Clase 10 - Unidad 13 - comandos del Avión 2024 PDF

CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 1 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 COMANDOS DEL AVION Un avión debe ser controlable y maniobrable durante el decolaje, tre...

CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 1 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 COMANDOS DEL AVION Un avión debe ser controlable y maniobrable durante el decolaje, trepada, vuelo horizontal, planeo y aterrizaje. Mediante los comandos debe ser posible obtener una transición suave de una condición de vuelo a otra, sin necesidad de una gran destreza, cuidado o esfuerzo por parte del piloto, incluida la de una falla de motor en los aviones multimotores. Los mandos de vuelo, con los que el piloto consigue el equilibrio del avión obtienen una condición de vuelo determinada o efectúa una maniobra, se dividen en primarios y secundarios. Los mandos primarios son los alerones interiores y exteriores para el control lateral, los elevadores y el timón de dirección. Los mandos secundarios son los spoilers divididos en seis segmentos, con las funciones de ayuda en el control lateral, aerofrenos en vuelo y en tierra en caso de aterrizaje o despegue abortado, las ranuras de borde de ataque (slats), cuatro segmentos en cada semiala, cuyo objetivo es aumentar la sustentación y se usan al mismo tiempo los flaps divididos en cuatro segmentos, dos interiores y dos exteriores, con las funciones clásicas de dichos dispositivos. Todos estos mandos están operados con potencia hidráulica y cada elemento, por al menosdos sistemas hidráulicos diferentes, con el objeto de asegurar la operación. Se puede definir los sistemas de mandos de vuelo de un avión, como el conjunto de todos los dispositivos mecánicos, hidráulicos y eléctricos que convierten los movimientos que el piloto efectúa sobre los mandos del avión en deflexiones de las superficies de control. Clasificación de los sistemas de mando de vuelo Sistemas Convencionales Son los sistemas en los que el piloto por acciones ejercidas en la palanca y los pedales a través de los sistemas clásicos como son cables, varillas, poleas, etc, mueven los elevadores, timón de dirección y los alerones. Son sistemas de control reversibles, el piloto siente las cargas aerodinámicas que se originan en las superficies de control y suministra todas las fuerzas necesarias para moverlas. Sistemas de mando ayudados Son aquellos en los que el piloto suministra solo parte de la fuerza de control necesaria para vencer los momentos de charnela que se originan en las superficies de control, existiendo un sistema de potencia en paralelo que proporciona el resto de la fuerza. Estos sistemas son considerados reversibles. Sistemas de control completamente operados con potencia Son irreversibles, el piloto no tiene conexión directa con las superficies de control y los momentos originados en ellas no les llegan y por lo tanto no los siente. Por tal causa es imprescindible el uso de un sistema de sensación artificial, de modo que sienta unas fuerzas proporcionales a la deflexión de la superficie y al cuadrado de la velocidad. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 2 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Sistemas de control automático El piloto automático es un sistema de control de vuelo automático que mantiene la aeronave en vuelo nivelado o en un rumbo preestablecido. Puede ser dirigido por el piloto o acoplado a una señal de radionavegación. El piloto automático reduce las exigencias físicas y mentales del piloto y aumenta la seguridad. Las funciones comunes disponibles en un piloto automático son mantener altitud y el control del rumbo. Los sistemas más simples utilizan indicadores de actitud giroscópicos y brújulas magnéticas para controlar los servos conectados al sistema de control de vuelo. El número y ubicación de estos servos depende de la complejidad del sistema. Por ejemplo, un piloto automático de un solo eje controla el avión alrededor del eje longitudinal y un servo acciona los alerones. Un piloto automático de tres ejes controla la aeronave en los ejes longitudinal, lateral y vertical. Tres servos diferentes accionan los alerones, el elevador y el timón de dirección. Los sistemas más avanzados a menudo incluyen una posibilidad de mantener la velocidad vertical y/o velocidad indicada. Los sistemas avanzados de piloto automático están acoplados a las ayudas a la navegación a través de un director de vuelo. El sistema de piloto automático también incorpora una función de seguridad de desconexión para UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 3 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 desactivar el sistema de forma automática o manual. Los pilotos automáticos funcionan con sistemas de navegación inercial, sistemas de posicionamiento global (GPS) y computadoras de vuelo para controlar la aeronave. En los sistemas fly-by-wire, el piloto automático es un componente integrado. Debido a que los sistemas de piloto automático difieren mucho en su funcionamiento, se deben consultar las instrucciones de funcionamiento del piloto automático en el Manual de vuelo del avión (AFM). Estructura básica de los sistemas automáticos de control de vuelo. La estructura fundamental de todos los sistemas descritos anteriormente consiste de tres componentes: Sensores Los sensores, que miden los datos relevantes. Una unidad de cálculo, que analiza los datos enviados y calcula las señales de control a partir de ellas. Computadores Actuadores, que convierten las señales de control en movimientos de control físico. Actuadores La interacción entre estos tres segmentos se representa como un lazo de control. Instrumentos de Vuelo Lazo de Control Básico Piloto Controles Sistemas Características de Reacción de la de Vuelo de Control Estabilidad y Control Aeronave Sistemas de Aumento de Estabilidad Lazo de Control SAS Piloto Automático Lazo control de Piloto automático Algunas aeronaves presentan una baja estabilidad natural, lo que en combinación con la influencia atmosférica provoca una gran carga de trabajo para el piloto. Con la ayuda de la tecnología de control (sistemas de aumento de estabilidad), las cualidades naturales de vuelo de una aeronave se pueden mejorar artificialmente. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 4 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Los alerones son superficies móviles que se encuentran en los extremos del ala en la parte posterior del borde de fuga, formando en posición neutral, parte integrante de la superficie del ala. A continuación, se presenta un esquema de control de alerones de un avión Boeing B-737-700. Están fijados mediante charnelas al larguero posterior o a un falso larguero del ala. Con su accionamiento se corrige la estabilidad lateral del avión. Las superficies de comando o áreas ocupan del 8 al 10 % de la superficie total del ala. No hay reglas que estipulen las proporciones que deben tener los alerones y solo los estudios en túneles aerodinámicos proporcionan ideas exactas en tal sentido. Sus dimensiones deben ser tales que su eficiencia sea satisfactoria a bajas velocidades, especialmente en acercamiento y aterrizaje, como así también al aproximarse un avión a la pérdida de velocidad en una trepada. La extensión de los alerones debe mantenerse dentro del 35 % al 45 % de la envergadura del ala, dejando así espacio suficiente para los flaps. Los ángulos máximos de desplazamiento están comúnmente entre 15 a 20° hacia abajo y 20 a 25° hacia arriba. El accionamiento de los alerones debe provocar una rotación alrededor del eje longitudinal al inclinarse el ala a uno u otro lado. Cuando el piloto mueve la palanca de comando en sentido contrario a la inclinación del ala, el alerón correspondiente baja, mientras que el del ala opuesta sube. Con este movimiento del comando, la semiala con el alerón bajo, aumenta la sustentación debido a la mayor curvatura del perfil y se levanta, mientras que la otra semiala baja, por tener menor sustentación. Esta diferencia entre ambas semialas produce una rotación del avión alrededor de su eje longitudinal. O sea que la semiala que sube, la cual tiene mayor sustentación, también tiene mayor resistencia aerodinámica, por lo tanto el avión tendera a guiñar en sentido contrario al rolido iniciado. Esto se conoce como guiñada adversa. Una manera de corregir esto es utilizando un movimiento diferencial de los alerones, o sea que el alerón que sube, suba en proporción más grados que lo que baja el alerón de la otra semiala. De esta manera el alerón que sube tiene más resistencia y compensa el aumento de resistencia de la otra semiala por aumento de sustentación, evitando la guiñada adversa. En los aviones se emplean diferentes tipos de alerones que presenta cada uno sus ventajas e inconvenientes. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 5 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 El tipo conocido como Frise es un alerón equilibrado y su forma es tal que al inclinar hacia abajo forma una superficie continuada con el ala produciendo un aumento de sustentación con poca resistencia. Alerón Frise Punto de giro del alerón Debido a la posición del eje y a su forma se equilibra con facilidad, tanto estática como dinámicamente. Si la parte posterior se mueve hacia arriba, la anterior se proyecta hacia abajo del intrados del plano principal, produciendo una corriente de aire turbulenta y una resistencia muy grande. Esta compensa el aumento de resistencia producida en la semiala opuesta por la mayor curvatura, evitando de esta forma que se produzca una rotación alrededor del eje vertical, mientras el avión recupera su estabilidad vertical. Otro tipo es el llamado alerón ranurado, que cuando se encuentra en posición hacia abajoabre una ranura entre el ala y el alerón, produciendo un aumento de sustentación. Al inclinarse hacia arriba cierra esa ranura. Se obtiene de esta forma un aumento importante en la cupla de rolido para los grandes ángulos de incidencia, comparado con los alerones comunes. En este tipo la posición del eje de charnela debe observar una inversión del momento de charnela a determinados regímenes Perfil del Ala Perfil del Alerón Punto de giro del Alerón Con el aumento de velocidad y dimensión de los aviones es preciso un mayor equilibrio aerodinámico en los alerones. El método convencional para obtener este equilibrio por transposición del eje de rotación hacia atrás y desarrollando una buena forma de naríz del alerón, no es del todo adecuado, pues las formas geométricas proporcionan una excesiva sensibilidad y a elevados números de Mach, una naríz sobresaliente produce dificultades y es indeseable. Este inconveniente se subsana, cerrando la abertura en la naríz o equilibrando desde atrás, mediante una simple aleta aparejada. Este método proporciona flexibilidad por su rápida variación dentro de amplios límites de equilibrio o sea una acción diferencial combinada con un ajuste de los ángulos de los alerones mediante un tab. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 6 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 HIPERSUSTENTADORES Como los aviones normalmente vuelan a velocidades de crucero elevadas, los perfiles aerodinámicos de las alas tienen un CLmáx pequeño, entonces cuando se debe aterrizar o decolar, es necesario incrementar la sustentación, disminuir la velocidad, de manera de utilizar una longitud de pista menor. Sería ideal disponer de un perfil adecuado para vuelos de crucero con un valor de CLmáx pequeño y que en el momento de aterrizaje y despegue pudiera ser modificado para tener un CLmáx mayor. El conjunto de elementos que se utiliza con el fin de aumentar este valor se conoce con el nombre de hipersustentadores. Existen muchos tipos de dispositivos hipersustentadores que utilizan solos o combinados, en general o modifican la forma del perfil o son dispositivos que controlan la capa límite con el fin de retrasar su separación y por lo tanto la pérdida. Son superficies móviles dispuestas sobre el borde de ataque o fuga capaces de aumentar la sustentación, para valores determinados de ángulos de ataque y velocidad, como de mantener la sustentación del avión a pesar de la disminución de la velocidad para acortar la carrera de aterrizaje. Los hipersustentadores dificultan en vuelo normal del avión por lo que van equipados con mandos que actúan para que permanezcan plegados en vuelo de crucero y se abran en el momento oportuno accionados por el piloto. Ranuras del Borde de Ataque – Slats Las ranuras del borde de ataque consiste en una abertura en forma de ranura, situada cerca del borde de ataque, entre un perfil auxiliar slat y el perfil básico del ala. La ranura puede ser fija, pudiendo abrirse en vuelo bajo ciertas condiciones, como puede ser el actuar los flaps en más de un cierto número de grados, o bien automático, abriéndose a partir de un cierto ángulo de ataque; a bajos ángulos de ataque la distribución de presiones tiende a mantener la ranura cerrada y a ángulos de ataque grandes a abrirla. El efecto de la ranura es completamente análogo al de un soplador de capa límite, es más, es un soplador de capa límite ya que al existir mayor presión en el intrados que en el extrados el aire tiende a fluir a gran velocidad, comunicando energía a la capa límite del extrados; produciendo un aumento de la sustentación proporcionada por el mismo a grandes ángulos de ataque al impedir el desprendimiento de dicha capa. A ángulos de ataque pequeños la ranura aunque esté abierta no produce ningún efecto, pero permite alcanzar ángulos de ataque mucho mayores sin entrar en pérdida y conseguir un CLMáx UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 7 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 mayor. Sigue presentando el inconveniente de actitud de morro muy alto en el aterrizaje, a parte de la posibilidad de la formación de hielo. La variación que produce en el momento de cabeceo es despreciable, y la resistencia del perfil no varía. Efectivamente la sustentación producida por el ala de un avión aumenta con el ángulo de ataque, pero esto es solamente cierto hasta que por la aparición de torbellinos en el extrados del ala, al sobrepasar un determinado ángulo de ataque, el coeficiente de sustentación CL disminuye, entonces el avión ha entrado en pérdida por desprendimiento de la capa límite. Esteángulo de ataque máximo se llama ángulo de entrada en pérdida. Las ranuras permiten el paso al extrados del aire a gran presión, procedente del intrados, lo que da lugar a una corriente que sujeta al fluido en la zona del extrados, retrasándose así el desprendimiento de la capa límite, es decir, la formación de tobellinos. En consecuencia se puede aumentar más el ángulo de ataque del plano sustentador sin que se produzca la entradaen pérdida del mismo. Las ranuras dificultan el vuelo normal del avión, por lo que se suele disponer de un sistema para que permanezcan cerradas en vuelo de crucero y se abran en el momento oportuno. Este dispositivo de apertura y cierre puede ser automático o comandado por el piloto. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 8 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Flaps Se puede definir como flaps aquellas partes móviles del ala que al moverse hacen aumentar la curvatura del ala, consiguiendo en consecuencia un aumento del CLMáx. Podemos subdividirlos en dos grupos, los flaps de bode de ataque y los flaps de borde de fuga. Dentro de los primeros están: Flaps de bode de ataque sencillo. Flap Krueger. Flap Betz. En general se puede decir que su efecto principal se traduce en un aumento considerable del CLMáx ; el ángulo de ataque de sustentación nula y la pendiente de la curva de sustentación permanecen prácticamente inalterados, tal como se observa en la próxima figura. Flap de Borde de Ataque de Curvatura Variable UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 9 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 El flap de borde de ataque aumenta el radio del borde de ataque por lo que hace comportar al perfil alar como un perfil espeso con mayor coeficiente de sustentación. Flaps de Borde de Fuga Dentro de los flaps de borde de fuga están el flap sencillo, ranurado, de intradós, acharnelado y fowler. El flap sencillo consiste en provocar un cambio en la curvatura del ala, en la raíz y los alerones, variando la posición del borde de fuga mediante un comando. El flap de intradós encontró mayor aplicación que la anterior en el cual la parte superior del borde de salida queda intacta, mientras que en la parte inferior baja una aleta plana. De esta manera se aumenta la curvatura por lo que incrementa el CL lográndose una disminución de velocidad manteniéndose constante la sustentación. Si aplicamos la fórmula de sustentación tendremos L = ½. CL.   V2. S El flap de intradós acharnelado es semejante al anterior, agregando una propiedad más a la de este, que al deflectarse desplaza su eje hacia atrás, con lo que aumenta la cuerda efectiva del ala, ello permite combinar los efectos de curvatura del perfil con los de variación de la superficie sustentadora del ala, dando lugar de este modo a una sustentación mayor para cada velocidad. En la fórmula de sustentación anterior aumenta también la Superficie. El flap ranurado posee un acoplamiento que está realizado de tal modo que, al deflectarse abre una ranura entre él y el plano sustentador. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 10 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 De este modo se combinan los efectos hipersustentadores característicos del flap propiamente dicho y de las ranuras que actúan en la zona ocupada por el flap. Por ser este flap con deslizamiento angular y al desplazarse una cierta distancia del ala y por tener una forma de perfil aerodinámico se comporta igual que los anteriores y genera adicionalmente su propia sustentación. En el flap fowler, la parte del perfil correspondiente al borde de fuga, al mismo tiempo que se baja se desplaza hacia atrás aumentando la cuerda y por lo tanto el área efectiva del ala. Puede tener dos o más secciones, siendo cada una de ellas un pequeño perfil. Entre las diversas secciones del flap fowler, puede circular aire del intradós al extrados, al igual que en el sencillo ranurado, lo que hace que la efectividad tanto en uno como en el otro sea grande. El aumento de la curvatura que producen los flaps del borde de fuga se traduce en definitiva en aumento del CL a cualquier ángulo de ataque, por lo tanto también aumento del CLMáx , aumento del coeficiente de cabeceo negativo, y variación del ángulo de ataque al que se produce sustentación nula. Permanece prácticamente inalterable la pendiente de la curva de CL en función del ángulo de ataque. El ángulo de ataque al que se produce la pérdida apenas si varía o disminuye ligeramente (flap sencillo) por último la resistencia aumenta considerablemente lo que hace la polar se desplace hacia la derecha. CL CL Flap 20° Flap 20° Flap 10° Flap 10° Flap 0° Flap 0°  CD Es muy frecuente la utilización conjunta de flap de borde de fuga con flap o ranuras de bordede ataque. Se debe tener en cuenta que siempre la ranura produce un aumento de la CLMáxcon un aumento del ángulo de ataque, mientras que los flaps, aumentan el CLMáx variando el ángulo de deflexión del flap para un mismo ángulo de ataque. En la figura siguiente nos muestra el efecto de esta combinación. CL Ranura Abierta y Flaps Deflectados Flaps Deflectados Ranura Abierta Perfil Básico UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 11 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0  Ya hemos hablado de la necesidad de utilizar los flaps, con el fin de reducir la velocidad de aterrizaje. Imaginemos un despegue con flaps, podríamos pensar que una vez en el aire y alcanzada una cierta altura de seguridad, los flaps no hacen nada afuera. Sin embargo puede no ser así, debido a que su acción desde el punto de vista que nos interesa es doble: aumenta la sustentación pero también la resistencia. Supongamos que el avión tiene todavía poca velocidad, el CL será grande y estamos con flaps fuera; el punto de la polar que corresponde será el “A” (de la fig. siguiente). Si en este momento metiéramos flaps pasaríamos al punto A’ de la polar sin flaps ya que el CL debe seguir valiendo lo mismo para que la sustentación sea igual al peso. En A’ el avión tendría un CD mayor y por lo tanto una resistencia mayor que en “A”. O sea que en este caso meter flaps significaría aumentar la resistencia. CL Flap Fuera A A’ Flap Dentro B’ B CD Supongamos flaps a fuera, que el avión tiene una velocidad mayor, el CL que necesita es menor y estará volando en un punto tal como el “B”. Si metemos flaps pasaríamos al punto B’, que significa menor resistencia. Luego en un caso al meter flaps aumenta la resistencia, en el otro disminuye, observemos que todo depende de que el CL sea mayor o menor que el que corresponde en la figura al punto “M”. Al piloto se le da el dato correspondiente al punto “M” en forma de velocidad. Antes de alcanzar esa velocidad sería erróneo meter flap porque significaría aumentar la resistencia, por mucho que se pueda pensar que al hacerlo el avión quedaría más limpio. A velocidades mayores es absurdo mantener el flap fuera, ya que lo único que conseguimos es que la resistencia sea mayor que con ellos dentro. En el despegue al poder conseguir un CL mayor, el uso de los flaps permite reducir la longitud de la pista y velocidades, aunque no tanto como a primera vista pudiera suponerse, ya que el aumento de CD que se produce, origina una desaceleración, este aumento del CD es lo que hace que los ángulos de deflexión de flaps sean pequeños. En general el ángulo de ascenso disminuye en un avión con flaps deflectados respecto al avión limpio, aunque en algún tipo de avión pudiera ocurrir que el ángulo fuera ligeramente superior con una deflexión pequeña de flaps. En aterrizaje se utilizan valores elevados del ángulo de deflexión de flaps, con lo que se aumenta la pendiente de la trayectoria de descenso y se disminuyen las velocidades y longitudes de pista necesarias. La posición de flaps en el despegue viene determinada por la longitud de pista disponible y la subida inicial. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 12 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 En general si se seleccionan muchos grados de flaps, se recorrerá poca longitud de pista y el avión subirá con un ángulo respecto a la horizontal pequeño. Si por el contrario se seleccionan pocos grados de flaps recorrerá más pista y subirá con un ángulo de ascenso mayor que el anterior. Por otro lado conviene que la velocidad de aterrizaje sea lo menor posible y con este fin se utilizan los dispositivos hipersustentadores, los cuales aumentan el valor del CLMáx considerablemente y también aumenta el CD. Durante la aproximación y hasta el momento en que el avión toca el suelo, hay que tener deflectados los flaps para reducir la velocidad; podríamos pensar que debido al aumento del CD que producen los flaps deflectados sería conveniente durante la carrera por la pista tenerlos así, eso también significaría una mayor sustentación y por lo tanto una fuerza de frenado menor, y como la función de los frenos es de mayor importancia, convendrá recoger los flaps antes de la aplicación de los frenos. Solamente en el caso que los frenos estuvieran fuera de funcionamiento podría pensarse que fuera útil el uso de los flaps durante la carrera sobre la pista. Es interesante sin embargo, considerar que la acción del frenado aerodinámico y por lo tanto de los flaps, depende del cuadrado de la velocidad y en consecuencia será más efectiva cuanto mayor velocidad tenga el avión. Si entre el momento de tocar la pista y el de aplicación de los frenos, por cualquier motivo existiese un margen suficiente los flaps deflectados ayudarían a frenar. Debido a la gran importancia del frenado, sería deseable que la sustentación cuando se aplican los frenos, tenga un valor mínimo. Con el fin de hacer la sustentación mucho más pequeña y además aumentar la resistencia aerodinámica, pueden utilizarse los spoilers inmediatamente después de tocar la pista. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 13 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Spoilers A veces en lugar de dispositivos que aumenten la sustentación, interesan otros que la disminuyan. Tales dispositivos se conocen con el nombre de spoilers. Generalmente consisten en una placa que se deflecta formando un ángulo con el extrados del ala, suelen tener varias posiciones, correspondiendo la de mayor ángulo a su uso como aerofrenos en tierra. Las funciones principales de los spoilers son: control lateral aerofrenos La deflexión de un spoiler en una semiala, disminuye la sustentación al cortar la capa límite en la zona del ala correspondiente y aumenta la resistencia como efecto secundario, por lo que actúa como comando lateral, permitiendo una disminución en el tamaño de los alerones y por consiguiente más espacio para los flaps. Este dispositivo hiposustentador está formado por superficies móviles dispuestas sobre el extrados del ala capaces de moverse extendiéndose proporcionalmente al movimiento del alerón que sube, destruyendo la sustentación de una porción de la superficie del ala ayudandoa la acción del alerón. La ayuda de los spoilers en el mando de rolido es de gran interés por la pérdida de efectividad que los alerones pueden manifestar a velocidades altas por efecto de compresibilidad y aeroelasticidad. Actualmente el control lateral se lleva a cabo con dos pares de alerones, Interiores y Exteriores. A velocidades bajas actúan los alerones exteriores y a velocidades altas los exteriores se bloquean actuando solo los interiores. Los spoilers pueden actuar siempre presentando la desventaja que el avión acusa la respuestacon cierto retraso; en cambio es favorable la guiñada que producen. CL sin spoilers con spoilers CD Si se extienden los spoilers en vuelo simétricamente, en lugar de hacerlo diferencialmente como en el caso anterior, al disminuir la sustentación en forma pareja en las dos semialas, aumentara la pendiente de descenso del avión, adicionalmente aumentara la resistencia aerodinámica produciendo un efecto de frenado. En la pista su uso permite, accionándose en forma simultanea, disminuir la sustentación cortando la capa límite del ala justo por delante de los flaps. De esta manera las ruedas aumentan el contacto con la pista y el frenado es más efectivo. Normalmente se actúan también los reversores de empuje de manera de disminuir la distancia de frenado. Para aumentar el rendimiento de los mismos, los motores aumentan su régimen. En la próxima imagen se observan el accionamiento de los flaps combinados con los spoilers. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 14 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Frenos aerodinámicos Los frenos aerodinámicos no son hiposustentadores porque no cortan la capa límite del ala, sino que producen un efecto de frenado cuando una determinada superficie del ala o fuselajees expuesta a la corriente del aire. En las dos imágenes siguientes vemos en un Fokker F-28 los frenos aerodinámicos ubicados en la cola del mismo y en un Sukhoi Su-27 también en el fuselaje detrás de la cúpula de la cabina. Luego en un Mirage 2000 ubicados en el ala. Frenos Aerodinámicos UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 15 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 COMPENSADORES Compensación Aerodinámica De acuerdo a la velocidad de vuelo del avión, o de la dimensión de las superficies aerodinámicas de control, las fuerzas necesarias para mover los mandos pueden ser altas que resulta difícil o imposible efectuar la operación manualmente, de forma directa. Se denomina compensación, al conjunto de técnicas que disminuyen o anulan, en su caso la fuerza necesaria para accionar las superficies de control. Todo ello con el objetivo de conseguir una condición de vuelo determinada. En particular la compensación aerodinámica se emplea para disminuir en vuelo la fuerza de reacción al desplazamiento de la superficie de control. Existen dos formas de compensar aerodinámicamente una superficie de control: 1. Obtener una distribución de presiones favorables alrededor de la superficie aerodinámica. La distribución de presión creada debe ayudar y reforzar la acción de mando del piloto. 2. Utilización de aletas auxiliares especiales: aletas auxiliares especiales: aletas compensadoras o tabs de compensación. Cabe destacar que existen otras aletas llamadas tabs con funciones de mando de vuelo, que no deben confundirse con las mencionadas anteriormente. Compensación por cornadura. Dentro del grupo de compensadores aerodinámicos, la técnica de compensación por cornadura pertenece a las detalladas anteriormente con el número 1. Es la más antigua y la más fácil de realizar. En la siguiente figura de muestra dos maneras sencillas de compensación. En el dibujo se observa que una parte del timón de dirección se encuentra por delante del eje de charnela. El nombre de compensación por cornadura, proviene de la forma geométrica que tiene. El principio de funcionamiento es que la superficie de la cornadura ubicada por delante del eje de charnela, produce una fuerza aerodinámica que origina un momento contrario al que produce el resto de la superficie móvil, o sea la situada por detrás del eje de charnela. O sea el momento de la fuerza aerodinámica que produce la cornadura contribuye a disminuir el esfuerzo que realiza el piloto para mover la superficie de control. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 16 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Existen dos tipos de compensación por cornadura, la llamada shielded y unshielded , de acuerdoa lo observado en la siguiente figura. Compensación de Handley Page Las actuaciones aerodinámicas de esta compensación son las siguientes: 1. Existen dos fuerzas en juego F1 y F2 a un lado y otro de la charnela. La charnela está indicada en línea de trazos en el gráfico. El proyectista del avión presta mucha atención para que las fuerzas de compensación que aparecen en la parte anterior de la charnela no sean altas, que hagan difícil el retorno de la superficie a su posición neutra. Esta situación sucede si el momento que produce la fuerza F1 respecto al eje de charnela es mayor queel producido por F2. Un avión de estas características sería peligroso. 2. Dos factores que influyen en la actuación de este compensador son la forma del borde de ataque del compensador y la proximidad de dicho borde con la superficie principal del avión a la cual esta articulado. La distancia entre la superficie fija (timón, estabilizador..) yel borde de ataque del compensador se llama cierre del compensador. Variaciones pequeñas de una y otra característica del compensador (forma del borde de ataque y cierre) suelen dar lugar a grandes variaciones del momento de charnela. La forma delborde de ataque es importante por su efecto aerodinámico cuando la aleta al girar, emerge en la corriente de aire, instante en el que deja de estar en la sombra aerodinámica de la superficie que precede. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 17 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Compensación Westland-Irving Esta compensación es una modificación de la anterior. Existen dos variantes a saber: El perfil del compensador está en la sombra aerodinámica de la superficie de control principal del avión a la que se fija. Es un método de compensación apto en principio para elvuelo de alta velocidad, por originar menos interferencia aerodinámica. Las superficies superior e inferior del compensador están incomunicadas (selladas) desde el punto de vista aerodinámico, por medio de una banda de material flexible. La banda flexible se extiende hasta el borde de la pared de la superficie principal. El modo de funcionamiento de este compensador se basa principalmente en reforzar el momento de charnela por la diferencia de presión estática que se origina a los dos lados de la banda decierre. La diferencia de presión estática se origina con es sabido, por la succión existente en la parte superior del perfil y la mayor presión estática del aire en la parte inferior. Compensador de Westland-Irving Compensación por modificación del contorno del perfil Se denomina compensación por borde de salida biselado. Se muestra en la siguiente figura. La eficiencia de este compensador se basa en que los cambios geométricos en el borde de salida del perfil producen, a la par, cambios en las fuerzas aerodinámicas. Los momentos de charnela originados son altos pues las fuerzas que se modifican en el borde actúan con un gran brazo de palanca, dada la distancia del borde de salida del compensador a la charnela. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 18 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Tabs Los tabs son pequeñas aletas situadas en el borde de salida de las superficies primarias del control de vuelo. Están articuladas de tal modo que poseen libertad de movimiento respecto a la superficie donde se instalan. En la siguiente figura se muestran los elementos del tab, que pertenece al tipo de mando indirecto. El tab está articulado en el borde de salida de la superficie de control (timón de dirección, de profundidad, alerón). Y puede girar libremente respecto a ella, hacia arriba o hacia abajo. A su vez, la superficie de control puede girar libremente respecto al plano fijo (estabilizador, timón, ala). Clasificación y funciones Los tabs se clasifican en dos grupos: de mando indirecto y directo. Los primeros tienen una ligadura mecánica, que es normalmente una barra de mando. La barra conecta el propio tab con el plano fijo al que pertenece (estabilizador, timón, ala). Se dice que el tab es de mando indirecto porque el piloto desplaza la superficie de control devuelo y no al tab. Por lo tanto es el movimiento de la superficie principal el que hace girar el tab gracias a la barra de conexión. En los tabs de mando directo, el piloto está conectado al tab mediante barras y articulaciones de control. El piloto puede accionar directamente el tab. Los tabs cumplen dos funciones básicas: a. Colaboran en el movimiento de la superficie de control de vuelo a la que están unidos. b. Compensan y reducen a cero la fuerza que necesita hacer el piloto sobre los órganos demando para mantener una condición de vuelo determinada. Los tabs dedicados a la primera función se llaman tabs auxiliares de control. Los que cumplen funciones de compensación se llaman tabs de compensación. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 19 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Tab auxiliar de control Corresponden a las figuras (a) y (b) siguientes. Observe la superficie fija a la izquierda. A continuación está situada la superficie principal de control, bien sea el timón de dirección, el de profundidad o alerón y al final la pequeña aleta o tab. La posición (a) corresponde a la condición de vuelo recto y nivelado, en equilibrio, anterior a una maniobra. Supongamos que la parte fija del plano corresponde al timón de profundidad. Si el piloto desea desplazar hacia abajo el timón de profundidad, caso (b), el tab auxiliar de control está articulado mecánicamente de tal manera que se desplaza hacia arriba, en sentido contrario al timón de profundidad. Debido a la curvatura del perfil que se forma en la zona del tab aparece una fuerza aerodinámica hacia abajo. Esta fuerza al actuar sobre el eje del timón de profundidad (charnela), produce un momento de charnela que ayuda de forma positiva al piloto para realizar la maniobra deseada, que en este caso es desplazar hacia abajo el timón de profundidad. Los tabs auxiliares de control proporcionan grandes momentos de charnela para desplazar las superficies de control. La razón es que las fuerzas que desarrollan actúan bien lejos del eje de giro de la superficie de control, lo que significa que actúan con un brazo de palanca. Tab de compensación El funcionamiento del tab de compensación es similar y se muestra en la figura (c). Tan similar esque ya sabemos que en la misma aleta pueden estar presentes las dos funciones. La función del tab de compensación es anular la fuerza que el piloto necesita hacer sobre el comando para mantener una condición de vuelo determinada. Permite, entonces establecer la condición de vuelo equilibrado del avión, con poca o ninguna acción del piloto. Supongamos que se desea mantener una posición del timón hacia abajo, tal como se muestra en la figura. En lugar de mantener constantemente el volante de control hacia adelante, durante todo el tiempo de la maniobra, es el tab de compensación el que equilibra las fuerzas en dicha superficie. Para ello se sitúa la aleta hacia arriba, de manera que la fuerza que produce origina un momento en el sentido de las agujas del reloj. La propia superficie de control, en este caso eltimón de profundidad, origina un momento en sentido contrario. Si el ajuste está bién realizado y los momentos son iguales y contarios, el avión continúa en equilibrio sin actuación directa delpiloto en dicha fase de maniobra. Por supuesto, cuando se necesita otra situación de vuelo el tab debe reajustarse de forma correspondiente a dicha actuación. Tab ajustable en tierra Consiste en una pequeña aleta metálica unida al borde de salida de la superficie de control. El propósito de la aleta es corregir alguna tendencia no deseada que exhibe el avión en condición devuelo recto y nivelado, con los controles en posición neutra. El ajuste del tab se efectúa después de los vuelos de prueba del avión y permanece en dicha posición de ajuste salvo modificaciones estructurales posteriores que aconsejan el reajuste de posición. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 20 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 Tab de mando indirecto: funciones de control y de compensación En la figura se observan dos esquemas posibles de movimiento del tab de mando indirecto, gráficos (b) y (c). El gráfico (a) muestra el tab en posición neutra. El gráfico (b) es la aplicación estándar de la aleta como tab de auxiliar de control, para aliviar los esfuerzos de desplazamiento de la superficie de mando. Supongamos que se trata del elevador del avión. Cuando el piloto introduce una fuerza F, destinada a desplazar el elevador hacia arriba, la ligadura que existe entre la barra del tab con el plano fijo obliga al tab a desplazarse en sentido contrario. El tab origina un momento alrededor de la charnela del elevador, momento que tiene el sentido de forzar el giro del elevador en el sentido deseado. Conviene señalar que este mismo tab, gráfico (b), se puede emplear como tab de compensación, combinando las dos funciones (control y compensación). En este caso la barra de ligadura de conexión del tab está formada por dos cuerpos roscados accionados por un motor eléctrico reversible, esto es, que puede girar en sentido horario o anti-horario. Cuando un cuerpo de la barra rosca sobre el otro se acorta la longitud efectiva de la barra de ligadura. Entonces el tab, se desplaza hacia abajo. Cuando un cuerpo de la barra de ligadura se desenrosca del otro aumenta la longitud de la barra y el tabse desplaza hacia arriba. Bien entendido, cuando el tab actúacomo compensador la acción de mando por parte del piloto actúa sobre la longitud de la barra de ligadura del tab, esto es, hace girar la aleta debido a la extensión o retracción de la barra y no por el desplazamiento de la superficie de control a la que esta articulado el tab. El desplazamiento del tab en una dirección u otra depende de la longitud de la barra en un momento determinado. En todo caso, ya hemos dicho que no es frecuente esta dualidad de empleo en la actualidad por el gran desplazamiento angular que necesita el tab cuando se suman acciones de compensación y de control. Tab de mando indirecto: anti-tab El anti-tab es un tab de accionamiento indirecto cuya barra de ligadura se une a la parte superior de la estructura del plano fijo y no a la inferior. El anti-tab aumenta la fuerza que el piloto necesita hacer en el volante para desplazar la superficie de control de vuelo. El punto de conexión de la barra de ligadura influye, en los desplazamientos del tab respecto a la superficie de control. Así vemos en el gráfico (c) que ahora, cuando la superficie de control se desplaza hacia arriba, también el tab lo hace en el mismo sentido, no en el sentido contrario como antes. ¿Cuáles son los resultados prácticos de esta conexión? UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 21 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 El más importante es que incrementa la fuerza que el piloto necesita hacer en el volante de mando para desplazar la superficie. Por este motivo su empleo común es para aumentar la sensación queel piloto tiene de los controles. Es el caso, p. ej., de la superficie aerodinámica pequeña que se gira con facilidad. Esto sucede en particular a baja velocidad de vuelo. El desplazamiento del tab en la misma dirección que la superficie principal de control, tiene el efecto de aumentar la curvatura de la misma. Por consiguiente se obtiene un incremento de la fuerza aerodinámica en la misma proporción. Tab de mando directo: servo-tab El servo-tab se emplea para disminuir los grandes momentos de charnela que presentan algunos aviones para desplazar las superficies de control. El piloto en el avión con servo-tabs, está conectado directamente al tab y no con la superficie de control donde se instala, a través de la barra de ligadura. Convendría señalar dos cuestiones adicionales: a) Aunque la barra de ligadura y de mando del tab aparecen en la figura dibujada fuera del contorno de la sección aerodinámica, en la realidad todo el sistema de varillaje está contenido en la sección aerodinámica con el fin de producir mínima resistencia. b) El punto de conexión de la barra de mando de cabina está situada justo en el punto más alto de la barra de giro. Por supuesto, este punto puede estar en cualquier posición intermedia. Se obtienen de esta forma distintos momentos de accionamiento del tab. Tab de mando directo: tab con resorte A propósito del apartado anterior, conviene observar que el momento de charnela necesario para desplazar el servo-tab puede ser muy pequeño dado el reducido tamaño de la aleta y más en aviación general. Por el contrario, el momento de charnela que hay que vencer a alta velocidad de vuelo puede aumentar de forma notable. No olvidemos que entre otras variables, el momento de charnela depende del cuadrado de la velocidad del aire. Surge así el concepto de tab con resorte. Es un tipo de servo-tab que cumple dos funciones: a) incrementa el momento de charnela para desplazar el tab a baja velocidad; disminuye tal momento cuando aumenta la velocidad del aire. La primera de las siguientes figuras muestra la disposición esquemática del tab con resorte. UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir  CONOCIMIENTOS AERONÁUTICOS Y ESPACIALES l Página: 22 de 22 AÑO: 2024 REVISIÓN: 0 El tab con resorte es un servo-tab en el que, además, el piloto se conecta de forma indirecta a la superficie principal a través de un resorte de elasticidad (constante de rigidez) determinada. Los puntos a señalar son los siguientes: El resorte del tab se comporta a baja velocidad de vuelo como ligadura rígida, es decir el resorte no se deforma debido a su propia rigidez y el tab sigue el movimiento de la superficie a la que ésta unida cuando esta gira. En esta fase los momentos de charnelaque entran en juego son pequeños, a baja velocidad de vuelo. El incremento de la fuerza que hay que ejercer en los mandos a baja velocidad se explica por dos caminos: en primer lugar por el propio desplazamiento del tab; además el piloto debe vencer el momento de charnela de la superficie de control principal. A alta velocidad de vuelo sucede lo contrario de lo comentado en el párrafo anterior. El resorte del tab se extiende o contrae debido a los importantes momentos de charnela que se generan, y que ahora sobrepasan la rigidez del resorte. Ahora el tab no sigue el movimiento de la superficie principal. En este caso, el desplazamiento angular del tab, en relación con la superficie de control principal es cada vez mayor, pues son siempre movimientos opuestos. El tab con resorte contribuye con un momento de charnela creciente a alta velocidad de vuelo, que es la ayuda que se necesita para desplazar los controles de vuelo. En la realidad, el resorte del tab no está dispuesto en la forma que describe el esquema de la figura. En la práctica es un resorte de torsión instalado en el mismo eje del tubo de giro del tab, el muelle está situado en el propio eje de la barra de giro, a modo de cuerda en espiral de tipo reloj tal como se observa en lasiguiente figura UNIDAD 13: COMANDOS DE UN AVIÓN Autores: Ing. Aer. Roberto García Ing. Aer. Rodrigo Zaguir