5.1.1 Controles de vuelo #

Los sistemas de control de vuelo de aeronaves consisten en sistemas primarios y secundarios. Los alerones, el ascensor (o estabilizador) y el timón constituyen el sistema de control primario y están obligados a controlar una aeronave de manera segura durante el vuelo. Las aletas de ala, los dispositivos de vanguardia, los spoilers y los sistemas de ajuste constituyen el sistema de control secundario y mejoran las características de rendimiento del avión o alivian al piloto de fuerzas de control excesivas.

5.1.2 Controles de vuelo primarios #

Los sistemas de control de aeronaves están cuidadosamente diseñados para proporcionar una capacidad de respuesta adecuada para controlar las entradas y permitir una sensación natural. A bajas velocidades aerodinámicas, los controles generalmente se sienten suaves y lentos, y la aeronave responde lentamente a las aplicaciones de control. A velocidades más altas, los controles se vuelven cada vez más firmes y la respuesta de las aeronaves es más rápida.

El movimiento de cualquiera de las tres superficies primarias de control de vuelo (alerones, elevador o estabilizador, o timón), cambia el flujo de aire y la distribución de presión sobre y alrededor del perfil aerodinámico. Estos cambios afectan la elevación y el arrastre producidos por la combinación de superficie aerodinámica y control y permiten que un piloto controle la aeronave sobre sus tres ejes de rotación.

Las características de diseño limitan la cantidad de deflexión de las superficies de control de vuelo. Por ejemplo, se pueden incorporar mecanismos de control-parada en los enlaces de control de vuelo, o puede limitarse el movimiento de la columna de control y/o del timón. El propósito de estos límites de diseño es evitar que el piloto controle y sobretestre inadvertidamente la aeronave durante las maniobras normales.

Un avión debidamente diseñado es estable y fácil de controlar durante las maniobras normales. Las entradas de la superficie de control provocan el movimiento de los tres ejes de rotación. Los tipos de estabilidad que exhibe un avión también se relacionan con los tres ejes de rotación. [Figure 5-4]

5.1.3 Alerones #

Los alerones controlan la tirada sobre el eje longitudinal. Los alerones están unidos al borde de salida fuera de borda de cada ala y se mueven en la dirección opuesta entre sí. Los alerones están conectados por cables, bielas, poleas y/o tubos de empuje a una rueda de control o una palanca de control.

Mover la rueda de control o la palanca de control hacia la derecha hace que el alerón derecho se desvíe hacia arriba y el alerón izquierdo se desvíe hacia abajo. La desviación hacia arriba del alerón derecho disminuye la inclinación resultando en una menor elevación en el ala derecha. La correspondiente desviación hacia abajo del alerón izquierdo aumenta la inclinación, lo que resulta en una mayor elevación en el ala izquierda. Por lo tanto, el aumento de la elevación en el ala izquierda y la disminución de la elevación en el ala derecha hacen que el avión ruede hacia la derecha.

5.1.4 guiñada adversa #

Dado que el alerón desviado hacia abajo produce más sustentación como lo demuestra el levantamiento del ala, también produce más arrastre. Este arrastre adicional hace que el ala se desacelere ligeramente. Esto da como resultado que la aeronave guide hacia el ala que había experimentado un aumento en la sustentación (y la resistencia). Desde la perspectiva de los pilotos, la guiñada está enfrente de la dirección del banco. La guiñada adversa es el resultado del arrastre diferencial y la ligera diferencia en la velocidad de las alas izquierda y derecha. [Figure 5-5]

La guiñada adversa se vuelve más pronunciada a bajas velocidades aerodinámicas. A estas velocidades aerodinámicas más lentas, la presión aerodinámica en las superficies de control es baja y se requieren entradas de control más grandes para maniobrar de manera efectiva el avión. Como resultado, el aumento de la desviación del alerón provoca un aumento de la guiñada adversa. La guiñada es especialmente evidente en aviones con tramos largos.

La aplicación del timón se utiliza para contrarrestar el guiñada adversa. La cantidad de control de timón requerida es mayor a bajas velocidades de ataque, ángulos de ataque altos y con grandes deflexiones de alerón. Al igual que todas las superficies de control a velocidades aerodinámicas más bajas, el estabilizador vertical/timón se vuelve menos efectivo y magnifica los problemas de control asociados con el guiñada adversa.

Todos los giros se coordinan mediante el uso de alerones, timón y ascensor. Es necesario aplicar presión de alerón para colocar la aeronave en el ángulo de banco deseado, mientras que la aplicación simultánea de presión del timón es necesaria para contrarrestar la guiñada adversa resultante. Además, debido a que se requiere más levantamiento durante un giro que cuando está en vuelo recto y nivelado, el ángulo de ataque (AOA) debe aumentarse aplicando la contrapresión del elevador. Cuanto más pronunciado sea el giro, se necesita más contrapresión del ascensor.

A medida que se establece el ángulo de banco deseado, se deben relajar las presiones del alerón y del timón. Esto detiene el aumento del ángulo de banco, porque las superficies de control de alerón y timón están en una posición neutra y aerodinámica. La contrapresión del ascensor debe mantenerse constante para mantener la altitud. El despliegue de un giro es similar al rodado, excepto que los controles de vuelo se aplican en la dirección opuesta. El alerón y el timón se aplican en la dirección del despliegue o hacia el ala alta. A medida que disminuye el ángulo de la banca, la contrapresión del ascensor debe relajarse según sea necesario para mantener la altitud.

En un intento por reducir los efectos de la guiñada adversa, los fabricantes han diseñado cuatro sistemas: alerones diferenciales, alerones de tipo frise, alerones y timón acoplados y flaperones.

Alerones diferenciales con alerones diferenciales, un alerón se eleva una distancia mayor que el otro alerón para un movimiento dado de la rueda de control o la palanca de control. Esto produce un aumento de la resistencia en el ala descendente. La mayor resistencia resulta de desviar el alerón hacia arriba en el ala descendente a un ángulo mayor que el alerón descendente en el ala ascendente. Si bien la guiñada adversa se reduce, no se elimina por completo. [Figure 5-6]

Alerones de tipo Frise con alerón tipo Frise, cuando se aplica presión a la rueda de control o al palo de control, el alerón que se levanta pivota en una bisagra de compensación. Esto proyecta el borde de ataque del alerón en el flujo de aire y crea arrastre. Ayuda a igualar el arrastre creado por el alerón rebajado en el ala opuesta y reduce la guiñada adversa. [Figure 5-7]

El alerón de tipo frise también forma una ranura para que el aire fluya suavemente sobre el alerón bajado, lo que lo hace más efectivo en alta

ángulos de ataque. Los alerones de tipo Frise también pueden diseñarse para funcionar de manera diferente. Al igual que el alerón diferencial, el alerón de tipo frise no elimina por completo la guiñada adversa. Todavía se necesita una aplicación de timón coordinada donde se apliquen alerones.

Los alerones acoplados y los alerones acoplados al timón y el timón son controles vinculados. Esto se logra con resortes de interconexión de timón-alerón, que ayudan a corregir el arrastre de alerón al desviar automáticamente el timón al mismo tiempo que se desvían los alerones. Por ejemplo, cuando la rueda de control o la palanca de control se mueven para producir un rollo izquierdo, el cable de interconexión y el resorte tiran hacia adelante en el pedal del timón izquierdo lo suficiente para evitar que la punta de la aeronave guie hacia la derecha. La fuerza aplicada

Al timón por los resortes se puede anular si es necesario deslizar la aeronave. [Figure 5-8]

FLAPERONS Los flaperones combinan ambos aspectos de los flaps y alerones. Además de controlar el ángulo de banca de un avión como los alerones convencionales, los flaperon se pueden bajar juntos para que funcionen de la misma manera que un juego de solapas dedicado. El piloto conserva controles separados para alerones y flaps. Se utiliza un mezclador para combinar las entradas piloto separadas en este único conjunto de superficies de control llamadas flaperones. Muchos diseños que incorporan flaperones montan las superficies de control lejos del ala para proporcionar un flujo de aire no perturbado en ángulos altos de ataque y/o bajas velocidades aerodinámicas. [Figure 5-9]

5.1.5 Ascensor #

El ascensor controla el tono alrededor del eje lateral. Al igual que los alerones en aviones pequeños, el ascensor está conectado a la columna de control en la cubierta de vuelo mediante una serie de enlaces mecánicos. El movimiento de popa de la columna de control desvía el borde de salida de la superficie del ascensor hacia arriba. Esto generalmente se conoce como «elevador». [Figure 5-10]

La posición del elevador ascendente disminuye la inclinación del ascensor y crea una fuerza aerodinámica descendente, que es mayor que la fuerza de cola normal que existe en vuelo recto y nivelado. El efecto general hace que la cola de la aeronave se mueva hacia abajo y la nariz se inyecte hacia arriba. El momento de cabeceo ocurre alrededor del centro de gravedad (CG). La fuerza del momento de lanzamiento está determinada por la distancia entre el CG y la superficie de la cola horizontal, así como por la efectividad aerodinámica de la superficie de cola horizontal. Mover la columna de control hacia adelante tiene el efecto opuesto. En este caso, aumenta la inclinación del ascensor, creando más elevación (menos fuerza de cola) en el estabilizador/ascensor horizontal. Esto mueve la cola hacia arriba y levanta la nariz hacia abajo. Nuevamente, el momento de lanzamiento ocurre alrededor del CG.

Como se mencionó anteriormente en la cobertura sobre estabilidad, potencia, línea de empuje y la posición de las superficies de cola horizontales en el empenaje, son factores en la efectividad del ascensor que controla el tono. Por ejemplo, las superficies de cola horizontales se pueden unir cerca de la parte inferior del estabilizador vertical, en el punto medio o en el punto alto, como en el diseño de cola en T.

Cola en T En una configuración de cola en T, el ascensor está por encima de la mayoría de los efectos del descenso de la hélice, así como del flujo de aire alrededor del fuselaje y/o alas durante las condiciones normales de vuelo. El funcionamiento de los ascensores en este aire no perturbado permite controlar los movimientos que son consistentes en la mayoría de los regímenes de vuelo. Los diseños de cola en T se han vuelto populares en muchos aviones ligeros y grandes, especialmente en aquellos con motores montados en fuselaje en popa porque la configuración de cola en T elimina la cola de la explosión de escape de los motores. Los hidroaviones y los anfibios a menudo tienen colas en T para mantener las superficies horizontales lo más lejos posible del agua. Un beneficio adicional es la reducción de la vibración y el ruido dentro de la aeronave.

A bajas velocidades, el ascensor de un avión de cola en T debe moverse a través de un mayor número de grados de recorrido para elevar la nariz una cantidad dada que en un avión de cola convencional. Esto se debe a que el avión de cola convencional tiene el descenso de la hélice que empuja hacia abajo la cola para ayudar a levantar la nariz.

Dado que los controles en las aeronaves están manipulados de modo que se requieren fuerzas de control crecientes para aumentar el recorrido de control, las fuerzas requeridas para levantar la punta de un avión de cola en T son mayores que las de un avión de cola convencional. La estabilidad longitudinal de un avión recortado es la misma para ambos tipos de configuración, pero el piloto debe ser consciente de que las fuerzas de control requeridas son mayores a velocidades lentas durante despegues, aterrizajes o puestos que para aviones de tamaño similar equipados con colas convencionales.

Los aviones de cola en T también requieren consideraciones de diseño adicionales para contrarrestar el problema del aleteo. Dado que el peso de las superficies horizontales está en la parte superior del estabilizador vertical, el momento creado por el brazo provoca cargas elevadas en el estabilizador vertical que pueden provocar un aleteo. Los ingenieros deben compensar esto aumentando la rigidez de diseño del estabilizador vertical, lo que generalmente resulta en una penalización de peso sobre los diseños de cola convencionales.

Al volar a un AOA muy alto con una velocidad aerodinámica baja y un CG de popa, el avión de cola en T puede ser susceptible a una parada profunda. En un establo profundo, el flujo de aire sobre la cola horizontal está cubierto por el flujo de aire perturbado de las alas y el fuselaje. En estas circunstancias, podría disminuirse el control de ascensores o estabilizadores, lo que dificulta la recuperación del puesto. Cabe señalar que un CG de AFT a menudo es un factor que contribuye a estos incidentes, ya que también se encuentran problemas de recuperación similares con los aviones de cola convencionales con un CG de AFT. [Figure 5-11]

Dado que el vuelo a un AOA alto con una baja velocidad aerodinámica y una posición de CG AFT puede ser peligroso, muchos aviones tienen sistemas para compensar esta situación. Los sistemas van desde

El control se detiene a los resortes de bajada del ascensor. Un ascensor de bajada de resorte ayuda a bajar el morro de la aeronave para evitar un parada causado por la posición de CG de popa. El puesto se produce porque el avión recortado correctamente está volando con el ascensor en una posición de borde descendente, forzando la cola hacia arriba y la nariz hacia abajo. En esta condición inestable, si la aeronave encuentra turbulencia y se ralentiza aún más, la lengüeta de recorte ya no posiciona el ascensor en la posición de punta abajo. Luego, el ascensor se agiliza y la punta de la aeronave se inclina hacia arriba, lo que posiblemente resulte en un puesto.

El resorte de bajada del ascensor produce una carga mecánica en el ascensor, lo que hace que se mueva hacia la posición de punta abajo si no se equilibra de otra manera. La lengüeta de ajuste del ascensor equilibra el resorte hacia abajo para colocar el ascensor en una posición recortada. Cuando la lengüeta de recorte se vuelve ineficaz, el resorte descendente lleva el elevador a una posición de puntada. La nariz de la aeronave baja, la velocidad se acumula y se impide un estancamiento. [Figure 5-12]

El ascensor también debe tener suficiente autoridad para sostener el morro de la aeronave durante la redada para un aterrizaje. En este caso, un CG directo puede causar un problema. Durante la llamarada de aterrizaje, la energía se reduce generalmente, lo que disminuye el flujo de aire sobre el empenaje. Esto, junto con la velocidad de aterrizaje reducida, hace que el ascensor sea menos efectivo.

Como demuestra esta discusión, los pilotos deben comprender y seguir los procedimientos de carga adecuados, particularmente con respecto a la posición de CG. Más información sobre la carga de aeronaves, así como el peso y el equilibrio, se incluye en el Capítulo 9, Peso y Equilibrio.

5.1.6 Estabilizador #

Como se mencionó en el Capítulo 2, Estructura de la aeronave, un estabilizador es esencialmente un estabilizador horizontal de una sola pieza que pivota

desde un punto de bisagra central. Cuando se retira la columna de control, eleva los estabilizadores al borde de salida, tirando de la punta de los aviones hacia arriba. Empujar la columna de control hacia adelante baja el borde de salida del estabilizador e inclina la punta del avión hacia abajo.

Debido a que los estabilizadores giran alrededor de un punto de bisagra central, son extremadamente sensibles a las entradas de control y las cargas aerodinámicas. Las pestañas antiervo se incorporan en el borde de salida para disminuir la sensibilidad. Se desvían en la misma dirección que el estabilizador. Esto da como resultado un aumento en la fuerza requerida para mover el estabilizador, lo que lo hace menos propenso al sobrecontrol inducido por el piloto. Además, se suele incorporar un peso de equilibrio frente al mástil principal. El peso del equilibrio puede proyectarse en el empenaje o puede incorporarse en la parte delantera de las puntas del estabilizador. [Figure 5-13]

5.1.7 Candado #

El diseño de canard utiliza el concepto de dos superficies de elevación, el canard funciona como un estabilizador horizontal ubicado frente a las alas principales. En efecto, el canard es un perfil aerodinámico similar a la superficie horizontal en un diseño convencional de cola de popa. La diferencia es que el canard en realidad crea levantamiento y sostiene la nariz hacia arriba, en lugar del diseño de la cola de popa que ejerce fuerza hacia abajo sobre la cola para evitar que la nariz se gire hacia abajo. [Figure 5-14]

El diseño de Canard se remonta a los días pioneros de la aviación, más notablemente utilizado en el Wright Flyer. Recientemente, la configuración de Canard ha recuperado la popularidad y está apareciendo en aviones más nuevos. Los diseños de canard incluyen dos tipos, uno con una superficie horizontal de aproximadamente el mismo tamaño que una cola de popa normal

diseño, y el otro con una superficie del mismo tamaño aproximado y perfil aerodinámico del ala montada en popa conocida como configuración de alas en tándem. Teóricamente, el canard se considera más eficiente porque el uso de la superficie horizontal para ayudar a levantar el peso de la aeronave debería resultar en menos resistencia para una cantidad dada de elevación.

5.1.8 Timón #

El timón controla el movimiento de la aeronave sobre su eje vertical. Este movimiento se llama guiñada. Al igual que las otras superficies de control primario, el timón es una superficie móvil articulada a una superficie fija, en este caso al estabilizador vertical o aleta. El movimiento del pedal del timón izquierdo o derecho controla el timón.

Cuando el timón se desvía hacia el flujo de aire, se ejerce una fuerza horizontal en la dirección opuesta. [Figure 5-15] Al presionar el pedal izquierdo, el timón se mueve hacia la izquierda. Esto altera el flujo de aire alrededor del estabilizador vertical/timón, y crea una

Elevación lateral que mueve la cola hacia la derecha y guiña la nariz del avión hacia la izquierda. La efectividad del timón aumenta con la velocidad; Por lo tanto, pueden requerirse grandes deflexiones a bajas velocidades y pequeñas deflexiones a altas velocidades para proporcionar la reacción deseada. En aviones impulsados por hélices, cualquier corriente que fluya sobre el timón aumenta su efectividad.

Cola en V El diseño de cola en V utiliza dos superficies de cola inclinadas para realizar las mismas funciones que las superficies de un elevador convencional y una configuración de timón. Las superficies fijas actúan como estabilizadores tanto horizontales como verticales. [Figure 5-16]

Las superficies móviles, que generalmente se llaman timón, se conectan a través de un enlace especial que permite que la rueda de control mueva ambas superficies simultáneamente. Por otro lado, el desplazamiento de los pedales del timón mueve las superficies de manera diferencial, proporcionando así un control direccional.

Cuando el piloto mueve tanto el timón como los controles del elevador, un mecanismo de mezcla de control mueve cada superficie la cantidad adecuada. El sistema de control de la cola en V es más complejo que el requerido para una cola convencional. Además, el diseño de cola en V es más susceptible a las tendencias holandesas que una cola convencional, y la reducción total de la resistencia es mínima.

5.1.9 Controles de vuelo secundarios #

Los sistemas de control de vuelo secundarios pueden consistir en flaps de ala, dispositivos de vanguardia, spoilers y sistemas de ajuste.

5.1.10 Aletas #

Los flaps son los dispositivos de elevación más comunes que se utilizan en los aviones. Estas superficies, que están unidas al borde de salida del ala, aumentan tanto la sustentación como la resistencia inducida para cualquier AOA dado. Las aletas permiten un compromiso entre la alta velocidad de crucero y la baja velocidad de aterrizaje, ya que pueden extenderse cuando sea necesario y retractarse en la estructura de las alas cuando no es necesario. Hay cuatro tipos comunes de solapas: flaps lisos, divididos, ranurados y aviadores. [Figure 5-17]

La solapa simple es la más simple de los cuatro tipos. Aumenta la comba aerodinámica, lo que resulta en un aumento significativo en el coeficiente de elevación (Cl) en un AOA dado. Al mismo tiempo, aumenta enormemente la resistencia y mueve el centro de presión (CP) hacia atrás en el perfil aerodinámico, lo que resulta en un momento de cabeceo.

La solapa dividida se desvía de la superficie inferior del perfil aerodinámico y produce un aumento ligeramente mayor en la elevación que la solapa lisa. Se crea más arrastre debido al patrón de aire turbulento producido detrás del perfil aerodinámico. Cuando están completamente extendidos, tanto las solapas lisas como las divididas producen una alta resistencia con poca elevación adicional.

La solapa más popular en los aviones hoy en día es la solapa ranurada. Las variaciones de este diseño se utilizan para aeronaves pequeñas, así como para las grandes. Las aletas ranuradas aumentan el coeficiente de sustentación significativamente más que las solapas simples o divididas. En aviones pequeños, la bisagra se encuentra debajo de la superficie inferior de la solapa, y cuando se baja la solapa, se forma un conducto entre el pozo de la solapa en el ala y el borde de ataque de la solapa. Cuando se baja el flap ranurado, el aire de alta energía de la superficie inferior se conduce a la superficie superior de los flaps. El aire de alta energía de la ranura acelera la capa límite de la superficie superior y retrasa la separación del flujo de aire, proporcionando un CL más alto. Por lo tanto, la solapa ranurada produce aumentos mucho mayores en el coeficiente de elevación máximo (CL-MAX) que el flap simple o dividido. Si bien hay muchos tipos de flaps ranurados, los aviones grandes a menudo tienen solapas con ranuras dobles e incluso triples. Estos permiten el máximo aumento en la resistencia sin el flujo de aire sobre las aletas que se separan y destruyen el elevador que producen.

Las solapas de Fowler son un tipo de solapa ranurada. Este diseño de solapa no solo cambia la inclinación del ala, sino que también aumenta el área del ala. En lugar de girar hacia abajo en una bisagra, se desliza hacia atrás en las pistas. En la primera parte de su extensión, aumenta muy poco el arrastre, pero aumenta mucho el ascensor a medida que aumenta tanto el área como la comba. A medida que continúa la extensión, la solapa se desvía hacia abajo. Durante la última parte de su recorrido, la solapa aumenta la resistencia con poco aumento adicional en la sustentación.

5.1.11 Dispositivos de vanguardia #

Los dispositivos de elevación alta también se pueden aplicar al borde de ataque del perfil aerodinámico. Los tipos más comunes son ranuras fijas, listones móviles, solapas de borde de ataque y puños. [Figure 5-18]

Las ranuras fijas dirigen el flujo de aire a la superficie superior del ala y retrasan la separación del flujo de aire en ángulos de ataque más altos. La ranura no aumenta la inclinación del ala, pero permite un CL máximo más alto porque el puesto se retrasa hasta que el ala alcanza un AOA mayor.

Las lamas móviles consisten en segmentos de borde de ataque, que se mueven en las pistas. En ángulos de ataque bajos, cada listones se mantiene al ras contra el borde de ataque de las alas por la alta presión que se forma en el borde de ataque de las alas. A medida que aumenta el AOA, el área de alta presión se mueve en popa por debajo de la superficie inferior del ala, permitiendo que las lamas se muevan hacia adelante. Sin embargo, algunos listones son operados por un piloto y se pueden desplegar en cualquier AOA. Abrir una lama permite que el aire por debajo del ala fluya sobre la superficie superior de las alas, retrasando la separación del flujo de aire.

Las solapas del borde de ataque, como las aletas de los bordes de salida, se utilizan para aumentar tanto CL-MAX como la comba de las alas. Este tipo de dispositivo de borde de ataque se usa con frecuencia junto con las solapas del borde de fuga y puede reducir el movimiento de cabeceo de la punta hacia abajo producido por este último. Al igual que ocurre con las aletas de los bordes posteriores, un pequeño incremento de las solapas del borde de ataque aumenta la elevación en una medida mucho mayor que la resistencia. A medida que se extienden mayores cantidades de flaps, la resistencia aumenta a una velocidad mayor que la elevación.

Los puños de borde de ataque, como las aletas del borde de ataque y las aletas de los bordes posteriores, se utilizan para aumentar tanto CL-MAX como la comba de las alas. A diferencia de las aletas de borde de ataque y las aletas de los bordes de salida, los puños de borde de ataque son dispositivos aerodinámicos fijos. En la mayoría de los casos, los puños de vanguardia extienden el borde de ataque hacia abajo y hacia adelante. Esto hace que el flujo de aire se adhiera mejor a la superficie superior del ala en ángulos de ataque más altos, lo que reduce la velocidad de parada de una aeronave. La naturaleza fija de los puños de vanguardia extrae una penalización en la velocidad máxima de crucero, pero los avances recientes en diseño y tecnología han reducido esta penalización.

5.1.12 Spoilers #

Se encuentran en muchos planeadores y en algunos aviones, los dispositivos de alta resistencia llamados spoilers se despliegan desde las alas para estropear el flujo de aire suave, reduciendo el levantamiento y aumentando la resistencia. En los planeadores, los spoilers se utilizan con mayor frecuencia para controlar la tasa de descenso para aterrizar con precisión. En otras aeronaves, los spoilers se utilizan a menudo para el control de balanceo, una ventaja de la cual es la eliminación de la guiñada adversa. Para girar a la derecha, por ejemplo, se levanta el spoiler en el ala derecha, destruyendo parte del levantamiento y creando más arrastre a la derecha. El ala derecha cae y los aviones se inclinan y guiñadas a la derecha. Desplegar spoilers en ambas alas al mismo tiempo permite que el avión descienda sin ganar velocidad. También se despliegan spoilers para ayudar a reducir el rollo de tierra después del aterrizaje. Al destruir la elevación, transfieren el peso a las ruedas, mejorando la efectividad del frenado. [Figure 5-19]

5.1.13 Sistemas de ajuste #

Aunque una aeronave se puede operar en una amplia gama de actitudes, velocidades y configuraciones de potencia, puede diseñarse para volar dentro de una combinación muy limitada de estas variables. Los sistemas de ajuste se utilizan para aliviar al piloto de la necesidad de mantener una presión constante en los controles de vuelo y, por lo general, consisten en controles de vuelo de la cubierta de vuelo y pequeños dispositivos con bisagras conectados al borde de salida de una o más de las superficies de control de vuelo primarios. Diseñado para ayudar a minimizar la carga de trabajo de los pilotos, los sistemas de recorte ayudan aerodinámicamente el movimiento y la posición de la superficie de control de vuelo a la que están conectados. Los tipos comunes de sistemas de recorte incluyen recortar

Pestañas, pestañas de equilibrio, pestañas antiservo, pestañas ajustables en el suelo y estabilizador ajustable.

5.1.14 Pestañas de recorte #

La instalación más común en aeronaves pequeñas es una sola pestaña de recorte adherida al borde posterior del ascensor. La mayoría de las pestañas de ajuste son operadas manualmente por una pequeña rueda de control montada en vertical. Sin embargo, se puede encontrar una manivela de ajuste en algunos aviones. El control de la cubierta de vuelo incluye un indicador de posición de la pestaña de recorte. Colocar el control de ajuste en la posición completa de la punta hacia abajo mueve la pestaña de ajuste a su posición completa. Con la lengüeta de ajuste hacia arriba y hacia la corriente de aire, el flujo de aire sobre la superficie horizontal de la cola tiende a forzar el borde de salida del ascensor hacia abajo. Esto hace que la cola del avión se mueva hacia arriba y que la nariz se mueva hacia abajo. [Figure 5-20]

Si la pestaña de recorte se ajusta a la posición de punta completa, la pestaña se mueve a su posición completa. En este caso, el aire que fluye por debajo de la superficie de la cola horizontal golpea la lengüeta y fuerza el borde de salida del ascensor, reduciendo el AOA de ascensores. Esto hace que la cola del avión se mueva hacia abajo y que la nariz se mueva hacia arriba.

A pesar del movimiento direccional opuesto de la lengüeta de ajuste y del ascensor, el control de molduras es natural para un piloto. Si el piloto necesita ejercer una contrapresión constante en una columna de control, se indica la necesidad de recorte de puntada. El procedimiento de recorte normal es continuar recortando hasta que la aeronave esté equilibrada y la condición de nariz pesada ya no sea evidente. Los pilotos normalmente establecen primero la potencia deseada, la actitud de cabeceo y la configuración, y luego recortan la aeronave para aliviar las presiones de control que pueden existir para esa condición de vuelo. Cada vez que se cambia la potencia, la actitud de cabeceo o la configuración, espere que sea necesario volver a recortar para aliviar las presiones de control de la nueva condición de vuelo.

5.1.15 Pestañas de saldo #

Las fuerzas de control pueden ser excesivamente altas en algunas aeronaves y, para disminuirlas, el fabricante puede utilizar pestañas de equilibrio. Parecen lengüetas de ajuste y están articuladas en aproximadamente los mismos lugares que las pestañas de ajuste. La diferencia esencial entre los dos es que la lengüeta de equilibrio está acoplada a la varilla de la superficie de control, de modo que cuando la superficie de control principal se mueve en cualquier dirección, la pestaña se mueve automáticamente en la dirección opuesta. El flujo de aire que golpea la lengüeta contrarresta parte de la presión del aire contra la superficie de control principal y permite que el piloto se mueva más fácilmente y mantenga la superficie de control en posición.

Si el enlace entre la pestaña de equilibrio y la superficie fija se puede ajustar desde la cubierta de vuelo, la pestaña actúa como una combinación de recorte y equilibrio que se puede ajustar a cualquier deflexión deseada.

5.1.16 Pestañas antiservo #

Las pestañas antiservo funcionan de la misma manera que las pestañas de equilibrio, excepto que, en lugar de moverse en la dirección opuesta, se mueven en la misma dirección que el borde de salida del estabilizador. Además de disminuir la sensibilidad del estabilizador, también funciona como un dispositivo de ajuste para aliviar la presión de control y mantener el estabilizador en la posición deseada. El extremo fijo del enlace está en el lado opuesto de la superficie de la bocina en la lengüeta; Cuando el borde de salida del estabilizador se mueve hacia arriba, el enlace fuerza el borde de salida de la pestaña hacia arriba. Cuando el estabilizador se mueve hacia abajo, la pestaña también se mueve hacia abajo. Por el contrario, las pestañas de ajuste en los ascensores se mueven frente a la superficie de control. [Figure 5-21]

5.1.17 Pestañas ajustables en tierra #

Muchos aviones pequeños tienen una pestaña de moldura de metal no movible en el timón. Esta pestaña se dobla en una dirección u otra mientras está en el suelo para aplicar una fuerza de recorte al timón. El desplazamiento correcto se determina por ensayo y error. Por lo general, son necesarios pequeños ajustes hasta que la aeronave ya no patine a la izquierda oa la derecha durante el vuelo de crucero normal. [Figure 5-22]

5.1.18 Estabilizador ajustable #

En lugar de usar una pestaña móvil en el borde posterior del ascensor, algunos aviones tienen un estabilizador ajustable. Con esta disposición, los enlaces giran el estabilizador horizontal sobre su larguero trasero. Esto se logra mediante el uso de un tornillo de gato montado en el borde de ataque del estabilizador. [Figure 5-23]

En aviones pequeños, el tornillo de gato es accionado por cable con una rueda de ajuste o manivela. En aviones más grandes, es accionado por motor. El efecto de recorte y las indicaciones de la cubierta de vuelo para un estabilizador ajustable son similares a las de una lengüeta de recorte.