suficiente estabilidad para minimizar la carga de trabajo del piloto. Adem谩s, 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 m谩s cr铆ticos de estabilidad y control y estas condiciones deben ser entendidas y respetadas para lograr una operaci贸n segura y eficiente de la aeronave.
STATIC STABILITY / ESTABILIDAD EST脕TICA
Una aeronave est谩 en un estado de equilibrio cuando la suma de todas las fuerzas y todos los momentos es igual a cero. Cuando una aeronave est谩 en equilibrio, no hay aceleraciones y la aeronave contin煤a en una condici贸n de vuelo estable (steady). Si el equilibrio es perturbado por una r谩faga (gust) o deflexi贸n de los controles, la aeronave experimentar谩 aceleraci贸n debido al desequilibrio de momento o fuerza.
La estabilidad est谩tica (static stability) de un sistema se define por la tendencia inicial a volver al equilibrio tras alguna perturbaci贸n de las condiciones de equilibrio. Si un objeto es perturbado del equilibrio y tiene la tendencia a volver al equilibrio, existe estabilidad est谩tica positiva. Si el objeto tiene la tendencia a continuar en la direcci贸n de la perturbaci贸n, existe inestabilidad est谩tica (static instability) o inestabilidad est谩tica negativa. Una condici贸n intermedia podr铆a ocurrir donde un objeto desplazado de la posici贸n de equilibrio permanece en equilibrio en la posici贸n desplazada. Si el objeto sujeto a una perturbaci贸n no tiene ni la tendencia a volver ni la tendencia a continuar en la direcci贸n del desplazamiento, existe estabilidad est谩tica neutral.
Estas tres categor铆as de estabilidad est谩tica se ilustran en la figura 4.1. La bola en un valle (trough) ilustra la condici贸n de estabilidad est谩tica positiva. Si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo del valle, la tendencia inicial de la bola es volver a la condici贸n de equilibrio. La bola puede rodar hacia adelante y hacia atr谩s a trav茅s del punto de equilibrio pero el desplazamiento a cualquier lado crea la tendencia inicial a volver. La bola en una colina ilustra la condici贸n de inestabilidad est谩tica. 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 condici贸n de estabilidad est谩tica neutral. La bola encuentra un nuevo equilibrio en cualquier punto de desplazamiento y no tiene tendencias estables ni inestables.
El t茅rmino "est谩tica" 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 est谩tica de una aeronave se aprecia desplazando la aeronave de alg煤n 谩ngulo de ataque compensado (trimmed). Si los momentos de cabeceo (pitching moments) aerodin谩micos creados por este desplazamiento tienden a devolver la aeronave al 谩ngulo de ataque de equilibrio, la aeronave tiene estabilidad est谩tica longitudinal positiva.
DYNAMIC STABILITY / ESTABILIDAD DIN脕MICA
Mientras que la estabilidad est谩tica se ocupa de la tendencia de un cuerpo desplazado a volver al equilibrio, la estabilidad din谩mica (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 din谩mica del sistema. En general, el sistema demostrar谩 estabilidad din谩mica positiva si la amplitud del movimiento disminuye con el tiempo. Las diversas condiciones de comportamiento din谩mico 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 c铆clico. Si el sistema recibe una perturbaci贸n inicial y el movimiento simplemente disminuye sin oscilaci贸n, el modo se denomina "subsidencia" (subsidence) o "retorno amortiguado" (deadbeat return). Tal movimiento indica estabilidad est谩tica positiva y estabilidad din谩mica positiva ya que la amplitud disminuye con el tiempo.
El Gr谩fico B ilustra el modo de "divergencia" (divergence) mediante un aumento no c铆clico de amplitud con el tiempo. La tendencia inicial a continuar en la direcci贸n del desplazamiento es evidencia de inestabilidad est谩tica y la amplitud creciente es prueba de inestabilidad din谩mica. El Gr谩fico C ilustra el modo de estabilidad neutral pura donde, si la perturbaci贸n original crea un desplazamiento que permanece constante a partir de entonces, la falta de tendencia al movimiento y la amplitud constante indican estabilidad est谩tica neutral y estabilidad din谩mica neutral.
Los modos oscilatorios de la figura 4.2 representan los historiales de tiempo posibles con movimiento c铆clico. Una caracter铆stica com煤n a cada uno de estos modos es que la estabilidad est谩tica positiva se demuestra por la tendencia a volver a las condiciones de equilibrio. Sin embargo, el comportamiento din谩mico puede ser estable, neutral o inestable. El Gr谩fico D ilustra el modo de oscilaci贸n amortiguada (damped oscillation) donde la amplitud disminuye con el tiempo. La reducci贸n de amplitud con el tiempo indica que hay resistencia al movimiento y que la energ铆a se est谩 disipando. La disipaci贸n de energ铆a —o "amortiguamiento" (damping)— es necesaria para proporcionar estabilidad din谩mica positiva.
Si no hay amortiguamiento en el sistema, el modo del gr谩fico E es el resultado, una oscilaci贸n no amortiguada (undamped oscillation). Sin amortiguamiento, la oscilaci贸n contin煤a sin reducci贸n de amplitud con el tiempo. Si bien tal oscilaci贸n indica estabilidad est谩tica positiva, existe estabilidad din谩mica neutral. El amortiguamiento positivo es necesario para eliminar la oscilaci贸n continua.
Como ejemplo, un autom贸vil con amortiguadores (shock absorbers) desgastados carece de suficiente estabilidad din谩mica y el movimiento oscilatorio continuo no es ni placentero ni propicio para una operaci贸n segura. En el mismo sentido, la aeronave debe tener suficiente amortiguamiento para disipar r谩pidamente cualquier movimiento oscilatorio que afectar铆a la operaci贸n de la aeronave. Cuando no se puede obtener amortiguamiento aerodin谩mico natural, se debe suministrar un amortiguamiento sint茅tico para proporcionar la estabilidad din谩mica positiva necesaria.
El Gr谩fico F de la figura 4.2 ilustra el modo de una oscilaci贸n divergente. Este movimiento es est谩ticamente estable ya que tiende a volver a la posici贸n de equilibrio. Sin embargo, cada retorno subsiguiente al equilibrio es con una velocidad creciente tal que esa amplitud contin煤a aumentando con el tiempo. Por lo tanto, existe inestabilidad din谩mica. La oscilaci贸n divergente ocurre cuando se suministra energ铆a al movimiento en lugar de disiparse por amortiguamiento positivo.
La ilustraci贸n m谩s destacada de la oscilaci贸n divergente ocurre con el per铆odo corto de cabeceo (pitching oscillation) de una aeronave. Si un piloto, sin saberlo, suministra funciones de control que est谩n cerca de la frecuencia natural del avi贸n en cabeceo (pitch), se agrega energ铆a al sistema, existe amortiguamiento negativo y resulta la "oscilaci贸n inducida por el piloto" (pilot induced oscillation).
En cualquier sistema, la existencia de estabilidad est谩tica no garantiza necesariamente la existencia de estabilidad din谩mica. Sin embargo, la existencia de estabilidad din谩mica implica la existencia de estabilidad est谩tica.
Cualquier aeronave debe demostrar los grados requeridos de estabilidad est谩tica y din谩mica. Si a la aeronave se le permitiera tener estabilidad est谩tica con una tasa r谩pida de divergencia, la aeronave ser铆a muy dif铆cil, si no imposible, de volar. El grado de dificultad se comparar铆a estrechamente con aprender a montar un monociclo. Adem谩s, la estabilidad din谩mica positiva es obligatoria en ciertas 谩reas para impedir oscilaciones continuas objetables de la aeronave.
TRIM AND CONTROLLABILITY / COMPENSACI脫N Y CONTROLABILIDAD
Se dice que una aeronave est谩 compensada (trimmed) si todos los momentos en cabeceo, alabeo y gui帽ada son iguales a cero. El establecimiento del equilibrio en diversas condiciones de vuelo es funci贸n de los controles y puede lograrse mediante esfuerzo del piloto, aletas de compensaci贸n (trim tabs), o polarizaci贸n (bias) de un actuador de superficie.
El t茅rmino "controlabilidad" (controllability) se refiere a la capacidad de la aeronave para responder al desplazamiento de la superficie de control y lograr la condici贸n de vuelo deseada. Debe haber una controlabilidad adecuada disponible para realizar el despegue y aterrizaje y realizar las diversas maniobras en vuelo. Existe una contradicci贸n 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 relaci贸n general entre la estabilidad est谩tica y la controlabilidad se ilustra en la figura 4.3.
La estabilidad est谩tica positiva se muestra mediante una bola colocada en diversas superficies. La Figura 4.3 ilustra varios grados de estabilidad est谩tica mostrados por la bola en una depresi贸n (trough); si la bola es desplazada del equilibrio en el fondo de la depresi贸n, hay una tendencia inicial a volver al equilibrio. Si se desea "controlar" la bola y mantenerla en la posici贸n desplazada, una fuerza debe ser suministrada en la direcci贸n del desplazamiento para equilibrar la tendencia inherente a volver al equilibrio. Esta misma tendencia estable en una aeronave resiste el desplazamiento del trim (compensaci贸n) por el esfuerzo del piloto en los controles o perturbaciones atmosf茅ricas.
El efecto de una mayor estabilidad sobre la controlabilidad (controllability) se ilustra mediante la bola en una depresi贸n (trough) m谩s 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 dise帽o de una aeronave porque los l铆mites superiores de estabilidad son establecidos por los l铆mites inferiores de controlabilidad.
El efecto de una estabilidad reducida sobre la controlabilidad se ilustra mediante la bola en una superficie plana. Cuando existe estabilidad est谩tica 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 est谩tica se acerca a cero, la controlabilidad aumenta hasta el infinito y la 煤nica resistencia al desplazamiento es una resistencia al movimiento del desplazamiento: amortiguamiento (damping). Por esta raz贸n, los l铆mites inferiores de estabilidad pueden ser establecidos por los l铆mites 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 est谩tica 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 contin煤e en la direcci贸n desplazada. Para "controlar" la bola hacia alg煤n desplazamiento lateral, se debe aplicar una fuerza opuesta a la direcci贸n del desplazamiento. Este efecto ser铆a apreciado durante el vuelo de una aeronave inestable por una "sensaci贸n" inestable de la aeronave. Si los controles se desviaran para incrementar el 谩ngulo de ataque, la aeronave deber铆a ser compensada (trimmed) en el 谩ngulo de ataque m谩s alto por una fuerza de empuje para mantener la aeronave continuando en la direcci贸n del desplazamiento. Tal inversi贸n de la fuerza de control evidenciar铆a la inestabilidad del avi贸n; el piloto estar铆a 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 r谩pidas acopladas con controles efectivos pueden permitir al piloto lidiar con cierto grado de inestabilidad est谩tica. Dado que tal vuelo requerir铆a atenci贸n constante por parte del piloto, la inestabilidad leve puede ser tolerada solo en dirigibles, helic贸pteros y ciertas maniobras menores del avi贸n. Sin embargo, en vuelo de alta velocidad, el avi贸n reaccionar谩 r谩pidamente a cualquier perturbaci贸n y cualquier inestabilidad crear铆a condiciones inseguras. Por lo tanto, es necesario proporcionar cierta estabilidad est谩tica positiva a los principales grados de libertad de la aeronave.
AIRPLANE REFERENCE AXES / EJES DE REFERENCIA DEL AVI脫N
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 simetr铆a y se le da una direcci贸n positiva apuntando hacia el viento. Un momento alrededor de este eje es un momento de alabeo (rolling moment), L, y la direcci贸n positiva para un momento de alabeo positivo utiliza la regla de la mano derecha.
El eje vertical o Z tambi茅n est谩 en un plano de simetr铆a y el eje vertical se establece positivo hacia abajo. Un momento alrededor del eje vertical es un momento de gui帽ada (yawing moment), N, y un momento de gui帽ada positivo mover铆a la nariz de la aeronave hacia la derecha (regla de la mano derecha). El eje lateral o Y es perpendicular al plano de simetr铆a y se le da una direcci贸n 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 est谩 en la direcci贸n de nariz arriba.
LONGITUDINAL STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL LONGITUDINAL
STATIC LONGITUDINAL STABILITY / ESTABILIDAD LONGITUDINAL EST脕TICA
GENERAL CONSIDERATIONS / CONSIDERACIONES GENERALES.
Una aeronave exhibir谩 estabilidad est谩tica longitudinal positiva si tiende a volver al 谩ngulo de ataque de compensaci贸n (trim) cuando es desplazada por una r谩faga o movimiento de control. La aeronave que es inestable continuar谩 cabeceando (pitch) en la direcci贸n perturbada hasta que el desplazamiento sea resistido por fuerzas de control opuestas. Si la aeronave es est谩ticamente neutral, tiende a permanecer en cualquier desplazamiento al cual es perturbada. Es muy necesario proporcionar a un avi贸n estabilidad longitudinal positiva. El avi贸n estable es seguro y f谩cil de volar ya que el avi贸n busca y tiende a mantener una condici贸n de vuelo compensada (trimmed).
Tambi茅n se sigue que las deflexiones y fuerzas de control son l贸gicas en direcci贸n y magnitud. La estabilidad est谩tica longitudinal neutral usualmente define el l铆mite inferior de la estabilidad del avi贸n ya que es el l铆mite entre estabilidad e inestabilidad. El avi贸n con estabilidad est谩tica neutral puede ser excesivamente receptivo a los controles y la aeronave no tiene tendencia a volver al trim tras una perturbaci贸n. El avi贸n con inestabilidad est谩tica longitudinal negativa es inherentemente divergente de cualquier condici贸n 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 il贸gicas para proporcionar equilibrio con un cambio de actitud y velocidad aerodin谩mica.
Dado que la estabilidad longitudinal est谩tica depende de la relaci贸n del 谩ngulo de ataque y los momentos de cabeceo, es necesario estudiar la contribuci贸n del momento de cabeceo de cada componente de la aeronave. De manera similar a todas las otras fuerzas aerodin谩micas, 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 direcci贸n nariz arriba
q = presi贸n din谩mica (dynamic pressure), libras por pie cuadrado (psf)
S = 谩rea del ala, pies cuadrados (sq. ft.)
MAC = cuerda aerodin谩mica 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 sustentaci贸n. El estudio de este gr谩fico de C_M versus C_L relacionar谩 la estabilidad longitudinal est谩tica del avi贸n.
El Gr谩fico A de la figura 4.5 ilustra la variaci贸n del coeficiente de momento de cabeceo, C_M, con el coeficiente de sustentaci贸n, C_L, para un avi贸n con estabilidad longitudinal est谩tica positiva. La evidencia de estabilidad est谩tica se muestra por la tendencia a volver al equilibrio —o "trim"— ante un desplazamiento. El avi贸n descrito por el gr谩fico A est谩 en trim o equilibrio cuando C_M = 0 y, si el avi贸n es perturbado a alg煤n C_L diferente, el cambio de momento de cabeceo tiende a devolver la aeronave al punto de trim.
Si el avi贸n fuera perturbado a alg煤n C_L m谩s alto (punto Y), se desarrolla un momento de cabeceo negativo o nariz abajo el cual tiende a disminuir el 谩ngulo de ataque de vuelta al punto de trim. Si el avi贸n fuera perturbado a alg煤n C_L m谩s bajo (punto X), se desarrolla un momento de cabeceo positivo o nariz arriba el cual tiende a aumentar el 谩ngulo de ataque de vuelta al punto de trim. As铆, la estabilidad est谩tica positiva es indicada por una pendiente negativa de C_M versus C_L, es decir, la estabilidad positiva es evidenciada por una disminuci贸n en C_M con un aumento en C_L.
El grado de estabilidad est谩tica longitudinal es indicado por la pendiente de la curva del coeficiente de momento de cabeceo con el coeficiente de sustentaci贸n. El Gr谩fico B de la figura 4.5 proporciona una comparaci贸n de condiciones estables e inestables. La estabilidad positiva es indicada por la curva con pendiente negativa. La estabilidad est谩tica neutral ser铆a el resultado si la curva tuviera pendiente cero. Si existe estabilidad neutral, el avi贸n podr铆a ser perturbado a alg煤n coeficiente de sustentaci贸n m谩s alto o m谩s bajo sin cambio en el coeficiente de momento de cabeceo. Tal condici贸n indicar铆a que el avi贸n no tendr铆a tendencia a volver a alg煤n equilibrio original y no mantendr铆a el trim.
Un avi贸n cuya curva de C_M versus C_L fuera positiva ser铆a inestable. Si el avi贸n inestable estuviera sujeto a cualquier perturbaci贸n desde el equilibrio en el punto de trim, el cambio en el momento de cabeceo solo magnificar铆a la perturbaci贸n. Cuando el avi贸n inestable es perturbado a un C_L m谩s alto, ocurre un cambio positivo en C_M que ilustrar铆a una tendencia a un desplazamiento continuo mayor. Cuando el avi贸n inestable es perturbado a alg煤n C_L m谩s bajo, tiene lugar un cambio negativo en C_M que tiende a crear un desplazamiento continuo.
Ordinariamente, la estabilidad longitudinal est谩tica de una configuraci贸n de avi贸n convencional no var铆a con el coeficiente de sustentaci贸n. En otras palabras, la pendiente de C_M versus C_L no cambia con C_L. Sin embargo, si el avi贸n tiene flecha (sweepback), una gran contribuci贸n 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 est谩tica a coeficientes de sustentaci贸n altos.
Esta condici贸n se ilustra mediante el gr谩fico C de la figura 4.5. La curva de C_M versus C_L de esta ilustraci贸n muestra una buena pendiente estable a valores bajos de C_L. Aumentando C_L se efect煤a una ligera disminuci贸n en la pendiente negativa, por lo tanto, una disminuci贸n 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 avi贸n. As铆, en cualquier coeficiente de sustentaci贸n dado, la estabilidad est谩tica del avi贸n es representada por la pendiente de la curva de C_M versus C_L.
CONTRIBUTION OF THE COMPONENT SURFACES / CONTRIBUCI脫N DE LAS SUPERFICIES COMPONENTES.
El momento de cabeceo neto alrededor del eje lateral se debe a la contribuci贸n de cada una de las superficies componentes actuando en sus campos de flujo apropiados. Mediante el estudio de la contribuci贸n de cada componente en la estabilidad est谩tica 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))
As铆, cualquier coeficiente de momento de cabeceo —independientemente de la fuente— tiene el denominador com煤n de presi贸n din谩mica, q, 谩rea del ala, S, y cuerda aerodin谩mica media, MAC. Este denominador com煤n se aplica a los momentos de cabeceo contribuidos por el fuselaje y las g贸ndolas, la cola horizontal, y los efectos de potencia, as铆 como a los momentos de cabeceo contribuidos por el ala.
WING / ALA. La contribuci贸n del ala a la estabilidad depende principalmente de la ubicaci贸n del centro aerodin谩mico con respecto al centro de gravedad del avi贸n. Generalmente, el centro aerodin谩mico —o a.c.— se define como el punto en la cuerda aerodin谩mica media del ala donde el coeficiente de momento de cabeceo del ala no var铆a con el coeficiente de sustentaci贸n. Todos los cambios en el coeficiente de sustentaci贸n tienen lugar efectivamente en el centro aerodin谩mico del ala. As铆, si el ala experimenta alg煤n cambio en el coeficiente de sustentaci贸n, el momento de cabeceo creado ser谩 una funci贸n directa de la ubicaci贸n 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 est谩tica positiva. Como se muestra en la figura 4.6, un cambio en la sustentaci贸n 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 contribuci贸n del ala ser铆a estable y la curva de C_M versus C_L para el ala sola tendr铆a una pendiente negativa. Si el c.g. estuviera ubicado en el a.c., el momento no variar铆a con C_L ya que todos los cambios en sustentaci贸n tendr铆an lugar en el c.g. En este caso, la contribuci贸n del ala a la estabilidad ser铆a neutral. Cuando el c.g. se encuentra detr谩s (aft) del a.c., la contribuci贸n del ala es inestable y la curva de C_M versus C_L para el ala sola tendr铆a una pendiente positiva.
Dado que el ala es la superficie aerodin谩mica predominante de un avi贸n, cualquier cambio en la contribuci贸n del ala puede producir un cambio significativo en la estabilidad del avi贸n. Este hecho ser铆a m谩s evidente en el caso del ala volante o avi贸n sin cola. Para que el ala contribuya a la estabilidad del avi贸n, el c.g. debe estar por delante del a.c. Adem谩s, el ala debe tener un momento de cabeceo positivo alrededor del centro aerodin谩mico para lograr el trim a coeficientes de sustentaci贸n positivos.
El primer gr谩fico de la figura 4.7 ilustra que el ala que es estable compensar谩 (trim) a un coeficiente de sustentaci贸n negativo si el C_Mac es negativo. Si el ala estable tiene un C_Mac positivo, entonces compensar谩 (trim) a un C_L positivo 煤til. El 煤nico medio disponible para lograr un C_Mac positivo con un ala que tiene un C_Mac negativo es una posici贸n del c.g. inestable a popa (aft) del a.c. Como resultado, la aeronave sin cola no puede utilizar dispositivos de alta sustentaci贸n que incurran en cambios significativos en C_Mac.
Mientras que el coeficiente de sustentaci贸n de trim puede ser alterado por un cambio en la posici贸n del c.g., el cambio resultante en la estabilidad es indeseable y es insatisfactorio como medio primario de control. La variaci贸n del C_L de trim por deflexi贸n de superficies de control es usualmente m谩s efectiva y es menos atractiva para el desastre. Los primeros intentos en vuelo tripulado llevaron a esta conclusi贸n.
Cuando la aeronave est谩 operando en vuelo subs贸nico, el a.c. del ala permanece fijo en la estaci贸n de cuerda del 25 por ciento. Cuando la aeronave se vuela en vuelo supers贸nico, el a.c. del ala se acercar谩 a la estaci贸n de cuerda del 50 por ciento. Tal gran variaci贸n en la ubicaci贸n del a.c. puede producir grandes cambios en la contribuci贸n del ala y alterar grandemente la estabilidad longitudinal del avi贸n. El segundo gr谩fico de la figura 4.7 ilustra el cambio de contribuci贸n del ala posible entre vuelo subs贸nico y supers贸nico. El gran aumento en la estabilidad est谩tica en vuelo supers贸nico puede incurrir en alta resistencia de trim (trim drag) o requerir una gran efectividad de control para prevenir la reducci贸n en la maniobrabilidad.
FUSELAGE AND NACELLES / FUSELAJE Y G脫NDOLAS.
En la mayor铆a de los casos, la contribuci贸n del fuselaje y las g贸ndolas es desestabilizadora. Un cuerpo de revoluci贸n sim茅trico en el campo de flujo de un fluido perfecto desarrolla un momento de cabeceo inestable cuando se le da un 谩ngulo de ataque. De hecho, un aumento en el 谩ngulo de ataque produce un aumento en el momento de cabeceo inestable sin el desarrollo de sustentaci贸n. La Figura 4.8 ilustra la distribuci贸n de presi贸n que crea este momento inestable en el cuerpo de revoluci贸n. En el caso real de flujo subs贸nico real esencialmente se produce el mismo efecto. Un aumento en el 谩ngulo de ataque causa un aumento en el momento de cabeceo inestable pero un aumento insignificante en la sustentaci贸n.
Un factor adicional para consideraci贸n 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 g贸ndolas por delante del ala. El flujo descendente (downwash) detr谩s del ala reduce la influencia desestabilizadora de las porciones del fuselaje y g贸ndolas a popa (aft) del ala. Por lo tanto, la ubicaci贸n del fuselaje y las g贸ndolas relativa al ala es importante para determinar la contribuci贸n a la estabilidad.
El cuerpo de revoluci贸n en flujo supers贸nico puede desarrollar sustentaci贸n de una magnitud que no puede ser despreciada. Cuando al cuerpo de revoluci贸n se le da un 谩ngulo de ataque, resulta una distribuci贸n de presi贸n t铆pica de la figura 4.8. Dado que el centro de presi贸n est谩 bien adelante, el cuerpo contribuye a una influencia desestabilizadora.
Como es usual con las configuraciones supers贸nicas, el fuselaje y las g贸ndolas pueden ser bastante grandes en comparaci贸n con el 谩rea del ala y la contribuci贸n a la estabilidad puede ser grande. La interacci贸n entre el ala y el fuselaje y las g贸ndolas merece consideraci贸n en varias instancias. El flujo ascendente (upwash) del cuerpo y la variaci贸n del n煤mero de Mach local pueden influir en la sustentaci贸n del ala, mientras que el transporte de sustentaci贸n (lift carryover) y el flujo descendente (downwash) pueden afectar las fuerzas y momentos del fuselaje y g贸ndolas.
HORIZONTAL TAIL / COLA HORIZONTAL.
La cola horizontal usualmente proporciona la mayor influencia estabilizadora de todos los componentes del avi贸n. Para apreciar la contribuci贸n de la cola horizontal a la estabilidad, inspeccione la figura 4.9. Si al avi贸n se le da un cambio en el 谩ngulo de ataque, un cambio en la sustentaci贸n de la cola ocurrir谩 en el centro aerodin谩mico de la cola. Un aumento en la sustentaci贸n en la cola horizontal produce un momento negativo alrededor del c.g. del avi贸n y tiende a devolver el avi贸n a la condici贸n de trim.
Mientras que la contribuci贸n de la cola horizontal a la estabilidad es grande, la magnitud de la contribuci贸n depende de la sustentaci贸n de la cola y el brazo de palanca de la superficie. Es obvio que la cola horizontal producir谩 un efecto estabilizador solo cuando la superficie est茅 a popa (aft) del c.g. Por esta raz贸n ser铆a inapropiado referirse a la superficie delantera de una configuraci贸n canard (cola primero) como un "estabilizador". En un sentido l贸gico, el "estabilizador" horizontal debe estar a popa (aft) del c.g. y—hablando generalmente—cuanto m谩s a popa, mayor es la contribuci贸n a la estabilidad.
Muchos factores influyen en el cambio en la sustentaci贸n de la cola que ocurre con un cambio en el 谩ngulo de ataque del avi贸n. El 谩rea de la cola horizontal tiene el efecto obvio de que una superficie grande generar铆a un gran cambio en la sustentaci贸n. De manera similar, el cambio en la sustentaci贸n de la cola depender谩 de la pendiente de la curva de sustentaci贸n para la cola horizontal. As铆, el alargamiento (aspect ratio), la conicidad (taper), la flecha (sweepback), y el n煤mero de Mach determinar铆an la sensibilidad de la superficie a los cambios en el 谩ngulo de ataque.
Debe apreciarse que el flujo en la cola horizontal no es de la misma direcci贸n de flujo o presi贸n din谩mica que la corriente libre. Debido a la estela del ala (wing wake), la capa l铆mite 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 mayor铆a de las instancias, la q en la cola es usualmente menor y esto reduce la eficiencia de la cola.
Cuando al avi贸n se le da un cambio en el 谩ngulo de ataque, la cola horizontal no experimenta el mismo cambio en el 谩ngulo de ataque que el ala. Debido al aumento en el flujo descendente (downwash) detr谩s del ala, la cola horizontal experimentar谩 un cambio menor en el 谩ngulo de ataque, p. ej., si un cambio de 10° en el 谩ngulo 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 谩ngulo de ataque. De esta manera, la tasa de cambio del flujo descendente (downwash) en la cola horizontal reduce la contribuci贸n a la estabilidad.
Los efectos de potencia pueden alterar el flujo descendente (downwash) en la cola horizontal y afectar la contribuci贸n de la cola. Adem谩s, el flujo descendente (downwash) en la cola se ve afectado por la distribuci贸n de sustentaci贸n en el ala y la condici贸n de flujo en el fuselaje. El avi贸n de bajo alargamiento (aspect ratio) requiere grandes 谩ngulos de ataque para lograr altos coeficientes de sustentaci贸n y esta posici贸n coloca el fuselaje en 谩ngulos de ataque altos. El cambio en el flujo descendente (downwash) del ala puede estar acompa帽ado por v贸rtices de separaci贸n de flujo cruzado (crossflow separation vortices) en el fuselaje. Es posible que el efecto neto obvie o desestabilice la contribuci贸n de la cola horizontal y produzca inestabilidad del avi贸n.
POWER-OFF STABILITY / ESTABILIDAD SIN POTENCIA.
Cuando la estabilidad intr铆nseca de una configuraci贸n es de inter茅s, los efectos de potencia son despreciados y la estabilidad se considera mediante una acumulaci贸n de los componentes contribuyentes. La Figura 4.10 ilustra una configuraci贸n de avi贸n t铆pica. Si el c.g. se establece arbitrariamente al 30 por ciento de la MAC, la contribuci贸n del ala sola es desestabilizadora como se indica por la pendiente positiva de C_M versus C_L. La combinaci贸n del ala y el fuselaje aumenta la inestabilidad. La contribuci贸n de la cola sola es altamente estabilizadora debido a la gran pendiente negativa de la curva.
La contribuci贸n de la cola debe ser suficientemente estabilizadora para que la configuraci贸n completa exhiba estabilidad est谩tica positiva en las ubicaciones anticipadas del c.g. Adem谩s, la incidencia de la cola y el coeficiente de sustentaci贸n de trim del ala deben establecerse para proporcionar un coeficiente de sustentaci贸n de trim cerca de la condici贸n de dise帽o.
Cuando la configuraci贸n del avi贸n est谩 fija, una variaci贸n de la posici贸n del c.g. puede causar grandes cambios en la estabilidad est谩tica. En la configuraci贸n de avi贸n convencional, los grandes cambios en la estabilidad con la variaci贸n del c.g. se deben principalmente al gran cambio en la contribuci贸n del ala. Si la incidencia de todas las superficies permanece fija, el efecto de la posici贸n del c.g. sobre la estabilidad longitudinal est谩tica se tipifica en el segundo gr谩fico de la figura 4.10. A medida que el c.g. se mueve gradualmente hacia popa (aft), la estabilidad del avi贸n disminuye, luego se vuelve neutral y luego inestable.
La posici贸n del c.g. que produce pendiente cero y estabilidad est谩tica neutral se conoce como el "punto neutral" (neutral point). El punto neutral puede imaginarse como el centro aerodin谩mico efectivo de toda la configuraci贸n del avi贸n, es decir, con el c.g. en esta posici贸n, todos los cambios en la sustentaci贸n neta ocurren efectivamente en este punto y no resulta ning煤n cambio en el momento de cabeceo. El punto neutral define la posici贸n m谩s a popa (aft) del c.g. sin inestabilidad est谩tica.
POWER EFFECTS / EFECTOS DE POTENCIA.
Los efectos de potencia pueden causar cambios significativos en el coeficiente de sustentaci贸n de trim y la estabilidad longitudinal est谩tica. Dado que la contribuci贸n a la estabilidad se eval煤a mediante el cambio en los coeficientes de momento, los efectos de potencia ser谩n m谩s significativos cuando el avi贸n opera a alta potencia y bajas velocidades aerodin谩micas como la condici贸n de aproximaci贸n con potencia (power approach) o motor y al aire (waveoff).
Los efectos de potencia se consideran en dos categor铆as principales. Primero, est谩n los efectos directos resultantes de las fuerzas creadas por la unidad de propulsi贸n. Luego, est谩n los efectos indirectos de la estela (slipstream) y otros flujos asociados que alteran las fuerzas y momentos de las superficies aerodin谩micas. Los efectos directos de la potencia se ilustran en la figura 4.11. La ubicaci贸n vertical de la l铆nea de empuje define una de las contribuciones directas a la estabilidad. Si la l铆nea de empuje est谩 por debajo del c.g., el empuje produce un momento positivo o nariz arriba y el efecto es desestabilizador. Por otro lado, si la l铆nea de empuje est谩 ubicada por encima del c.g., se crea un momento negativo y el efecto es estabilizador.
Una h茅lice 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 h茅lice giratoria inclinada a la corriente de aire (windstream) causa una deflexi贸n del flujo de aire. El cambio de momento del flujo de aire crea una fuerza normal en el plano de la h茅lice similar a una sustentaci贸n de ala creada al deflectar una corriente de aire.
Dado que esta fuerza normal aumentar谩 con un aumento en el 谩ngulo de ataque del avi贸n, el efecto ser谩 desestabilizador cuando la h茅lice est茅 por delante del c.g. La magnitud de la contribuci贸n inestable depende de la distancia desde el c.g. a la h茅lice y es mayor a alta potencia y baja presi贸n din谩mica. La fuerza normal creada es mayor a altos 谩ngulos de ataque...en la toma de aire (inlet) de un motor a reacci贸n contribuye con un efecto desestabilizador similar cuando la toma est谩 por delante del c.g. Al igual que con la h茅lice, la magnitud de la contribuci贸n a la estabilidad es mayor con alto empuje y baja velocidad de vuelo.
Los efectos indirectos de la potencia son de mayor preocupaci贸n en el avi贸n propulsado por h茅lice que en el avi贸n propulsado por chorro (jet). Como se muestra en la figura 4.12, el avi贸n propulsado por h茅lice crea velocidades de estela (slipstream) en las diversas alas, g贸ndolas y superficies del fuselaje que son diferentes de la corriente libre. Dado que estos componentes est谩n parcial o totalmente inmersos en esta estela, la contribuci贸n a la estabilidad puede ser bastante diferente de la condici贸n de vuelo sin potencia (power-off). Ordinariamente, el cambio en la contribuci贸n del fuselaje y la g贸ndola con potencia es relativamente peque帽o. La sustentaci贸n a帽adida en la porci贸n del ala inmersa en la estela requiere que el avi贸n opere a un 谩ngulo de ataque menor para producir el mismo coeficiente de sustentaci贸n efectivo. Generalmente, esta reducci贸n en el 谩ngulo de ataque para efectuar el mismo CL reduce la contribuci贸n de la cola a la estabilidad.
Sin embargo, el aumento en la presi贸n din谩mica en la cola tiende a aumentar la efectividad de la cola y puede ser un efecto estabilizador. El cambio de posici贸n del c.g. y el coeficiente de sustentaci贸n de trim determinar谩n la magnitud de esta contribuci贸n debida a la velocidad de la estela.
La deflexi贸n de la estela por la fuerza normal en la h茅lice tiende a aumentar el flujo descendente (downwash) en la cola horizontal y reducir la contribuci贸n a la estabilidad. Esencialmente el mismo efecto desestabilizador es producido por el flujo inducido en el escape de la planta motriz a reacci贸n (jet). Ordinariamente, el flujo inducido en la cola horizontal de un avi贸n a reacci贸n 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 reducci贸n general de la estabilidad est谩tica a alta potencia, alto CL y baja q. Es generalmente cierto que cualquier avi贸n experimentar谩 el nivel m谩s bajo de estabilidad longitudinal est谩tica bajo estas condiciones. Debido a la mayor magnitud de los efectos de potencia tanto directos como indirectos, el avi贸n propulsado por h茅lice usualmente experimenta un efecto mayor que el avi贸n propulsado por chorro (jet).
Un efecto adicional en la estabilidad puede provenir de la extensi贸n de dispositivos de alta sustentaci贸n. Los dispositivos de alta sustentaci贸n tienden a aumentar el flujo descendente (downwash) en la cola y reducir la presi贸n din谩mica en la cola, ambos de los cuales son desestabilizadores. Sin embargo, los dispositivos de alta sustentaci贸n pueden prevenir una contribuci贸n inestable del ala a alto CL.
Mientras que el efecto de los dispositivos de alta sustentaci贸n depende de la configuraci贸n del avi贸n, el efecto usual es desestabilizador. Por lo tanto, el avi贸n puede experimentar el punto neutral delantero m谩s cr铆tico durante la aproximaci贸n con potencia o el motor y al aire (waveoff). Durante estas condiciones de vuelo la estabilidad est谩tica es usualmente la m谩s d茅bil y se debe prestar particular atenci贸n al control preciso del avi贸n. El punto neutral con potencia (power-on) puede establecer el l铆mite m谩s a popa (aft) de la posici贸n del c.g.
La estabilidad longitudinal est谩tica de un avi贸n se define por la tendencia a volver al equilibrio tras un desplazamiento. En otras palabras, el avi贸n estable resistir谩 el desplazamiento desde el trim o equilibrio. Las fuerzas de control del avi贸n deben reflejar la estabilidad del avi贸n y proporcionar una referencia adecuada para el control preciso del avi贸n.
El efecto de la deflexi贸n del elevador en los momentos de cabeceo se ilustra mediante el primer gr谩fico de la figura 4.13. Si los elevadores del avi贸n est谩n fijos a deflexi贸n cero, el coeficiente de sustentaci贸n resultante versus C_M para deflexi贸n de 0° representa el coeficiente de sustentaci贸n est谩tico y el coeficiente de sustentaci贸n de trim. Si los elevadores est谩n fijos a una deflexi贸n de 10° arriba, el avi贸n tiene estabilidad est谩tica inalterada pero el coeficiente de sustentaci贸n de trim aumenta. Un cambio en la posici贸n del elevador o estabilizador no altera la contribuci贸n de la cola a la estabilidad pero el cambio en el momento de cabeceo alterar谩 el coeficiente de sustentaci贸n...
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...al cual ocurrir谩 el equilibrio. A medida que el elevador se fija en varias posiciones, el equilibrio (o trim) ocurrir谩 a varios coeficientes de sustentaci贸n y el C_L de trim puede correlacionarse con la deflexi贸n del elevador como se ilustra en el segundo gr谩fico de la figura 4.13.
Cuando la posici贸n del c.g. del avi贸n se mueve hacia popa (aft), la pendiente de esta l铆nea disminuye y la disminuci贸n en la estabilidad es evidente por un cambio dado de desplazamiento de control causando un cambio mayor en el coeficiente de sustentaci贸n 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 l铆nea de trim C_L versus deflexi贸n del elevador tiene pendiente cero, se obtiene la estabilidad est谩tica neutral y se determina el punto neutral "palanca fija" (stick-fixed).
Dado que cada valor de coeficiente de sustentaci贸n corresponde a un valor particular de presi贸n din谩mica requerido para soportar un avi贸n en vuelo nivelado, la velocidad aerodin谩mica de trim puede correlacionarse con la deflexi贸n del elevador como en el tercer gr谩fico de la figura 4.13. Si la ubicaci贸n del c.g. est谩 por delante del punto neutral palanca fija (stick-fixed neutral point) y la posici贸n de control est谩 directamente relacionada con la deflexi贸n de la superficie, el avi贸n dar谩 evidencia de estabilidad de posici贸n de palanca (stick position stability). En otras palabras, el avi贸n requerir谩 que la palanca se mueva hacia atr谩s (aft) para aumentar el 谩ngulo de ataque y trim a una velocidad m谩s baja y se mueva hacia adelante para disminuir el 谩ngulo de ataque y trim a una velocidad m谩s alta. Para demostrar esta caracter铆stica, si el avi贸n tuviera inestabilidad de posici贸n de palanca (stick position instability), el avi贸n requerir铆a que la palanca se moviera hacia popa (aft) para trim a una velocidad m谩s alta o se moviera hacia adelante para trim a una velocidad m谩s baja.
Puede haber ligeras diferencias en la estabilidad longitudinal est谩tica 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 谩ngulo de ataque. Si la cola horizontal est谩 sujeta a un aumento en el 谩ngulo de ataque y los elevadores tienden a flotar hacia arriba, el cambio en la sustentaci贸n en la cola es menor que si los elevadores permanecieran fijos y la contribuci贸n de la cola a la estabilidad se reduce. As铆, la estabilidad "libre de palanca" (stick-free) de un avi贸n es usualmente menor que la estabilidad fija de palanca (stick-fixed stability). Una reducci贸n t铆pica de estabilidad por elevadores libres se muestra en la figura 4.14(A) donde el avi贸n demuestra una reducci贸n de la pendiente de C_M versus C_L. Mientras que el equilibrio aerodin谩mico puede proporcionarse para reducir las fuerzas de control, el equilibrio adecuado de las superficies reducir谩 la flotaci贸n y evitar谩 grandes diferencias entre estabilidad fija de palanca (stick-fixed) y libre de palanca (stick-free). La mayor tendencia a flotar ocurre cuando la superficie est谩 en un alto 谩ngulo de ataque, por lo tanto, la mayor diferencia entre estabilidad fija de palanca y libre de palanca ocurre cuando el avi贸n est谩 en un alto 谩ngulo 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 est谩tica fija de palanca y libre de palanca.
Las fuerzas de control en un avi贸n convencional se componen de dos componentes. Primero, la estabilidad b谩sica libre de palanca (stick-free stability) del avi贸n contribuye con un incremento de fuerza que es independiente de la velocidad aerodin谩mica. Luego, hay un incremento de fuerza dependiente del ajuste del trim tab (aleta de compensaci贸n) que var铆a con la presi贸n din谩mica o el cuadrado de la velocidad aerodin谩mica equivalente.
La Figura 4.14(B) indica la variaci贸n de la fuerza de palanca con la velocidad aerodin谩mica e ilustra el efecto del ajuste de la aleta (tab) en la fuerza de palanca. Para trim (compensar) el avi贸n en el punto (1) se requiere una cierta cantidad de elevador hacia arriba y fuerza cero en la palanca. Para trim el avi贸n para velocidades m谩s altas correspondiente a los puntos (2) y (3) se requiere cada vez menos elevador de nariz arriba. Note que cuando el avi贸n est谩 propiamente compensado (trimmed), se requiere una fuerza de empuje para aumentar la velocidad aerodin谩mica y una fuerza de tracci贸n (pull) para disminuir la velocidad aerodin谩mica. De esta manera, el avi贸n indicar铆a estabilidad de fuerza positiva (positive stick force stability) con una "sensaci贸n" (feel) estable para...
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...la velocidad. Si al avi贸n se le diera una fuerza de tracci贸n (pull) grande ajustando la aleta hacia abajo (tab down) estableciendo el trim a una velocidad constante, el aumento en la fuerza de tracci贸n se帽ala la posibilidad de "sensaci贸n" (feel) no siendo una verdadera indicaci贸n de estabilidad est谩tica del avi贸n.
Si el c.g. del avi贸n se variara mientras se mantiene el trim a una velocidad constante, el efecto de la posici贸n del c.g. en la estabilidad de fuerza de palanca podr铆a apreciarse. Como se ilustra en la figura 4.14(C), moviendo el c.g. hacia popa (aft) disminuye la pendiente de la l铆nea de fuerza de palanca a trav茅s de la velocidad de trim. As铆, la estabilidad de fuerza de palanca decreciente es evidente en que fuerzas de palanca m谩s peque帽as son necesarias para desplazar el avi贸n desde la velocidad de trim. Cuando el gradiente de fuerza de palanca (o pendiente) se vuelve cero, el c.g. est谩 en el punto neutral libre de palanca (stick-free neutral point) y existe estabilidad neutral. Si el c.g. est谩 a popa (aft) del punto neutral libre de palanca (stick-free neutral point), existir谩 inestabilidad de fuerza de palanca, p. ej., el avi贸n requerir谩 una fuerza de empuje a una velocidad m谩s baja o una fuerza de tracci贸n a una velocidad m谩s alta. Debe notarse que el gradiente de fuerza de palanca es bajo a bajas velocidades aerodin谩micas y cuando el avi贸n est谩 a bajas velocidades, alta potencia y una posici贸n de c.g. cerca del l铆mite de popa (aft), la "sensaci贸n" (feel) por la velocidad ser谩 d茅bil.
La fricci贸n 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 aerodin谩mica es una banda en lugar de una l铆nea. Una banda ancha de fuerza de fricci贸n 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 fricci贸n y preservar la sensaci贸n adecuada para el avi贸n.
MANEUVERING STABILITY / ESTABILIDAD DE MANIOBRA.
Cuando un avi贸n est谩 sujeto a una aceleraci贸n normal, la trayectoria de vuelo es curva y el avi贸n est谩 sujeto a una velocidad de cabeceo (pitching velocity). Debido a la velocidad de cabeceo en vuelo de maniobra, la estabilidad longitudinal del avi贸n es ligeramente mayor que en condiciones de vuelo estable (steady). Cuando un avi贸n est谩 sujeto a una velocidad de cabeceo a un coeficiente de sustentaci贸n dado, el avi贸n desarrolla un momento de cabeceo resistiendo el movimiento de cabeceo (pitch motion) el cual se suma al momento restaurador de la estabilidad est谩tica b谩sica. La principal fuente de este momento de cabeceo adicional se ilustra en la figura 4.15.
Durante una recogida (pull-up) el avi贸n est谩 sujeto a una rotaci贸n angular alrededor del eje lateral y la cola horizontal experimentar谩 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 谩ngulo de ataque para la cola y el cambio en la sustentaci贸n 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 avi贸n pueden desarrollar momentos resistentes y contribuir al amortiguamiento de cabeceo pero la cola horizontal es usualmente la mayor contribuci贸n. El momento de cabeceo a帽adido del amortiguamiento de cabeceo efectuar谩 una estabilidad m谩s alta en maniobras de la que es aparente en vuelo estable (steady). A partir de esta consideraci贸n, el punto neutral para vuelo de maniobra estar谩 a popa (aft) del punto neutral para vuelo no acelerado y en la mayor铆a de los casos no ser谩 un elemento cr铆tico. Si el avi贸n demuestra estabilidad est谩tica en vuelo no acelerado, seguramente demostrar谩 estabilidad en vuelo de maniobra.
La apreciaci贸n m谩s directa de la estabilidad de maniobra de un avi贸n se obtiene de un gr谩fico de fuerza de palanca versus factor de carga tal como se muestra en la figura 4.15. El avi贸n con estabilidad de maniobra positiva deber铆a 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 deber铆a ser de la magnitud adecuada. La fuerza de palanca por G no debe ser excesivamente alta o el avi贸n ser谩 dif铆cil y agotador de maniobrar. Adem谩s, el gradiente de fuerza de palanca no debe ser demasiado bajo o el avi贸n 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 mayor铆a de los aviones de combate y...
(Archivo: image_9e3459.png)
...aviones de tipo ataque. Un avi贸n grande de patrulla o transporte ordinariamente mostrar铆a un gradiente de fuerza de palanca de maniobra mucho m谩s alto debido al l铆mite de factor de carga m谩s bajo.
Cuando el avi贸n tiene alta estabilidad est谩tica, la estabilidad de maniobra ser谩 alta y resultar谩 un alto gradiente de fuerza de palanca. Existe la posibilidad de que el l铆mite 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 l铆mite inferior de gradiente de fuerza de palanca puede alcanzarse.
El amortiguamiento de cabeceo (pitch damping) del avi贸n est谩 obviamente relacionado con la densidad del aire. A altas altitudes, la alta velocidad aerodin谩mica verdadera reduce el cambio en el 谩ngulo de ataque de la cola para una velocidad de cabeceo dada. As铆, una disminuci贸n en la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra puede esperarse con altitud aumentada.
TAILORING CONTROL FORCES / ADAPTACI脫N DE LAS FUERZAS DE CONTROL.
Las fuerzas de control deben reflejar la estabilidad del avi贸n pero, al mismo tiempo, deben ser de una magnitud tolerable. El dise帽o de las superficies y el sistema de control puede emplear una variedad infinita de t茅cnicas para proporcionar fuerzas de control satisfactorias.
El equilibrio aerodin谩mico (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 谩ngulo de ataque. Esto es necesario para reducir la tendencia de flotaci贸n de la superficie que reduce la estabilidad libre de palanca (stick-free stability). Luego, el equilibrio aerodin谩mico puede reducir los momentos de bisagra debido a la deflexi贸n de la superficie de control. Generalmente, es dif铆cil obtener un alto grado de equilibrio de deflexi贸n sin incurrir en un gran sobre-equilibrio de la superficie para cambios en el 谩ngulo de ataque.
Algunos de los tipos de equilibrio aerodin谩mico se ilustran en la figura 4.16. El equilibrio de tipo cuerno (horn) simple emplea un 谩rea concentrada ubicada por delante de la l铆nea de bisagra. El 谩rea de equilibrio puede extenderse completamente al borde de ataque (sin protecci贸n) o parte del camino hacia el borde de ataque (protegido). El equilibrio aerodin谩mico puede lograrse mediante la provisi贸n de una l铆nea de bisagra a popa (aft) del borde de ataque de la superficie de control. El voladizo resultante del 谩rea de superficie por delante de la l铆nea de bisagra proporcionar谩 un grado de equilibrio dependiendo de la cantidad de voladizo. Otra variaci贸n de equilibrio aerodin谩mico es un equilibrio de superficie interna por delante de la l铆nea de bisagra la cual est谩 contenida dentro de la superficie. Un sello flexible es usualmente incorporado para aumentar la efectividad del 谩rea de equilibrio. Incluso el biselado del borde de salida (trailing edge) de la superficie de control es efectivo tambi茅n como una t茅cnica de equilibrio aerodin谩mico. La elecci贸n del tipo de equilibrio din谩mico depender谩 de muchos factores tales como equilibrio requerido, simplicidad, resistencia aerodin谩mica (drag), etc.
Muchos dispositivos pueden a帽adirse a un sistema de control para modificar o adaptar la estabilidad de fuerza de palanca a niveles deseados. Si se a帽ade un resorte al sistema de control como se muestra en la figura 4.16, tender谩 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 posici贸n de la palanca y la deflexi贸n de la superficie, el resorte de centrado proporcionar谩 una contribuci贸n a la estabilidad de fuerza de palanca de acuerdo a la posici贸n de la palanca. La contribuci贸n a la estabilidad de fuerza de palanca ser谩 mayor a bajas velocidades de vuelo donde se requieren deflexiones de control relativamente grandes. La contribuci贸n ser谩 menor a alta velocidad aerodin谩mica debido a las deflexiones de control m谩s peque帽as requeridas. As铆, el resorte de centrado aumentar谩 la estabilidad de fuerza de palanca del aire y la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra pero la contribuci贸n disminuye a altas velocidades aerodin谩micas. Una variaci贸n de este dispositivo ser铆a una rigidez de resorte que fuera controlada con la velocidad din谩mica. En este caso, la contribuci贸n del resorte a la estabilidad de fuerza de palanca no disminuir铆a con la velocidad.
Un "resorte descendente" (downspring) a帽adido a un sistema de control es un medio de aumentar la estabilidad de fuerza de palanca de velocidad aerodin谩mica sin un cambio en la estabilidad est谩tica del avi贸n...
(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 tracci贸n (pull) independiente de la deflexi贸n de control o velocidad aerodin谩mica. Cuando el sistema de control de un avi贸n es re-compensado (re-trimmed) para la velocidad original, el gradiente de fuerza de palanca de velocidad aerodin谩mica se incrementa y hay una sensaci贸n m谩s fuerte para la velocidad aerodin谩mica. El resorte descendente proporcionar铆a una mejora "sustituta" (ersatz) a un avi贸n deficiente en estabilidad de fuerza de palanca de velocidad aerodin谩mica. Dado que el incremento de fuerza del resorte descendente no es afectado por la posici贸n de la palanca o aceleraci贸n normal, la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra no cambiar铆a.
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 exc茅ntrica unida al sistema de control la cual en vuelo no acelerado contribuye un incremento de fuerza de tracci贸n id茅ntico al resorte descendente. De hecho, un contrapeso a帽adido al sistema de control de un avi贸n produce un efecto id茅ntico al resorte descendente. El contrapeso aumentar谩 el gradiente de fuerza de palanca de velocidad aerodin谩mica y aumentar谩 la sensaci贸n (feel) por la velocidad aerodin谩mica.
Un contrapeso tendr谩 un efecto en el gradiente de fuerza de palanca de maniobra ya que la masa del contrapeso est谩 sujeta a la misma aceleraci贸n que el avi贸n. As铆, el contrapeso proporcionar谩 un incremento de fuerza de palanca en proporci贸n directa a la aceleraci贸n de maniobra del avi贸n. Debido a la contribuci贸n lineal del contrapeso, el contrapeso puede aplicarse para aumentar la estabilidad de fuerza de palanca de maniobra si el avi贸n b谩sico tiene un valor demasiado bajo o desarrolla un gradiente decreciente a altos coeficientes de sustentaci贸n.
El ejemplo del contrapeso es 煤til para se帽alar 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 deflexi贸n de una aleta es tan poderosa en crear momentos de bisagra en una superficie de control, la posible aplicaci贸n de dispositivos de aleta es casi sin l铆mite. El arreglo b谩sico de trim tab (aleta de compensaci贸n) se muestra en la figura 4.18 donde un enlace variable conecta la aleta y la superficie de control.
La extensi贸n o tensi贸n de este enlace deflectar谩 la aleta relativa a la superficie de control y crear谩 un cierto cambio en el coeficiente de momento de bisagra. El uso del trim tab permitir谩 al piloto reducir el momento de bisagra a cero y compensar (trim) las fuerzas de control a cero para una condici贸n de vuelo dada. Por supuesto, el trim tab deber铆a tener efectividad adecuada para que las fuerzas de control puedan ser compensadas (trimmed out) a trav茅s 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 geometr铆a es tal que la deflexi贸n hacia arriba de la superficie de control desplaza la aleta hacia abajo relativa a la superficie de control. Tal desplazamiento relativo de la aleta ayudar谩 en la deflexi贸n de la superficie de control y as铆 reduce los momentos de bisagra debido a la deflexi贸n. Una ventaja obvia de este dispositivo es la reducci贸n de momentos de deflexi贸n sin un cambio en el equilibrio aerodin谩mico.
El arreglo de leading tab (aleta de avance) mostrado en la figura 4.18 tambi茅n emplea un enlace entre la superficie fija y la superficie de aleta. Sin embargo, la geometr铆a del enlace es tal que la deflexi贸n hacia arriba de la superficie de control desplaza la aleta hacia arriba relativa a la superficie de control. Esta relaci贸n sirve para aumentar los momentos de bisagra de la superficie de control debidos a la deflexi贸n de la superficie.
La servo tab (aleta servo) mostrada en la figura 4.18 utiliza un cuerno el cual no tiene conexi贸n 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. As铆, el sistema de control simplemente deflecta la aleta y los momentos de bisagra resultantes deflectan la superficie de control.
Dado que las 煤nicas fuerzas de control son aquellas de la aleta, este dispositivo hace posible la deflexi贸n de superficies grandes con fuerzas relativamente peque帽as.
Una variaci贸n del dise帽o b谩sico de servo tab es el arreglo de spring tab (aleta de resorte) de la figura 4.18. Cuando el cuerno de control est谩 conectado a la superficie de control por resortes, la funci贸n de la aleta es proporcionar una porci贸n 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 l铆nea de bisagra de la aleta. Cuando el avi贸n est谩 a velocidad cero, la aleta es rotada hasta el l铆mite de deflexi贸n. A medida que la velocidad aerodin谩mica aumenta, el momento de bisagra din谩mico en la aleta finalmente igualar谩 el par del resorte y la aleta comenzar谩 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. As铆, 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 m谩s deseable debido a una mayor efectividad y la falta de fuerzas de control indeseables durante la operaci贸n 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. Adem谩s, 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 DIN脕MICA LONGITUDINAL
(4) El desplazamiento o deflexi贸n del elevador cuando se considera la condici贸n de stick-free (palanca libre).
La estabilidad din谩mica longitudinal de un avi贸n generalmente consiste en tres modos b谩sicos (o formas) de oscilaci贸n. Mientras que el movimiento longitudinal del avi贸n puede consistir en una combinaci贸n de estos modos, las caracter铆sticas de cada modo son lo suficientemente distintas como para que cada tendencia oscilatoria pueda estudiarse por separado.
El primer modo de estabilidad din谩mica longitudinal consiste en una oscilaci贸n de periodo muy largo conocida como el phugoid (fugoide). La oscilaci贸n del phugoid implica variaciones notables en la actitud de cabeceo (pitch attitude), altitud y velocidad aerodin谩mica (airspeed), pero un 谩ngulo de ataque (angle of attack) casi constante. Tal oscilaci贸n del avi贸n podr铆a considerarse como un intercambio gradual de energ铆a potencial y cin茅tica alrededor de cierta velocidad aerodin谩mica y altitud de equilibrio. La Figura 4.20 ilustra el movimiento caracter铆stico del phugoid.
El periodo de oscilaci贸n en el phugoid es bastante largo, siendo los valores t铆picos de 20 a 100 segundos. Dado que la tasa de cabeceo es bastante baja y solo tienen lugar cambios insignificantes en el 谩ngulo de ataque, la amortiguaci贸n (damping) del phugoid es d茅bil y posiblemente negativa. Sin embargo, tal amortiguaci贸n d茅bil o negativa no tiene necesariamente grandes consecuencias. Dado que el periodo de oscilaci贸n es tan grande, el piloto es f谩cilmente capaz de contrarrestar la tendencia oscilatoria mediante movimientos de control muy leves e inadvertidos. En la mayor铆a 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 aerodin谩micas espec铆ficas para contender con la oscilaci贸n. El periodo largo inherente de la oscilaci贸n permite que el estudio se dirija a tendencias oscilatorias m谩s 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 din谩mica 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 oscilaci贸n de cabeceo durante la cual el avi贸n est谩 siendo restaurado al equilibrio por la estabilidad est谩tica y la amplitud de la oscilaci贸n es disminuida por la amortiguaci贸n de cabeceo (pitch damping). La oscilaci贸n t铆pica es de frecuencia relativamente alta con un periodo de oscilaci贸n en el orden de 0.5 a 5 segundos.
Para el avi贸n subs贸nico convencional, el segundo modo en stick-fixed (palanca fija) se caracteriza por una fuerte amortiguaci贸n con un tiempo para amortiguarse a la mitad de la amplitud de aproximadamente 0.5 segundos. Usualmente, si el avi贸n tiene estabilidad est谩tica con stick-fixed, la amortiguaci贸n de cabeceo contribuida por la cola horizontal asumir谩 suficiente estabilidad din谩mica para la oscilaci贸n de periodo corto. Sin embargo, el segundo modo en stick-free (palanca libre) tiene la posibilidad de una amortiguaci贸n d茅bil o inestabilidad oscilatoria.
Este es el caso donde la estabilidad est谩tica no implica autom谩ticamente una estabilidad din谩mica adecuada. El segundo modo en stick-free es esencialmente un acoplamiento del movimiento de cabeceo de periodo corto del avi贸n y la rotaci贸n del elevador alrededor de la l铆nea de bisagra. Se debe tener extremo cuidado en el dise帽o de las superficies de control para asegurar la estabilidad din谩mica para este modo. Los elevadores deben estar est谩ticamente balanceados alrededor de la l铆nea de bisagra y la fricci贸n del sistema aerodin谩mico debe minimizarse ya que contribuye a la tendencia oscilatoria. Si la inestabilidad llegara a existir en el segundo modo, el "marsopeo" (porpoising) del avi贸n resultar铆a en la posibilidad de da帽o estructural. Una oscilaci贸n a altas presiones din谩micas con grandes cambios en el 谩ngulo de ataque podr铆a 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 oscilaci贸n pueda en realidad reforzar la oscilaci贸n y producir inestabilidad. Esto es particularmente cierto en el caso de controles asistidos (powered controls) donde una peque帽a entrada de energ铆a en el sistema de control se magnifica enormemente. Adem谩s, el retraso de respuesta del piloto puede sumarse al problema de intentar amortiguar forzosamente la oscilaci贸n.
En este caso, si apareciera una oscilaci贸n, la mejor regla es soltar los controles ya que el avi贸n en stick-free (palanca libre) demostrar谩 la amortiguaci贸n necesaria. Incluso un intento de fijar los controles mientras el avi贸n est谩 oscilando puede resultar en una peque帽a entrada inestable en el sistema de control que puede reforzar la oscilaci贸n para producir cargas de vuelo fallidas. Debido al periodo muy corto de la oscilaci贸n, la amplitud de una oscilaci贸n 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 oscilaci贸n de periodo muy corto. El movimiento es esencialmente uno del elevador aleteando (flapping) alrededor de la l铆nea de bisagra y, en la mayor铆a de los casos, la oscilaci贸n tiene una amortiguaci贸n muy fuerte. Un modo t铆pico 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 din谩mica longitudinal, el segundo modo o de marsopeo (porpoising) es de la mayor importancia. La oscilaci贸n de marsopeo tiene la posibilidad de cargas de vuelo da帽inas y puede verse afectada adversamente por el retraso de respuesta del piloto. Debe recordarse que cuando el avi贸n en stick-free (palanca libre) demostrar谩 la amortiguaci贸n necesaria.
Los problemas de estabilidad din谩mica son agudos bajo ciertas condiciones de vuelo. La baja estabilidad est谩tica 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 amortiguaci贸n aerodin谩mica. Adem谩s, los n煤meros de Mach altos del vuelo supers贸nico producen una ca铆da de la amortiguaci贸n aerodin谩mica.
LONGITUDINAL CONTROL / CONTROL LONGITUDINAL
Para ser satisfactorio, un avi贸n debe tener una controlabilidad adecuada as铆 como una estabilidad adecuada. Un avi贸n con alta estabilidad longitudinal est谩tica exhibir谩 gran resistencia al desplazamiento del equilibrio. Por lo tanto, las condiciones m谩s cr铆ticas de controlabilidad ocurrir谩n cuando el avi贸n tenga alta estabilidad, es decir, los l铆mites inferiores de estabilidad establecer谩n los l铆mites superiores de estabilidad.
Hay tres condiciones principales de vuelo que proveen los requisitos cr铆ticos o combinaciones de estas condiciones pueden determinar la potencia de control longitudinal y establecer un l铆mite a la posici贸n adelantada del C.G. (centro de gravedad).
MANEUVERING CONTROL REQUIREMENT / REQUISITO DE CONTROL DE MANIOPBRA.
El avi贸n debe tener suficiente potencia de control longitudinal para alcanzar el coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo utilizable o el factor de carga l铆mite durante las maniobras. Como se muestra en la figura 4.19, el movimiento hacia adelante del C.G. incrementa la estabilidad longitudinal del avi贸n y requiere mayores deflexiones de control para producir cambios en el coeficiente de sustentaci贸n de trimado (trim lift coefficient). Para el ejemplo mostrado, la deflexi贸n efectiva m谩xima del elevador no es capaz de trimar (trim) el avi贸n en CLmax para posiciones del C.G. por delante del 18 por ciento de la MAC (Cuerda Aerodin谩mica Media).
Este requisito de control particular puede ser m谩s cr铆tico para un avi贸n en vuelo supers贸nico. El vuelo supers贸nico usualmente est谩 acompa帽ado por grandes incrementos en la estabilidad longitudinal est谩tica y una reducci贸n 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 l铆mite o el CL m谩ximo utilizable en vuelo supers贸nico. Este requisito es tan importante que, una vez satisfecho, la configuraci贸n supers贸nica 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 avi贸n 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 p茅rdida (stall speed) para aviones de h茅lice o al 90 por ciento de la velocidad de p茅rdida para aviones a reacci贸n. Esta haza帽a 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 avi贸n durante la carrera de despegue. Cuando el avi贸n est谩 en la actitud de tres puntos, a alguna velocidad menor que la velocidad de p茅rdida, la sustentaci贸n del ala ser谩 menor que el peso del avi贸n. Dado que los elevadores deben ser capaces de rotar el avi贸n con carga cero en la rueda de nariz y la red de sustentaci贸n y peso soportada en el tren principal. La fricci贸n de rodadura resultante de la fuerza normal en el tren principal crea un momento de nariz abajo adverso. Tambi茅n, la ubicaci贸n del centro de gravedad por delante del tren de aterrizaje principal contribuye a un momento de nariz abajo durante el dise帽o.
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 (deflexi贸n 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 avi贸n de h茅lice a potencia de despegue puede inducir una velocidad considerable de la estela de la h茅lice (slipstream) en la cola horizontal, lo cual puede proveer un incremento en la eficiencia de la superficie. El avi贸n a reacci贸n no experimenta una magnitud similar de este efecto ya que las velocidades inducidas del jet son relativamente peque帽as comparadas con las velocidades de la estela de una h茅lice.
LANDING CONTROL REQUIREMENT / REQUISITO DE CONTROL DE ATERRIZAJE.
En el aterrizaje, el avi贸n debe tener suficiente potencia de control para asegurar velocidades de aterrizaje adecuadas. El control de aterrizaje adecuado est谩 usualmente asegurado si los elevadores son capaces de mantener el avi贸n justo fuera de la pista al 105 por ciento de la velocidad de p茅rdida. Por supuesto, el requisito m谩s cr铆tico existir谩 cuando el C.G. est茅 en la posici贸n m谩s adelantada, los flaps est茅n completamente extendidos y la potencia est茅 en ralent铆 (idle). Esta configuraci贸n proveer谩 la condici贸n m谩s estable que es la m谩s demandante de controlabilidad. La deflexi贸n completa de los flaps usualmente provee el mayor momento de picado (diving moment) del ala y la potencia en ralent铆 producir谩 la presi贸n din谩mica cr铆tica (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 avi贸n se aproxima a la superficie del suelo, habr谩 un cambio en el flujo tridimensional del avi贸n debido al efecto suelo (ground effect). Un ala en proximidad al plano del suelo experimentar谩 una disminuci贸n en los v贸rtices de punta y downwash en un coeficiente de sustentaci贸n dado. La disminuci贸n en el downwash en la cola tiende a incrementar la estabilidad est谩tica y a producir un momento de nariz abajo en la cola. As铆, el avi贸n justo fuera de la superficie de la pista requerir谩 deflexi贸n de control adicional para trimar (trim) a un coeficiente de sustentaci贸n dado y el requisito de control de aterrizaje puede ser cr铆tico en el dise帽o de la potencia de control longitudinal.
Como un ejemplo del efecto suelo, un avi贸n t铆pico propulsado por h茅lice puede requerir tanto como 15 grados m谩s 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 p茅rdida (stall) total fuera del efecto suelo pero no tienen la habilidad de lograr la p茅rdida total cuando est谩n 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 cr铆ticas para la alta estabilidad est谩tica. Si el l铆mite adelantado del C.G. es excedido, el avi贸n puede encontrar una deficiencia de controlabilidad en cualquiera de estas condiciones el l铆mite est谩 establecido por la controlabilidad m铆nima permisible mientras que el l铆mite trasero del C.G. (centro de gravedad) est谩 establecido por la estabilidad m铆nima permisible.
LONGITUDINAL DYNAMIC STABILITY / ESTABILIDAD DIN脕MICA LONGITUDINAL
Todas las consideraciones previas de estabilidad longitudinal se han referido a la tendencia inicial del avi贸n a retornar al equilibrio cuando es sometido a una perturbaci贸n. Las consideraciones de estabilidad din谩mica longitudinal se refieren a la respuesta en el historial de tiempo del avi贸n a estas perturbaciones, es decir, la variaci贸n de la amplitud de desplazamiento con el tiempo despu茅s de una perturbaci贸n. Seg煤n la definici贸n anterior, la estabilidad din谩mica existir谩 cuando la amplitud del movimiento disminuye con el tiempo y la inestabilidad din谩mica existir谩 si la amplitud aumenta con el tiempo.
Por supuesto, el avi贸n debe demostrar estabilidad din谩mica positiva para los movimientos longitudinales principales. Adem谩s, el avi贸n debe demostrar cierto grado de estabilidad longitudinal reduciendo la amplitud del movimiento a una cierta tasa. El grado requerido de estabilidad din谩mica 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 avi贸n en vuelo libre tiene seis grados de libertad: rotaci贸n en alabeo (roll), cabeceo (pitch) y gui帽ada (yaw) y traslaci贸n en las direcciones horizontal, vertical y lateral. En el caso de la estabilidad din谩mica longitudinal, los grados de libertad pueden limitarse a la rotaci贸n de cabeceo, y la traslaci贸n vertical y horizontal.
Dado que el avi贸n es usualmente sim茅trico de babor a estribor (izquierda a derecha), no habr谩 necesidad de considerar el acoplamiento entre los movimientos longitudinales y lateral-direccionales. As铆, las variables principales en el movimiento longitudinal de un avi贸n ser谩n:
(1) La actitud de cabeceo (pitch attitude) del avi贸n. (2) El 谩ngulo de ataque (que diferir谩 de la actitud de cabeceo por la inclinaci贸n de la trayectoria de vuelo). (3) La velocidad de vuelo.
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El tipo de sistema de control de vuelo se decide por el tama帽o y el rango de velocidad del avi贸n.
El Conventional Control System / Sistema de Control Convencional consiste en conexiones mec谩nicas directas desde los controles hacia las superficies de control. Para el avi贸n subs贸nico, los medios principales para producir fuerzas de control adecuadas utilizan equilibrio aerodin谩mico (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 permitir谩n el uso del sistema de control convencional en aviones grandes a velocidades subs贸nicas relativamente altas.
Cuando el avi贸n se opera a velocidades trans贸nicas, los grandes cambios en el car谩cter del flujo pueden producir grandes aberraciones en los momentos de charnela (hinge moments) y la contribuci贸n de los dispositivos de tab. La formaci贸n de ondas de choque y la separaci贸n del flujo a velocidades trans贸nicas limitar谩n el uso del sistema de control convencional a velocidades subs贸nicas.
El Power-Boosted Control System / Sistema de Control Asistido por Potencia emplea un actuador mec谩nico en paralelo con las conexiones mec谩nicas de un sistema de control convencional. El principio de operaci贸n es proporcionar un porcentaje fijo de la fuerza de control requerida, reduciendo as铆 las fuerzas de control a altas velocidades. El sistema de control asistido por potencia requiere un actuador hidr谩ulico con una v谩lvula de control que suministra fuerza de asistencia (boost force) en proporci贸n fija a la fuerza de control. Por lo tanto, se le da al piloto una ventaja por la relaci贸n de asistencia (boost ratio) para ayudar a deflectar la superficie de control; por ejemplo, con una relaci贸n 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 trans贸nicas, los cambios en las fuerzas de control debido a las ondas de choque y la separaci贸n a煤n ocurrir谩n, pero en menor grado. La "retroalimentaci贸n" (feedback) de los momentos de charnela se reduce, pero las aberraciones en las fuerzas de la palanca a煤n pueden existir.
El Power-Operated, Irreversible Control System / Sistema de Control Operado por Potencia e Irreversible consiste en actuadores mec谩nicos controlados por el piloto. La superficie de control es deflectada por el actuador y ninguno de los momentos de charnela se retroalimenta a trav茅s de los controles. En tal sistema de control, la posici贸n del control decide la deflexi贸n 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 retroalimentaci贸n, la sensaci贸n de control (control feel) debe ser sintetizada; de lo contrario, existir铆a un impulso infinito (infinite boost).
Las ventajas del sistema de control operado por potencia son m谩s evidentes en vuelo trans贸nico y supers贸nico. En vuelo trans贸nico, ninguno de los momentos de charnela err谩ticos se retroalimenta al piloto. Por lo tanto, no se encontrar谩n fuerzas de control inusuales o err谩ticas en vuelo trans贸nico. El vuelo supers贸nico generalmente requiere el uso de una superficie totalmente m贸vil (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 m谩s importante de un sistema de sensaci贸n artificial (artificial feel system) es el resorte de centrado de palanca o bungee. El bungee desarrolla una fuerza en la palanca en proporci贸n al desplazamiento de la palanca y, por lo tanto, proporciona una sensaci贸n de peso para la velocidad aerodin谩mica y las maniobras. Un bobweight (contrapeso inercial) puede incluirse en el sistema de sensaci贸n para desarrollar un gradiente positivo y constante de fuerza de maniobra en la palanca que es independiente de la velocidad aerodin谩mica para maniobras ordinarias.
El engranaje (gearing) entre la posici贸n de la palanca y la deflexi贸n de la superficie de control no es necesariamente una relaci贸n lineal. La mayor铆a de los sistemas de control impulsados por potencia emplear谩n un engranaje no lineal tal que una deflexi贸n de la palanca relativamente mayor ocurra en la posici贸n neutral de la palanca. Este tipo de engranaje es una ventaja para los aviones que operan en condiciones de alta presi贸n din谩mica. Dado que el avi贸n a alta $q$ (presi贸n din谩mica) es muy sensible a peque帽as deflexiones de la superficie de control, el engranaje no lineal proporciona movimientos de fuerza de palanca m谩s 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 t铆pico.
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 gr谩fico de la figura 4.21 ilustra la variaci贸n t铆pica de fuerza de palanca del sistema de control con la deflexi贸n de la superficie de control. Si bien es deseable tener un fuerte centrado de la palanca cerca de la posici贸n 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 avi贸n a altas velocidades son demasiado altas, el control preciso es dif铆cil. En cuanto a la fricci贸n s贸lida del sistema de control, el mantenimiento adecuado del sistema de control es esencial. Cualquier aumento en la fricci贸n del sistema de control puede crear fuerzas de control inusuales e indeseables.
El trim (compensaci贸n) del sistema de control alimentado por potencia es esencialmente cualquier dispositivo para producir deflexi贸n cero de la fuerza de control para una deflexi贸n 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 posici贸n neutral.
El vuelo a altos n煤meros de Mach supers贸nicos podr铆a requerir una gran variedad de dispositivos en el sistema de control longitudinal. El deterioro del amortiguamiento de cabeceo (pitch damping) con el n煤mero de Mach puede requerir que la estabilidad din谩mica sea obtenida sint茅ticamente mediante pitch dampers (amortiguadores de cabeceo) en el sistema de control. La respuesta del avi贸n al control longitudinal puede verse adversamente afectada por el vuelo a altas presiones din谩micas. En tales condiciones de fuerzas de palanca de vuelo, deben ser adecuadas para prevenir una oscilaci贸n inducida. Las fuerzas de la palanca deben relacionar los transitorios del vuelo as铆 como las condiciones de estado estable. Tal contribuci贸n a las fuerzas del sistema de control puede ser proporcionada por un bobweight (contrapeso) de aceleraci贸n 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 avi贸n es esencialmente la estabilidad de "veleta" (weathercock) e involucra momentos alrededor del eje vertical y su relaci贸n con la gui帽ada (yaw) o 谩ngulo de deslizamiento lateral (sideslip angle). Un avi贸n que tiene estabilidad direccional est谩tica tender谩 a regresar a una posici贸n de equilibrio cuando se somete a alguna perturbaci贸n de equilibrio. La evidencia de estabilidad est谩tica ser铆a el desarrollo de momentos de gui帽ada que tienden a restaurar el avi贸n al equilibrio.
El sistema de ejes de un avi贸n definir谩 un momento de gui帽ada positivo, N, como un momento alrededor del eje vertical que tiende a rotar la nariz hacia la derecha. Como en otras consideraciones aerodin谩micas, es conveniente considerar los momentos de gui帽ada en forma de coeficiente para que la estabilidad est谩tica pueda ser evaluada independientemente del peso, altitud, velocidad, etc. El momento de gui帽ada, N, se define mediante la siguiente ecuaci贸n:
$N = Cn * q * S * b$
o
$Cn = N / (q * S * b)$
donde:
N = momento de gui帽ada, pies-libras; positivo a la derecha.
q = presi贸n din谩mica, psf (libras por pie cuadrado).
S = 谩rea del ala, pies cuadrados.
B = envergadura del ala, pies.
Cn = coeficiente de momento de gui帽ada, positivo a la derecha.
El coeficiente de momento de gui帽ada, Cn, se basa en las dimensiones del ala $S$ y $b$ ya que el ala es la superficie caracter铆stica del avi贸n.
El yaw angle (谩ngulo de gui帽ada) de un avi贸n relaciona el desplazamiento de la l铆nea central del avi贸n desde alg煤n azimut de referencia y se le asigna la notaci贸n manual $\psi$ (psi). Un 谩ngulo de gui帽ada positivo ocurre cuando la nariz del avi贸n se desplaza hacia la derecha de la direcci贸n de azimut.
El Sideslip angle (谩ngulo de deslizamiento lateral) implica una diferencia significativa. El deslizamiento lateral se proporciona con la notaci贸n manual $\beta$ (beta) y es positivo cuando el viento relativo se desplaza hacia la derecha de la l铆nea central del avi贸n. La Figura 4.22 ilustra las definiciones de 谩ngulos de deslizamiento lateral y gui帽ada. El 谩ngulo de deslizamiento lateral, beta, es esencialmente el 谩ngulo de ataque direccional del avi贸n es la referencia primaria en la estabilidad lateral as铆 como consideraciones de estabilidad direccional.
El 谩ngulo de gui帽ada (yaw angle), psi, es una referencia primaria para pruebas de t煤nel de viento y el historial de tiempo del movimiento de un avi贸n. A partir de las definiciones no hay una relaci贸n directa entre beta y psi para un avi贸n en vuelo libre, por ejemplo, un avi贸n volado a trav茅s de un giro de 360 grados ha gui帽ado 360 grados pero el deslizamiento lateral puede haber sido cero durante todo el giro. Dado que el avi贸n no tiene sentido direccional, la estabilidad direccional est谩tica del avi贸n se aprecia por la respuesta al deslizamiento lateral.
La static directional stability (estabilidad direccional est谩tica) de un avi贸n puede ilustrarse mediante un gr谩fico del coeficiente de momento de gui帽ada, Cn, versus 谩ngulo de deslizamiento lateral, beta, tal como se muestra en la figura 4.22. Cuando un avi贸n est谩 sujeto a un 谩ngulo de deslizamiento lateral positivo, la estabilidad direccional est谩tica ser谩 evidente si resulta un coeficiente de momento de gui帽ada positivo ($+Cn$). As铆, cuando el viento relativo viene de la derecha +beta, debe crearse un momento de gui帽ada a la derecha +Cn que tiende a hacer efecto veleta (weathercock) en el avi贸n y regresar la nariz hacia el viento. La estabilidad direccional est谩tica existir谩 cuando la curva de Cn versus beta tenga una pendiente positiva y el grado de estabilidad ser谩 una funci贸n de la pendiente de esta curva. Si la curva tiene pendiente cero, no hay tendencia a regresar al equilibrio y existe estabilidad direccional est谩tica neutral.
Cuando la curva de $Cn$ versus $\beta$ tiene una pendiente negativa, los momentos de gui帽ada desarrollados por el deslizamiento lateral tienden a divergir en lugar de restaurar y existe inestabilidad direccional est谩tica.
El gr谩fico final de la figura 4.22 ilustra el hecho de que la pendiente instant谩nea de la curva de Cn versus beta describir谩 la estabilidad est谩tica del avi贸n. En 谩ngulos peque帽os de deslizamiento lateral una fuerte pendiente positiva representa una fuerte estabilidad direccional. Grandes 谩ngulos de deslizamiento producen pendiente cero y estabilidad neutral. A un deslizamiento lateral muy alto, la pendiente negativa de la curva indica inestabilidad direccional. Esta ca铆da de la estabilidad direccional con un aumento del deslizamiento lateral no es una condici贸n inusual. Sin embargo, la inestabilidad direccional no deber铆a ocurrir en los 谩ngulos de deslizamiento lateral de condiciones de vuelo ordinarias.
La estabilidad direccional est谩tica debe estar en evidencia para todas las condiciones cr铆ticas de vuelo. Generalmente, una buena estabilidad direccional es una cualidad fundamental que afecta directamente las impresiones de los pilotos sobre un avi贸n.
CONTRIBUTION OF THE AIRPLANE COMPONENTS / CONTRIBUCI脫N DE LOS COMPONENTES DEL AVI脫N.
La estabilidad direccional est谩tica del avi贸n es el resultado de la contribuci贸n de cada uno de los diversos componentes del avi贸n. Si bien la contribuci贸n de cada componente est谩 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 avi贸n. Como se muestra en la figura 4.23, cuando el avi贸n experimenta un deslizamiento lateral, la cola vertical experimentar谩 un cambio en el 谩ngulo de ataque. El cambio en la fuerza de sustentaci贸n —o lateral— en la cola vertical crea un momento de gui帽ada alrededor del centro de gravedad que tiende a guiar el avi贸n hacia el viento relativo. La magnitud de la contribuci贸n de la cola vertical a la estabilidad direccional est谩tica depende entonces del cambio en la sustentaci贸n 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 configuraci贸n del avi贸n.
Cuando se establece la ubicaci贸n de la cola vertical, la contribuci贸n de la superficie a la estabilidad direccional depende de su capacidad para producir cambios en la fuerza de sustentaci贸n —o lateral— con cambios en el deslizamiento lateral. El 谩rea superficial de la cola vertical es un factor poderoso siendo la contribuci贸n de la cola vertical una funci贸n directa del 谩rea. Cuando todas las otras posibilidades se agotan, la estabilidad direccional requerida puede obtenerse mediante aumentos en el 谩rea de la cola. Sin embargo, el aumento del 谩rea superficial tiene la obvia desventaja del aumento de la resistencia aerodin谩mica (drag).
La pendiente de la curva de sustentaci贸n de la cola vertical relaciona qu茅 tan sensible es la superficie a los cambios en el 谩ngulo de ataque. Si bien es deseable tener una pendiente de curva de sustentaci贸n alta para la superficie vertical, una relaci贸n de aspecto (aspect ratio) alta no es necesariamente pr谩ctica o deseable. El stall (p茅rdida) 谩ngulo de la superficie debe ser suficientemente grande para prevenir la p茅rdida (stall) y la subsiguiente p茅rdida de efectividad en 谩ngulos de deslizamiento lateral ordinarios.
Los altos n煤meros de Mach del vuelo supers贸nico producen una disminuci贸n en la pendiente de la curva de sustentaci贸n con la consecuente reducci贸n en la contribuci贸n de la cola a la estabilidad. Para tener suficiente estabilidad direccional a altos n煤meros de Mach, la configuraci贸n supers贸nica t铆pica exhibir谩 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 avi贸n, as铆 como por los efectos de potencia. La presi贸n din谩mica en la cola vertical podr铆a depender de la estela (slipstream) de una h茅lice o la capa l铆mite (boundary layer) del fuselaje. Adem谩s, la direcci贸n del flujo local en la cola vertical est谩 influenciada por la estela del ala, flujo cruzado del fuselaje, o flujo inducido de la cola horizontal o la estela lateral de una h茅lice. Cada uno de estos factores debe considerarse como posiblemente afectando la contribuci贸n de la cola vertical a la estabilidad direccional.
La contribuci贸n del wing (ala) a la estabilidad direccional est谩tica es usualmente peque帽a. El ala en flecha (swept wing) proporciona una contribuci贸n estable dependiendo de la cantidad de flecha (sweepback) pero la contribuci贸n es relativamente d茅bil cuando se compara con otros componentes.
La contribuci贸n del fuselage and nacelles (fuselaje y g贸ndolas) es de importancia primaria ya que estos componentes proporcionan la mayor influencia desestabilizadora. La contribuci贸n del fuselaje y las g贸ndolas es similar al caso longitudinal con la excepci贸n de que no hay una gran influencia del campo de flujo inducido del ala. El centro de presi贸n subs贸nico del fuselaje estar谩 ubicado en o adelante del punto de un cuarto de longitud y, dado que el c.g. (centro de gravedad) del avi贸n est谩 usualmente considerablemente detr谩s de este punto, la contribuci贸n del fuselaje ser谩 desestabilizadora. Sin embargo, a grandes 谩ngulos de deslizamiento lateral la contribuci贸n desestabilizadora del fuselaje disminuye lo cual es algo de alivio para el problema de mantener la estabilidad direccional a grandes desplazamientos. La presi贸n supers贸nica en la distribuci贸n del cuerpo proporciona una fuerza aerodin谩mica relativamente mayor y, generalmente, una influencia desestabilizadora continua.
La Figura 4.23 ilustra una acumulaci贸n t铆pica de la estabilidad direccional de un avi贸n separando la contribuci贸n del fuselaje y la cola. Como se muestra en el gr谩fico de Cn versus $\beta$, la contribuci贸n del fuselaje es desestabilizadora pero la inestabilidad disminuye a grandes 谩ngulos de deslizamiento lateral. La contribuci贸n de la cola vertical sola es altamente estabilizadora hasta el punto donde la superficie comienza a entrar en p茅rdida (stall). La contribuci贸n de la cola vertical debe ser lo suficientemente grande para que la combinaci贸n completa del avi贸n (combinaci贸n ala-fuselaje-cola) exhiba el grado requerido de estabilidad.
La dorsal fin (aleta dorsal) tiene un efecto poderoso en la preservaci贸n de la estabilidad direccional a grandes 谩ngulos de deslizamiento lateral, lo que producir铆a la p茅rdida (stall) de la cola vertical. La adici贸n de una aleta dorsal aliviar谩 la ca铆da de la estabilidad direccional a alto deslizamiento lateral de dos maneras. El efecto menos obvio pero m谩s importante es un gran aumento en la estabilidad del fuselaje a grandes 谩ngulos de deslizamiento lateral. Adem谩s, la relaci贸n de aspecto efectiva de la cola vertical se reduce, lo que aumenta el 谩ngulo de p茅rdida para la superficie. Por este doble efecto, la adici贸n de una aleta dorsal es un dispositivo muy 煤til.
Power effects (Efectos de potencia) en la estabilidad direccional est谩tica son similares a los efectos de potencia en la estabilidad longitudinal est谩tica. Los efectos directos se limitan a la fuerza normal en el plano de la h茅lice o la entrada del jet (jet inlet) y, por supuesto, son estabilizadores cuando la h茅lice o entrada se encuentra adelante del c.g. Los efectos indirectos de las velocidades inducidas por potencia y los cambios en la direcci贸n del flujo en la cola vertical son bastante significativos para el avi贸n impulsado por h茅lice y pueden producir grandes cambios de compensaci贸n (trim) direccional.
Como en el caso longitudinal, los efectos indirectos son insignificantes para el avi贸n impulsado por jet. La contribuci贸n de los efectos de potencia directos e indirectos a la estabilidad direccional est谩tica es mayor para el avi贸n impulsado por h茅lice y usualmente ligera para el avi贸n impulsado por jet. En cualquier caso, el efecto general de la potencia es desestabilizador debido al aumento en la capa l铆mite del fuselaje en la ubicaci贸n de la cola vertical.
La ca铆da de la estabilidad direccional con el 谩ngulo de ataque es m谩s significativa para el avi贸n de relaci贸n de aspecto baja con ala en flecha ya que esta configuraci贸n requiere coeficientes de sustentaci贸n de altos 谩ngulos de ataque para lograrlo. Tal ca铆da en la estabilidad direccional puede tener un efecto profundo en la respuesta del avi贸n a caracter铆sticas adversas de gui帽ada (yaw) y barrena (spin).
High Mach numbers (Altos n煤meros de Mach) del vuelo supers贸nico reducen la contribuci贸n de la cola vertical a la estabilidad direccional debido a la reducci贸n de la pendiente de la curva de sustentaci贸n con el n煤mero de Mach. El tercer gr谩fico de la figura 4.24 ilustra la ca铆da t铆pica de la estabilidad direccional con el n煤mero de Mach. Para producir la estabilidad direccional requerida a altos n煤meros de Mach, puede ser necesaria un 谩rea de cola vertical muy grande. Las aletas ventrales (ventral fins) pueden agregarse como una contribuci贸n adicional a la estabilidad direccional pero los requisitos de espacio libre para el aterrizaje pueden limitar su tama帽o o requerir que las aletas sean retr谩ctiles.
Por lo tanto, las demandas m谩s cr铆ticas de estabilidad direccional est谩tica ocurrir谩n por alguna combinaci贸n de los siguientes efectos:
(1) alto 谩ngulo de ataque
(2) alta potencia a baja velocidad aerodin谩mica
(3) alto 谩ngulo de ataque
(4) alto n煤mero de Mach
El avi贸n impulsado por h茅lice puede tener tales efectos de potencia considerables que las condiciones cr铆ticas pueden ocurrir a baja velocidad mientras que el efecto de altos n煤meros de Mach puede producir las condiciones cr铆ticas para el avi贸n supers贸nico t铆pico. Adem谩s, el acoplamiento de efectos laterales y direccionales puede requerir estabilidad direccional prescrita desestabilizador y la mayor contribuci贸n ocurrir谩 a alta potencia y baja presi贸n din谩mica como durante un waveoff (maniobra de frustrada / abortar aterrizaje).
Como en el caso de la estabilidad est谩tica longitudinal, liberar los controles reducir谩 la efectividad de la cola y alterar谩 la estabilidad. Mientras que el tim贸n (rudder) debe estar equilibrado para reducir las fuerzas del pedal de control, el tim贸n tender谩 a flotar (float) o alinearse donde grandes 谩ngulos de deslizamiento lateral causan que el tim贸n flote y reduzca la contribuci贸n de la cola vertical a la estabilidad direccional est谩tica. La tendencia a flotar es mayor a grandes 谩ngulos de ataque donde la cola vertical tiende a disminuir la eficiencia aerodin谩mica. La Figura 4.24 ilustra la diferencia entre estabilidad direccional con tim贸n fijo (rudder-fixed) y tim贸n libre (rudder-free).
CRITICAL CONDITIONS / CONDICIONES CR脥TICAS.
Las condiciones m谩s cr铆ticas de estabilidad direccional est谩tica son usualmente la combinaci贸n de varios efectos separados. La combinaci贸n que produce la condici贸n m谩s cr铆tica depende mucho del tipo y misi贸n del avi贸n. Adem谩s, existe un acoplamiento de efectos laterales y direccionales tal que el grado requerido de estabilidad direccional est谩tica puede ser determinado por algunas de estas condiciones acopladas.
La posici贸n del centro de gravedad tiene un efecto relativamente insignificante en la estabilidad direccional est谩tica y control. Dentro del rango usual de centro de gravedad del avi贸n no ocurre ning煤n cambio significativo en la posici贸n del c.g. en la contribuci贸n de la cola vertical, fuselaje, g贸ndolas, etc. Por lo tanto, la estabilidad direccional est谩tica no se ve afectada esencialmente por la variaci贸n de la posici贸n del c.g. dentro de los l铆mites longitudinales.
Cuando el avi贸n est谩 en un high angle of attack (alto 谩ngulo de ataque) se anticipa una disminuci贸n en la estabilidad direccional est谩tica. Como se muestra en el segundo gr谩fico de la figura 4.24, un alto 谩ngulo de ataque reduce la pendiente estable de la curva de Cn versus beta. La disminuci贸n en la estabilidad direccional se debe en gran parte a la reducci贸n en la contribuci贸n de la cola vertical. A altos 谩ngulos de ataque la efectividad de la cola vertical se reduce.
Aqu铆 tienes la traducci贸n detallada de los textos contenidos en las im谩genes, organizadas seg煤n el flujo l贸gico de lectura del manual aeron谩utico (Control Direccional -> Requisitos -> Estabilidad Lateral -> Efecto Diedro).
DIRECTIONAL CONTROL / CONTROL DIRECCIONAL
Adem谩s de la estabilidad direccional, el avi贸n debe tener un control direccional adecuado para coordinar virajes, equilibrar efectos de potencia, crear deslizamiento lateral (sideslip), equilibrar potencia asim茅trica, etc. La fuente principal de control direccional es el tim贸n de direcci贸n (rudder) y el tim贸n debe ser capaz de producir suficiente momento de gui帽ada (yawing moment) para las condiciones cr铆ticas de vuelo.
El efecto de la deflexi贸n del tim贸n es producir una fuerza lateral en la cola vertical y crear un momento de gui帽ada de acuerdo con la deflexi贸n del control y producir equilibrio en alg煤n 谩ngulo de deslizamiento lateral. Para peque帽as deflexiones del tim贸n, no hay cambio en la estabilidad pero s铆 un cambio en el equilibrio. La Figura 4.25 muestra c贸mo el efecto de la deflexi贸n del tim贸n en las curvas del coeficiente de momento de gui帽ada cambia con el 谩ngulo de deslizamiento lateral de equilibrio.
Si el avi贸n exhibe estabilidad direccional est谩tica con el tim贸n fijo (rudder fixed), cada 谩ngulo de deslizamiento lateral requiere una deflexi贸n particular del tim贸n para lograr el equilibrio. La estabilidad direccional con tim贸n libre (rudder-free) existir谩 cuando la tendencia de flotaci贸n (float) del tim贸n sea menor que la deflexi贸n requerida para el equilibrio. Sin embargo, a altos 谩ngulos de deslizamiento lateral, la tendencia a flotar del tim贸n aumenta. Esto se ilustra en el segundo gr谩fico de la figura 4.25 donde la l铆nea del 谩ngulo de flotaci贸n del tim贸n muestra un aumento brusco en grandes valores de deslizamiento lateral. Si el 谩ngulo de flotaci贸n del tim贸n alcanza el 谩ngulo requerido del tim贸n, la fuerza del pedal del tim贸n disminuir谩 a cero y ocurrir谩 el bloqueo del tim贸n (rudder lock). 脕ngulos de deslizamiento lateral m谩s all谩 de este punto producen un 谩ngulo de flotaci贸n mayor que la deflexi贸n requerida del tim贸n y el tim贸n tiende a flotar hasta el l铆mite de deflexi贸n.
El bloqueo del tim贸n (rudder lock) se acompa帽a de una inversi贸n de la fuerza del pedal y existir谩 inestabilidad con tim贸n libre. La aleta dorsal (dorsal fin) es una adici贸n 煤til en este caso ya que mejorar谩 la estabilidad direccional a altos 谩ngulos de deslizamiento lateral. El aumento resultante en la estabilidad requiere deflexiones mayores del tim贸n para lograr el equilibrio a un alto deslizamiento lateral y la tendencia al bloqueo del tim贸n se reduce.
La estabilidad direccional con tim贸n libre es apreciada por el piloto ya que la fuerza del pedal del tim贸n mantiene un deslizamiento lateral dado. Si el gradiente de fuerza del pedal del tim贸n es demasiado bajo cerca del deslizamiento lateral cero, ser谩 dif铆cil mantener el deslizamiento lateral cero durante varias maniobras. El avi贸n deber铆a tener una sensaci贸n estable del pedal del tim贸n a trav茅s del rango disponible de deslizamiento lateral.
DIRECTIONAL CONTROL REQUIREMENTS / REQUISITOS DE CONTROL DIRECCIONAL.
El poder de control del tim贸n debe ser adecuado para contender con los muchos efectos asim茅tricos de las condiciones de vuelo. Generalmente, hay cinco condiciones de vuelo que proporcionan los requisitos m谩s cr铆ticos de potencia de control direccional. El tipo y misi贸n del avi贸n decidir谩n cu谩l de estas condiciones es la m谩s importante.
ADVERSE YAW / GUI脩ADA ADVERSA.
Cuando un avi贸n se inclina en un viraje, se producen momentos de gui帽ada que requieren deflexi贸n del tim贸n para mantener el deslizamiento lateral cero, es decir, coordinar el viraje. La fuente habitual de momento de gui帽ada adverso se ilustra en la figura 4.26. Cuando el avi贸n est谩 sujeto a una velocidad de alabeo (roll rate) hacia la izquierda, el ala de babor (izquierda) que baja experimentar谩 un nuevo viento relativo y un aumento en el 谩ngulo de ataque. La inclinaci贸n del vector de sustentaci贸n produce una componente de fuerza hacia adelante en el ala que baja.
El ala de estribor (derecha) que sube tiene su coeficiente de sustentaci贸n inclinado con una componente de fuerza hacia atr谩s. El momento de gui帽ada resultante debido al movimiento de alabeo es en una direcci贸n opuesta al alabeo y por lo tanto es una "gui帽ada adversa". La gui帽ada debida al alabeo es principalmente una funci贸n del coeficiente de sustentaci贸n del ala y es mayor a alto CL.
Adem谩s de la gui帽ada debido al movimiento de alabeo, habr谩 una contribuci贸n al momento de gui帽ada debido a la deflexi贸n de la superficie de control. Los alerones convencionales usualmente contribuyen a una gui帽ada adversa mientras que los spoilers pueden contribuir a una gui帽ada "proversa" (favorable). El ala alta con una cola vertical grande puede encontrar una influencia de los alerones internos. Tal configuraci贸n puede inducir direcciones de flujo en la cola vertical para causar gui帽ada proversa.
Dado que la gui帽ada adversa ser谩 mayor a alto CL y deflexi贸n total de los alerones, coordinar virajes pronunciados a baja velocidad puede producir un requisito cr铆tico para el poder de control del tim贸n.
SPIN RECOVERY / RECUPERACI脫N DE BARRENA.
En la mayor铆a de los aviones, el tim贸n es el control principal para la recuperaci贸n de barrena. Se requiere un control poderoso para efectuar la recuperaci贸n durante una barrena. Dado que la efectividad de la cola vertical se reduce a grandes 谩ngulos de ataque, el poder de control direccional necesario para la recuperaci贸n de barrena puede producir un requisito cr铆tico de potencia del tim贸n.
SLIPSTREAM ROTATION / ROTACI脫N DE LA ESTELA.
Un requisito de control cr铆tico puede existir cuando el avi贸n impulsado por h茅lice est谩 a alta potencia y baja velocidad aerodin谩mica. Como se muestra en la figura 4.26, la rotaci贸n 煤nica de la h茅lice induce un remolino en la estela (slipstream swirl) que causa un cambio en la direcci贸n del flujo en la cola vertical. El tim贸n debe suministrar suficiente poder de control para equilibrar esta condici贸n y lograr un deslizamiento lateral cero.
CROSSWIND TAKEOFF AND LANDING / DESPEGUE Y ATERRIZAJE CON VIENTO CRUZADO.
Dado que el avi贸n debe hacer una trayectoria verdadera hacia abajo de la pista, un viento cruzado durante el despegue y el aterrizaje requerir谩 que el avi贸n sea controlado en un deslizamiento lateral (sideslip). El tim贸n debe tener suficiente poder de control para crear el deslizamiento lateral requerido para los vientos cruzados esperados.
ASYMMETRICAL POWER / POTENCIA ASIM脡TRICA.
El dise帽o de un avi贸n multimotor debe tener en cuenta la posibilidad de una falla de motor a baja velocidad aerodin谩mica. El desequilibrio de empuje de una condici贸n de potencia asim茅trica produce un momento de gui帽ada dependiente del desequilibrio de empuje y el brazo de palanca de la fuerza. La deflexi贸n del tim贸n crear谩 una fuerza lateral en la cola y contribuir谩 con un momento de gui帽ada para equilibrar el momento de gui帽ada debido al desequilibrio de empuje. Dado que el momento de gui帽ada debido al desequilibrio de empuje ser谩 mayor a baja velocidad, el requisito cr铆tico se establecer谩 a una velocidad baja con un motor cr铆tico fuera de servicio y los motores restantes a m谩xima potencia. La Figura 4.26 compara el coeficiente de momento de gui帽ada para la deflexi贸n m谩xima del tim贸n con el coeficiente de momento de gui帽ada para el desequilibrio de empuje. La intersecci贸n de las dos l铆neas determina la velocidad m铆nima para control direccional, es decir, la velocidad m谩s baja a la cual el momento del tim贸n puede igualar el momento de empuje desequilibrado. Usualmente se especifica que la velocidad m铆nima no sea mayor a 1.2 veces la velocidad de p茅rdida (stall speed) del avi贸n en la configuraci贸n de despegue m谩s ligera pr谩ctica. Esto proporcionar谩 un control direccional adecuado para las condiciones restantes de vuelo.
Una vez definida, la velocidad m铆nima de control (minimum control speed) no es una funci贸n del peso, altitud, etc., sino que es simplemente la velocidad aerodin谩mica equivalente (o presi贸n din谩mica) para producir un momento de gui帽ada requerido con la deflexi贸n m谩xima del tim贸n. Si el avi贸n se opera en la condici贸n cr铆tica de desequilibrio de potencia por debajo de la velocidad m铆nima de control, el avi贸n gui帽ar谩 incontrolablemente hacia el motor inoperativo. Para recuperar el control direccional por debajo de la velocidad m铆nima de control existen ciertas alternativas: reducir potencia en los motores operativos o sacrificar altitud por velocidad aerodin谩mica. Ninguna alternativa es satisfactoria si el avi贸n est谩 en una condici贸n marginal de vuelo con potencia, as铆 que debe darse el debido respeto a la velocidad m铆nima de control.
Debido a la fuerza lateral en la cola vertical, es necesario un ligero banqueo (inclinaci贸n) para prevenir el viraje en vuelo a deslizamiento lateral cero. El motor inoperativo se elevar谩 y la sustentaci贸n del ala inclinada proporcionar谩 una componente de fuerza para equilibrar la fuerza lateral en la cola.
En cada una de las condiciones cr铆ticas de control direccional requerido, una alta estabilidad direccional es deseable ya que reducir谩 el desplazamiento del avi贸n ante cualquier influencia perturbadora. Por supuesto, el control direccional debe ser suficiente para lograr el deslizamiento lateral cero. El requisito de control cr铆tico para el avi贸n multimotor es la condici贸n de potencia asim茅trica ya que el giro (spinning) no es com煤n a este tipo de avi贸n. El avi贸n de h茅lice monomotor puede tener ya sea la recuperaci贸n de barrena o la rotaci贸n de la estela (slipstream rotation) como una condici贸n de dise帽o cr铆tica. El avi贸n a reacci贸n (jet) monomotor puede tener una variedad de 铆tems cr铆ticos, pero el requisito de recuperaci贸n de barrena usualmente predomina.
LATERAL STABILITY AND CONTROL / ESTABILIDAD Y CONTROL LATERAL
LATERAL STABILITY / ESTABILIDAD LATERAL
La estabilidad lateral est谩tica de un avi贸n implica la consideraci贸n de momentos de alabeo (rolling moments) debido al deslizamiento lateral (sideslip). Si un avi贸n 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 avi贸n al vuelo nivelado de ala. Por esta acci贸n, la estabilidad lateral est谩tica producir谩 momentos de gui帽ada dependiendo de la naturaleza de la estabilidad direccional est谩tica, pero la estabilidad lateral est谩tica implicar谩 solo la relaci贸n de momentos de alabeo y deslizamiento lateral.
El sistema de ejes de un avi贸n 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 aerodin谩micas, 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 ecuaci贸n:
$L = Cl * q * S * b$
o
$Cl = L / (q * S * b)$
donde:
L = momento de alabeo (rolling moment), pies-libras., positivo a la derecha.
q = presi贸n din谩mica, psf.
S = 谩rea del ala, pies cuadrados.
b = envergadura (wingspan), pies.
Cl = coeficiente de momento de alabeo, positivo a la derecha.
El 谩ngulo de deslizamiento lateral (angle of sideslip), beta, se ha definido previamente como el 谩ngulo entre la l铆nea central del avi贸n y el viento relativo y es positivo cuando el viento relativo est谩 a la derecha de la l铆nea central.
La static lateral stability (estabilidad lateral est谩tica) de un avi贸n puede ilustrarse mediante un gr谩fico del coeficiente de momento de alabeo, Cl, versus 谩ngulo de deslizamiento lateral, $\beta$, tal como se muestra en la figura 4.27. Cuando el avi贸n est谩 sujeto a un 谩ngulo de deslizamiento lateral positivo, la estabilidad lateral ser谩 evidente si resulta un coeficiente de momento de alabeo negativo -Cl. As铆, cuando el viento relativo viene de la derecha beta, deber铆a crearse un momento de alabeo hacia la izquierda -Cl que tiende a alabear el avi贸n hacia la izquierda. La estabilidad lateral existir谩 cuando la curva de Cl versus beta tenga una pendiente negativa y el grado de estabilidad ser谩 una funci贸n de la pendiente de esta curva. Si la pendiente de la curva es cero, existe estabilidad lateral neutral; si la pendiente es positiva, est谩 presente la inestabilidad lateral.
Es deseable tener estabilidad lateral o alabeo favorable debido al deslizamiento lateral. Sin embargo, la magnitud requerida de estabilidad lateral est谩 determinada por muchos factores. El alabeo excesivo debido al deslizamiento lateral complica el despegue y aterrizaje con viento cruzado y puede conducir a una oscilaci贸n indeseable, el acoplamiento oscilatorio con el movimiento direccional del avi贸n. Adem谩s, una alta estabilidad lateral puede combinarse con una gui帽ada 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 d茅bil.
CONTRIBUTION OF THE AIRPLANE COMPONENTS / CONTRIBUCI脫N DE LOS COMPONENTES DEL AVI脫N.
Para apreciar el desarrollo de la estabilidad lateral en un avi贸n, cada uno de los componentes de contribuci贸n debe ser inspeccionado. Por supuesto, habr谩 interferencia entre los componentes que alterar谩 la contribuci贸n de cada componente a la estabilidad del avi贸n.
La superficie principal que contribuye a la estabilidad lateral de un avi贸n es el wing (ala). El efecto del diedro geom茅trico (geometric dihedral) de un ala proporciona una poderosa contribuci贸n a la estabilidad lateral. Como se muestra en la figura 4.28, un ala con diedro desarrollar谩 momentos de alabeo estables con el deslizamiento lateral. Si el viento relativo viene de un lado, el ala hacia el viento est谩 sujeta a un aumento en el 谩ngulo de ataque y desarrolla un aumento en la sustentaci贸n. El cambio en la sustentaci贸n efect煤a 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 com煤n de la contribuci贸n de estabilidad lateral de todos los otros componentes. Generalmente, el aporte de la posici贸n del ala, flaps, potencia, etc., se expresa como una cantidad equivalente de "diedro efectivo" (effective dihedral) o "efecto diedro" (dihedral effect).
La contribuci贸n del fuselage alone (fuselaje solo) es usualmente bastante peque帽a dependiendo de la ubicaci贸n de la fuerza lateral aerodin谩mica resultante en el fuselaje. Sin embargo, el efecto de la combinaci贸n fuselage-tail (fuselaje-cola) es significativo ya que la ubicaci贸n vertical del ala en el fuselaje puede afectar en gran medida la estabilidad de la combinaci贸n. Un ala ubicada en la posici贸n media (mid wing) generalmente exhibir谩 un efecto diedro no diferente al del ala sola. Una ubicaci贸n 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 ubicaci贸n 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 posici贸n vertical del ala es grande y puede requerir un 谩ngulo diedro notable para la configuraci贸n de ala baja.
La contribuci贸n del sweepback (flecha) al efecto diedro es importante debido a la naturaleza de la contribuci贸n. 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 disminuci贸n efectiva en la flecha mientras que el ala fuera del viento (sotavento) est谩 operando con un aumento efectivo en la flecha. Si el ala est谩 en un coeficiente de sustentaci贸n positivo, el ala hacia el viento tiene menos flecha y un aumento en la sustentaci贸n y el ala fuera del viento tiene m谩s flecha y una disminuci贸n en la sustentaci贸n. De esta manera, el ala trasera en flecha contribuir铆a con un efecto diedro positivo.
La naturaleza inusual de la contribuci贸n de la flecha al efecto diedro es que la contribuci贸n es proporcional al coeficiente de sustentaci贸n del ala as铆 como al 谩ngulo de flecha. Debe quedar claro que el ala en flecha a sustentaci贸n cero no proporcionar谩 alabeo debido al deslizamiento lateral ya que no hay sustentaci贸n del ala para cambiar. As铆, el efecto diedro debido a la flecha es cero a sustentaci贸n cero y aumenta directamente con el coeficiente de sustentaci贸n del ala. Cuando las demandas del vuelo a alta velocidad requieren una gran cantidad de flecha, la configuraci贸n 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 contribuci贸n 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 as铆 como el importante momento de gui帽ada contribuyente. Tal efecto es usualmente peque帽o para la configuraci贸n convencional de avi贸n pero la configuraci贸n moderna de avi贸n de alta velocidad induce este efecto a una gran magnitud. Es dif铆cil entonces obtener una gran contribuci贸n de la cola vertical a la estabilidad direccional sin incurrir en una contribuci贸n adicional al efecto diedro.
La cantidad de diedro efectivo necesaria para producir cualidades de vuelo satisfactorias var铆a mucho con el tipo y prop贸sito del avi贸n. 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 holand茅s), dificultar la coordinaci贸n del tim贸n 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 avi贸n 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 deflexi贸n de flaps causa que las secciones internas (inboard) del ala se vuelvan relativamente m谩s efectivas y estas secciones tienen un brazo de momento peque帽o a lo largo de la envergadura (spanwise). Por lo tanto, los cambios en la sustentaci贸n del ala debido al deslizamiento lateral ocurren m谩s cerca del interior y el efecto diedro se reduce.
El efecto de la potencia en el efecto diedro es insignificante para el avi贸n a reacci贸n (jet) pero es considerable para el avi贸n impulsado por h茅lice (propeller driven). La estela de la h茅lice a alta potencia y baja velocidad aerodin谩mica hace que las secciones internas del ala sean mucho m谩s efectivas y reduce el efecto diedro. La reducci贸n en el efecto diedro es m谩s cr铆tica cuando los efectos de flaps y potencia se combinan, e.j., el avi贸n impulsado por h茅lice en la aproximaci贸n 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 dif铆ciles de contender. La estabilidad lateral ser谩 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 ser谩 evidente por las fuerzas requeridas en la direcci贸n del deslizamiento lateral controlado.
Aqu铆 tienes la traducci贸n completa de los fragmentos de los manuales aeron谩uticos proporcionados. He ordenado el texto siguiendo la secuencia l贸gica de lectura de las p谩ginas para que tenga sentido, manteniendo los t铆tulos en ambos idiomas y evitando el uso de LaTeX para las f贸rmulas.
LATERAL DYNAMIC EFFECTS - EFECTOS DIN脕MICOS LATERALES
La discusi贸n previa ha separado la respuesta lateral y direccional del avi贸n al deslizamiento lateral (sideslip). Esta separaci贸n es conveniente para el estudio detallado de cada una: la estabilidad est谩tica lateral y la estabilidad est谩tica direccional del avi贸n. Sin embargo, cuando el avi贸n se coloca en vuelo libre, la respuesta lateral y direccional estar谩n acopladas, es decir, simult谩neamente el avi贸n produce un momento de alabeo (rolling moment) debido al deslizamiento lateral y un momento de gui帽ada (yawing moment) debido al deslizamiento lateral. Por lo tanto, el movimiento lateral din谩mico del avi贸n en vuelo libre debe considerar el acoplamiento o interacci贸n de los efectos laterales y direccionales.
Los efectos principales que determinan las caracter铆sticas din谩micas laterales de un avi贸n son:
Momento de alabeo debido al deslizamiento lateral o efecto diedro (lateral stability).
Momento de gui帽ada debido al deslizamiento lateral o estabilidad direccional est谩tica.
Momento de gui帽ada debido a la velocidad de alabeo o la gui帽ada adversa (o proversa).
Momento de alabeo debido a la velocidad de gui帽ada (un efecto cruzado similar al (3). Si el avi贸n tiene un movimiento de gui帽ada hacia la derecha, el ala izquierda se mover谩 hacia adelante m谩s r谩pido y moment谩neamente desarrollar谩 m谩s sustentaci贸n que la derecha y causar谩 un momento de alabeo hacia la derecha).
Fuerza lateral aerodin谩mica debido al deslizamiento lateral (sideslip).
Momento de alabeo debido a la velocidad de alabeo o amortiguamiento en alabeo (damping in roll).
Momento de gui帽ada debido a la velocidad de gui帽ada o amortiguamiento en gui帽ada (damping in yaw).
Los momentos de inercia del avi贸n alrededor de los ejes de alabeo y gui帽ada.
La compleja interacci贸n de estos efectos produce tres posibles tipos de movimiento del avi贸n: (a) una divergencia direccional, (b) una divergencia en espiral, y (c) un modo oscilatorio denominado balanceo holand茅s (Dutch roll).
Divergencia Direccional:
Es una condici贸n que no puede ser tolerada. Si la reacci贸n a un peque帽o deslizamiento inicial es tal que crea momentos que tienden a incrementar el deslizamiento lateral, la divergencia existir谩. El deslizamiento lateral es de costado al viento relativo o se produce una falla estructural. Por supuesto, aumentar la estabilidad direccional est谩tica reduce la tendencia a la divergencia direccional.
Divergencia en Espiral:
Existir谩 cuando la estabilidad direccional est谩tica sea muy grande comparada con el efecto diedro. El car谩cter de la divergencia en espiral no es de ninguna manera violento. El avi贸n, cuando es perturbado del equilibrio de vuelo nivelado, comienza un picado en espiral lento. La espiral aumenta gradualmente hacia una inmersi贸n en espiral. Cuando se introduce un peque帽o deslizamiento lateral, la fuerte estabilidad direccional tiende a restaurar la nariz hacia el viento mientras que el efecto diedro, relativamente d茅bil, se retrasa en restaurar el avi贸n 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 Holand茅s (Dutch roll):
Es una oscilaci贸n lateral-direccional acoplada que generalmente es din谩micamente estable pero es objetable debido a la naturaleza oscilatoria. El amortiguamiento de este modo oscilatorio puede ser d茅bil o fuerte dependiendo de las propiedades del avi贸n. La respuesta del avi贸n a una perturbaci贸n del equilibrio es una oscilaci贸n combinada de alabeo-gui帽ada (rolling-yawing) en la cual el movimiento de alabeo est谩 desfasado para preceder al movimiento de gui帽ada. Tal movimiento es bastante indeseable debido al gran caos que crear铆a con una plataforma de bombas, cohetes o armas de fuego.
Generalmente, el balanceo holand茅s ocurrir谩 cuando el efecto diedro es grande comparado con la estabilidad direccional est谩tica. Desafortunadamente, existir谩n condiciones relativas de magnitudes de efecto diedro y estabilidad direccional est谩tica para la divergencia direccional y la divergencia en espiral entre las condiciones limitantes. Cuando el efecto diedro es grande en comparaci贸n con la estabilidad direccional est谩tica, el movimiento de balanceo holand茅s tiene un amortiguamiento d茅bil y es objetable. Sin embargo, estas cualidades tienden hacia la divergencia en espiral.
La elecci贸n es entonces el menor de tres males. La divergencia direccional no puede ser tolerada, el balanceo holand茅s es objetable y la divergencia en espiral es tolerable si la tasa de divergencia es baja. Por esta raz贸n el efecto diedro no debe ser m谩s que el requerido para una estabilidad lateral satisfactoria. Si la estabilidad direccional est谩tica se hace adecuada para prevenir una divergencia direccional objetable, esto autom谩ticamente ser谩 suficiente para prevenir la divergencia direccional. Dado que las cualidades de manejo m谩s importantes son el resultado de una alta estabilidad direccional est谩tica y un efecto diedro m铆nimo necesario, la mayor铆a de los aviones demuestran una leve tendencia a la espiral. Como se mencion贸 anteriormente, una tendencia a la espiral d茅bil es de poca preocupaci贸n para el piloto y ciertamente preferible al balanceo holand茅s.
La contribuci贸n de la flecha (sweepback) a la din谩mica lateral de un avi贸n es significativa. Dado que el efecto diedro de la flecha es una funci贸n del coeficiente de sustentaci贸n, las caracter铆sticas din谩micas pueden variar a lo largo del rango de velocidad de vuelo. Cuando el avi贸n de ala en flecha est谩 a bajo CL (coeficiente de sustentaci贸n), el efecto diedro es peque帽o y la tendencia a la espiral puede ser evidente. Cuando el avi贸n de ala en flecha est谩 a alto CL, el efecto diedro se incrementa y la tendencia oscilatoria del balanceo holand茅s se incrementa.
Un modo oscilatorio adicional es posible en los efectos din谩micos laterales con el tim贸n libre y el modo se denomina oscilaci贸n de "serpenteo" (snaking). Esta oscilaci贸n de gui帽ada se ve muy afectada por el equilibrio aerodin谩mico del tim贸n y requiere una cuidadosa consideraci贸n en el dise帽o para prevenir un amortiguamiento ligero o inestable de la oscilaci贸n.
CONTROL IN ROLL - CONTROL EN ALABEO
El control lateral de un avi贸n se logra produciendo sustentaci贸n diferencial en las alas. El momento de alabeo creado por la sustentaci贸n diferencial puede usarse para acelerar el avi贸n hacia alg煤n movimiento de alabeo o controlar el avi贸n en un deslizamiento lateral oponi茅ndose al efecto diedro. La sustentaci贸n diferencial para el control en alabeo se obtiene usualmente mediante alg煤n tipo de alerones o spoilers.
ROLLING MOTION OF AN AIRPLANE - MOVIMIENTO DE ALABEO DE UN AVI脫N
Cuando a un avi贸n se le da un movimiento de alabeo en vuelo, las puntas de las alas se mueven en una trayectoria helicoidal a trav茅s 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 inspecci贸n 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 avi贸n para definir el movimiento resultante. El 谩ngulo resultante entre la trayectoria de vuelo y la trayectoria resultante de la punta es el 谩ngulo de h茅lice (helix angle) de alabeo. De la trigonometr铆a de 谩ngulos peque帽os, el 谩ngulo de h茅lice de alabeo se puede definir como:
脕ngulo de h茅lice de alabeo = pb / 2V (radianes)
donde:
p = tasa de alabeo, radianes por segundo
b = envergadura del ala, pies (ft).
V = velocidad de vuelo del avi贸n, pies por seg.
y, un radi谩n = 57.3 grados.
Generalmente, los valores m谩ximos de pb / 2V obtenidos por control en alabeo son aproximadamente 0.1 a 0.07.
El 谩ngulo de h茅lice de alabeo, pb / 2V, es en realidad un denominador com煤n del rendimiento de alabeo. La deflexi贸n de las superficies de control lateral crea la sustentaci贸n diferencial y el momento de alabeo para acelerar el avi贸n 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 ilustraci贸n de la figura 4.29 define la fuente del amortiguamiento en alabeo. Cuando el avi贸n recibe una velocidad de alabeo hacia la derecha, el ala que baja experimenta un aumento en el 谩ngulo de ataque debido al 谩ngulo de h茅lice de alabeo.
Por supuesto, el ala que sube experimenta una disminuci贸n en el 谩ngulo de ataque. En vuelo a 谩ngulos de ataque menores que el de m谩xima sustentaci贸n, el ala que baja experimenta un aumento en la sustentaci贸n y el ala que sube experimenta una disminuci贸n en la sustentaci贸n y se desarrolla un momento de alabeo que se opone al movimiento de alabeo. As铆, el movimiento de alabeo de estado estable ocurre cuando el momento de amortiguamiento iguala al momento de control.
La respuesta del avi贸n a la deflexi贸n de alerones se muestra en el diagrama de historia de tiempo de la figura 4.29. Cuando el avi贸n est谩 restringido de manera que se obtiene un movimiento de alabeo puro, la respuesta inicial en tasa de alabeo es una aceleraci贸n de alabeo constante. A medida que la tasa de alabeo aumenta, tambi茅n lo hace el momento de amortiguamiento y la aceleraci贸n 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 avi贸n no est谩 restringido y se permite el deslizamiento lateral, el efecto de la estabilidad direccional y el efecto diedro pueden ser apreciados. El avi贸n convencional desarrollar谩 momentos de gui帽ada adversos debido a la deflexi贸n de alerones y el movimiento de alabeo. La gui帽ada adversa tiende a producir desplazamientos de gui帽ada y deslizamiento lateral, pero esto es resistido por la estabilidad direccional del avi贸n.
Si la gui帽ada adversa produce deslizamiento lateral, el efecto diedro crea un momento de alabeo oponi茅ndose 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 combinaci贸n preferible. Tal combinaci贸n proporciona un avi贸n que no tiene requisitos extremos de coordinar aler贸n y tim贸n para lograr un rendimiento de alabeo satisfactorio. Mientras que el movimiento acoplado del avi贸n en alabeo es importante, la discusi贸n adicional del control lateral se dirigir谩 al rendimiento de alabeo puro desacoplado.
ROLLING PERFORMANCE - RENDIMIENTO DE ALABEO
El rendimiento de alabeo requerido de un avi贸n se especifica generalmente como ciertos valores necesarios del 谩ngulo de h茅lice de alabeo, pb / 2V. Sin embargo, en ciertas condiciones de vuelo, puede ser m谩s apropiado especificar tiempos m铆nimos para que el avi贸n acelere a trav茅s de un 谩ngulo de alabeo dado.
Usualmente, el valor m谩ximo de pb / 2V debe ser del orden de 0.10. Por supuesto, los cazas y aviones de ataque tienen un requisito m谩s espec铆fico para un alto rendimiento de alabeo y un valor de pb / 2V de 0.09 puede ser considerado un m铆nimo 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 tama帽o y la efectividad de los dispositivos de control lateral es importante, debe darse consideraci贸n al tama帽o del avi贸n. Para aviones geom茅tricamente similares, una cierta deflexi贸n de los alerones producir谩 un valor fijo de pb / 2V independiente del tama帽o del avi贸n. Sin embargo, la tasa de alabeo de los aviones geom茅tricamente similares a una velocidad dada variar谩 inversamente con la envergadura, b.
Si pb / 2V = constante
p = (constante) (2V / b)
As铆, el avi贸n m谩s peque帽o tendr谩 una ventaja en tasa de alabeo o en tiempo para acelerar a trav茅s de un 谩ngulo de alabeo prescrito. Por ejemplo, un avi贸n a escala media desarrollar谩 dos veces la tasa de alabeo del avi贸n a escala completa. Esta relaci贸n apunta a favor del avi贸n peque帽o 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 deflexi贸n de los alerones crea un valor espec铆fico de pb / 2V, la tasa de alabeo var铆a directamente con la velocidad verdadera. As铆, si el 谩ngulo de h茅lice de alabeo se mantiene constante, la tasa de alabeo a una velocidad verdadera particular no se ver谩 afectada por la altitud. La variaci贸n lineal de la tasa de alabeo con la velocidad se帽ala el hecho de que las altas tasas de alabeo requerir谩n altas velocidades. Las bajas tasas de alabeo a bajas velocidades son simplemente una consecuencia de la baja velocidad de vuelo y esta condici贸n puede proporcionar un requisito de control lateral cr铆tico para cualidades de manejo satisfactorias.
La figura 4.30 ilustra el rendimiento t铆pico de alabeo de un avi贸n de baja velocidad. Cuando los alerones est谩n a deflexi贸n completa, el 谩ngulo de h茅lice de alabeo m谩ximo se obtiene. La tasa de alabeo aumenta linealmente con la velocidad hasta que las fuerzas de control aumentan hasta el l铆mite del esfuerzo del piloto y la deflexi贸n completa del control no se puede mantener. M谩s all谩 de la velocidad cr铆tica, con alguna cantidad limitada de fuerza aplicada por el piloto (usualmente el l铆mite de fuerza lateral se asume que es 30 lbs.), los alerones no se pueden mantener a deflexi贸n completa, el pb / 2V cae, y la tasa de alabeo disminuye.
En este ejemplo, el rendimiento de alabeo a altas velocidades est谩 limitado por la capacidad del piloto para mantener la deflexi贸n completa de los controles. En un esfuerzo por reducir los momentos de bisagra del aler贸n y las fuerzas de control, se hace una aplicaci贸n extensiva de equilibrio aerodin谩mico y varios dispositivos de tab. Sin embargo, el equilibrio aerodin谩mico del 100 por ciento no siempre es factible o pr谩ctico, sino que es suficiente.
M谩s que desarrollar un programa extenso de levantamiento de pesas obligatorio para todos los Aviadores Navales, se puede proporcionar asistencia mec谩nica en el control lateral. Si se proporciona un power boost (refuerzo de potencia) para el sistema de control lateral, el rendimiento de alabeo del avi贸n puede extenderse a velocidades m谩s altas ya que el esfuerzo del piloto no ser谩 un factor limitante.
El efecto de un refuerzo de potencia se denota por la l铆nea punteada de extensiones de la figura 4.30. Un sistema de control lateral irreversible totalmente potenciado es com煤n para aviones de alta velocidad. En el sistema operado por potencia no hay un l铆mite inmediato a la deflexi贸n 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 interacci贸n de fuerzas aerodin谩micas y las deflexiones el谩sticas del ala en torsi贸n. La deflexi贸n de alerones crea momentos de torsi贸n en el ala que pueden causar deflexiones torsionales significativas del ala. A las bajas presiones din谩micas de las bajas velocidades, los momentos de torsi贸n y las deflexiones son demasiado peque帽os para ser de importancia.
Sin embargo, a altas presiones din谩micas, la deflexi贸n de un aler贸n crea deflexiones de torsi贸n significativas que reducen la efectividad del aler贸n, por ejemplo, la deflexi贸n hacia abajo de un aler贸n crea un momento de nariz hacia abajo del ala que reduce el momento de alabeo debido a la deflexi贸n del aler贸n. A velocidades muy altas, la deflexi贸n torsional del ala puede ser tan grande que un momento de alabeo se crea opuesto a la direcci贸n controlada y ocurre la "inversi贸n de alerones" (aileron reversal). Antes de la velocidad para la reversi贸n de alerones, se puede encontrar una p茅rdida seria de rendimiento de alabeo. El efecto de la aeroelasticidad se ilustra en la figura 4.30.
Para contrarrestar la interacci贸n indeseable entre fuerzas aerodin谩micas y deflexiones torsionales del ala, los alerones del borde de salida pueden moverse hacia el interior para reducir la porci贸n de la envergadura sometida a momentos de torsi贸n. Por supuesto, la forma en planta de ala de corta envergadura y altamente c贸nica es favorable para proporcionar una rigidez relativamente alta. Adem谩s, varias configuraciones de spoilers pueden ser capaces de producir el rendimiento de alabeo requerido sin el desarrollo de grandes momentos de torsi贸n.
CRITICAL REQUIREMENTS - REQUISITOS CR脥TICOS
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 avi贸n. En vuelo trans贸nico y supers贸nico, los efectos de compresibilidad tienden a reducir la efectividad de los controles laterales. Estos efectos son m谩s significativos cuando se combinan con una p茅rdida de efectividad del control debido a efectos aeroel谩sticos. Los aviones dise帽ados para vuelo a alta velocidad deben mantener suficiente efectividad de control lateral a la velocidad de dise帽o y este suele ser el requisito predominante.
Durante el aterrizaje y despegue, el avi贸n debe tener una potencia de control lateral adecuada para lidiar con las condiciones ordinarias de vuelo. Los controles laterales deben ser capaces de lograr 谩ngulos de h茅lice de alabeo requeridos y aceleraci贸n a trav茅s de 谩ngulos de alabeo prescritos. Adem谩s, el avi贸n 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 sustentaci贸n, el problema es m谩s importante para los aviones de ala en flecha. El componente de viento cruzado limitante debe ser dado debido al respecto, especialmente cuando el avi贸n est谩 a bajo peso bruto. A bajo peso bruto las velocidades especificadas de despegue y aterrizaje ser谩n bajas y el 谩ngulo controlado de deslizamiento lateral ser谩 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, as铆 como 谩reas espec铆ficas de estabilidad longitudinal, direccional y lateral. Varias condiciones de vuelo existir谩n en las cuales ciertos problemas de estabilidad (o inestabilidad) son inevitables por alguna raz贸n u otra. Muchos de los siguientes elementos merecen consideraci贸n debido a la posible condici贸n insegura de vuelo y la contribuci贸n a un accidente a茅reo.
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 aerodin谩micas del avi贸n son insignificantes, la estabilidad est谩tica "con mandos fijos" (control-fixed) de cada una de estas configuraciones est谩 determinada por las caracter铆sticas de fuerza lateral de los neum谩ticos 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 b谩sica y se puede apreciar en la ilustraci贸n de la figura 4.31. La fuerza centr铆fuga producida por un giro debe ser equilibrada y el avi贸n colocado en equilibrio. La mayor fuerza lateral se produce en las ruedas principales, pero para lograr el equilibrio con el centro de gravedad detr谩s 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 est谩 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 est谩 detr谩s del punto donde se desarrollan las fuerzas laterales principales. Esta condici贸n es an谩loga al caso de estabilidad longitudinal est谩tica con el centro de gravedad detr谩s del punto neutro.
La configuraci贸n convencional de rueda de cola tiene esta inestabilidad b谩sica o tendencia al ground loop (trompo) que debe ser estabilizada por el piloto. A altas velocidades de rodaje donde las fuerzas aerodin谩micas son significativas, la estabilidad direccional aerodin谩mica del avi贸n resiste la tendencia al ground loop. Las oportunidades m谩s probables para un ground loop existen cuando las velocidades de rodaje no son lo suficientemente altas para proporcionar una contribuci贸n de las fuerzas aerodin谩micas. Cuando la rueda de cola es libre de girar o cuando la fuerza normal en la rueda de cola es peque帽a, la falta de atenci贸n del piloto puede permitir que ocurra el ground loop.
La configuraci贸n del tren de aterrizaje triciclo tiene una estabilidad inherente debido a la posici贸n relativa de las ruedas principales y el centro de gravedad. La fuerza centr铆fuga 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 direcci贸n del giro. N贸tese que liberar la rueda de nariz para girar (swivel) produce momentos que sacan a la aeronave del giro.
As铆, la configuraci贸n triciclo tiene una estabilidad b谩sica que se evidencia por el desplazamiento de control y una fuerza lateral de rueda en la direcci贸n del giro. Debido al contraste en estabilidad, la configuraci贸n triciclo es mucho menos dif铆cil de maniobrar que la configuraci贸n 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 configuraci贸n de bicicleta del tren de aterrizaje tiene caracter铆sticas de estabilidad m谩s parecidas a las del autom贸vil. Si el control direccional se logra con las ruedas delanteras operadas por controles de potencia, no existe ning煤n problema de estabilidad a bajas velocidades. Un problema puede existir cuando el avi贸n est谩 a altas velocidades debido a una distribuci贸n de fuerza normal diferente de la distribuci贸n de peso est谩tica ordinaria.
Si el avi贸n 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 tim贸n es bastante potente y la condici贸n generalmente est谩 bien bajo control.
La naturaleza b谩sicamente estable de las configuraciones de tren de aterrizaje triciclo y bicicleta se aprecia mejor por la facilidad de control y maniobra en tierra del avi贸n. La operaci贸n de una configuraci贸n convencional de rueda de cola despu茅s 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 RECUPERACI脫N DE BARRENAS
El movimiento de un avi贸n en una barrena (spin) involucra muchas fuerzas aerodin谩micas 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 谩ngulo de ataque alto mientras que el picado en espiral implica un movimiento en espiral del avi贸n a un 谩ngulo de ataque relativamente bajo.
Las caracter铆sticas de p茅rdida (stall) y estabilidad del avi贸n en los coeficientes de sustentaci贸n altos son importantes en las tendencias iniciales del avi贸n. Como se mencion贸 anteriormente, es deseable que el ala inicie la p茅rdida en la ra铆z primero en lugar de en la punta. Tal patr贸n de p茅rdida previene los momentos de alabeo indeseables en los coeficientes de sustentaci贸n altos, proporciona una advertencia de p茅rdida adecuada, y preserva la efectividad del control lateral en 谩ngulos de ataque altos. Adem谩s, el avi贸n debe mantener coeficientes de sustentaci贸n est谩ticos positivos y estabilidad longitudinal en coeficientes de sustentaci贸n altos y debe demostrar caracter铆sticas satisfactorias de recuperaci贸n de p茅rdida.
Para visualizar los principales efectos de un avi贸n entrando en una barrena, supongamos que el avi贸n est谩 sujeto a las velocidades de alabeo y gui帽ada mostradas en la figura 4.32. La velocidad de gui帽ada hacia la derecha tiende a producir velocidades locales m谩s altas en el ala izquierda que en el ala derecha. La velocidad de alabeo tiende a aumentar el 谩ngulo de ataque para el ala que baja (la derecha) y disminuir el 谩ngulo de ataque para el ala que sube (la izquierda). A 谩ngulos de ataque por debajo de la p茅rdida, esta relaci贸n produce alabeo debido a la gui帽ada, amortiguamiento en alabeo, etc., y alg煤n movimiento relacionado del avi贸n en vuelo no estallado (sin p茅rdida). Sin embargo, a 谩ngulos de ataque por encima de la p茅rdida, tienen lugar cambios importantes en las caracter铆sticas aerodin谩micas.
La figura 4.32 ilustra las caracter铆sticas aerodin谩micas t铆picas de una configuraci贸n de avi贸n convencional, es decir, relaci贸n de aspecto moderada o alta y poca —si alguna— flecha (sweepback). Si a este avi贸n se le proporciona un desplazamiento de alabeo cuando est谩 en alg煤n 谩ngulo de ataque por encima de la p茅rdida, el ala que sube experimenta una disminuci贸n en 谩ngulo de ataque con un correspondiente incremento en CL y disminuci贸n 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 谩ngulo de ataque con una correspondiente disminuci贸n en CL e incremento en CD.
Esencialmente, el ala que baja se vuelve m谩s estallada. As铆, el movimiento de alabeo es ayudado en lugar de resistido y se produce un momento de gui帽ada en la direcci贸n del alabeo. A 谩ngulos de ataque por debajo de la p茅rdida el movimiento de alabeo usualmente es resistido por el amortiguamiento en alabeo y la gui帽ada adversa est谩 presente. A 谩ngulos de ataque por encima de la p茅rdida, el amortiguamiento en alabeo es negativo y un movimiento de alabeo produce un momento de alabeo en la direcci贸n del alabeo. Este amortiguamiento negativo en alabeo se conoce generalmente como "autorrotaci贸n".
Cuando el avi贸n convencional entra en p茅rdida (stalled) y tiene lugar alg煤n desplazamiento de alabeo-gui帽ada, los momentos de autorrotaci贸n resultantes inician al avi贸n en un movimiento auto-sostenido de alabeo-gui帽ada. Las tendencias de autorrotaci贸n de alabeo y gui帽ada del avi贸n en 谩ngulos de ataque altos son los principales momentos pro-barrena de la configuraci贸n convencional de avi贸n y estas tendencias aceleran el avi贸n hacia la barrena hasta que existe alguna condici贸n limitante. La barrena estabilizada no es necesariamente una espiral vertical estable simple, sino que puede implicar alg煤n movimiento oscilatorio inestable acoplado.
Una caracter铆stica importante de la configuraci贸n de avi贸n convencional m谩s com煤n es que el movimiento de barrena muestra una contribuci贸n predominante de la tendencia de autorrotaci贸n. Generalmente, la configuraci贸n convencional tiene un movimiento de barrena que es principalmente de alabeo con gui帽ada moderada. Una alta estabilidad direccional es favorable ya que limitar谩 o minimizar谩 el desplazamiento de gui帽ada del avi贸n en barrena.
El requisito fundamental de la barrena es que el avi贸n sea colocado a un 谩ngulo de ataque excesivo para producir las tendencias de autorrotaci贸n de alabeo y gui帽ada. Generalmente hablando, el avi贸n convencional debe entrar en p茅rdida (stalled) antes de que una barrena pueda tener lugar. Esta relaci贸n establece un principio fundamental de recuperaci贸n: el avi贸n debe ser sacado de la p茅rdida (unstalled) disminuyendo el 谩ngulo de ataque del ala.
El procedimiento m谩s efectivo para la configuraci贸n convencional es usar tim贸n opuesto para detener el deslizamiento lateral, luego bajar el 谩ngulo de ataque con los elevadores. Con suficiente potencia de tim贸n este procedimiento producir谩 una recuperaci贸n positiva con una p茅rdida m铆nima de altitud. Se debe tener cuidado durante la salida del picado resultante para prevenir un 谩ngulo de ataque excesivo y la entrada en otra barrena.
Debe apreciarse que una barrena es siempre un posible corolario de una p茅rdida y el movimiento auto-sostenido de una barrena tendr谩 lugar a 谩ngulos de ataque excesivos. Por supuesto, un avi贸n de baja velocidad podr铆a ser dise帽ado para ser a prueba de barrenas haci茅ndolo a prueba de p茅rdidas. Limitando la cantidad de deflexi贸n del control, el avi贸n puede no tener la potencia de control longitudinal para compensar al 谩ngulo de ataque de m谩xima sustentaci贸n. Tal provisi贸n puede ser posible para ciertos aviones ligeros y comerciales, pero crear铆a una limitaci贸n poco realista e impr谩ctica en la utilidad de un avi贸n militar.
El avi贸n militar moderno de alta velocidad se caracteriza por formas en planta de ala de baja relaci贸n de aspecto y con flecha (swept) con gui帽ada e inercia de cabeceo relativamente grandes. Las caracter铆sticas aerodin谩micas de tal configuraci贸n se muestran en la figura 4.32. La curva de sustentaci贸n (CL versus $\alpha$) es bastante plana en 谩ngulos de ataque altos y la sustentaci贸n m谩xima no est谩 claramente definida. Cuando este tipo de avi贸n recibe un movimiento de alabeo a altos 谩ngulos de ataque, tienen lugar cambios relativamente peque帽os en CL.
Cuando este efecto se combina con la envergadura relativamente corta de este tipo de avi贸n, es aparente que la contribuci贸n de autorrotaci贸n del ala ser谩 bastante d茅bil y no ser谩 un momento pro-barrena dominante. Los cambios relativamente grandes en el coeficiente de resistencia con el movimiento de alabeo implican un predominio de gui帽ada para la barrena de la configuraci贸n de avi贸n de alta velocidad.
En realidad, otros factores contribuyen a la tendencia predominante de gui帽ada para la barrena de la configuraci贸n de avi贸n moderno. La estabilidad direccional est谩tica se deteriora a altos 谩ngulos de ataque y puede ser tan d茅bil que desplazamientos de gui帽ada extremadamente grandes resulten. En ciertas instancias, 谩ngulos de ataque muy altos pueden traer tal decaimiento en la estabilidad direccional que un "corte" (slice) o desplazamiento extremo de gui帽ada tiene lugar antes de que una barrena verdadera sea aparente. A estos altos 谩ngulos de ataque, la gui帽ada adversa debido al alabeo y deflexi贸n de alerones puede ser muy fuerte y crear grandes desplazamientos de gui帽ada del avi贸n antes de realizar una p茅rdida.
El avi贸n con la masa distribuida relativamente grande y larga a lo largo del fuselaje puede exhibir un momento significativo contribuido por el fuselaje solo. El patr贸n de flujo cruzado en el fuselaje a altos 谩ngulos de ataque es capaz de producir momentos pro-barrena de magnitud considerable que contribuyen a la naturaleza auto-sostenida de la barrena. Tambi茅n, la gran masa distribuida del fuselaje en la rotaci贸n de alabeo-gui帽ada contribuye a momentos de inercia que aplanan la barrena y colocan al avi贸n en 谩ngulos de ataque extremos.
La recuperaci贸n de barrena del avi贸n moderno de alta velocidad implica principios que son similares a los del avi贸n convencional. Sin embargo, la naturaleza de la barrena para la configuraci贸n moderna puede implicar diferencias espec铆ficas en la t茅cnica necesaria para reducir el deslizamiento lateral y el 谩ngulo de ataque. El uso de tim贸n opuesto para controlar el deslizamiento lateral y efectuar la recuperaci贸n depender谩 de la efectividad del tim贸n cuando el avi贸n est谩 en la barrena.
A altos 谩ngulos de ataque positivos la efectividad del tim贸n se reduce y pueden necesitarse momentos anti-barrena adicionales para una recuperaci贸n r谩pida. La deflexi贸n de alerones dentro de la barrena reduce el momento de alabeo de autorrotaci贸n y puede producir gui帽ada adversa para ayudar al momento de gui帽ada del tim贸n en efectuar la recuperaci贸n.
Puede haber muchas otras diferencias espec铆ficas en la t茅cnica necesaria para efectuar la recuperaci贸n de la barrena. La efectividad del tim贸n durante la recuperaci贸n puede ser alterada por la posici贸n de los elevadores o la cola horizontal. Generalmente, stick (palanca) completamente atr谩s puede ser necesario durante la fase inicial de recuperaci贸n para aumentar la efectividad del tim贸n.
El uso de potencia durante la recuperaci贸n de la barrena de un avi贸n propulsado por h茅lice puede o no ayudar a la recuperaci贸n dependiendo del avi贸n espec铆fico y los efectos particulares de la estela de la h茅lice (slipstream). El uso de potencia durante la recuperaci贸n de la barrena de un avi贸n propulsado por jet no ofrece momentos girosc贸picos o de estela significativos o 煤tiles. Dado que el avi贸n est谩 en un 谩ngulo de ataque alto y deslizamiento lateral severo, el flujo en la entrada de aire puede ser muy pobre y el l铆mite de p茅rdida del compresor considerablemente reducido.
Estos elementos sirven para se帽alar posibles diferencias en la t茅cnica requerida para varias configuraciones. La recuperaci贸n de barrena espec铆fica para cada avi贸n se describe en el manual del piloto y es imperativo que la t茅cnica espec铆fica sea seguida para una recuperaci贸n exitosa.
PITCH-UP - ENCABITAMIENTO (PITCH-UP)
El t茅rmino "pitch-up" generalmente se aplica a la inestabilidad longitudinal est谩tica encontrada por ciertas configuraciones a alto 谩ngulo de ataque. La condici贸n de encabitamiento (pitch-up) se ilustra mediante el gr谩fico de CM versus CL en la figura 4.33. La estabilidad longitudinal est谩tica positiva es evidente a valores bajos de CL por la pendiente negativa de la curva. A valores m谩s 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 谩ngulo de ataque produce momentos de nariz arriba que tienden a provocar aumentos adicionales en el 谩ngulo de ataque, de ah铆 que se aplique el t茅rmino "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 separaci贸n o p茅rdida en las puntas primero. La combinaci贸n de flecha y estrechamiento (taper) altera la distribuci贸n de sustentaci贸n para producir coeficientes de sustentaci贸n local altos y baja energ铆a de la capa l铆mite cerca de la punta. As铆, la p茅rdida de la punta es una tendencia inherente de tal forma en planta. Adem谩s, si ocurren coeficientes de sustentaci贸n local altos cerca de la punta, la tendencia ser谩 incurrir en la separaci贸n inducida por choque primero en estas 谩reas. Generalmente, el ala contribuir谩 al pitch-up solo cuando hay gran flecha.
Por supuesto, el ala no es el 煤nico elemento que contribuye a la estabilidad longitudinal del avi贸n. Otro elemento importante como fuente de pitch-up es la deflexi贸n de flujo hacia abajo (downwash) en la cola horizontal. La contribuci贸n de la cola a la estabilidad depende del cambio en la sustentaci贸n de la cola cuando el avi贸n recibe un cambio en el 谩ngulo de ataque. Dado que la deflexi贸n de flujo hacia abajo en la cola reduce el aumento en el 谩ngulo de ataque en la cola, cualquier aumento en la deflexi贸n de flujo hacia abajo en la cola es desestabilizante.
Para ciertas configuraciones de avi贸n de baja relaci贸n de aspecto, un aumento en el 谩ngulo de ataque del avi贸n puede ubicar f铆sicamente la cola horizontal en el campo de flujo del ala donde existe una deflexi贸n de flujo hacia abajo relativa m谩s alta. Por lo tanto, tendr谩 lugar una disminuci贸n en la estabilidad.
Ciertos cambios en el campo de flujo detr谩s del ala a altos 谩ngulos de ataque pueden producir grandes cambios en la contribuci贸n de la cola a la estabilidad. Si las puntas del ala entran en p茅rdida primero, los v贸rtices de punta se desplazan hacia adentro y aumentan la deflexi贸n de flujo local hacia abajo en la cola para una determinada CL del avi贸n. Tambi茅n, el fuselaje a alto 谩ngulo de ataque puede producir fuertes v贸rtices de separaci贸n de flujo cruzado que aumentan la deflexi贸n de flujo local hacia abajo para una cola horizontal colocada encima del fuselaje. Cualquiera o una combinaci贸n de estas influencias de deflexi贸n de flujo hacia abajo (downwash) puede proporcionar una gran contribuci贸n inestable de la cola horizontal.
La inestabilidad de pitch-up usualmente est谩 confinada al rango de alto 谩ngulo de ataque y puede ser una consecuencia de una configuraci贸n que de otra manera tiene cualidades de vuelo muy deseables. En tal caso ser铆a necesario proporcionar alguna funci贸n de control autom谩tico para prevenir la entrada en el rango de pitch-up o para proporcionar estabilidad sint茅tica para la condici贸n. Dado que el pitch-up es usualmente una inestabilidad fuerte con una alta tasa de divergencia, la mayor铆a de los pilotos no ser铆an capaces de lidiar con la condici贸n. A alta q (presi贸n din谩mica), el pitch-up ser铆a de gran peligro ya que la falla estructural podr铆a resultar f谩cilmente. A baja q, las cargas de vuelo fallidas pueden no resultar, pero la fuerte inestabilidad puede impedir una recuperaci贸n exitosa del movimiento resultante del avi贸n.
MISCELLANEOUS STABILITY PROBLEMS - PROBLEMAS DE ESTABILIDAD DIVERSOS
Existen varios problemas generales de vuelo que involucran ciertos principios de estabilidad, as铆 como 谩reas espec铆ficas de estabilidad longitudinal, direccional y lateral. Varias condiciones de vuelo existir谩n en las cuales ciertos problemas de estabilidad (o inestabilidad) son inevitables por alguna raz贸n u otra. Muchos de los siguientes elementos merecen consideraci贸n debido a la posible condici贸n insegura de vuelo y la contribuci贸n a un accidente a茅reo.
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 aerodin谩micas del avi贸n son insignificantes, la estabilidad est谩tica "con mandos fijos" (control-fixed) de cada una de estas configuraciones est谩 determinada por las caracter铆sticas de fuerza lateral de los neum谩ticos 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 b谩sica y se puede apreciar en la ilustraci贸n de la figura 4.31. La fuerza centr铆fuga producida por un giro debe ser equilibrada y el avi贸n colocado en equilibrio. La mayor fuerza lateral se produce en las ruedas principales, pero para lograr el equilibrio con el centro de gravedad detr谩s 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 est谩 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 est谩 detr谩s del punto donde se desarrollan las fuerzas laterales principales. Esta condici贸n es an谩loga al caso de estabilidad longitudinal est谩tica con el centro de gravedad detr谩s del punto neutro.
La configuraci贸n convencional de rueda de cola tiene esta inestabilidad b谩sica o tendencia al ground loop que debe ser estabilizada por el piloto. A altas velocidades de rodaje donde las fuerzas aerodin谩micas son significativas, la estabilidad direccional aerodin谩mica del avi贸n resiste la tendencia al ground loop. Las oportunidades m谩s probables para un ground loop existen cuando las velocidades de rodaje no son lo suficientemente altas para proporcionar una contribuci贸n de las fuerzas aerodin谩micas. Cuando la rueda de cola es libre de girar o cuando la fuerza normal en la rueda de cola es peque帽a, la falta de atenci贸n del piloto puede permitir que ocurra el ground loop.
La configuraci贸n del tren de aterrizaje triciclo tiene una estabilidad inherente debido a la posici贸n relativa de las ruedas principales y el centro de gravedad. La fuerza centr铆fuga 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 direcci贸n del giro. N贸tese que liberar la rueda de nariz para girar produce momentos que sacan a la aeronave del giro.
As铆, la configuraci贸n triciclo tiene una estabilidad b谩sica que se evidencia por el desplazamiento de control y una fuerza lateral de rueda en la direcci贸n del giro. Debido al contraste en estabilidad, la configuraci贸n triciclo es mucho menos dif铆cil de maniobrar que la configuraci贸n 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 configuraci贸n de bicicleta del tren de aterrizaje tiene caracter铆sticas de estabilidad m谩s parecidas a las del autom贸vil. Si el control direccional se logra con las ruedas delanteras operadas por controles de potencia, no existe ning煤n problema de estabilidad a bajas velocidades. Un problema puede existir cuando el avi贸n est谩 a altas velocidades debido a una distribuci贸n de fuerza normal diferente de la distribuci贸n de peso est谩tica ordinaria. Si el avi贸n 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 tim贸n es bastante potente y la condici贸n generalmente est谩 bien bajo control.
La naturaleza b谩sicamente estable de las configuraciones de tren de aterrizaje triciclo y bicicleta se aprecia mejor por la facilidad de control y maniobra en tierra del avi贸n. La operaci贸n de una configuraci贸n convencional de rueda de cola despu茅s 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 RECUPERACI脫N DE BARRENAS
El movimiento de un avi贸n en una barrena (spin) involucra muchas fuerzas aerodin谩micas 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 谩ngulo de ataque alto mientras que el picado en espiral implica un movimiento en espiral del avi贸n a un 谩ngulo de ataque relativamente bajo.
Las caracter铆sticas de p茅rdida (stall) y estabilidad del avi贸n en los coeficientes de sustentaci贸n altos son importantes en las tendencias iniciales del avi贸n. Como se mencion贸 anteriormente, es deseable que el ala inicie la p茅rdida en la ra铆z primero en lugar de en la punta. Tal patr贸n de p茅rdida previene los momentos de alabeo indeseables en los coeficientes de sustentaci贸n altos, proporciona una advertencia de p茅rdida adecuada, y preserva la efectividad del control lateral en 谩ngulos de ataque altos amortiguamiento en alabeo se conoce generalmente como "autorrotaci贸n".
Cuando el avi贸n convencional entra en p茅rdida (stalled) y tiene lugar alg煤n desplazamiento de alabeo-gui帽ada, los momentos de autorrotaci贸n resultantes inician al avi贸n en un movimiento auto-sostenido de alabeo-gui帽ada. Las tendencias de autorrotaci贸n de alabeo y gui帽ada del avi贸n en 谩ngulos de ataque altos son los principales momentos pro-barrena de la configuraci贸n convencional de avi贸n y estas tendencias aceleran el avi贸n hacia la barrena hasta que existe alguna condici贸n limitante. La barrena estabilizada no es necesariamente una espiral vertical estable simple, sino que puede implicar alg煤n movimiento oscilatorio inestable acoplado.
Una caracter铆stica importante de la configuraci贸n de avi贸n convencional m谩s com煤n es que el movimiento de barrena muestra una contribuci贸n predominante de la tendencia de autorrotaci贸n. Generalmente, la configuraci贸n convencional tiene un movimiento de barrena que es principalmente de alabeo con gui帽ada moderada. Una alta estabilidad direccional es favorable ya que limitar谩 o minimizar谩 el desplazamiento de gui帽ada del avi贸n en barrena.
El requisito fundamental de la barrena es que el avi贸n sea colocado a un 谩ngulo de ataque excesivo para producir las tendencias de autorrotaci贸n de alabeo y gui帽ada. Generalmente hablando, el avi贸n convencional debe entrar en p茅rdida (stalled) antes de que una barrena pueda tener lugar. Esta relaci贸n establece un principio fundamental de recuperaci贸n: el avi贸n debe ser sacado de la p茅rdida (unstalled) disminuyendo el 谩ngulo de ataque del ala.
El procedimiento m谩s efectivo para la configuraci贸n convencional es usar tim贸n opuesto para detener el deslizamiento lateral, luego bajar el 谩ngulo de ataque con los elevadores. Con suficiente potencia de tim贸n este procedimiento producir谩 una recuperaci贸n positiva con una p茅rdida m铆nima de altitud. Se debe tener cuidado durante la salida del picado resultante para prevenir un 谩ngulo de ataque excesivo y la entrada en otra barrena.
Debe apreciarse que una barrena es siempre un posible corolario de una p茅rdida y el movimiento auto-sostenido de una barrena tendr谩 lugar a 谩ngulos de ataque excesivos. Por supuesto, un avi贸n de baja velocidad podr铆a ser dise帽ado para ser a prueba de barrenas haci茅ndolo a prueba de p茅rdidas. Limitando la cantidad de deflexi贸n del control, el avi贸n puede no tener la potencia de control longitudinal para compensar al 谩ngulo de ataque de m谩xima sustentaci贸n. Tal provisi贸n puede ser posible para ciertos aviones ligeros y comerciales, pero crear铆a una limitaci贸n poco realista e impr谩ctica en la utilidad de un avi贸n militar.
El avi贸n militar moderno de alta velocidad se caracteriza por formas en planta de ala de baja relaci贸n de aspecto y con flecha (swept) con gui帽ada e inercia de cabeceo relativamente grandes. Las caracter铆sticas aerodin谩micas de tal configuraci贸n se muestran en la figura 4.32. La curva de sustentaci贸n (CL versus alfa) es bastante plana en 谩ngulos de ataque altos y la sustentaci贸n m谩xima no est谩 claramente definida. Cuando este tipo de avi贸n recibe un movimiento de alabeo a altos 谩ngulos de ataque, tienen lugar cambios relativamente peque帽os en CL.
Cuando este efecto se combina con la envergadura relativamente corta de este tipo de avi贸n, es aparente que la contribuci贸n de autorrotaci贸n del ala ser谩 bastante d茅bil y no ser谩 un momento pro-barrena dominante. Los cambios relativamente grandes en el coeficiente de resistencia con el movimiento de alabeo implican un predominio de gui帽ada para la barrena de la configuraci贸n de avi贸n de alta velocidad.
En realidad, otros factores contribuyen a la tendencia predominante de gui帽ada para la barrena de la configuraci贸n de avi贸n moderno. La estabilidad direccional est谩tica se deteriora a altos 谩ngulos de ataque y puede ser tan d茅bil que desplazamientos de gui帽ada extremadamente grandes resulten. En ciertas instancias, 谩ngulos de ataque muy altos pueden traer tal decaimiento en la estabilidad direccional que un "corte" (slice) o desplazamiento extremo de gui帽ada tiene lugar antes de que una barrena verdadera sea aparente. A estos altos 谩ngulos de ataque, la gui帽ada adversa debido al alabeo y deflexi贸n de alerones puede ser muy fuerte y crear grandes desplazamientos de gui帽ada del avi贸n antes de realizar una p茅rdida.
El avi贸n con la masa distribuida relativamente grande y larga a lo largo del fuselaje puede exhibir un momento significativo contribuido por el fuselaje solo. El patr贸n de flujo cruzado en el fuselaje a altos 谩ngulos de ataque es capaz de producir momentos pro-barrena de magnitud considerable que contribuyen a la naturaleza auto-sostenida de la barrena. Tambi茅n, la gran masa distribuida del fuselaje en la rotaci贸n de alabeo-gui帽ada contribuye a momentos de inercia que aplanan la barrena y colocan al avi贸n en 谩ngulos de ataque extremos.
La recuperaci贸n de barrena del avi贸n moderno de alta velocidad implica principios que son similares a los del avi贸n convencional. Sin embargo, la naturaleza de la barrena para la configuraci贸n moderna puede implicar diferencias espec铆ficas en la t茅cnica necesaria para reducir el deslizamiento lateral y el 谩ngulo de ataque. El uso de tim贸n opuesto para controlar el deslizamiento lateral y efectuar la recuperaci贸n depender谩 de la efectividad del tim贸n cuando el avi贸n est谩 en la barrena.
A altos 谩ngulos de ataque positivos la efectividad del tim贸n se reduce y pueden necesitarse momentos anti-barrena adicionales para una recuperaci贸n r谩pida. La deflexi贸n de alerones dentro de la barrena reduce el momento de alabeo de autorrotaci贸n y puede producir gui帽ada adversa para ayudar al momento de gui帽ada del tim贸n en efectuar la recuperaci贸n.
Puede haber muchas otras diferencias espec铆ficas en la t茅cnica necesaria para efectuar la recuperaci贸n de la barrena. La efectividad del tim贸n durante la recuperaci贸n puede ser alterada por la posici贸n de los elevadores o la cola horizontal. Generalmente, stick (palanca) completamente atr谩s puede ser necesario durante la fase inicial de recuperaci贸n para aumentar la efectividad del tim贸n.
El uso de potencia durante la recuperaci贸n de la barrena de un avi贸n propulsado por h茅lice puede o no ayudar a la recuperaci贸n dependiendo del avi贸n espec铆fico y los efectos particulares de la estela de la h茅lice (slipstream). El uso de potencia durante la recuperaci贸n de la barrena de un avi贸n propulsado por jet no ofrece momentos girosc贸picos o de estela significativos o 煤tiles. Dado que el avi贸n est谩 en un 谩ngulo de ataque alto y deslizamiento lateral severo, el flujo en la entrada de aire puede ser muy pobre y el l铆mite de p茅rdida del compresor considerablemente reducido.
Estos elementos sirven para se帽alar posibles diferencias en la t茅cnica requerida para varias configuraciones. La recuperaci贸n de barrena espec铆fica para cada avi贸n se describe en el manual del piloto y es imperativo que la t茅cnica espec铆fica sea seguida para una recuperaci贸n exitosa.
PITCH-UP - ENCABITAMIENTO
El t茅rmino "pitch-up" generalmente se aplica a la inestabilidad longitudinal est谩tica encontrada por ciertas configuraciones a alto 谩ngulo de ataque. La condici贸n de encabitamiento (pitch-up) se ilustra mediante el gr谩fico de CM versus CL en la figura 4.33. La estabilidad longitudinal est谩tica positiva es evidente a valores bajos de CL por la pendiente negativa de la curva. A valores m谩s 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 谩ngulo de ataque produce momentos de nariz arriba que tienden a provocar aumentos adicionales en el 谩ngulo de ataque, de ah铆 que se aplique el t茅rmino "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 separaci贸n o p茅rdida en las puntas primero. La combinaci贸n de flecha y estrechamiento (taper) altera la distribuci贸n de sustentaci贸n para producir coeficientes de sustentaci贸n local altos y baja energ铆a de la capa l铆mite cerca de la punta. As铆, la p茅rdida de la punta es una tendencia inherente de tal forma en planta. Adem谩s, si ocurren coeficientes de sustentaci贸n local altos cerca de la punta, la tendencia ser谩 incurrir en la separaci贸n inducida por choque primero en estas 谩reas. Generalmente, el ala contribuir谩 al pitch-up solo cuando hay gran flecha.
Por supuesto, el ala no es el 煤nico elemento que contribuye a la estabilidad longitudinal del avi贸n. Otro elemento importante como fuente de pitch-up es la deflexi贸n de flujo hacia abajo (downwash) en la cola horizontal. La contribuci贸n de la cola a la estabilidad depende del cambio en la sustentaci贸n de la cola cuando el avi贸n recibe un cambio en el 谩ngulo de ataque. Dado que la deflexi贸n de flujo hacia abajo en la cola reduce el aumento en el 谩ngulo de ataque en la cola, cualquier aumento en la deflexi贸n de flujo hacia abajo en la cola es desestabilizante.
Para ciertas configuraciones de avi贸n de baja relaci贸n de aspecto, un aumento en el 谩ngulo de ataque del avi贸n puede ubicar f铆sicamente la cola horizontal en el campo de flujo del ala donde existe una deflexi贸n de flujo hacia abajo relativa m谩s alta. Por lo tanto, tendr谩 lugar una disminuci贸n en la estabilidad.
Ciertos cambios en el campo de flujo detr谩s del ala a altos 谩ngulos de ataque pueden producir grandes cambios en la contribuci贸n de la cola a la estabilidad. Si las puntas del ala entran en p茅rdida primero, los v贸rtices de punta se desplazan hacia adentro y aumentan la deflexi贸n de flujo local hacia abajo en la cola para una determinada CL del avi贸n. Tambi茅n, el fuselaje a alto 谩ngulo de ataque puede producir fuertes v贸rtices de separaci贸n de flujo cruzado que aumentan la deflexi贸n de flujo local hacia abajo para una cola horizontal colocada encima del fuselaje. Cualquiera o una combinaci贸n de estas influencias de deflexi贸n de flujo hacia abajo (downwash) puede proporcionar una gran contribuci贸n inestable de la cola horizontal.
La inestabilidad de pitch-up usualmente est谩 confinada al rango de alto 谩ngulo de ataque y puede ser una consecuencia de una configuraci贸n que de otra manera tiene cualidades de vuelo muy deseables. En tal caso ser铆a necesario proporcionar alguna funci贸n de control autom谩tico para prevenir la entrada en el rango de pitch-up o para proporcionar estabilidad sint茅tica para la condici贸n. Dado que el pitch-up es usualmente una inestabilidad fuerte con una alta tasa de divergencia, la mayor铆a de los pilotos no ser铆an capaces de lidiar con la condici贸n. A alta q (presi贸n din谩mica), el pitch-up ser铆a de gran peligro ya que la falla estructural podr铆a resultar f谩cilmente. A baja q, las cargas de vuelo fallidas pueden no resultar, pero la fuerte inestabilidad puede impedir una recuperaci贸n exitosa del movimiento resultante del avi贸n.
ROLL COUPLING - ACOPLAMIENTO DE ALABEO (INERCIAL)
La aparici贸n de problemas de "inertia coupling" (acoplamiento de inercia) en los aviones modernos fue el resultado natural del cambio progresivo en las caracter铆sticas aerodin谩micas y de inercia para satisfacer las demandas del vuelo a alta velocidad. Los problemas de acoplamiento de inercia fueron inesperados solo cuando los an谩lisis de estabilidad din谩mica no explicaron adecuadamente los cambios r谩pidos en las caracter铆sticas aerodin谩micas y de inercia de las configuraciones de los aviones.
El t茅rmino "inertia coupling" es algo enga帽oso porque el problema completo es uno tanto de aerodin谩mica como de acoplamiento de inercia. "Acoplamiento" (Coupling) resulta cuando alguna perturbaci贸n alrededor de un eje causa una perturbaci贸n alrededor de otro eje. Un ejemplo de movimiento desacoplado es la perturbaci贸n proporcionada a un avi贸n cuando se somete a una deflexi贸n del elevador. El movimiento resultante se restringe al movimiento de cabeceo sin perturbaci贸n en gui帽ada o alabeo.
Un ejemplo de movimiento acoplado podr铆a ser la perturbaci贸n proporcionada a un avi贸n cuando se somete a una deflexi贸n del tim贸n. El movimiento resultante puede ser alguna combinaci贸n de movimiento de gui帽ada y alabeo. Por lo tanto, el movimiento de alabeo se acopla con el movimiento de gui帽ada para definir el movimiento resultante. Este tipo de interacci贸n resulta de las caracter铆sticas aerodin谩micas y se denomina "aerodynamic coupling" (acoplamiento aerodin谩mico).
Un tipo separado de acoplamiento resulta de las caracter铆sticas de inercia de la configuraci贸n del avi贸n. Las caracter铆sticas de inercia del avi贸n completo se pueden dividir en la inercia de alabeo, gui帽ada y cabeceo y cada inercia es una medida de la resistencia a la aceleraci贸n de alabeo, gui帽ada o cabeceo del avi贸n. El fuselaje largo, delgado y de alta densidad con alas cortas y delgadas produce una inercia de alabeo que es bastante peque帽a en comparaci贸n con la inercia de cabeceo y gui帽ada. Estas caracter铆sticas son t铆picas de la configuraci贸n de avi贸n moderna. El avi贸n de baja velocidad m谩s convencional puede tener una envergadura mayor que la longitud del fuselaje. Este tipo de configuraci贸n produce una inercia de alabeo relativamente grande. La comparaci贸n de estas configuraciones se muestra en la figura 4.34.
El acoplamiento de inercia se puede ilustrar considerando la masa del avi贸n concentrada en dos elementos, uno representando la masa delante del centro de gravedad (c.g.) y otro representando la masa detr谩s del c.g. Hay dos sistemas de ejes principales a considerar: (1) el sistema aerodin谩mico o de viento es a trav茅s del c.g. en la direcci贸n relativa del viento, y (2) el sistema de inercia es a trav茅s del c.g. en la direcci贸n de las masas de los elementos. Este sistema de ejes se ilustra en la figura 4.34.
Si el avi贸n mostrado en la figura 4.34 estuviera en alguna condici贸n de vuelo donde el eje de inercia y el eje aerodin谩mico estuvieran alineados, no resultar铆a acoplamiento de inercia del movimiento de alabeo. Sin embargo, si el eje de inercia est谩 inclinado al eje aerodin谩mico, la rotaci贸n alrededor del eje aerodin谩mico crear谩 fuerzas centr铆fugas y causar谩 un momento de cabeceo. En este caso, un movimiento de alabeo de la aeronave induce un momento de cabeceo a trav茅s de la acci贸n 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 avi贸n se gira alrededor del eje de inercia no existir谩 acoplamiento de inercia pero el acoplamiento aerodin谩mico estar谩 presente. Parte C de la figura 4.34 muestra el avi贸n despu茅s de rodar 90 grados alrededor del eje de inercia. La inclinaci贸n que inicialmente era el 谩ngulo de ataque (alfa) es ahora el 谩ngulo de deslizamiento lateral (-beta). Tambi茅n el deslizamiento lateral cero original se ha convertido ahora en 谩ngulo de ataque cero. El deslizamiento lateral inducido afectar谩 la tasa de alabeo dependiendo de la naturaleza del efecto diedro del avi贸n.
Debe notarse que esa inclinaci贸n inicial del eje de inercia sobre el eje aerodin谩mico causar谩 que el par de inercia proporcione gui帽ada adversa con el movimiento de alabeo. Si el eje de inercia estuviera inclinado inicialmente por debajo del eje aerodin谩mico (como puede suceder a alta q o factores de carga negativos), el par de inercia inducido por el alabeo proporcionar铆a gui帽ada proversa (proverse yaw). As铆, el acoplamiento de alabeo puede presentar un problema tanto en la inclinaci贸n positiva como negativa del eje de inercia dependiendo de las caracter铆sticas aerodin谩micas y de inercia exactas de la configuraci贸n.
Como resultado del acoplamiento aerodin谩mico y de inercia, el movimiento de alabeo puede inducir una gran variedad de fuerzas y momentos longitudinales, direccionales y laterales. El movimiento real del avi贸n es resultado de una combinaci贸n compleja de acoplamiento aerodin谩mico y de inercia. En realidad, todos los aviones exhiben acoplamiento aerodin谩mico y de inercia pero en grados variables.
El acoplamiento de alabeo no causa problemas cuando los momentos resultantes del par de inercia son contrarrestados f谩cilmente por los momentos de restauraci贸n aerodin谩micos. 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 relaci贸n de aspecto y el vuelo a alto n煤mero de Mach permiten una gran inclinaci贸n del eje de inercia con respecto al eje aerodin谩mico y tambi茅n aumentan la magnitud del par de inercia. Adem谩s, los momentos de restauraci贸n aerodin谩micos se deterioran como resultado del alto n煤mero de Mach y el 谩ngulo de ataque y pueden crear las condiciones de acoplamiento de alabeo m谩s graves.
Dado que el acoplamiento de alabeo induce movimiento de cabeceo y gui帽ada, la estabilidad longitudinal y direccional es importante en determinar las caracter铆sticas generales del movimiento acoplado. Un avi贸n estable, cuando es perturbado en cabeceo y gui帽ada, retornar谩 al equilibrio despu茅s de una serie de oscilaciones. Para cada condici贸n de vuelo, el avi贸n tendr谩 una frecuencia acoplada de cabeceo-gui帽ada entre el movimiento no acoplado de frecuencia de cabeceo y gui帽ada.
Generalmente, cuanto mayor sea la estabilidad est谩tica longitudinal y direccional, mayor ser谩 la frecuencia acoplada de cabeceo-gui帽ada. Cuando el avi贸n est谩 sujeto a movimiento de alabeo, el par de inercia perturba al avi贸n en cabeceo y gui帽ada con cada revoluci贸n de alabeo y proporciona una funci贸n de forzamiento perturbadora. Si el avi贸n se alabea a una tasa igual a la frecuencia acoplada de cabeceo-gui帽ada, el movimiento oscilatorio divergir谩s o se estabilizar谩 a alguna amplitud m谩xima dependiendo de las caracter铆sticas del avi贸n.
La estabilidad longitudinal de la configuraci贸n de alta velocidad t铆pica es mucho mayor que la estabilidad direccional y resulta en una frecuencia de cabeceo m谩s alta que la frecuencia de gui帽ada. Aumentar la estabilidad direccional aumentando el 谩rea de la cola vertical, la adici贸n de aletas ventrales, o el uso de sistemas de estabilizaci贸n aumentar谩 la frecuencia acoplada de cabeceo-gui帽ada y elevar谩 la tasa de alabeo a la cual podr铆a existir una posible condici贸n divergente. Aumentar la estabilidad direccional mediante la adici贸n de aletas ventrales en lugar de a帽adir a la cola vertical tiene una ventaja de no contribuir al efecto diedro positivo a 谩ngulos de ataque bajos o negativos. Un alto efecto diedro hace que las tasas de alabeo m谩s altas sean m谩s f谩cilmente alcanzables en el movimiento de alabeo donde ocurre la gui帽ada proversa (proverse yaw).
Dado que la frecuencia de gui帽ada no acoplada es menor que la frecuencia de cabeceo, una condici贸n divergente alcanzar铆a primero proporciones cr铆ticas en gui帽ada, seguida de cerca por cabeceo. Por supuesto, si el movimiento del avi贸n se vuelve divergente direccionalmente o longitudinalmente es de inter茅s acad茅mico solamente.
Hay un tipo adicional de problema de acoplamiento que se conoce como "autorotative rolling" (alabeo autorrotativo). Un avi贸n 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 ser铆a posible detener el alabeo del avi贸n aunque el control lateral se mantuviera totalmente contra la direcci贸n de alabeo. Las caracter铆sticas de dise帽o que resultan en un gran efecto diedro positivo son gran flecha (high sweepback), posici贸n de ala alta, o cola vertical grande. Cuando el eje de inercia est谩 inclinado por debajo del eje din谩mico aerodin谩mico a bajo o negativo 谩ngulo de ataque, el alabeo induce par de inercia que resulta en gui帽ada proversa.
Dependiendo de la condici贸n de vuelo donde existe el problema de acoplamiento de alabeo, cuatro tipos b谩sicos de comportamiento del avi贸n 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 dificultar铆a el seguimiento de un objetivo o las amplitudes iniciales del movimiento pueden ser lo suficientemente grandes para causar falla estructural o p茅rdida de control.
(2) Movimiento acoplado estable y aceptable. El comportamiento del avi贸n 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 p茅rdida de control.
(3) Movimiento acoplado divergente e inaceptable. La tasa de divergencia es demasiado r谩pida para que el piloto reconozca la condici贸n y se recupere antes de la falla estructural o p茅rdida completa de control.
(4) Movimiento acoplado divergente pero aceptable. Para tal condici贸n la tasa de divergencia es bastante lenta y se necesita un desplazamiento de alabeo considerable para producir una amplitud cr铆tica. La condici贸n puede ser reconocida f谩cilmente a tiempo para tomar acci贸n correctiva.
Hay varios medios disponibles para lidiar con el problema del acoplamiento de alabeo. Los siguientes 铆tems se pueden aplicar para controlar el problema del acoplamiento de alabeo:
(a) Aumentar la estabilidad direccional.
(b) Reducir el efecto diedro.
(c) Minimizar la inclinaci贸n del eje de inercia en condiciones normales de vuelo.
(d) Reducir el acoplamiento aerodin谩mico indeseable.
(e) Limitar la tasa de alabeo, duraci贸n del alabeo, y 谩ngulo de ataque o factor de carga para realizar maniobras de alabeo.
Los primeros cuatro elementos pueden ser efectuados solo durante el dise帽o o por cambios de dise帽o. Algunos cambios de rendimiento de alabeo son inevitables ya que todas las caracter铆sticas deseables son dif铆ciles de obtener sin un compromiso serio en otra parte del dise帽o del avi贸n. El avi贸n t铆pico de alto rendimiento de alta velocidad tendr谩 alg煤n tipo de limitaciones de rendimiento de alabeo proporcionadas por restricciones de vuelo o dispositivos de control autom谩tico para prevenir alcanzar alguna condici贸n cr铆tica de la cual la recuperaci贸n es imposible.
Cualquier restricci贸n de alabeo proporcionada en un avi贸n debe ser considerada como una limitaci贸n operativa de vuelo principal ya que el movimiento m谩s severo puede causar p茅rdida completa de control y falla estructural.
EFFECTS OF HIGH MACH NUMBER - EFECTOS DE ALTO N脷MERO DE MACH
Ciertos problemas de estabilidad son particulares al vuelo supers贸nico. Mientras que la mayor铆a de las 谩reas problem谩ticas han sido tratadas en particular en la discusi贸n previa, vale la pena revisar los efectos del vuelo supers贸nico en los diversos 铆tems de estabilidad.
La estabilidad longitudinal est谩tica de un avi贸n aumenta durante la transici贸n de vuelo subs贸nico a supers贸nico. Usualmente la fuente principal del cambio en estabilidad se debe al desplazamiento del centro aerodin谩mico del ala con el n煤mero de Mach. Como corolario de este aumento en estabilidad hay una disminuci贸n en la controlabilidad y un aumento en la resistencia de compensaci贸n (trim drag).
La estabilidad direccional est谩tica de un avi贸n generalmente se deteriora con el n煤mero de Mach en vuelo supers贸nico. Dado que una gran parte de la amortiguaci贸n depende de las superficies de cola, la disminuci贸n en la pendiente de la curva de sustentaci贸n con el n煤mero de Mach explicar谩 en parte la disminuci贸n en la amortiguaci贸n. Por supuesto, no toda la amortiguaci贸n aerodin谩mica disponible se proporciona sint茅ticamente para obtener cualidades de vuelo satisfactorias. Para muchas configuraciones de alta velocidad los amortiguadores de cabeceo y gui帽ada, sistemas de estabilizaci贸n de vuelo, etc., son necesidades b谩sicas m谩s que lujos.
Generalmente, el vuelo a alto n煤mero de Mach tendr谩 lugar a gran altitud, por lo tanto el efecto de la gran altitud debe ser separado para estudio. Todo el amortiguamiento aerodin谩mico b谩sico se debe a momentos creados por el cabeceo, alabeo o gui帽ada del avi贸n. Estos momentos se derivan de los cambios en 谩ngulos de ataque en las superficies de cola con rotaci贸n angular (ver fig. 4.15).
Las velocidades aerodin谩micas verdaderas muy altas comunes al vuelo a gran altitud reducen los cambios de 谩ngulo de ataque y reducen el amortiguamiento aerodin谩mico. De hecho, el amortiguamiento aerodin谩mico es proporcional a $\sqrt{\sigma}$, similar a la proporci贸n de la velocidad verdadera a la velocidad equivalente. As铆, a la altitud de 40,000 pies, el amortiguamiento aerodin谩mico se reducir铆a a la mitad del valor al nivel del mar y a la altitud de 100,000 pies, el amortiguamiento aerodin谩mico se reducir铆a a una d茅cima parte del valor al nivel del mar.
Las altas presiones din谩micas (alta q) pueden ser comunes al vuelo a alto n煤mero de Mach y pueden encontrarse efectos aeroel谩sticos adversos. Si las superficies del avi贸n encuentran una deflexi贸n significativa cuando est谩n sujetas a carga, la tendencia puede ser bajar la contribuci贸n a la estabilidad y reducir la contribuci贸n de amortiguamiento. As铆, el problema de estabilidad adecuada de los diversos movimientos del avi贸n se agrava.
PILOT INDUCED OSCILLATIONS - OSCILACIONES INDUCIDAS POR EL PILOTO
El piloto puede inducir a prop贸sito varios movimientos al avi贸n por la acci贸n de los controles. Adem谩s, ciertos movimientos indeseables pueden ocurrir debido a una acci贸n inadvertida en los controles. La condici贸n m谩s importante existe con el movimiento longitudinal de per铆odo corto del avi贸n donde es posible el acoplamiento del sistema piloto-control del avi贸n. El retraso de respuesta del sistema de control y la posibilidad de producir cargas de vuelo da帽inas y p茅rdida de control del avi贸n.
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 avi贸n, el piloto puede suministrar un amortiguamiento negativo al movimiento oscilatorio y la inestabilidad din谩mica existe. Dado que el movimiento de per铆odo corto es de frecuencia relativamente alta, la amplitud de la oscilaci贸n de cabeceo puede alcanzar proporciones peligrosas en un tiempo incre铆blemente corto.
Cuando la oscilaci贸n inducida por el piloto es encontrada, la soluci贸n m谩s efectiva es una liberaci贸n inmediata de los controles. Cualquier intento de amortiguar forzosamente la oscilaci贸n simplemente contin煤a la excitaci贸n y amplifica la oscilaci贸n. Liberar los controles elimina la excitaci贸n inestable (pero inadvertida) y permite al avi贸n recuperarse por virtud de su estabilidad din谩mica inherente.
La oscilaci贸n inducida por el piloto es m谩s probable bajo ciertas condiciones. La m谩s obvia es el caso del piloto no familiarizado con la "sensaci贸n" del avi贸n 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 per铆odos de oscilaci贸n que coinciden con el retraso de respuesta del sistema piloto-control. Tambi茅n, la condici贸n de vuelo a alta q proporciona la capacidad aerodin谩mica para cargas de vuelo fallidas durante la oscilaci贸n.
Si una oscilaci贸n inducida por el piloto es encontrada, el piloto debe confiar en la estabilidad din谩mica inherente del avi贸n e inmediatamente liberar los controles. Si la excitaci贸n inestable contin煤a, se desarrollar谩n amplitudes de oscilaci贸n peligrosas en muy poco tiempo.
ESTABILIDAD Y CONTROL DEL HELIC脫PTERO (HELICOPTER STABILITY AND CONTROL)
Al discutir muchos de los problemas de estabilidad y control que ocurren en aviones de alta velocidad, uno podr铆a estar inclinado a creer que el lento helic贸ptero no tendr铆a tales problemas. Desafortunadamente, este no es el caso. Las flying qualities (cualidades de vuelo) que ser铆an consideradas totalmente insatisfactorias para los est谩ndares de ala fija son normales para los helic贸pteros. Los pilotos de helic贸ptero son la evidencia viviente de que una aeronave inestable puede ser controlada. Adem谩s, son evidencia de que el control sin estabilidad requiere atenci贸n 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 helic贸ptero ha resultado en algunas de sus caracter铆sticas m谩s importantes. Este efecto de acoplamiento aerodin谩mico-din谩mico es tan importante que debe ser considerado al discutir tanto la estabilidad como el control. El helic贸ptero deriva tanto el control longitudinal como el lateral inclinando el rotor principal y produciendo as铆 un momento de cabeceo o alabeo como se indica en la figura 4.35. La magnitud del empuje del rotor, el 谩ngulo de inclinaci贸n y la altura del buje (hub) sobre el c.g. (centro de gravedad) determinan el momento de control producido. Cabe se帽alar que la efectividad del control es baja cuando el empuje del rotor es bajo. Algunos helic贸pteros vuelo estacionario y grandes momentos de trim (compensaci贸n) al entrar en autorrotaci贸n limitar谩n el tama帽o del estabilizador a una superficie relativamente peque帽a. Usualmente el estabilizador horizontal se usa solo para dar al fuselaje las caracter铆sticas de momento deseadas.
La estabilidad de 谩ngulo de ataque de un helic贸ptero de rotores en t谩ndem se ve afectada negativamente por el downwash (flujo descendente) del rotor delantero reduciendo el 谩ngulo de ataque y el empuje del rotor trasero. Esta reducci贸n de empuje detr谩s del c.g. (centro de gravedad) causa que el helic贸ptero se encabrite (pitch up) hacia un 谩ngulo de ataque m谩s alto, a帽adiendo as铆 a la inestabilidad del 谩ngulo de ataque.
Al igual que en el avi贸n, varios modos oscilatorios de movimiento son caracter铆sticos de la estabilidad din谩mica de un helic贸ptero. El modo phugoid (fugoide) es el m谩s problem谩tico para el helic贸ptero. El modo fugoide es inestable en la mayor铆a de los helic贸pteros que operan sin la asistencia de dispositivos de estabilizaci贸n artificial. La inestabilidad din谩mica del helic贸ptero se evidencia por la especificaci贸n de flying qualities (cualidades de vuelo) para helic贸pteros. Estas especificaciones limitan esencialmente la tasa de divergencia de las oscilaciones din谩micas para el helic贸ptero ordinario. Aunque esta inestabilidad din谩mica puede ser controlada por el piloto y requiere atenci贸n constante, resulta en fatiga del piloto. La eliminaci贸n de la inestabilidad din谩mica contribuir铆a grandemente a mejorar las flying qualities (cualidades de vuelo) del helic贸ptero.
Esta caracter铆stica de inestabilidad din谩mica es particularmente importante si se espera que el helic贸ptero sea usado para operaciones en todo tipo de clima. De hecho, un modo phugoid (fugoide) seriamente divergente har铆a que el vuelo por instrumentos fuera impr谩ctico. Por esta raz贸n, la especificaci贸n de cualidades de vuelo requiere que los helic贸pteros con capacidad de instrumentos exhiban grados variables de estabilidad dependiendo del periodo de la oscilaci贸n. Las oscilaciones de periodo largo (m谩s 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 煤nica soluci贸n inmediata para la inestabilidad din谩mica es un sistema de estabilizaci贸n de actitud que es esencialmente un piloto autom谩tico. Otras soluciones al problema de inestabilidad din谩mica involucran retroalimentaci贸n de control mec谩nica, aerodin谩mica o electr贸nica de la actitud de cabeceo, velocidad de cabeceo, aceleraci贸n normal o 谩ngulo de ataque. La mejora de la estabilidad del helic贸ptero es obligatoria para utilizar completamente su capacidad 煤nica. A medida que se analizan y estudian m谩s problemas del helic贸ptero, las cualidades de vuelo de los helic贸pteros mejorar谩n y ser谩n comparables a las de la aeronave de ala fija emplean una articulaci贸n de aleteo desplazada (offset flapping hinge) para aumentar la efectividad del control creando un par de fuerza centr铆fuga cuando el rotor est谩 inclinado. Esto se muestra en la figura 4.35.
El rotor se inclina aprovechando el efecto girosc贸pico 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 inclinaci贸n hacia adelante del rotor se obtiene disminuyendo el paso de la pala cuando est谩 en la posici贸n de estribor (derecha) e incrementando el paso de la pala cuando est谩 en la posici贸n de babor (izquierda). La disimetr铆a lateral de sustentaci贸n que resulta causa que el rotor se incline hacia adelante debido al efecto girosc贸pico.
Un cambio de paso de pala diferencial como este se llama cambio de paso c铆clico (cyclic pitch change) ya que cada pala pasa por un ciclo completo de variaciones de 谩ngulos de paso mientras completa una revoluci贸n de rotaci贸n alrededor del buje. Un cambio de paso c铆clico es logrado por el piloto mediante el uso de la cyclic stick (palanca c铆clica). La disposici贸n del control es tal que el rotor se inclina en la misma direcci贸n en que se desv铆a la palanca c铆clica.
Una variaci贸n en el empuje del rotor se logra aumentando el paso de las palas simult谩neamente o colectivamente. Este tipo de acci贸n de control se llama "collective pitch" (paso colectivo) y se logra mediante el uso de la collective stick (palanca de paso colectivo). En operaci贸n, la palanca c铆clica es an谩loga a la palanca de control de un avi贸n, y la palanca colectiva es an谩loga al acelerador de un avi贸n.
Existen varias posibilidades para el control longitudinal de un helic贸ptero de rotores en t谩ndem. Un momento de cabeceo puede ser producido inclinando ambos rotores, por un cambio de paso c铆clico 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 combinaci贸n de estos m茅todos. Los dos m茅todos b谩sicos se ilustran en la figura 4.36. Obviamente, un cambio en la actitud del fuselaje debe acompa帽ar al m茅todo colectivo diferencial de control longitudinal.
El control de cabeceo y lateral adecuados son f谩ciles de obtener en el helic贸ptero t铆pico y usualmente no presentan problemas. El problema usual es un exceso de efectividad de control que resulta en un helic贸ptero demasiado sensible. Las especificaciones de control del helic贸ptero intentan asegurar caracter铆sticas de control satisfactorias requiriendo m谩rgenes adecuados de recorrido y efectividad del control sin una sensibilidad objetable.
El control direccional en un helic贸ptero de un solo rotor se obtiene mediante un tail rotor (rotor de cola o rotor antipar), ya que una superficie aerodin谩mica convencional no ser铆a efectiva a bajas velocidades o en vuelo estacionario. Los requisitos de control direccional del rotor de cola en un helic贸ptero t铆pico impulsado por eje son bastante exigentes, ya que debe contrarrestar el par motor que se suministra al rotor principal, as铆 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 m谩ximas del rotor de cola ocurren en condiciones cuando la potencia del motor tambi茅n est谩 en gran demanda. La condici贸n m谩s cr铆tica es mientras se est谩 en vuelo estacionario con el peso bruto m谩ximo. La efectividad del rotor de cola est谩 determinada por las caracter铆sticas del rotor y la distancia que el rotor de cola est谩 detr谩s del c.g. (centro de gravedad). Las especificaciones de control requieren que el helic贸ptero sea capaz de girar en la direcci贸n m谩s cr铆tica a una velocidad especificada mientras est谩 en vuelo estacionario con una condici贸n de viento especificada. Adem谩s, se requiere que el helic贸ptero 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 f谩cilmente satisfechos por un helic贸ptero impulsado en la punta (tip-driven), ya que el control direccional no tiene que contrarrestar el par motor.
El control direccional de un helic贸ptero de rotores en t谩ndem se logra mediante cambio de paso c铆clico 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 f谩cilmente en un helic贸ptero de rotores en t谩ndem porque el par motor de un rotor se opone al par del otro rotor eliminando as铆 un momento direccional neto. Por supuesto, alg煤n desequilibrio neto de par puede tener que ser superado si el par motor en los dos rotores es diferente.
Cuando un helic贸ptero de rotores en t谩ndem se rota r谩pidamente alrededor de uno de los rotores en lugar de alrededor del c.g., el otro rotor adquiere "sustentaci贸n traslacional" como resultado de la velocidad debido a la rotaci贸n y resulta un aumento en el empuje del rotor. Esto causa un pitch-up (encabritamiento) o pitch-down (picado) dependiendo de qu茅 rotor sea el helic贸ptero rotado alrededor, lo cual es m谩s com煤n, resulta en un picado (pitch-down).
La estabilidad general de un helic贸ptero resulta de las contribuciones de estabilidad individual de los diversos componentes tal como en el caso del avi贸n de ala fija. Las contribuciones de estabilidad se pueden dividir de la siguiente manera:
(1) Rotor
(2) Fuselaje
(3) Estabilizadores
(4) Dispositivos mec谩nicos
La contribuci贸n desestabilizadora del fuselaje y la contribuci贸n estabilizadora de una superficie estabilizadora son similares en efecto a un avi贸n y no se discutir谩n aqu铆. Las caracter铆sticas principales de estabilidad que hacen al helic贸ptero diferente de un avi贸n son las del rotor.
Dos tipos de estabilidad son importantes en el rotor: (1) estabilidad de 谩ngulo de ataque y (2) estabilidad de velocidad. En vuelo estacionario, el 谩ngulo de ataque y la velocidad relativa del viento, 谩ngulo de ataque, y sustentaci贸n en cada pala del rotor es la misma. Si el rotor es desplazado a trav茅s de alg煤n 谩ngulo, no resultan cambios en las fuerzas. Por lo tanto, el rotor tiene estabilidad de 谩ngulo de ataque neutral al estar en vuelo estacionario. Sin embargo, en vuelo hacia adelante, un incremento en el 谩ngulo del rotor de ataque incrementa la sustentaci贸n en la pala que avanza (advancing blade) m谩s que en la pala que retrocede (retreating blade) ya que las velocidades relativas del viento son mayores en la pala que avanza.
Esta disimetr铆a lateral de sustentaci贸n causa que el rotor se incline hacia atr谩s debido al efecto girosc贸pico del rotor, incrementando a煤n m谩s el 谩ngulo de ataque del rotor. As铆, el rotor es inestable con cambios en 谩ngulo 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, as铆 como por la inclinaci贸n del empuje del rotor, existe una mayor inestabilidad para incrementos en 谩ngulo de ataque que para disminuciones en 谩ngulo de ataque. Adem谩s, la inestabilidad es mayor para incrementos en 谩ngulo de ataque cuando el empuje del rotor tambi茅n aumenta.
Si el 谩ngulo del rotor de ataque se mantiene constante y al rotor se le da una velocidad de traslaci贸n, resulta una disimetr铆a de sustentaci贸n ya que la velocidad de la pala que avanza se incrementa mientras la velocidad de la pala que retrocede se disminuye. Esta disimetr铆a de sustentaci贸n causa que el rotor se incline en una direcci贸n para oponerse al cambio en velocidad debido al efecto girosc贸pico del rotor. Por lo tanto, el rotor tiene estabilidad de velocidad.
Un helic贸ptero en vuelo estacionario exhibe cierto grado de estabilidad aparente en virtud de su estabilidad de velocidad aunque tiene estabilidad de 谩ngulo de ataque neutral. Este tipo de estabilidad en vuelo estacionario es an谩loga a la estabilidad lateral direccional aparente que exhibe un avi贸n debido al efecto diedro. Estabilidad adicional en vuelo estacionario puede ser obtenida mediante el uso de estabilizadores mec谩nicos tales como la Bell stabilizer bar (barra estabilizadora Bell), o por estabilizaci贸n sint茅tica o artificial.
La estabilidad est谩tica total de un helic贸ptero est谩 determinada combinando las contribuciones de estabilidad de todos los componentes. El resultado usual para un helic贸ptero t铆pico es inestabilidad con 谩ngulo de ataque y una estabilidad de velocidad variable que se vuelve neutral o inestable a altas velocidades. Por supuesto, el helic贸ptero podr铆a hacerse estable con 谩ngulo de ataque proporcionando un estabilizador horizontal lo suficientemente grande. Desafortunadamente, efectos adversos a baja velocidad o ...vuelo estacionario y grandes momentos de compensaci贸n (trim) al entrar en autorrotaci贸n limitar谩n el tama帽o del estabilizador a una superficie relativamente peque帽a. Usualmente el estabilizador horizontal se usa solo para dar al fuselaje las caracter铆sticas de momento deseadas.
La estabilidad de 谩ngulo de ataque de un helic贸ptero de rotores en t谩ndem se ve afectada negativamente por el flujo descendente (downwash) del rotor delantero reduciendo el 谩ngulo de ataque y el empuje del rotor trasero. Esta reducci贸n de empuje detr谩s del c.g. (centro de gravedad) causa que el helic贸ptero se encabrite (pitch up) hacia un 谩ngulo de ataque m谩s alto, a帽adiendo as铆 a la inestabilidad del 谩ngulo de ataque.
Al igual que en el avi贸n, varios modos oscilatorios de movimiento son caracter铆sticos de la estabilidad din谩mica de un helic贸ptero. El modo fugoide (phugoid) es el m谩s problem谩tico para el helic贸ptero. El modo fugoide es inestable en la mayor铆a de los helic贸pteros que operan sin la asistencia de dispositivos de estabilizaci贸n artificial. La inestabilidad din谩mica del helic贸ptero se evidencia por la especificaci贸n de cualidades de vuelo (flying qualities) para helic贸pteros. Estas especificaciones limitan esencialmente la tasa de divergencia de las oscilaciones din谩micas para el helic贸ptero ordinario. Aunque esta inestabilidad din谩mica puede ser controlada por el piloto y requiere atenci贸n constante, resulta en fatiga del piloto. La eliminaci贸n de la inestabilidad din谩mica contribuir铆a grandemente a mejorar las cualidades de vuelo (flying qualities) del helic贸ptero.
Esta caracter铆stica de inestabilidad din谩mica es particularmente importante si se espera que el helic贸ptero sea usado para vuelo por instrumentos en operaciones de todo tipo de clima. De hecho, un modo fugoide (phugoid) seriamente divergente har铆a que el vuelo por instrumentos fuera impr谩ctico. Por esta raz贸n, la especificaci贸n de cualidades de vuelo requiere que los helic贸pteros con capacidad de instrumentos exhiban grados variables de estabilidad o inestabilidad dependiendo del periodo de la oscilaci贸n. Las oscilaciones de periodo largo (m谩s 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 煤nica soluci贸n inmediata para la inestabilidad din谩mica es un sistema de estabilizaci贸n de actitud que es esencialmente un piloto autom谩tico. Otras soluciones al problema de inestabilidad din谩mica involucran retroalimentaci贸n de control mec谩nica, aerodin谩mica o electr贸nica de la actitud de cabeceo, velocidad de cabeceo, aceleraci贸n normal o 谩ngulo de ataque. La mejora de la estabilidad del helic贸ptero es obligatoria para utilizar completamente su capacidad 煤nica. A medida que se analizan y estudian m谩s problemas del helic贸ptero, las cualidades de vuelo de los helic贸pteros mejorar谩n y ser谩n comparables a las de la aeronave de ala fija.