Cada avión se maneja de manera algo diferente porque cada uno se resiste o responde a las presiones de control a su manera. Por ejemplo, un avión de entrenamiento responde rápidamente a las aplicaciones de control, mientras que un avión de transporte se siente pesado en los controles y responde a las presiones de control más lentamente. Estas características se pueden diseñar en una aeronave para facilitar el propósito particular de la aeronave considerando ciertos requisitos de estabilidad y maniobra. La siguiente discusión resume los aspectos más importantes de la estabilidad, la maniobrabilidad y las cualidades de controlabilidad de una aeronave; cómo se analizan; y su relación con varias condiciones de vuelo.

4.5.1 Estabilidad #

La estabilidad es la calidad inherente de una aeronave para corregir las condiciones que pueden perturbar su equilibrio y regresar o continuar en la ruta de vuelo original. Es principalmente una característica de diseño de aeronaves. Las rutas de vuelo y actitudes que vuela un avión están limitadas por las características aerodinámicas de la aeronave, su sistema de propulsión y su fuerza estructural. Estas limitaciones indican el máximo rendimiento y maniobrabilidad de la aeronave. Si la aeronave debe proporcionar la máxima utilidad, debe ser controlable de manera segura en la totalidad de estos límites sin exceder la fuerza del piloto ni requerir una capacidad de vuelo excepcional. Si una aeronave debe volar recto y estable a lo largo de cualquier trayecto de vuelo arbitrario, las fuerzas que actúan sobre ella deben estar en equilibrio estático. La reacción de cualquier cuerpo cuando se altera su equilibrio se denomina estabilidad. Los dos tipos de estabilidad son estáticos y dinámicos.

4.5.2 Estabilidad estática #

La estabilidad estática se refiere a la tendencia inicial, o dirección de movimiento, de regreso al equilibrio. En la aviación, se refiere a la respuesta inicial de la aeronave cuando se altera a partir de un AOA dado, deslizamiento o banco.

• Estabilidad estática positiva: la tendencia inicial de la aeronave a volver al estado original de equilibrio después de ser perturbado [Figura 4-18]
• Estabilidad estática neutra: la tendencia inicial de la aeronave a permanecer en una nueva condición después de que se haya alterado su equilibrio [Figura 4-18]
• Estabilidad estática negativa: la tendencia inicial de la aeronave a continuar lejos del estado de equilibrio original después de ser perturbada [Figura 4-18]

4.5.3 Estabilidad dinámica #

La estabilidad estática se ha definido como la tendencia inicial a volver al equilibrio que muestra la aeronave después de haber sido perturbada por su condición recortada. Ocasionalmente, la tendencia inicial es diferente u opuesta a la tendencia general, por lo que se debe hacer una distinción entre los dos.

La estabilidad dinámica se refiere a la respuesta de la aeronave a lo largo del tiempo cuando se altera a partir de un AOA dado, un deslizamiento o una orilla. Este tipo de estabilidad también tiene tres subtipos: [Figura 4-19]

• Estabilidad dinámica positiva: con el tiempo, el movimiento del objeto desplazado disminuye en amplitud y, debido a que es positivo, el objeto desplazado regresa hacia el estado de equilibrio.
• Estabilidad dinámica neutra: una vez desplazado, el objeto desplazado no disminuye ni aumenta de amplitud. Un amortiguador de automóviles desgastado muestra esta tendencia.
• Estabilidad dinámica negativa: con el tiempo, el movimiento del objeto desplazado aumenta y se vuelve más divergente.

La estabilidad en una aeronave afecta significativamente a dos áreas:

• Maniobrabilidad: la calidad de una aeronave que permite maniobrar fácilmente y resistir las tensiones impuestas por las maniobras. Se rige por el peso, la inercia, el tamaño y la ubicación de los controles de vuelo, la fuerza estructural y la central eléctrica de la aeronave. También es una característica de diseño de aeronaves.
• Controlabilidad: la capacidad de una aeronave para responder al control del piloto, especialmente con respecto a la ruta de vuelo y la actitud. Es la calidad de la respuesta de la aeronave a la aplicación de control del piloto al maniobrar la aeronave, independientemente de sus características de estabilidad.

4.5.4 ESTABILIDAD LONGITUDINAL (PISTA) #

En el diseño de una aeronave, se dedica mucho esfuerzo a desarrollar el grado de estabilidad deseado en torno a los tres ejes. Pero la estabilidad longitudinal sobre el eje lateral se considera la más afectada por ciertas variables en diversas condiciones de vuelo.

La estabilidad longitudinal es la cualidad que hace que una aeronave sea estable sobre su eje lateral. Implica el movimiento de lanzamiento cuando la nariz de la aeronave se mueve hacia arriba y hacia abajo en vuelo. Un avión longitudinalmente inestable tiene una tendencia a sumergirse o subir progresivamente a una inmersión o escalada muy empinada, o incluso a un puesto. Por lo tanto, un avión con inestabilidad longitudinal se vuelve difícil y, a veces, peligroso de volar.

Estabilidad longitudinal estática o inestabilidad en una aeronave, depende de tres factores: la ubicación del ala con respecto a la ubicación CG de las superficies de cola horizontales con respecto al área CG o al tamaño de las superficies de la cola

Al analizar la estabilidad, debe recordarse que un cuerpo libre para rotar siempre gira alrededor de su CG.

Para obtener estabilidad longitudinal estática, la relación de los momentos de las alas y de la cola debe ser tal que, si los momentos están inicialmente equilibrados y el avión se levanta repentinamente, los momentos de las alas y los momentos de cola cambian de modo que la suma de sus fuerzas proporciona un momento desequilibrado pero restaurador que, en Gire, vuelve a bajar la nariz. De manera similar, si la aeronave está abajo, el cambio resultante en momentos vuelve a subir la nariz.

El CL en la mayoría de las superficies aerodinámicas asimétricas tiende a cambiar sus posiciones delantera y trasera con un cambio en el AOA. El CL tiende a avanzar con un aumento de AOA y a moverse en popa con una disminución de AOA. Esto significa que cuando se aumenta el AOA de un perfil aerodinámico, el CL, al avanzar, tiende a levantar aún más el borde de ataque del ala. Esta tendencia le da al ala una cualidad inherente de inestabilidad. (Nota: Cl también se conoce como el centro de presión (Cp).)

La figura 4-20 muestra una aeronave en vuelo recto y nivelado. La línea CG-CL-T representa el eje longitudinal de la aeronave desde el CG hasta un punto T en el estabilizador horizontal.

La mayoría de los aviones están diseñados para que el CL del ala esté en la parte trasera del CG. Esto hace que la aeronave sea «pesada en la nariz» y requiere que haya una ligera fuerza hacia abajo en el estabilizador horizontal para equilibrar la aeronave y evitar que la nariz se lance continuamente hacia abajo. La compensación de esta pesadez de nariz se proporciona colocando el estabilizador horizontal en un ligero AOA negativo. La fuerza hacia abajo así producida mantiene la cola hacia abajo, contrarrestando la nariz «pesada». Es como si la línea CG-CL-T fuera una palanca con una fuerza hacia arriba en CL y dos fuerzas descendentes que se equilibran entre sí, una fuerza fuerte en el punto CG y la otra, una fuerza mucho menor, en el punto T (presión de aire hacia abajo en el estabilizador). Para visualizar mejor este principio de física: si se suspendiera una barra de hierro en el punto Cl, con un peso pesado colgando en el CG, se necesitaría una presión hacia abajo en el punto T para mantener la «palanca» en equilibrio.

Aunque el estabilizador horizontal puede estar nivelado cuando la aeronave está en vuelo nivelado, hay una caída de aire desde las alas. Este lavado descendente golpea la parte superior del estabilizador y produce una presión descendente, que a cierta velocidad es suficiente para equilibrar la «palanca». Cuanto más rápido vuele la aeronave, mayor será este descenso y mayor será la fuerza descendente sobre el estabilizador horizontal (excepto las colas en T). [Figura 4-21] En aeronaves con estabilizadores horizontales de posición fija, el fabricante de aeronaves coloca el estabilizador en un ángulo que proporciona la mejor estabilidad (o equilibrio) durante el vuelo a la velocidad de crucero de diseño y ajuste de potencia.

Si disminuye la velocidad de la aeronave, disminuye la velocidad del flujo de aire sobre el ala. Como resultado de esta disminución del flujo de aire sobre el ala, se reduce el lavado hacia abajo, lo que provoca una menor fuerza hacia abajo sobre el estabilizador horizontal. A su vez, se acentúa la pesadez nasal característica, lo que hace que la nariz del avión se desplome más. [Figura 4-22] Esto coloca al avión en una actitud de nariz baja, lo que reduce el AOA y el arrastre del ala y permite que la velocidad del aire aumente. A medida que la aeronave continúa con la actitud baja y su velocidad aumenta,

La fuerza hacia abajo sobre el estabilizador horizontal vuelve a aumentar. En consecuencia, la cola se empuja de nuevo hacia abajo y la nariz se eleva en una actitud de escalada.

A medida que continúa esta subida, la velocidad del aire disminuye nuevamente, lo que hace que la fuerza descendente sobre la cola disminuya hasta que la nariz baje una vez más. Debido a que la aeronave es dinámicamente estable, la nariz no baja tanto como antes. La aeronave adquiere suficiente velocidad en esta inmersión más gradual para iniciarlo en otra subida, pero la subida no es tan pronunciada como la anterior.

Después de varias de estas oscilaciones decrecientes, en las que la nariz sube y baja alternativamente, la aeronave finalmente se asienta a una velocidad a la que la fuerza descendente sobre la cola contrarresta exactamente la tendencia de la aeronave a bucear. Cuando se alcanza esta condición, la aeronave vuelve a estar en vuelo equilibrado y continúa en vuelo estabilizado siempre y cuando no cambien esta actitud y velocidad.

Se observa un efecto similar al cerrar el acelerador. El lavado descendente de las alas se reduce y la fuerza en t en la Figura 4-20 no es suficiente para mantener el estabilizador horizontal hacia abajo. Parece como si la fuerza en T en la palanca estuviera permitiendo que la fuerza de la gravedad tire de la nariz hacia abajo. Esta es una característica deseable porque la aeronave está tratando inherentemente de recuperar la velocidad y restablecer el equilibrio adecuado.

El poder o el empuje también pueden tener un efecto desestabilizador en el sentido de que un aumento de poder puede tender a hacer que la nariz se levante. El diseñador de aeronaves puede compensar esto estableciendo una «línea de empuje alto» en la que la línea de empuje pasa por encima del CG. [Figuras 4-23 y 4-24] En este caso, a medida que aumenta el poder o el empuje, se produce un momento para contrarrestar la caída

carga en la cola. Por otro lado, una «línea de empuje muy baja» tendería a agregar al efecto de la nariz hacia arriba de la superficie de la cola horizontal.

Conclusión: Con CG adelante del CL y con una fuerza aerodinámica hacia abajo, la aeronave suele intentar volver a una actitud de vuelo seguro.

La siguiente es una simple demostración de estabilidad longitudinal. Recorte la aeronave para el control «Hands Off» en vuelo nivelado. Luego, momentáneamente dale a los controles un ligero empujón hacia abajo. Si, en un breve período, la nariz se eleva a la posición original y luego se detiene, la aeronave está estáticamente estable. Por lo general, la nariz pasa la posición original (la de vuelo nivelado) y sigue una serie de oscilaciones de lanzamiento lento. Si las oscilaciones cesan gradualmente, la aeronave tiene estabilidad positiva; Si continúan de manera desigual, la aeronave tiene estabilidad neutra; Si aumentan, la aeronave es inestable.

4.5.5 Estabilidad lateral (laminación) #

La estabilidad sobre el eje longitudinal de la aeronave, que se extiende desde el morro de la aeronave hasta la cola, se denomina estabilidad lateral. Esto ayuda a estabilizar el lateral o «efecto rodante» cuando un ala baja que el ala en el lado opuesto de la aeronave. Hay cuatro factores de diseño principales que hacen que una aeronave sea estable lateralmente: diedro, barrido, efecto quilla y distribución de peso.

Diedro El procedimiento más común para producir estabilidad lateral es construir las alas con un ángulo de uno a tres grados por encima del eje longitudinal. Las alas a cada lado de la aeronave se unen al fuselaje para formar una ligera V o un ángulo llamado «dihedral». La cantidad de diedro se mide por el ángulo formado por cada ala sobre una línea paralela al eje lateral.

El dihedral implica un equilibrio de levantamiento creado por el AOA de las alas a cada lado del eje longitudinal de la aeronave. Si una ráfaga momentánea de viento obliga a una ala a subir y la otra a bajar, las aeronaves se inclinan. Cuando la aeronave se inclina sin girar, se produce la tendencia a deslizarse de lado o deslizarse hacia abajo hacia el ala bajada. [Figura 4-25] Dado que las alas tienen dihedral, el aire golpea el ala inferior en un AOA mucho mayor que el ala más alta. El aumento de AOA en el ala inferior crea más sustentación que el ala más alta. El aumento de la sustentación hace que el ala inferior comience a subir. A medida que las alas se acercan a la posición de nivel, el AOA en ambas alas vuelve a ser igual, lo que hace que la tendencia de balanceo disminuya. El efecto del dihedral es producir una tendencia de balanceo de devolver la aeronave a una condición de vuelo equilibrada lateralmente cuando se produce un deslizamiento lateral.

La fuerza de restauración puede mover el ala baja demasiado hacia arriba, de modo que el ala opuesta ahora baja. Si es así, se repite el proceso, disminuyendo con cada oscilación lateral hasta que finalmente se alcanza un equilibrio para el vuelo a nivel de alas.

Por el contrario, el diedro excesivo tiene un efecto adverso sobre las cualidades de maniobra lateral. La aeronave puede ser tan estable lateralmente que resiste un movimiento de balanceo intencional. Por esta razón, las aeronaves que requieren unas características bancarias o de balance rápido suelen tener menos dihedral que las diseñadas para una menor maniobrabilidad.

Sweepback Sweepback es una adición al diedro que aumenta el levantamiento creado cuando una ala cae desde la posición de nivel. Un ala barrida es aquella en la que el borde de ataque se inclina hacia atrás. Cuando una perturbación hace que una aeronave con barrido se deslice o deje caer un ala, el ala baja presenta su borde de ataque en un ángulo que es perpendicular al flujo de aire relativo. Como resultado, el ala baja adquiere más sustentación, sube y la aeronave se restaura a su actitud de vuelo original.

El barrido también contribuye a la estabilidad direccional. Cuando la aplicación de turbulencia o timón hace que la aeronave guiñe hacia un lado, el ala derecha presenta un borde de ataque más largo perpendicular al flujo de aire relativo. La velocidad aerodinámica del ala derecha aumenta y adquiere más resistencia que la izquierda. El arrastre adicional en el ala derecha lo tira hacia atrás, volviendo el avión a su camino original.

Efecto de quilla y distribución de peso Una aeronave siempre tiene la tendencia de convertir el eje longitudinal de la aeronave en el viento relativo. Esta tendencia de «veleta meteorológica» es similar a la quilla de un barco y ejerce una influencia estabilizadora en la aeronave lateralmente sobre el eje longitudinal. Cuando la aeronave es perturbada y una ala baja, el peso del fuselaje actúa como un péndulo que devuelve el avión a su actitud original.

Se construyen aviones lateralmente estables de modo que la mayor parte del área de la quilla esté por encima y detrás del CG. [Figura 4-26] Por lo tanto, cuando la aeronave se desliza hacia un lado, la combinación del peso de la aeronave y la presión del flujo de aire contra la parte superior del área de la quilla (ambos actuando sobre el CG) tiende a hacer rodar la aeronave a nivel de vuelo.

4.5.6 Estabilidad vertical (siguinter) #

La estabilidad sobre el eje vertical de la aeronave (el momento lateral) se llama guiñar o estabilidad direccional. La estabilidad direccional o de guiñado es la estabilidad más fácil de lograr en el diseño de aeronaves. El área de la aleta vertical y los lados del fuselaje a popa del CG son los principales contribuyentes que hacen que la aeronave actúe como la conocida veleta o flecha, apuntando su nariz hacia el viento relativo.

Al examinar una veleta, se puede ver que si se expusiera exactamente la misma cantidad de superficie al viento frente al punto de pivote que detrás de ella, las fuerzas hacia adelante y hacia atrás estarían en equilibrio y se produciría poco o ningún movimiento direccional. En consecuencia, es necesario tener una mayor superficie detrás del punto de pivote que delante de él.

De manera similar, el diseñador de la aeronave debe garantizar una estabilidad direccional positiva al hacer que la superficie lateral sea mayor en popa que delante del CG. [Figura 4-27] Para proporcionar estabilidad positiva adicional a la proporcionada por el fuselaje, se añade una aleta vertical. La aleta actúa de manera similar a la pluma en una flecha para mantener el vuelo recto. Al igual que la veleta y la flecha, cuanto más popa se coloca esta aleta y cuanto mayor sea su tamaño, mayor será la estabilidad direccional de la aeronave.

Si una aeronave está volando en línea recta, y una ráfaga de aire lateral le da a la aeronave una ligera rotación alrededor de su eje vertical (es decir, a la derecha), el movimiento es retardado y detenido por la aleta porque mientras el avión está girando hacia la derecha, el aire está golpeando el lado izquierdo de la aleta. en ángulo. Esto causa presión en el lado izquierdo de la aleta, que resiste el movimiento de giro y ralentiza la guiñada de la aeronave. Al hacerlo,

Actúa de alguna manera como la veleta al convertir el avión en el viento relativo. El cambio inicial en la dirección de la trayectoria de vuelo de la aeronave generalmente está ligeramente por detrás de su cambio de rumbo. Por lo tanto, después de un ligero guiñado de la aeronave a la derecha, hay un breve momento en el que la aeronave todavía se mueve a lo largo de su camino original, pero su eje longitudinal apunta ligeramente hacia la derecha.

Luego, la aeronave se desliza momentáneamente hacia los lados, y durante ese momento (ya que se supone que, aunque el movimiento de guiñada se ha detenido, el exceso de presión en el lado izquierdo de la aleta aún persiste) necesariamente hay una tendencia a que la aeronave gire parcialmente hacia la izquierda. Es decir, hay una tendencia de restauración momentánea causada por la aleta.

Esta tendencia de restauración es relativamente lenta en el desarrollo y cesa cuando la aeronave deja de patinar. Cuando cesa, la aeronave vuela en una dirección ligeramente diferente de la dirección original. En otras palabras, no devolverá por su propia cuenta el encabezado original; El piloto debe restablecer el encabezado inicial.

Se puede obtener una mejora menor de la estabilidad direccional a través del barrido. El barrido se incorpora en el diseño del ala principalmente para retrasar el inicio de la compresibilidad durante el vuelo de alta velocidad. En aviones más ligeros y lentos, el barrido ayuda a localizar el centro de presión en la relación correcta con el CG. Se construye un avión longitudinalmente estable con el centro de presión detrás del CG.

Por razones estructurales, los diseñadores de aeronaves a veces no pueden unir las alas al fuselaje en el punto exacto deseado. Si tuvieran que montar las alas demasiado hacia adelante y en ángulo recto con el fuselaje, el centro de presión no sería lo suficientemente lejos de la parte trasera para dar como resultado la deseada cantidad de estabilidad longitudinal. Sin embargo, al construir un barrido hacia las alas, los diseñadores pueden mover el centro de presión hacia la parte trasera. La cantidad de barrido y la posición de las alas colocan el centro de presión en la ubicación correcta.

La contribución del ala a la estabilidad direccional estática suele ser pequeña. El ala barrida proporciona una contribución estable dependiendo de la cantidad de barrido, pero la contribución es relativamente pequeña en comparación con otros componentes.

4.5.7 Oscilaciones direccionales libres (rollo holandés) #

Dutch Roll es una oscilación lateral/direccional acoplada que generalmente es dinámicamente estable pero que no es segura en un avión debido a la naturaleza oscilatoria. La amortiguación del modo oscilatorio puede ser débil o fuerte dependiendo de las propiedades de la aeronave en particular.

Si la aeronave tiene un ala derecha empujada hacia abajo, el ángulo positivo del deslizamiento lateral corrige el ala lateralmente antes de que la nariz se realinee con el viento relativo. A medida que el ala corrige la posición, puede ocurrir una oscilación direccional lateral que da como resultado que el morro de la aeronave haga una figura ocho en el horizonte como resultado de dos oscilaciones (rollo y guiñada), que, aunque de aproximadamente la misma magnitud, están fuera de fase entre sí.

En la mayoría de los aviones modernos, excepto los diseños de alas de barrido de alta velocidad, estas oscilaciones direccionales libres generalmente se extinguen automáticamente en muy pocos ciclos a menos que el aire siga siendo racheado o turbulento. Aquellos aviones con tendencias continuas de balanceo holandés suelen estar equipados con amortiguadores de guiñada estabilizados por giroscopio. Los fabricantes intentan alcanzar un punto medio entre demasiado y muy poca estabilidad direccional. Debido a que es más deseable que la aeronave tenga «inestabilidad en espiral» que las tendencias de balanceo holandés, la mayoría de los aviones están diseñados con esa característica.

4.5.8 Inestabilidad en espiral #

La inestabilidad en espiral existe cuando la estabilidad direccional estática de la aeronave es muy fuerte en comparación con el efecto de su diedro para mantener el equilibrio lateral. Cuando el equilibrio lateral de la aeronave es perturbado por una ráfaga de aire y se introduce un deslizamiento lateral, la fuerte estabilidad direccional tiende a guiñar la nariz hacia el viento relativo resultante, mientras que el dihedral relativamente débil se retrasa en la restauración del equilibrio lateral. Debido a esta guiñada, el ala en el exterior del momento de giro avanza más rápido que el ala interior y, como consecuencia, su sustentación se hace mayor. Esto produce una tendencia de sobrebancamiento que, si no es corregido por el piloto, hace que el ángulo de la orilla se torne más y más pronunciado. Al mismo tiempo, la fuerte estabilidad direccional que lleva a la aeronave hacia el viento relativo está forzando la nariz a una actitud de tono más bajo. Comienza una lenta espiral descendente que, si no es contrarrestada por el piloto, se incrementa gradualmente en una empinada inmersión en espiral. Por lo general, la tasa de divergencia en el movimiento en espiral es tan gradual que el piloto puede controlar la tendencia sin ninguna dificultad.

Todas las aeronaves se ven afectadas hasta cierto punto por esta característica, aunque pueden ser inherentemente estables en todos los demás parámetros normales. Esta tendencia explica por qué una aeronave no puede volar «sin manos» indefinidamente.

Se ha investigado mucho el desarrollo de dispositivos de control (ala nivelador) para corregir o eliminar esta inestabilidad. El piloto debe tener cuidado en la aplicación de controles de recuperación durante las etapas avanzadas de esta condición en espiral o se pueden imponer cargas excesivas en la estructura. La recuperación incorrecta de la inestabilidad en espiral que conduce a fallas estructurales en vuelo probablemente ha contribuido a más muertes en aviones de aviación general que cualquier otro factor. Dado que la velocidad aerodinámica en la condición de espiral se acumula rápidamente, la aplicación de la fuerza del elevador trasero para reducir esta velocidad y tirar de la nariz solo «aprieta el giro», aumentando el factor de carga. Los resultados de la espiral no controlada prolongada son fallas estructurales durante el vuelo o chocan contra el suelo, o ambos. Las causas más comunes registradas para los pilotos que se encuentran en esta situación son: pérdida de referencia de horizonte, incapacidad de controlar la aeronave por referencia a instrumentos o una combinación de ambos.