PERFORMANCE 1

CONTROL Y ESTABILIDAD Las fuerzas aerodinámicas que afectan al avión en su totalidad que son generadas por el paso del flujo alrededor del mismo, sumadas a otras fuerzas de origen mecánico e inerciales determinan la condición de equilibrio en la que se encontrará la aeronave. Cualquier modificación en la aplicación de dichas fuerzas modificará esa condición de equilibrio y establecerá otra condición de equilibrio distinta a las originales. La creación de las fuerzas aerodinámicas necesarias para mantener o modificar esa nueva situación de equilibrio, son generadas por el piloto por medios directos o indirectos de control, que le permiten conservar o modificar las condiciones necesarias para el vuelo.

CONTROL Y ESTABILIDAD Control Es el medio utilizado para mantener un determinado estado de equilibrio o para abandonando adoptando otro similar. Para conocer el funcionamiento de los elementos de que dispone el piloto para lograr dicho objetivo, es necesario previamente conocer cuales son las capacidades de movimiento que el avión posee y respecto a que referencias son definidas las mismas.

CONTROL Y ESTABILIDAD Ejes y momentos El avión está dotado de tres ejes de simetría con referencia a los cuales puede efectuar sus movimientos, abarcando de esta manera todas las posibilidades espaciales de rotación alrededor de ellos. Cada movimiento posible, resultarán en un giro alrededor de tales ejes, lo que motivará un arco descripto por la nariz del avión, punto del mismo, que se utiliza para definir a cada uno de ellos. Estos movimientos, son denominados momentos de control y son producidos por la aplicación , a voluntad del piloto, de alguna fuerza aerodinámica en alguna superficie de control, la que multiplicada por la distancia entre tal superficie y el eje de giro correspondiente, producirá el momento de control necesario. Estos momentos pueden también ser producidos por una ráfaga sobre alguna parte del avión.

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CONTROL Y ESTABILIDAD Ejes del avión Eje longitudinal, designado con la letra “x” y sobre el cual ocurren los movimientos que apartan al plano de la horizontal. Dichos movimientos son denominados momento de alabeo y es designado como L´. Los momentos de alabeo son considerados positivos (+ L´) cuando es el ala derecha la que baja y negativos (-L’) cuando es el ala isquierda la que baja.

CONTROL Y ESTABILIDAD Ejes del avión Eje transversal, designado con la letra “y”, sobre él, ocurren los movimientos de nariz hacia arriba o hacia abajo A estos movimientos se los llama momento de cabeceo y es designado con la letra M, siendo positivos (+M) cuando la nariz sube y negativos (-M) cuando la nariz baja.

CONTROL Y ESTABILIDAD Ejes del avión Eje vertical, designado con la letra “z”, alrededor del cual ocurren los movimientos de nariz hacia la derecha o hacia la izquierda y se los denomina momentos de guiñada siendo representados por la letra ”N”. Es positivo (+N) si el giro es hacia la derecha y negativo (-N) cuando el giro es hacia la izquierda.

CONTROL Y ESTABILIDAD Los tres ejes se intersectan en el Cg. Resumen Eje Momento Sentido Longitudinal (x) Alabeo(L’) +L’ derecha Transversal (y) Cabeceo(M) +M arriba Vertical(z) Guiñada (N) +N derecha

CONTROL Y ESTABILIDAD Para crear una fuerza aerodinámica, hace falta una superficie de control, situada en el plano adecuado al momento a comandar y que esté ubicada a una distancia del Cg, tal que, al ser multiplicada por la fuerza generada en esa superficie, produzca el momento deseado. Las superficies de control están compuestas por dos secciones, una fija ubicada en la parte delantera y otra con capacidad de movimiento en ambos sentidos, a continuación de la anterior. Al mover la superficie móvil, se crea una curvatura del conjunto en sentido contrario a la deflexión, lo cual produce una aceleración del VR y un campo de presión menor en la parte donde se creo la curvatura, generando una fuerza aerodinámica similar a L, en dicho sentido. La aplicación de esta fuerza en el centro de gravedad, producirá el momento deseado. Este principio es aplicado para el comando de los tres momentos.

CONTROL Y ESTABILIDAD Timón de profundidad Es el comando de los momentos de cabeceo M. Está compuesto por una superficie fija llamada estabilizador y por la móvil denominada elevador. Par obtener un +M se lleva el control hacia atrás , produciendo una deflexión del elevador hacia arriba. La fuerza generada moverá la cola hacia abajo lo que provocará un movimiento de todo el avión alrededor del Cg motivando que la nariz se eleve. Para generar un –M el procedimiento es inverso.

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CONTROL Y ESTABILIDAD Timón de dirección Constituye el elemento del empenaje vertical. La parte fija se llama deriva y la móvil timón de dirección. Su disposición en un plano vertical propicia la generación de fuerzas laterales, permitiendo el movimiento de la cola hacia los lados y el de la nariz en sentido contrario. Para obtener un +N se presiona el pedal derecho, la superficie movil se moverá hacia el mismo lado Creando una curvatura del conjunto en la cara izquierda y una fuerza aerodinámica que movera la cola en esa dirección. El avión rotando alrededor del Cg girará la nariz hacia la derecha. Una acción contraria provocará un -N

CONTROL Y ESTABILIDAD Alerones Es el comando primario del momento de alabeo. Están ubicados en los BS de ambas semi-alas próximas a las puntas para obtener mayor distancia al Cg o eje longitudinal “x” alrededor del cual ocurre dicho momento. Se diferencia de las anteriores, en que no posee parte fija, actuando como tal, la porción de ala que se encuentra delante de los mismos. Operan por acción diferencial moviéndose en sentidos opuestos. Para lograr un +L’, se desplaza el comando hacia la derecha lo que producirá que el alerón derecho suba y el izquierdo baje. La curvatura lograda en el intradós del alerón del ala derecha, generará una sustentación negativa haciendo que el ala baje, en tanto, que la curvatura aumentada en el extradós del sector del alerón izquierdo generará un aumento de L haciendo que el ala suba. Se generará así, un par de fuerzas paralelas y de sentido contrario, lo que provocará la rotación del avión sobre el eje longitudinal “x”, con el ala derecha bajando y la izquierda subiendo, generando el momento deseado. El proceso inverso generará un-L’

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CONTROL Y ESTABILIDAD Aletas auxiliares Ejercen una influencia indirecta sobre los estados de equilibrio, por eso se los denomina comandos secundarios. El piloto puede hacer uso de ellas para lograr o recuperar una posición deseada. Se las clasifica en tres tipos principales: 1-Los tabs, relacionadas con las superficies de control 2-Aletas hipersustentadoras mejoran la producción de L por parte del ala. 3-Aletas de interrupción de flujos, utilizadas como elemento de deceleración del avión

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CONTROL Y ESTABILIDAD Tabs Es una aleta ubicada o añadida al BS de una superficie móvil de control. Su función es, por medio de un movimiento en algún sentido, generar una fuerza aerodinámica local suficiente como para mover la superficie de control, en sentido contrario al de su deflexión, sin afectar a todo el avión. Existen cuatro tipos principales de tabs, que cumplen cuatro funciones diferentes y operados por cuatro diferentes sistemas de control. Su instalación, principio de funcionamiento, efecto aerodinámico y el efecto sobre cada superficie de control serán los mismos, a pesar que los objetivos buscados sean distintos. Ellos son: Tabs de reglaje, de balanceo, de compensación y servo tabs.

CONTROL Y ESTABILIDAD Tabs de reglaje Tiene una posición fija que solo puede ser modificada en tierra. Su propósito es radicar una pequeña fuerza aerodinámica constante a la superficie de control a fin de lograr una defexión permanente de la misma y compensar de esa manera una tendencia indeseable presente en el avión. El caso más común es del timón de dirección de monomotores a hélice, cuyo chorro incide en la deriva, generando un tendencia permanente a la guiñada. El reglaje se realiza para vuelo de crucero, teniendo en cuenta la V y RPM para esa condición, por tal motivo existirá una sobre o subcompensación cuando no se tienen tales condiciones, lo que requerirá un pequeña aplicación de timon para corregirla.

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CONTROL Y ESTABILIDAD Tabs de balanceo La deflexión de cualquier superficie de control es resistida por VR generando una fuerza que trata de regresarla a su posición neutral. Esto obliga al piloto a ejercer una fuerza de mayor magnitud a la deseada y a mantenerla mientras dure la deflexión.

CONTROL Y ESTABILIDAD La finalidad del tabs de balanceo es ayudar al piloto a lograr la deflexión deseada y mantenerla sumando su pequeña fuerza aerodinámica a la humana, disminuyendo esta y lograr un equilibrio dinámico. Puede ser accionado desde la cabina por medio de un comando dedicado a tal fin.

CONTROL Y ESTABILIDAD Tabs de compensación. Ante una descompensación del avión en cualquiera de sus tres ejes el piloto puede accionar el tabs de compensación desde la cabina con el fin de lograr una deflexión permanente de la superficie de control, aliviando al piloto de realizar una fuerza constante sobre el comando respectivo.

CONTROL Y ESTABILIDAD Servo tabs Es utilizado en aviones de gran, tamaño o velocidad, de manera que el piloto mueve una pequeña aleta y el servo tabs mueve la superficie necesaria para lograr el momento deseado.

CONTROL Y ESTABILIDAD Aletas hipersustentadoras El verdadero propósito de dichas aletas es incrementar el CL con la finalidad de disminuir la Vs. L= ½ ρ.Vs².S. CL máx. Vs= -W/S Carga alar cuanto mayor sea ésta mayor será Vs. -ρ es invariable. -S y CL son inversamente proporcional a Vs. - S es fijo - Solo se puede variar CL y esto se consigue por medio de aletas hipersustentadoras. Ellas son: Flaps de BS y BA, slats.

CONTROL Y ESTABILIDAD Flaps de BS. Cuando están retraídos forman parte del perfil alar y están ubicadas en los BS cetrales entre los alerones y el fuselaje. Deflexiona hacia abajo y su C geométrica está entre el 15% y el 30% de la C. Al extenderse, provoca un incremento de la curvatura del ,generando un mayor ξ de desvío del DOWNWASH y una aceleración adicional sobre el extradós. Estos dos efectos, producen mayor L y como ésta debe ser cte. hay que reducir la velocidad del VR con lo cual se obtiene una menor Vs. Con deflexiones de hasta 25° hay un incremento de CL sin aumento importante de Di. (DEP). Con deflexiones mayores aumenta CL pero aumenta significativamente Di, deteriorando la relación L/D. (ARR)

CONTROL Y ESTABILIDAD -Para un mismo α, al extender flaps incrementa CL. -Para CL cte. Requiere menos α al extenderlos y mayor si se retraen. -El α max donde ocurre la pérdida, es menor con flaps que con flaps debido, a que la C cambia y el incremento del desvío del DOWNWASH cambia el VR de perfil. -La diferencia de α al variar el CL se mantiene constante incluso con CL=0

CONTROL Y ESTABILIDAD Al cambiar el CL y el CD, la curva polar cambia. Podemos observar lo siguiente. Las curvas se cortan en el punto P, da lo mismo volar con o sin flaps. Con α menores al optimo se obtiene = CL con menor CD por ello conviene retraer los flaps. Con α mayores al óptimo ocurre lo contrario.

CONTROL Y ESTABILIDAD Existen varios tipos de flaps Flaps común Flaps partido ;Afecta curvatura intradós produce CL similares al común pero mayor Dp por la gran estela que genera. Flaps ranurado : Permite pasaje de aire del intradós al extradós energizando la Capa Limite demorando desprendimiento mejorando hipersustentación. Flaps fowler: Posee dos o tres secciones que se desplazan hacia atrás aumentando S y consecuentemente L. Los espacios entre cada sección actúan como ranuras permitiendo pasaje de aire del intradós al extradós con el efecto ya conocido. Precaución: Al extender los flaps se genera un nuevo campo de presión que se adiciona al ya existente, como esta fuerza es próxima al BS el Cp se correrá hacia atrás lo que produce un importante – M.

CONTROL Y ESTABILIDAD Flaps de BA Son parte integrante del BA, carecen de control propio son accionados por el comando de los flaps de BS con extensión cuando el flaps de BS está fuera de su posicíon 0 y se retraen con la posición arriba del control de los flaps de BS. Su aporte hipersustentador es pequeño pero si es importante su apote a la reducción del – M negativo al extender los flaps de BS. Existen tres tipos principales de flaps de BA. Los de tipo comun “A”, tipo Krüger “B”y los tipo Betz “C”

CONTROL Y ESTABILIDAD Slats Dispositivo que tiende a incrementar CL max a través de un incremento del α max produciendo una demora en el desprendimiento del flujo mediante la energización de la Capa límite. Consiste en un pequeño cuerpo aerodinámico con forma de perfil ubicado delante del BA, cuyo extradós es casi paralelo a la cara delantera de este, de manera tal que, en situación de operación queda una ranura que separa uno de otro, actuando como un soplador de capa límite particularmente con ángulos de ataques altos. Existen tres tipos de slats: Fijos, automáticos y comandados

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CONTROL Y ESTABILIDAD Aletas de interrupción de flujo Spoil [estropear]: Es un disipador de Energía Cinética. Produce estelas turbulentas que incrementan Dp. Sirven para perder altura manteniendo V o viceversa. También se usan para la función de Roll Control. Está compuesto por una serie de aletas ubicados en el extradós del ala entre y= 0,15 e y 0,70 de b/2. La extensión en vuelo puede llegar al 40% y en tierra hasta el 60%. Ubicados en extradós, lejos de punta de ala, aseguran la ausencia de fuerzas de resistencia capaces de contribuir a la guiñada adversa. Además, la estela turbulenta que genera en el ala que se desea bajar, atrasa la misma, ayudando a guiñar en sentido del alabeo y neutraliza tendencia residual a la guiñada adversa debida a diferencias de L entre ambas punteras

CONTROL Y ESTABILIDAD Funciones: Control de Alabeo: En forma conjunta con alerones, crean L negativa en el ala que se desea bajar. Mantienen control de alabeo en alas en flecha en condiciones de pérdida. Freno aerodinámico: spoilers actúan simultáneamente para arruinar L y aumentar Dp. Se desaconseja actuar rolido con los efectos simultáneos de spoilers y alerones por la violencia del efecto sobre los pax. Spoiler de tierra: aumentan Dp y generan L negativa para el ARR. Manual o automáticos.

Spoilers

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CONTROL Y ESTABILIDAD Frenos aerodinámicos Alojados en fuselaje, cola o alas sirven como medio aerodinámico de frenado. Disposiciones posibles: Costados sección trasera de fuselaje. Aleta en el “lomo”. Secciones laterales cono de cola.Aletas en extradós e intradós de alas. Alerones partidos con extradós desplegados hacia arriba e intradós hacia abajo. SAF Timón de dirección partido con planos laterales desplegados hacia afuera. SAF Todas estas aletas no tienen limitaciones de velocidad.

Frenos Aerodinámicos

ESTABILIDAD ESTABILIDAD Cualidad, por la que un avión que es afectado por una perturbación tiende a regresar, o no, a la condición de equilibrio inicial, de forma autónoma. La estabilidad puede ser estudiada desde dos puntos de vista. Como estabilidad estática y cómo estabilidad dinámica.

ESTABILIDAD Estabilidad estática: Estudia la tendencia inicial del cuerpo, a retornar o no a su estado de equilibrio original. La estabilidad estática puede ser , estable, indiferente o inestable. Estáticamente estable: Es la tendencia inicial a regresar a su estado de equilibrio anterior a la perturbación. Estáticamente Indiferente: Es cuando la tendencia inicial, luego de una perturbación, es permanecer en la posición a la cual fue apartado. Estáticamente Inestable: Si la tendencia inicial luego de la perturbación es a continuar apartándose de la posición previa a la perturbación.

ESTABILIDAD

ESTABILIDAD Estabilidad dinámica es la capacidad de un cuerpo de concretar con el trancurso del tiempo un determinado comportamiento respecto a su condición de equilibrio original, está relacionada a la manera en que el cuerpo vuelve, o no , a la posición de equilibrio Se dice que un avión es dinámicamente estable (o estable) cuando tras una perturbación, el avión tiende a recuperar el estado de equilibrio conforme pasa el tiempo. Un avión puede ser estáticamente estable, pero dinámicamente inestable: Si las fuerzas de recuperación son demasiado fuertes el avión puede pasarse de sus valores iniciales y entrar en un modo oscilatorio inestable

ESTABILIDAD Un avión puede tener: Estabilidad dinámica positiva: Si recupera su condición de equilibrio inicial. Estabilidad dinámica negativa: Si pierde definitivamente su condición inicial de equilibrio. Estabilidad dinámica neutra: Si termina adoptando una nueva condición de equilibrio. Si se analizan, como varían las fuerzas actuantes con el transcurso del tiempo y el comportamiento resultante del avión, podemos decir que hay dos modos diferentes de estabilidad dinámica: Modo no oscilatorio y modo oscilatorio.

ESTABILIDAD Modo no oscilatorio Si las fuerzas son aplicadas de manera constante que redunda en un régimen de variación del apartamiento con el transcurso del tiempo quedaría demostrado como una línea recta los tres casos: Positiva, neutra y negativa.

ESTABILIDAD Modo Oscilatorio Si las fuerzas quedan aplicadas con variaciones periódicas en su intensidad y sentido de aplicación, se obtendrá un régimen de tipo cíclico en el apartamiento con el transcurso del tiempo

ESTABILIDAD Ante una situación de pérdida de equilibrio, el avión actuará en dos fases: Una inicial denotando la tendencia y a continuación otra mostrando el comportamiento final. Como la estabilidad estática y dinámica pueden ser positivas, negativas y neutras, la combinación entre ellas puede darnos las siguientes condiciones: ESTÁTICA DINÁMICA CONDICIÓN POSITIVA POSITIVA CONVERGENCIA POSITIVA NEUTRA INDIFERENCIA POSITIVA NEGATIVA DIVERGENCIA

ESTABILIDAD

ESTABILIDAD El avión esta dotado de capacidad de movimiento en sus tres ejes, consecuentemente estará afectado por los fenómenos de estabilidad en cada uno de ellos. Ellas son: Estabilidad longitudinal Estabilidad direccional Estabilidad lateral Cada una de ellas, con su problemática particular, que deben ser resueltas con diseños apropiados en cada caso.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL

ESTABILIDAD LONGITUDINAL La Estabilidad Estática Longitudinal es la mas compleja e involucra los momentos de cabeceo(M) que ocurren alrededor del eje transversal “y” afectando la orientación del eje “x” La Generación de L crea M-. El empenaje, que queda inmerso en el Downwash del ala, compensa el M-. En aviones muy veloces, el efecto downwash es mas reducido por aparición del cono de Mach de punta de ala. El empenaje bajo efecto flujo transónico se vuelve ineficiente. Se hace necesario colocar superficies de control delante de la OC ó hacer completamente móvil el estabilizador.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL El análisis de la estabilidad estática longitudinal ,consiste en analizar ,cómo reacciona el avión en momento de cabeceo cuando tiene lugar una perturbación del ángulo de ataque (sin accionar el timón de profundidad). Se considera un avión en vuelo horizontal, rectilíneo y equilibrado. Al producirse un incremento de α, se incrementan las sustentaciones del ala y de la cola. Si el momento que produce el incremento de sustentación de la cola, domina al generado por el incremento de sustentación del ala, el avión tenderá a bajar la nariz y volver a la situación de equilibrio, el avión es estable. La condición para que esto suceda es Cam< 0

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Si el momento que produce el incremento de sustentación de la cola, domina al generado por el incremento de sustentación del ala, el avión tenderá a bajar la nariz y volver a la situación de equilibrio, en este caso, el avión es estable. La condición para que esto suceda es Cam α < 0 Casos especiales: Si Cam > 0, el avión sería inestable. Si Cmα= 0 se dice que el avión tiene estabilidad neutra (el momento de cabeceo no depende del ángulo de ataque). A Cmα se lo denomina índice de estabilidad estática longitudinal, y a él contribuye tanto el ala como el estabilizador horizontal (siendo estabilizador el efecto de éste y desestabilizador el del ala.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Momentos de Cabeceo Se producen por efecto de alguna fuerza aplicada a cierta distancia del eje “Y” o del Cg. Dicha fuerza puede ser de origen aerodinámico, mecánico, por aplicación de los comandos, ráfagas , etc…… Siempre habrá una fuerza que multiplicada por la distancia de aplicación al Cg producirá un momento de cabeceo según la siguiente ecuación: M= CM. q.S.C CM= siendo CM coeficiente de Momento, q la presión aerodinámica, S la superficie alar y C Posición del Cg respecto a la MAC

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Curva de CM por CL. Esta curva nos permite describir las condiciones de estabilidad estática longitudinal de un determinado tipo de avión. AA’ pendiente negativa Indica EEL positiva por 1- P- punto de equilibrio CM=0 2- P’ incremento CL tiende al ascenso se produce –M . 3- P’’ disminución deCLtiende al descenso pero se genera +M

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Linea BB’ indicacondición EELong.-n (inestable). Q-Punto de equilibrio Q’-Aumento CL tendencia subir nariz , +M se suman. Q’’-Disminución CL, tendencia nariz abajo se agrava con-M Se aleja situación equilibrio Inicial.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Los tres centros Centro de gravedad-. Punto de aplicación de la resultante de todos todos los pesos W del avión. Es variable a lo largo del eje “x” con Tendencia a –M o +M según el Cg se Encuentre muy adelantado o muy atrasado sobre el eje “x” expresado en % de la MAC

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Centro de presión Punto de aplicación de todas las fuerzas aerodinámicas presentes en el ala. Ubicado en C en el perfil y en la Cm en el ala. Es variable a lo Largo de C o Cm depende del CL y la curvatura del perfil. A grandes α se desplaza hacia Adelante y con flaps hacia atrás. Es importante su ubicación respecto Al Ca para la generación de los Ms.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL Centro aerodinámico Es el punto de la C donde todos los momentos producidos por L son nulos. Es considerado el punto respecto del avión donde están aplicadas las variaciones de L. El extra e intradós generan L. el primero +L y el segundo –L de menor intensidad y aplicada más adelante ,lo que generará una cupla que generará un - M con BA bajando Y BS subiendo.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL El cuerpo girará sobre el Ca. Si Li es la L del extradós y Cpe. su centro de aplicación y L 2 la generada por el Intrados siendo Cpi su centro de aplicación. di es la distancia entre Ca y Cpe y d2 la distancia Ca Cpi. Restando L 2 –Li obtenemos la L neta final. d2 –(di ) donde estará ubicado el Ca que invariablemente estará en el 25% de la C

FIN

Estabilidad Longitudinal

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