1.2 PRINCIPIOS AERODINAMICOS.Aerodinámica es la parte de la mecánica de fluidos que estudia los gases en movimiento y las fuerzas o reacciones a las que están sometidos los cuerpos que se hallan en su seno. A la importancia propia de la aerodinámica hay que añadir el valor de su aportación a la aeronáutica. De acuerdo con el número de Mach o velocidad relativa de un móvil con respecto al aire, la aerodinámica se divide en subsónica y supersónica según que dicho número sea inferior o superior a la unidad. Hay ciertas leyes de la aerodinámica, aplicables a cualquier objeto moviéndose a través del aire, que explican el vuelo de objetos más pesados que el aire. Para el estudio del vuelo, es lo mismo considerar que es el objeto el que se mueve a través del aire, como que este objeto esté inmóvil y es el aire el que se mueve (de esta ultima forma se prueban en los túneles de viento prototipos de aviones). Es importante que el piloto obtenga el mejor conocimiento posible de estas leyes y principios para entender, analizar y predecir el rendimiento de un aeroplano en cualesquiera condiciones de operación. Los aquí dados son suficientes para este nivel elemental, no pretendiéndose una explicación ni exhaustiva ni detallada de las complejidades de la aerodinámica.
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| p + 1/2 dv² = k; 1/2 dv² = pd |
p=presión en un punto dado. d=densidad del fluido. v=velocidad en dicho punto. pd=presión dinámica.Se puede considerar el teorema de Bernoulli como una derivación de la ley de conservación de la energía. El aire esta dotado de presión p, y este aire con una densidad d fluyendo a una velocidad v contiene energía cinética lo mismo que cualquier otro objeto en movimiento (1/2 dv²=energía cinética). Según la ley de la conservación de la energía, la suma de ambas es una constante: p + (1/2dv²) = constante. A la vista de esta ecuación, para una misma densidad (asumimos que las partículas de aire alrededor del avión tienen igual densidad) si aumenta la velocidad v disminuirá la presión p y viceversa.
Enfocando este teorema desde otro punto de vista, se puede afirmar que en un fluido en movimiento la suma de la presión estática pe (la p del párrafo anterior) más la presión dinámica pd, denominada presión total pt es constante: pt=pe+pd=k; de donde se infiere que si la presión dinámica (velocidad del fluido) se incrementa, la presión estática disminuye.
1.2.2 Efecto Venturi.
Otro científico, Giovanni Battista Venturi, comprobó experimentalmente que al pasar por un estrechamiento las partículas de un fluido aumentan su velocidad.
1.2.3 3ª Ley del movimiento de Newton.
Para cada fuerza de acción hay una fuerza de reacción igual en intensidad pero de sentido contrario.
1.2.4 Porqué vuelan los aviones.
Un objeto plano, colocado un poco inclinado hacia arriba contra el viento, produce sustentación; por ejemplo una cometa. Un perfil aerodinámico, es un cuerpo que tiene un diseño determinado para aprovechar al máximo las fuerzas que se originan por la variación de velocidad y presión cuando este perfil se sitúa en una corriente de aire. Un ala es un ejemplo de diseño avanzado de perfil aerodinámico.
Veamos que sucede cuando un aparato dotado de perfiles aerodinámicos (alas) se mueve en el aire (dotado de presión atmosférica y velocidad), a una cierta velocidad y con determinada colocación hacia arriba (ángulo de ataque), de acuerdo con las leyes explicadas.
El ala produce un flujo de aire en proporción a su ángulo de ataque (a mayor ángulo de ataque mayor es el estrechamiento en la parte superior del ala) y a la velocidad con que el ala se mueve respecto a la masa de aire que la rodea; de este flujo de aire, el que discurre por la parte superior del perfil tendrá una velocidad mayor (efecto Venturi) que el que discurre por la parte inferior. Esa mayor velocidad implica menor presión(teorema de Bernoulli). |  |
Tenemos pues que la superficie superior del ala soporta menos presión que la superficie inferior. Esta diferencia de presiones produce una fuerza aerodinámica que empuja al ala de la zona de mayor presión (abajo) a la zona de menor presión (arriba), conforme a la Tercera Ley del Movimiento de Newton.
Pero además, la corriente de aire que fluye a mayor velocidad por encima del ala, al confluir con la que fluye por debajo deflecta a esta última hacia abajo, produciéndose una fuerza de reacción adicional hacia arriba. La suma de estas dos fuerzas es lo que se conoce por fuerza de sustentación, que es la que mantiene al avión en el aire.
Como hemos visto, la producción de sustentación es un proceso continuo en el cual cada uno de los principios enumerados explican una parte distinta de este proceso. Esta producción de sustentación no es infinita, sino que como veremos en capítulos posteriores (1.7.3) tiene un límite.
1.2.5 Discutible.
A estas alturas y la vista de los ingenios mecánicos que vemos volar, cada vez más grandes y desarrollando mayores velocidades, se podría deducir que la mayoría de las cuestiones relativas a la aerodinámica son más que conocidas. Seguramente, a nivel de modelos y ecuaciones matemáticas así es, porque de otra forma no sería posible el espectacular desarrollo de la aeronáutica. Pero otra cuestión distinta es cuando se trata de ofrecer una visión desde el punto de vista de la física, al menos una visión facilmente comprensible para los que no poseemos los arcanos de esta ciencia.
Existen a este respecto al menos dos puntos de vista, a veces enfrentados y en ocasiones con virulencia, que reclaman para sí la explicación más coherente, cuando no la "unica", sobre el proceso de sustentación. Uno de ellos se apoya principalmente en el teorema de Bernoulli (baja presión encima del ala y alta presión debajo del ala) mientras que el otro se basa en las leyes de Newton (el flujo de aire deflectado hacia abajo "downwash" produce una reacción hacia arriba). Ambas explicaciones no son tan incompatibles como a veces quieren hacernos creer, y aunque mi conocimiento de la física es muy limitado, lo que el sentido común me dicta después de haber leido unos cuantos artículos al respecto es que posiblemente se trate de puntos de vista distintos, dos formas diferentes de simplicar un único suceso complicado. Aunque el tema es excitante excede el propósito de este "manual", no obstante a los interesados en profundizar en el mismo les recomiendo visitar algunas de las páginas propuestas en enlaces de interés.
Si conviene destacar varias y severas equivocaciones usualmente asociadas con la explicación "bernoulliana" respecto a la producción de sustentación que enfrentadas con los hechos y con pruebas realizadas, transforman esta explicación en un sistema de malentendidos. Para evitar confusiones conviene contrastar algunos detalles:
Se mantiene a veces, que un ala produce sustentación debido a que la forma del perfil (curvado por arriba y plano por abajo) obliga al aire que pasa por encima a recorrer más distancia que el que pasa por debajo con el fin de recombinarse con este en el borde de salida, cosa que solo puede hacerse, lógicamente, a mayor velocidad. Resulta atractivo ¿verdad?.
Esta teoría implica: primero, que es necesario que un perfil tenga diferencia de curvatura entre su parte superior e inferior (mayor longitud en la parte superior), y segundo, que la parcela de aire dividida por el perfil recorra este por arriba y por abajo en el mismo tiempo para encontrarse en la parte posterior de dicho perfil. Veamos lo que muestra el mundo real:
Esta teoría implica: primero, que es necesario que un perfil tenga diferencia de curvatura entre su parte superior e inferior (mayor longitud en la parte superior), y segundo, que la parcela de aire dividida por el perfil recorra este por arriba y por abajo en el mismo tiempo para encontrarse en la parte posterior de dicho perfil. Veamos lo que muestra el mundo real:
- Las fotografias tomadas en tuneles de viento a perfiles sustentadores revelan que la capa de aire que recorre la parte superior (a pesar de la mayor distancia) lo hace en un tiempo sensiblemente menor que la capa que recorre la parte inferior, además de que ambas no vuelven a coincidir en el borde de salida, quedan permanentemente divididas. Todo esto se produce incluso en perfiles planos.
- En vuelo invertido la forma del perfil del ala es más curvada por abajo que por arriba y sin embargo produce sustentación.
- Algunas alas finas y curvadas tienen la misma longitud por ambos lados del perfil, como por ejemplo las montadas en algunos planeadores o el ala usada por los hermanos Wright en su primer aeroplano. Esta era delgada, muy curvada y algo cóncava por la parte inferior. No tenía diferencia significativa de curvatura entre la parte superior e inferior y sin embargo producía sustentación debido a los mismos principios que las alas de hoy en día.
- Las alas diseñadas para aviones de alta velocidad y aeroplanos acrobáticos (Pitts, Decathlon) mantienen un perfil simétrico (misma curvatura arriba y abajo) y vuelan perfectamente, sin olvidar que otros perfiles simétricos (timones, estabilizadores, etc...) operan bajo los mismos principios aerodinámicos. Es más, la NASA ha experimentado exóticos perfiles "supercríticos" que son casi planos por arriba y curvados por abajo.
¿Adónde nos lleva esto?. A que aunque el principio de Bernoulli es correcto, los principios reseñados de porqué vuela un avión son válidos independientemente de la simetría o asimetría del perfil y de la diferencia de curvatura entre las superficies superior e inferior. Si la sustentación dependiera únicamente de la forma del ala, puesto que esta forma no cambia con el vuelo, no habría forma de variar la sustentación; el aeroplano solo soportaría su peso a una velocidad determinada y además sería inestable e incontrolable. Veremos más adelante como el piloto regula la sustentación mediante el control del ángulo de ataque y la velocidad. De no ser así, los hermanos Wright no hubieran podido volar, ni se mantendrían en el aire los aviones de alta velocidad, los acrobáticos o los planeadores.
Para terminar, decir que los diseños de alas curvadas y con diferencia de curvatura entre la parte superior e inferior responden a razones eminentemente prácticas, pues estos perfiles mejoran la sustentación y tienen mejores características ante la pérdida (Ver 1.3.2)
1.3 FUERZAS QUE ACTÚAN EN VUELO.Sobre un aeroplano en vuelo actúan una serie de fuerzas, favorables unas y desfavorables otras, siendo una tarea primordial del piloto ejercer control sobre ellas para mantener un vuelo seguro y eficiente. Aunque los expertos siguen debatiendo e investigando sobre aerodinámica, a nuestro nivel solo necesitamos conocer algunos conceptos fundamentales, empezando por las fuerzas que afectan al vuelo y sus efectos. De todas las fuerzas que actúan sobre un aeroplano en vuelo, las básicas y principales porque afectan a todas las maniobras son cuatro: sustentación, peso, empuje y resistencia. Estas cuatro fuerzas actúan en pares; la sustentación es opuesta al peso, y el empuje o tracción a la resistencia.
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Trayectoria de vuelo. Es la dirección seguida por el perfil aerodinámico durante su desplazamiento en el aire; es decir es la trayectoria que siguen las alas y por tanto el avión. Viento relativo. Es el flujo de aire que produce el avión al desplazarse. El viento relativo es paralelo a la trayectoria de vuelo y de dirección opuesta. Su velocidad es la relativa del avión con respecto a la velocidad de la masa de aire en que este se mueve. (1) |  |
Es importante destacar que no debe asociarse la trayectoria de vuelo, ni por tanto el viento relativo, con la actitud de morro del avión; por ejemplo, una trayectoria de vuelo recto y nivelado puede llevar aparejada una actitud de morro ligeramente elevada (fig.1.3.6).
Ángulo de incidencia. El ángulo de incidencia es el ángulo agudo formado por la cuerda del ala con respecto al eje longitudinal del avión. Este ángulo es fijo, pues responde a consideraciones de diseño y no es modificable por el piloto.
(2)(3)
Ángulo de ataque. El ángulo de ataque es el ángulo agudo formado por la cuerda del ala y la dirección del viento relativo. Este ángulo es variable, pues depende de la dirección del viento relativo y de la posición de las alas con respecto a este, ambos extremos controlados por el piloto. Es conveniente tener muy claro el concepto de ángulo de ataque pues el vuelo está directa y estrechamente relacionado con el mismo.
Es importante notar, tal como muestra la fig.1.3.5, que el ángulo de ataque se mide respecto al viento relativo y no en relación a la línea del horizonte. En la parte de la izquierda el avión mantiene una trayectoria horizontal (el viento relativo también lo es) con diferentes ángulos de ataque (5º y 10º); a la derecha y arriba, el avión mantiene una trayectoria ascendente con un ángulo de ataque de 5º, mientras que a la derecha y abajo la trayectoria es descendente también con un ángulo de ataque de 5º. Dada la importancia de este concepto, se profundiza en el mismo en el capítulo 1.7.
En la fig.1.3.6 se muestran distintas fases de un avión en vuelo, en cada una de las cuales podemos apreciar de una manera gráfica los conceptos definidos: la trayectoria; el viento relativo, paralelo y de dirección opuesta a la trayectoria, y la sustentación, perpendicular al viento relativo.
Si se fija en la figura anterior, notará que los dos aviones de la izquierda tienen la misma actitud y sin embargo distinta trayectoria (y naturalmente, diferente direccion de viento relativo y sustentación). El ángulo de ataque del avión de la parte superior es moderado mientras que el de la parte inferior tiene un valor elevado. Por contra, los dos aviones de la izquierda tienen la misma trayectoria y sin embargo su actitud y ángulo de ataque son diferentes.
1.3.2 Factores que afectan a la sustentación.
La forma del perfil del ala. Hasta cierto límite, a mayor curvatura del perfil mayor diferencia de velocidad entre las superficies superior e inferior del ala y por tanto mayor diferencia de presión, o lo que es igual mayor fuerza de sustentación. No obstante no hay que confundirse pensando que es necesario que el ala sea curvada por arriba y plana o cóncava por abajo para producir sustentación, pues un ala con un perfil simétrico también la produce. Lo que ocurre es que un ala ligeramente curvada entra en pérdida con un ángulo de ataque mucho mayor que un ala simétrica, lo que significa que tanto su coeficiente de sustentación como su resistencia a la pérdida son mayores.
La curvatura de un ala típica moderna es solo de un 1% o un 2%. La razón por la cual no se hace más curvada, es que un incremento de esta curvatura requeriría una superficie inferior cóncava, lo cual ofrece dificultades de construcción. Otra razón, es que una gran curvatura solo es realmente beneficiosa en velocidades cercanas a la pérdida (despegue y aterrizaje), y para tener más sustentación en esos momentos es suficiente con extender los flaps.
La superficie alar. Cuanto más grandes sean las alas mayor será la superficie sobre la que se ejerce la fuerza de sustentación. Pero hay que tener en cuenta que perfiles muy curvados o alas muy grandes incrementan la resistencia del avión al ofrecer mayor superficie enfrentada a la corriente de aire. En cualquier caso, tanto la forma como la superficie del ala dependen del criterio del diseñador, que tendrá que adoptar un compromiso entre todos los factores según convenga a la funcionalidad del avión.
La densidad del aire. Cuanto mayor sea la densidad del aire, mayor es el número de partículas por unidad de volumen que cambian velocidad por presión y producen sustentación (factor d del teorema de Bernoulli).
La velocidad del viento relativo. A mayor velocidad sobre el perfil, mayor es la sustentación. La sustentación es proporcional al cuadrado de la velocidad (factor v² del teorema de Bernoulli), siendo por tanto este factor el que comparativamente más afecta a la sustentación.
El ángulo de ataque. Si se aumenta el ángulo de ataque es como si se aumentara la curvatura de la parte superior del perfil, o sea el estrechamiento al flujo de aire, y por tanto la diferencia de presiones y en consecuencia la sustentación. No obstante como se verá más adelante, un excesivo ángulo de ataque puede provocar la entrada en pérdida.
En la fig.1.3.7 se ve de forma general como aumenta el coeficiente de sustentación (CL) con el ángulo de ataque hasta llegar al CL máximo, a partir del cual la sustentación disminuye con el ángulo de ataque. Los valores y la forma de la curva en la gráfica dependerán de cada perfil concreto.
En la fig.1.3.7 se ve de forma general como aumenta el coeficiente de sustentación (CL) con el ángulo de ataque hasta llegar al CL máximo, a partir del cual la sustentación disminuye con el ángulo de ataque. Los valores y la forma de la curva en la gráfica dependerán de cada perfil concreto.
En resumen, la sustentación creada por el ala está en función de:
- El coeficiente aerodinámico (Forma del perfil).
- La superficie alar.
- La densidad del aire.
- La velocidad del viento relativo.
- El ángulo de ataque.
La fórmula correspondiente sería: L=CL*q*S donde CL es el coeficiente de sustentación, dependiente del tipo de perfil y del ángulo de ataque; q la presión aerodinámica (1/2dv²siendo d la densidad y v la velocidad del viento relativo) y S la superficie alar.
Es obvio que el piloto solo puede tener influencia en la sustentación actuando sobre los factores velocidad y ángulo de ataque, pues el coeficiente aerodinámico y la superficie alar están predeterminadas por el diseño del avión, y la densidad del aire depende del estado de la atmósfera.
Más adelante se verá que el avión dispone de dispositivos hipersustentadores (flaps y slats) que accionados por el piloto modifican la curvatura del ala y la superficie alar, pero estos dispositivos están diseñados para posibilitar maniobras a baja velocidad (aterrizaje, despegue, etc.) más que para aumentar la sustentación a velocidades normales de operación.
Más adelante se verá que el avión dispone de dispositivos hipersustentadores (flaps y slats) que accionados por el piloto modifican la curvatura del ala y la superficie alar, pero estos dispositivos están diseñados para posibilitar maniobras a baja velocidad (aterrizaje, despegue, etc.) más que para aumentar la sustentación a velocidades normales de operación.
1.3.3 Centro de Presiones.
Mediante métodos empíricos se ha demostrado que a medida que se incrementa el ángulo de ataque, el Centro de Presiones se desplaza gradualmente hacia adelante. En un punto más allá del ángulo de ataque para vuelo ordinario, comienza a moverse hacia atrás de nuevo; cuando llega a un punto lo suficientemente atrás, el morro del avión cae porque el ala está en pérdida.
1.3.4 Peso.
El peso es la fuerza de atracción gravitatoria sobre un cuerpo, siendo su dirección perpendicular a la superficie de la tierra, su sentido hacia abajo, y su intensidad proporcional a la masa de dicho cuerpo. Esta fuerza es la que atrae al avión hacia la tierra y ha de ser contrarrestada por la fuerza de sustentación para mantener al avión en el aire.
Dependiendo de sus características, cada avión tiene un peso máximo que no debe ser sobrepasado, estudiandose en un capitulo posterior (4.2) como debe efectuarse la carga de un avión para no exceder sus limitaciones.
1.3.5 Centro de Gravedad.
Es el punto donde se considera ejercida toda la fuerza de gravedad, es decir el peso. El C.G es el punto de balance de manera que si se pudiera colgar el avión por ese punto específico este quedaría en perfecto equilibrio. El avión realiza todos sus movimientos pivotando sobre el C.G. La situación del centro de gravedad respecto al centro de presiones tiene una importancia enorme en la estabilidad y controlabilidad del avión (Ver 1.6.5). |  |
1.3.6 Resistencia.
La resistencia es la fuerza que impide o retarda el movimiento de un aeroplano. La resistencia actúa de forma paralela y en la misma dirección que el viento relativo, aunque también podríamos afirmar que la resistencia es paralela y de dirección opuesta a la trayectoria.
Desde un punto de vista aerodinámico, cuando un ala se desplaza a través del aire hay dos tipos de resistencia: (a) resistencia debida a la fricción del aire sobre la superficie del ala, y (b) resistencia por la presión del propio aire oponiéndose al movimiento de un objeto en su seno.
La resistencia por fricción es proporcional a la viscosidad, que en el aire es muy baja, de manera que la mayoría de las veces esta resistencia es pequeña comparada con la producida por la presión, mientras que la resistencia debida a la presión depende de la densidad de la masa de aire.
Ambas resistencias crean una fuerza proporcional al área sobre la que actúan y al cuadrado de la velocidad. Una parte de la resistencia por presión que produce un ala depende de la cantidad de sustentación producida; a esta parte se le denomina resistencia inducida, denominandose resistencia parásita a la suma del resto de resistencias.
La resistencia por fricción es proporcional a la viscosidad, que en el aire es muy baja, de manera que la mayoría de las veces esta resistencia es pequeña comparada con la producida por la presión, mientras que la resistencia debida a la presión depende de la densidad de la masa de aire.
Ambas resistencias crean una fuerza proporcional al área sobre la que actúan y al cuadrado de la velocidad. Una parte de la resistencia por presión que produce un ala depende de la cantidad de sustentación producida; a esta parte se le denomina resistencia inducida, denominandose resistencia parásita a la suma del resto de resistencias.
La fórmula de la resistencia (en ingles "drag") tiene la misma forma que la de la sustentación: D=CD*q*S donde CD es el coeficiente de resistencia, dependiente del tipo de perfil y del ángulo de ataque; q la presión aerodinámica (1/2dv² siendo d la densidad y v la velocidad del viento relativo) y S la superficie alar.
La resistencia total del avión es pues la suma de dos tipos de resistencia: la resistencia inducida y la resistencia parásita.
Resistencia inducida. La resistencia inducida, indeseada pero inevitable, es un producto de la sustentación, y se incrementa en proporción directa al incremento del ángulo de ataque.
Al encontrarse en la parte posterior del ala la corriente de aire que fluye por arriba con la que fluye por debajo, la mayor velocidad de la primera deflecta hacia abajo a la segunda haciendo variar ligeramente el viento relativo, y este efecto crea una resistencia. Este efecto es más acusado en el extremo del ala, pues el aire que fluye por debajo encuentra una vía de escape hacia arriba donde hay menor presión, pero la mayor velocidad del aire fluyendo por arriba deflecta esa corriente hacia abajo produciéndose resistencia adicional. Este movimiento de remolino crea vórtices que absorben energía del avión.
Al encontrarse en la parte posterior del ala la corriente de aire que fluye por arriba con la que fluye por debajo, la mayor velocidad de la primera deflecta hacia abajo a la segunda haciendo variar ligeramente el viento relativo, y este efecto crea una resistencia. Este efecto es más acusado en el extremo del ala, pues el aire que fluye por debajo encuentra una vía de escape hacia arriba donde hay menor presión, pero la mayor velocidad del aire fluyendo por arriba deflecta esa corriente hacia abajo produciéndose resistencia adicional. Este movimiento de remolino crea vórtices que absorben energía del avión.
Representadas de forma gráfica la sustentación y la resistencia, la fuerza aerodinámica se descompone en dos fuerzas: una aprovechable de sustentación y otra no deseada pero inevitable de resistencia (fig.1.3.14).
De la explicación dada se deduce claramente que la resistencia inducida aumenta a medida que aumenta el ángulo de ataque. Pero si para mantener la misma sustentación ponemos más velocidad y menos ángulo de ataque, la resistencia inducida será menor, de lo cual deducimos que la resistencia inducida disminuye con el aumento de velocidad. La figura 1.3.15 nos muestra la relación entre la resistencia inducida, la velocidad, y el ángulo de ataque.
En la resistencia inducida también tiene influencia la forma de las alas; un ala alargada y estrecha tiene menos resistencia inducida que un ala corta y ancha. (fig.1.4.2)
Resistencia parásita. Es la producida por las demás resistencias no relacionadas con la sustentación, como son: resistencia al avance de las partes del avión que sobresalen (fuselaje, tren de aterrizaje no retráctil, antenas de radio, etc.); entorpecimiento del flujo del aire en alas sucias por impacto de insectos o con formación de hielo; rozamiento o fricción superficial con el aire; interferencia del flujo de aire a lo largo del fuselaje con el flujo de las alas; el flujo de aire canalizado al compartimento del motor para refrigerarlo (que puede suponer en algunos aeroplanos cerca del 30% de la resistencia total); etc... También, la superficie total del ala y la forma de esta afecta a la resistencia parásita; un ala más alargada presenta mayor superficie al viento, y por ello mayor resistencia parásita, que un ala más corta. Lógicamente, cuanto mayor sea la velocidad mayor será el efecto de la resistencia parásita: la resistencia parásita aumenta con la velocidad.
Si la resistencia inducida es un producto de la sustentación, y en la resistencia parásita tienen influencia la superficie alar y la forma del ala, es obvio que prácticamente todos los factores que afectan a la sustentación afectan en mayor o menor medida a la resistencia.
1.3.7 Control del piloto sobre la resistencia.
La resistencia inducida depende del ángulo de ataque. Por lo tanto el piloto puede reducir la resistencia inducida si para lograr más sustentación incrementa la velocidad en vez de incrementar el ángulo de ataque. A mayor velocidad menor resistencia inducida. (fig.1.3.15)
El peso influye de forma indirecta en esta resistencia, puesto que a más peso más sustentación se necesita y por tanto mayor ángulo de ataque para mantener la misma velocidad. Disminuyendo el peso disminuye la resistencia inducida.
El peso influye de forma indirecta en esta resistencia, puesto que a más peso más sustentación se necesita y por tanto mayor ángulo de ataque para mantener la misma velocidad. Disminuyendo el peso disminuye la resistencia inducida.
Por el contrario, la resistencia parásita se incrementa con la velocidad del avión (fig.1.3.16). La única forma que tiene el piloto para disminuirla es aminorar la velocidad, por que en lo demás, esta resistencia depende sobre todo del diseño del avión y el piloto no dispone apenas de capacidad de acción para modificarla (mantener las alas limpias, impedir la formación de hielo en las mismas, ...).
Si con el aumento de velocidad disminuye la resistencia inducida y se incrementa la resistencia parásita, tiene que haber un punto en que la suma de ambas (resistencia total) sea el menor posible. Este punto de velocidad viene tabulado por el fabricante en el manual del avión.
A baja velocidad la mayoría de la resistencia es inducida, debido al incremento del ángulo de ataque para producir suficiente sustentación para soportar el peso del avión. A medida que la velocidad sigue bajando, la resistencia inducida se incrementa rápidamente y la resistencia parásita apenas tiene influencia.
Por el contrario, a alta velocidad la resistencia parásita es la dominante mientras que la inducida es irrelevante.
Por el contrario, a alta velocidad la resistencia parásita es la dominante mientras que la inducida es irrelevante.
Resumiendo:
- A mayor velocidad menor resistencia inducida.
- A mayor ángulo de ataque mayor resistencia inducida.
- A mayor velocidad mayor resistencia parásita.
1.3.8 Empuje o tracción.
Para vencer la inercia del avión parado, acelerarlo en la carrera de despegue o en vuelo, mantener una tasa de ascenso adecuada, vencer la resistencia al avance, etc... se necesita una fuerza: el empuje o tracción.
Esta fuerza se obtiene acelerando una masa de aire a una velocidad mayor que la del aeroplano. La reacción, de igual intensidad pero de sentido opuesto (3ª ley del movimiento de Newton), mueve el avión hacia adelante. En aviones de hélice, la fuerza de propulsión la genera la rotación de la hélice, movida por el motor (convencional o turbina); en reactores, la propulsión se logra por la expulsión violenta de los gases quemados por la turbina.
Esta fuerza se obtiene acelerando una masa de aire a una velocidad mayor que la del aeroplano. La reacción, de igual intensidad pero de sentido opuesto (3ª ley del movimiento de Newton), mueve el avión hacia adelante. En aviones de hélice, la fuerza de propulsión la genera la rotación de la hélice, movida por el motor (convencional o turbina); en reactores, la propulsión se logra por la expulsión violenta de los gases quemados por la turbina.
Esta fuerza se ejerce en la misma dirección a la que apunta el eje del sistema propulsor, que suele ser más o menos paralela al eje longitudinal del avión.
Es obvio que el factor principal que influye en esta fuerza es la potencia del motor, pero hay otros elementos que también influyen como pueden ser la forma y tamaño de la hélice, octanaje del combustible, densidad del aire, etc. Se habla de potencia en C.V. en motores convencionales, y de kilos o libras de empuje en reactores.
Puesto que potencia es equivalente a energía por unidad de tiempo, a mayor potencia mayor capacidad de aceleración.
La potencia es el factor más importante a la hora de determinar la tasa de ascenso de un avión. De hecho la tasa máxima de ascenso de un avión no está relacionada con la sustentación sino con la potencia disponible descontada la necesaria para mantener un vuelo nivelado (ver 5.5).
Notas:
Estas cuatro fuerzas están definidas respecto a tres sistemas de coordenadas diferentes: la sustentación y la resistencia están definidas en relación al viento relativo; el peso (gravedad) respecto al centro de la tierra, y el empuje con respecto a la orientación del aeroplano. Esta situación puede verse un poco más complicada porque por ejemplo el empuje y la resistencia tienen componentes verticales que se oponen al peso, mientras la sustentación tiene un componente horizontal.
Se puede pensar que las cuatro fuerzas están definidas de una manera anárquica, pero los conceptos y sus definiciones son los que son y además son correctos. Hay mucha historia e investigación sobre ellos, y son muy importantes al analizar situaciones complejas.
Pero no hay que alarmarse, dado que estos conceptos tienen una importancia relativa. En vuelo ordinario (no acrobático) exceptuando los giros, incluso en ascensos y descensos, los ángulos son generalmente pequeños, de manera que el empuje es aproximadamente horizontal, y los vientos relativos difieren de la horizontal solo en unos pocos grados, de forma que la resistencia es aproximadamente horizontal y la sustentación cercana a la vertical.
Simplificando: en vuelo recto y nivelado a velocidad constante las fuerzas que actúan hacia abajo se compensan con las que actúan hacia arriba, y las que actúan hacia delante se equilibran con las que actúan hacia atrás. Esto es cierto, se calculen como se calculen las contribuciones individuales de la sustentación, el peso, la resistencia y el empuje. Si una de estas fuerzas básicas cambia de magnitud haciendose mayor que la opuesta, el avión se moverá en la dirección de la fuerza mayor hasta un punto en que ambas estén de nuevo en equilibrio.
Por supuesto que la manera en que las fuerzas se compensan se refiere a un avión en vuelo; puede haber otros sistemas en que las fuerzas se compensen de forma diferente: por ejemplo, el peso de un avión de despegue vertical durante la maniobra de toma de tierra no convencional, se compensa con el empuje del motor.
Pequeñas paradojas: En un ascenso a baja velocidad y mucha potencia la sustentación es menor que el peso pero el empuje soporta parte de dicho peso. Suena raro ¿verdad? pero es técnicamente cierto. En un descenso a alta velocidad y baja potencia, la sustentación de nuevo es menor que el peso, pero en este caso la resistencia está soportando parte del peso.
Estas paradojas son puros tecnicismos consecuencia de las d
Estas paradojas son puros tecnicismos consecuencia de las d
1.4 ESTRUCTURA DEL AVION.En los capítulos anteriores se han descrito algunos aspectos del mundo en que se mueve el avión (la atmósfera), las leyes que explican el vuelo, las fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo, etc. En este capítulo se especifican de una forma general cuales son los componentes estructurales de un avión y su nomenclatura, poniendo especial énfasis en su elemento distintivo: las alas.
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Fuselaje. Del francés "fuselé" que significa "ahusado", se denomina fuselaje al cuerpo principal de la estructura del avión, cuya función principal es la de dar cabida a la tripulación, a los pasajeros y a la carga, además de servir de soporte principal al resto de los componentes. El diseño del fuselaje además de atender a estas funciones, debe proporcionar un rendimiento aceptable al propósito a que se destine el avión. Los fuselajes que ofrecen una menor resistencia aerodinámica son los de sección circular, elíptica u oval, y de forma alargada y ahusada. Alas. Son el elemento primordial de cualquier aeroplano. En ellas es donde se originan las fuerzas que hacen posible el vuelo. En su diseño se tienen en cuenta numerosos aspectos: peso máximo a soportar, resistencias generadas, comportamiento en la pérdida, etc.. o sea, todos aquellos factores que proporcionen el rendimiento óptimo para compaginar la mejor velocidad con el mayor alcance y el menor consumo de combustible posibles. | |
Superficies de mando y control. Son las superficies movibles situadas en las alas y en los empenajes de cola, las cuales respondiendo a los movimientos de los mandos existentes en la cabina provocan el movimiento del avión sobre cualquiera de sus ejes (transversal, longitudinal y vertical). También entran en este grupo otras superficies secundarias, cuya función es la de proporcionar mejoras adicionales relacionadas generalmente con la sustentación (flaps, slats, aerofrenos, etc...). Sistema estabilizador. Está compuesto en general por un estabilizador vertical y otro horizontal. Como sus propios nombres indican, su misión es la de contribuir a la estabilidad del avión sobre sus ejes vertical y horizontal. |  |
Tren de aterrizaje. Tiene como misión amortiguar el impacto del aterrizaje y permitir la rodadura y movimiento del avión en tierra. Puede ser fijo o retráctil, y de triciclo (dos ruedas principales y una de morro) o patín de cola (dos ruedas principales y un patín o rueda en la cola). Hay trenes adaptados a la nieve (con patines) y al agua (con flotadores).
Grupo motopropulsor. Encargado de proporcionar la potencia necesaria para contrarrestar las resistencias del aparato, tanto en tierra como en vuelo, impulsar a las alas y que estas produzcan sustentación, y por último para aportar la aceleración necesaria en cualquier momento.
Este grupo puede estar constituido por uno o más motores; motores que pueden ser de pistón, de reacción, turbopropulsores, etc. Dentro de este grupo se incluyen las hélices, que pueden tener distintos tamaños, formas y número de palas.
Este grupo puede estar constituido por uno o más motores; motores que pueden ser de pistón, de reacción, turbopropulsores, etc. Dentro de este grupo se incluyen las hélices, que pueden tener distintos tamaños, formas y número de palas.
Sistemas auxiliares. Resto de sistemas destinados a ayudar al funcionamiento de los elementos anteriores o bien para proporcionar más confort o mejor gobierno de la aeronave. Podemos mencionar por ejemplo, el sistema hidráulico, el eléctrico, presurización, alimentación de combustible, etc.
1.4.2 Las alas.
Los pioneros de la aviación tratando de emular el vuelo de las aves, construyeron todo tipo de artefactos dotados de alas articuladas que generaban corrientes de aire. Solo cuando se construyeron máquinas con alas fijas que surcaban el aire en vez de generarlo, fue posible el vuelo de máquinas más pesadas que el aire. Aunque veremos que hay alas de todos los tipos y formas, todas obedecen a los mismos principios explicados con anterioridad.
Por ser la parte más importante de un aeroplano y por ello quizá la más estudiada, es posiblemente también la que más terminología emplee para distinguir las distintas partes de la misma. A continuación se detalla esta terminología (fig.1.4.2).
Perfil. Es la forma de la sección del ala, es decir lo que veríamos si cortáramos esta transversalmente "como en rodajas". Salvo en el caso de alas rectangulares en que todos los perfiles ("rodajas") son iguales, lo habitual es que los perfiles que componen un ala sean diferentes; se van haciendo más pequeños y estrechos hacia los extremos del ala.
Borde de ataque. Es el borde delantero del ala, o sea la línea que une la parte anterior de todos los perfiles que forman el ala; o dicho de otra forma: la parte del ala que primero toma contacto con el flujo de aire.
Borde de salida. Es el borde posterior del ala, es decir la línea que une la parte posterior de todos los perfiles del ala; o dicho de otra forma: la parte del ala por donde el flujo de aire perturbado por el ala retorna a la corriente libre.
Extrados. Parte superior del ala comprendida entre los bordes de ataque y salida.
Intrados. Parte inferior del ala comprendida entre los bordes de ataque y salida.
Espesor. Distancia máxima entre el extrados y el intrados.
Cuerda media. Como los perfiles del ala no suelen ser iguales sino que van disminuyendo hacia los extremos, lo mismo sucede con la cuerda de cada uno. Por tanto al tener cada perfil una cuerda distinta, lo normal es hablar de cuerda media.
Línea del 25% de la cuerda. Línea imaginaria que se obtendría al unir todos los puntos situados a una distancia del 25% de la longitud de la cuerda de cada perfil, distancia medida comenzando por el borde de ataque.
Curvatura. Del ala desde el borde de ataque al de salida. Curvatura superior se refiere a la de la superficie superior (extrados); inferior a la de la superficie inferior (intrados), y curvatura media a la equidistante a ambas superficies. Aunque se puede dar en cifra absoluta, lo normal es que se exprese en % de la cuerda.
Superficie alar. Superficie total correspondiente a las alas.
Envergadura. Distancia entre los dos extremos de las alas. Por simple geometría, si multiplicamos la envergadura por la cuerda media debemos obtener la superficie alar.
Alargamiento. Cociente entre la envergadura y la cuerda media. Este dato nos dice la relación existente entre la longitud y la anchura del ala (Envergadura/Cuerda media). Por ejemplo; si este cociente fuera 1 estaríamos ante un ala cuadrada de igual longitud que anchura. Obviamente a medida que este valor se hace más elevado el ala es más larga y estrecha.
Este cociente afecta a la resistencia inducida de forma que: a mayor alargamiento menor resistencia inducida.
Las alas cortas y anchas son fáciles de construir y muy resistentes pero generan mucha resistencia; por el contrario las alas alargadas y estrechas generan poca resistencia pero son difíciles de construir y presentan problemas estructurales. Normalmente el alargamiento suele estar comprendido entre 5:1 y 10:1.
Este cociente afecta a la resistencia inducida de forma que: a mayor alargamiento menor resistencia inducida.
Las alas cortas y anchas son fáciles de construir y muy resistentes pero generan mucha resistencia; por el contrario las alas alargadas y estrechas generan poca resistencia pero son difíciles de construir y presentan problemas estructurales. Normalmente el alargamiento suele estar comprendido entre 5:1 y 10:1.
Flecha. Angulo que forman las alas (más concretamente la línea del 25% de la cuerda) respecto del eje transversal del avión. La flecha puede ser positiva (extremos de las alas orientados hacia atrás respecto a la raíz o encastre, que es lo habitual), neutra, o negativa (extremos adelantados). Para tener una idea más gráfica, pongamos nuestros brazos en cruz como si fueran unas alas; en esta posición tienen flecha nula, si los echamos hacia atrás tienen flecha positiva, y si los echamos hacia delante tienen flecha negativa.
Diedro. Visto el avión de frente, ángulo en forma de "V" que forman las alas con respecto al horizonte.
El ángulo diedro puede ser positivo, neutro, o negativo. Volviendo a nuestros brazos en cruz, en posición normal tenemos diedro neutro, si los subimos tienen diedro positivo y si los bajamos tienen diedro negativo.
El ángulo diedro puede ser positivo, neutro, o negativo. Volviendo a nuestros brazos en cruz, en posición normal tenemos diedro neutro, si los subimos tienen diedro positivo y si los bajamos tienen diedro negativo.
Forma. Las alas pueden tener las formas más variadas: estrechándose hacia los extremos (tapered) o recta (straight), en la parte del borde de ataque (leading) o del borde de salida (trailing), o cualquier combinación de estas; en forma de delta, en flecha, etc. Si la velocidad es el factor principal, un ala "tapered" es más eficiente que una rectangular (straight) porque produce menos resistencia; pero un ala "tapered" tiene peores características en la pérdida salvo que tenga torsión (ángulo de incidencia decreciente hacia el borde del ala).
Según la colocación de las alas en el fuselaje, los aviones son de plano alto, plano medio, o plano bajo. Asimismo, según el número de pares de alas, los aviones son monoplanos, biplanos, triplanos, etc.
También se distinguen alas de geometría fija (la gran mayoría), de geometría variable (que pueden variar su flecha), y alas de incidencia variable (que pueden variar su ángulo deincidencia). Estos dos últimos tipos son de aplicación casi exclusiva en aviones militares.
Las alas pueden estar fijadas al fuselaje mediante montantes y voladizos, con ayuda de cables, o estar fijadas sin montantes externos ni ayuda de cables (alas cantilever, también llamadas "ala en voladizo" o "ala en ménsula").
efiniciones de las cuatro fuerzas, pero no tienen ningún impacto en la técnica de pilotaje.
1.5 SUPERFICIES DE MANDO Y CONTROL.Además de que un avión vuele, es necesario que este vuelo se efectúe bajo control del piloto; que el avión se mueva respondiendo a sus ordenes. Los primeros pioneros de la aviación estaban tan preocupados por elevar sus artilugios que no prestaban mucha atención a este hecho; por suerte para ellos nunca estuvieron suficientemente alto y rápido como para provocar o provocarse males mayores. Una de las contribuciones de los hermanos Wright fue el sistema de control del avión sobre sus tres ejes; su Flyer disponía de timón de profundidad, timón de dirección, y de un sistema de torsión de las alas que producía el alabeo. Por otro lado, es de gran interés contar con dispositivos que, a voluntad del piloto, aporten sustentación adicional (o no-sustentación) facilitando la realización de ciertas maniobras. Para lograr una u otra funcionalidad se emplean superficies aerodinámicas, denominándose primarias a las que proporcionan control y secundarias a las que modifican la sustentación. Las superficies de mando y control modifican la aerodinámica del avión provocando un desequilibrio de fuerzas, una o más de ellas cambian de magnitud. Este desequilibrio, es lo que hace que el avión se mueva sobre uno o más de sus ejes, incremente la sustentación, o aumente la resistencia.
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Eje longitudinal. Es el eje imaginario que va desde el morro hasta la cola del avión. El movimiento alrededor de este eje (levantar un ala bajando la otra) se denomina alabeo (en ingles "roll"). También se le denomina eje de alabeo, nombre que parece más lógico pues cuando se hace referencia a la estabilidad sobre este eje, es menos confuso hablar de estabilidad de alabeo que de estabilidad "transversal". | |
Eje transversal o lateral. Eje imaginario que va desde el extremo de un ala al extremo de la otra. El movimiento alrededor de este eje (morro arriba o morro abajo) se denominacabeceo ("pitch" en ingles). También denominado eje de cabeceo, por las mismas razones que en el caso anterior. Eje vertical. Eje imaginario que atraviesa el centro del avión. El movimiento en torno a este eje (morro virando a la izquierda o la derecha) se llama guiñada ("yaw" en ingles). Denominado igualmente eje de guiñada. |  |
En un sistema de coordenadas cartesianas, el eje longitudinal o de alabeo sería el eje "x"; el eje transversal o eje de cabeceo sería el eje "y", y el eje vertical o eje de guiñada sería el eje "z". El origen de coordenadas de este sistema de ejes es el centro de gravedad del avión.
1.5.2 Superficies primarias.
Son superficies aerodinámicas movibles que, accionadas por el piloto a través de los mandos de la cabina, modifican la aerodinámica del avión provocando el desplazamiento de este sobre sus ejes y de esta manera el seguimiento de la trayectoria de vuelo deseada.
Las superficies de control son tres: alerones, timón de profundidad y timón de dirección. El movimiento en torno a cada eje se controla mediante una de estas tres superficies. La diferencia entre un piloto y un conductor de aviones es el uso adecuado de los controles para lograr un movimiento coordinado. Veamos cuales son las superficies de control, como funcionan, y como las acciona el piloto.
Alerones. Palabra de origen latino que significa "ala pequeña", son unas superficies móviles, situadas en la parte posterior del extremo de cada ala, cuyo accionamiento provoca el movimiento de alabeo del avión sobre su eje longitudinal. Su ubicación en el extremo del ala se debe a que en esta parte es mayor el par de fuerza ejercido.
El piloto acciona los alerones girando el volante de control ("cuernos") a la izquierda o la derecha, o en algunos aviones moviendo la palanca de mando a la izquierda o la derecha.
El piloto acciona los alerones girando el volante de control ("cuernos") a la izquierda o la derecha, o en algunos aviones moviendo la palanca de mando a la izquierda o la derecha.
Funcionamiento: Los alerones tienen un movimiento asimétrico. Al girar el volante hacia un lado, el alerón del ala de ese lado sube y el del ala contraria baja, ambos en un ángulo de deflexión proporcional a la cantidad de giro dado al volante. El alerón arriba en el ala hacia donde se mueve el volante implica menor curvatura en esa parte del ala y por tanto menor sustentación, lo cual provoca que ese ala baje; el alerón abajo del ala contraria supone mayor curvatura y sustentación lo que hace que ese ala suba. Esta combinación de efectos contrarios es lo que produce el movimiento de alabeo hacia el ala que desciende.
Supongamos por ejemplo que queremos realizar un movimiento de alabeo a la derecha: giramos el volante a la derecha; el alerón del ala derecha sube y al haber menos sustentación esa ala desciende; por el contrario, el alerón abajo del ala izquierda provoca mayor sustentación en esa ala y que esta ascienda.
Timón de profundidad. Es la superficie o superficies móviles situadas en la parte posterior del empenaje horizontal de la cola del avión. Aunque su nombre podría sugerir que se encarga de hacer elevarse o descender al avión, en realidad su accionamiento provoca el movimiento de cabeceo del avión (morro arriba o morro abajo) sobre su eje transversal. Obviamente, el movimiento de cabeceo del avión provoca la modificación del ángulo de ataque; es decir que el mando de control del timón de profundidad controla el ángulo de ataque.
En algunos aviones, el empenaje horizontal de cola es de una pieza haciendo las funciones de estabilizador horizontal y de timón de profundidad.
El timón de profundidad es accionado por el piloto empujando o tirando del volante o la palanca de control, y suele tener una deflexión máxima de 40º hacia arriba y 20º hacia abajo.
En algunos aviones, el empenaje horizontal de cola es de una pieza haciendo las funciones de estabilizador horizontal y de timón de profundidad.
El timón de profundidad es accionado por el piloto empujando o tirando del volante o la palanca de control, y suele tener una deflexión máxima de 40º hacia arriba y 20º hacia abajo.
Funcionamiento: Al tirar del volante de control, esta superficie sube mientras que al empujarlo baja -en algunos aviones se mueve la totalidad del empenaje horizontal. El timón arriba produce menor sustentación en la cola, con lo cual esta baja y por tanto el morro sube (mayor ángulo de ataque). El timón abajo aumenta la sustentación en la cola, esta sube y por tanto el morro baja (menor ángulo de ataque). De esta manera se produce el movimiento de cabeceo del avión y por extensión la modificación del ángulo de ataque.
Timón de dirección. Es la superficie móvil montada en la parte posterior del empenaje vertical de la cola del avión. Su movimiento provoca el movimiento de guiñada del avión sobre su eje vertical, sin embargo ello no hace virar el aparato, sino que se suele utilizar para equilibrar las fuerzas en los virajes o para centrar el avión en la trayectoria deseada. Suele tener una deflexión máxima de 30º a cada lado.
Esta superficie se maneja mediante unos pedales situados en el suelo de la cabina.
Esta superficie se maneja mediante unos pedales situados en el suelo de la cabina.
Funcionamiento: Al pisar el pedal derecho, el timón de dirección gira hacia la derecha, provocando una reacción aerodinámica en la cola que hace que esta gire a la izquierda, y por tanto el morro del avión gire (guiñada) hacia la derecha. Al pisar el pedal izquierdo, sucede lo contrario: timón a la izquierda, cola a la derecha y morro a la izquierda.
El manejo de los mandos de control, según se ha visto es bastante intuitivo (ver animaciones en 5.1.3):
- Alabeo a la derecha -> volante a la derecha.
- Alabeo a la izquierda -> volante a la izquierda.
- Morro abajo (menor ángulo de ataque) -> empujar el volante.
- Morro arriba (mayor angulo de ataque) -> tirar del volante.
- Guiñada a la derecha -> pedal derecho.
- Guiñada a la izquierda -> pedal izquierdo.
Al basarse los mandos de control en principios aerodinámicos, es obvio que su efectividad será menor a bajas velocidades que a altas velocidades. Es conveniente tener esto en cuenta en maniobras efectuadas con baja velocidad.
El que las superficies de control estén lo más alejadas posible del Centro de Gravedad del avión no es casualidad, sino que debido a esta disposición su funcionamiento es más efectivo con menor movimiento de la superficie y menos esfuerzo.
El que las superficies de control estén lo más alejadas posible del Centro de Gravedad del avión no es casualidad, sino que debido a esta disposición su funcionamiento es más efectivo con menor movimiento de la superficie y menos esfuerzo.
1.5.3 Compensadores.
El piloto consigue la actitud de vuelo deseada mediante los mandos que actúan sobre las superficies de control, lo cual requiere un esfuerzo físico por su parte; imaginemos un vuelo de un par de horas sujetando los mandos y presionando los pedales para mantener el avión en la posición deseada.
Para evitar este esfuerzo físico continuado, que podría provocar fatiga y falta de atención del piloto, con el consiguiente riesgo, el avión dispone de compensadores. Estos son unos mecanismos, que permiten que las superficies de control se mantengan en una posición fijada por el piloto, liberándole de una atención continuada a esta tarea.
Aunque no todos los aviones disponen de todos ellos, los compensadores se denominan según la función o superficie a la que se aplican: de dirección, de alabeo, o de profundidad.
Para evitar este esfuerzo físico continuado, que podría provocar fatiga y falta de atención del piloto, con el consiguiente riesgo, el avión dispone de compensadores. Estos son unos mecanismos, que permiten que las superficies de control se mantengan en una posición fijada por el piloto, liberándole de una atención continuada a esta tarea.
Aunque no todos los aviones disponen de todos ellos, los compensadores se denominan según la función o superficie a la que se aplican: de dirección, de alabeo, o de profundidad.
1.5.4 Superficies secundarias.
Es posible disminuir la velocidad mínima que sostiene a un avión en vuelo mediante el control de la capa límite, modificando la curvatura del perfil, o aumentando la superficie alar. Las superficies que realizan una o más de estas funciones se denominan superficies hipersustentadoras.
Las superficies primarias nos permiten mantener el control de la trayectoria del avión, las secundarias se utilizan en general para modificar la sustentación del avión y hacer más fáciles muchas maniobras. Las superficies secundarias son: flaps, slats y spoilers o aerofrenos.
Flaps. Los flaps son dispositivos hipersustentadores, cuya función es la de aumentar la sustentación del avión cuando este vuela a velocidades inferiores a aquellas para las cuales se ha diseñado el ala. Situados en la parte interior trasera de las alas, se deflectan hacia abajo de forma simétrica (ambos a la vez), en uno o más ángulos, con lo cual cambian la curvatura del perfil del ala (más pronunciada en el extrados y menos pronunciada en el intrados), la superficie alar (en algunos tipos de flap) y el ángulo de incidencia, todo lo cual aumenta la sustentación (y también la resistencia).
Se accionan desde la cabina, bien por una palanca, por un sistema eléctrico, o cualquier otro sistema, con varios grados de calaje (10º, 15º, etc..) correspondientes a distintas posiciones de la palanca o interruptor eléctrico, y no se bajan o suben en todo su calaje de una vez, sino gradualmente. En general, deflexiones de flaps de hasta unos 15º aumentan la sustentación con poca resistencia adicional, pero deflexiones mayores incrementan la resistencia en mayor proporción que la sustentación.
En la figura se representan unas posiciones y grados de calaje de flaps como ejemplo, pues el número de posiciones de flaps así como los grados que corresponden a cada una de ellas varía de un avión a otro.
En la figura se representan unas posiciones y grados de calaje de flaps como ejemplo, pues el número de posiciones de flaps así como los grados que corresponden a cada una de ellas varía de un avión a otro.
Hay varios tipos de flaps: sencillo, de intrados, flap zap, flap fowler, flap ranurado, flap Krueger, etc...
- Sencillo. Es el más utilizado en aviación ligera. Es una porción de la parte posterior del ala.
- De intrados. Situado en la parte inferior del ala (intrados) su efecto es menor dado que solo afecta a la curvatura del intrados.
- Zap. Similar al de intrados, al deflectarse se desplaza hacia el extremo del ala, aumentando la superficie del ala además de la curvatura.
- Fowler. Idéntico al flap zap, se desplaza totalmente hasta el extremo del ala, aumentando enormemente la curvatura y la superficie alar.
- Ranurado. Se distingue de los anteriores, en que al ser deflectado deja una o más ranuras que comunican el intrados y el extrados, produciendo una gran curvatura a la vez que crea una corriente de aire que elimina la resistencia de otros tipos de flaps.
- Krueger. Como los anteriores, pero situado en el borde de ataque en vez del borde de salida.
Los flaps únicamente deben emplearse en las maniobras de despegue, aproximación y aterrizaje, o en cualquier otra circunstancia en la que sea necesario volar a velocidades más bajas que con el avión "limpio".
Los efectos que producen los flaps son:
Aumento de la sustentación.
Aumento de la resistencia.
Posibilidad de volar a velocidades más bajas sin entrar en pérdida.
Se necesita menor longitud de pista en despegues y aterrizajes.
La senda de aproximación se hace más pronunciada.
Crean una tendencia a picar.
En el momento de su deflexión el avión tiende a ascender y perder velocidad.
Aumento de la sustentación.
Aumento de la resistencia.
Posibilidad de volar a velocidades más bajas sin entrar en pérdida.
Se necesita menor longitud de pista en despegues y aterrizajes.
La senda de aproximación se hace más pronunciada.
Crean una tendencia a picar.
En el momento de su deflexión el avión tiende a ascender y perder velocidad.
Slats. Son superficies hipersustentadoras que actúan de modo similar a los flaps. Situadas en la parte anterior del ala, al deflectarse canalizan hacia el extrados una corriente de aire de alta velocidad que aumenta la sustentación permitiendo alcanzar mayores ángulos de ataque sin entrar en pérdida.
Se emplean generalmente en grandes aviones para aumentar la sustentación en operaciones a baja velocidad (aterrizajes y despegues), aunque también hay modelos de aeroplanos ligeros que disponen de ellos.
Se emplean generalmente en grandes aviones para aumentar la sustentación en operaciones a baja velocidad (aterrizajes y despegues), aunque también hay modelos de aeroplanos ligeros que disponen de ellos.
En muchos casos su despliegue y repliegue se realiza de forma automática; mientras la presión ejercida sobre ellos es suficiente los slats permanecen retraídos, pero cuando esta presión disminuye hasta un determinado nivel (cerca de la velocidad de pérdida) los slats de despliegan de forma automática. Debido al súbito incremento o disminución (según se extiendan o replieguen) de la sustentación en velocidades cercanas a la pérdida, debemos extremar la atención cuando se vuela a velocidades bajas en aviones con este tipo de dispositivo.
Spoilers o aerofrenos. Al contrario que los anteriores, el objetivo de esta superficie es disminuir la sustentación del avión. Se emplean sobre todo en reactores que desarrollan altas velocidades y sirven para frenar el avión en vuelo, perder velocidad y facilitar el aterrizaje, ayudar a frenar en tierra, y en algunos aviones como complemento de los alerones para el control lateral y los virajes en vuelo.
Las superficies secundarias (flaps, slats, spoilers) siempre funcionan en pareja y de forma simétrica, es decir el accionamiento del mando correspondiente provoca el mismo movimiento (abajo o arriba) de las superficies en las dos alas (excepto en los movimientos de los spoilers complementando a los alerones).
Al afectar a la sustentación, a la forma del perfil, y a la superficie alar, el que funcione una superficie y no su simétrica puede suponer un grave inconveniente. Asimismo, tienen un límite de velocidad, pasada la cual no deben accionarse so pena de provocar daños estructurales.
Ha habido accidentes de aviones comerciales debido al despliegue inadvertido de alguna de estas superficies en vuelo, lo cual ha llevado a mejorar los diseños, incorporando elementos que eviten su accionamiento a velocidades inadecuadas.
En los aviones comerciales, todos estas superficies (primarias y secundarias) se mueven por medios eléctricos e hidráulicos. La razón es obvia; su enver
1.6 ESTABILIDAD.Según la 1ª Ley del Movimiento de Newton, un cuerpo en reposo tiende a estar en reposo, y un cuerpo en movimiento tiende a permanecer en movimiento en línea recta salvo que se le aplique una fuerza externa. Un cuerpo que no esté acelerando ni decelerando se dice que está en equilibrio: un avión aparcado está en equilibrio; en vuelo recto y nivelado a velocidad constante está en equilibrio; en ascenso o descenso recto a velocidad constante también está en equilibrio. Ahora bien, en un giro a velocidad y altura constante no está en equilibrio puesto que el avión está acelerando hacia el centro del giro.
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gadura hace que las superficies de control sean mayores; están más alejadas de los mandos que las controlan, y además soportan una presión mucho mayor que en un avión ligero. Todo esto reunido hace que se necesite una fuerza extraordinaria para mover dichas superficies, fuerza que realizan los medios mencionados.
1.7 ÁNGULO DE ATAQUE.
En este capítulo se detalla con más profundidad un concepto fundamental en aviación, el ángulo de ataque, cuya definición ya vimos en el capítulo 1.3. En dicho capítulo se definía el ángulo de ataque como el ángulo agudo formado por la cuerda del ala y la dirección del viento relativo, o sea, el ángulo con el cual el aire incide sobre las alas.
1.7.1 El ángulo de ataque.
El ángulo de ataque es quizá uno de los conceptos más usados e importantes en aviación, debido a que muchos de los números críticos relativos al rendimiento del avión están íntimamente relacionados con el ángulo de ataque.
- La pérdida ocurre con un determinado ángulo de ataque.
- El mejor ángulo de ascenso es un ángulo de ataque.
- La mejor velocidad de ascenso se da con un ángulo de ataque concreto.
- El mejor ratio de planeo ocurre con un ángulo de ataque determinado.
- Cuando se compensa en profundidad el avión, en realidad se está seleccionando un ángulo de ataque.
- La tasa de descenso más baja en planeo ocurre con un ángulo de ataque particular.
En un sentido real, el ángulo de ataque afecta a casi todo: cambiando el ángulo de ataque el piloto controla la sustentación, la velocidad, la resistencia... El ángulo de ataque controla directamente la distribución de presiones arriba y abajo del ala.
Aunque la densidad del aire, la superficie alar, los factores de velocidad, etc... hacen variar la sustentación y la resistencia de la misma manera en cualquier perfil aerodinámico, la variación de sustentación y resistencia con distintos ángulos de ataque es una característica propia de cada uno de estos perfiles. El gráfico de la fig.1.7.1 muestra un ejemplo de la variación de los coeficientes de sustentación y resistencia en función del ángulo de ataque, para un perfil concreto.
1.7.2 Percepción del ángulo de ataque.
Los hermanos Wright tenían un único instrumento en su primer aeroplano, un indicador del ángulo de ataque. Este consistía en un simple palo que sobresalía hacia adelante en el borde de ataque del ala, con una tira de tela en la punta; la tira se alineaba con el viento relativo, sirviendo el palo como referencia y también como sostén de la tira en una región de aire no alterada por el ala. El ángulo entre la tira y el palo indicaba el ángulo de ataque.
Sin embargo, hoy en día muchos aviones no tienen ningún instrumento que dé una indicación directa del ángulo de ataque. Aunque parezca extraño, muchos aviones de línea que tienen sensores de ángulo de ataque, no tienen dispositivos que den esa información a la tripulación, solo al piloto automático. Por eso, desde el primer contacto con el avión los instructores insisten en que el alumno perciba la actitud del avión (morro arriba, morro abajo, morro nivelado) por referencias visuales, como una forma de percibir de manera indirecta el ángulo de ataque.
A pesar de esta carencia, debemos ser capaces de mantener el ángulo de ataque que llevamos en cada momento mediante:
- Nuestras percepciones: debemos acostumbrarnos a reconocer las posiciones de morro, fijarnos en la posición de las alas, tomar referencias con partes del aeroplano, etc. La idea de controlar la actitud del avión mientras se mira fuera es muy importante. Es común encontrar estudiantes que vuelan bien mirando al frente, pero que descontrolan la actitud del avión cuando miran a los lados; esto les hace complicado mirar si hay otros tráficos o encontrar los puntos de una ruta. Además, siempre existe la posibilidad de que uno o más instrumentos se averíen y tengamos que controlar el ángulo de ataque basándonos en nuestras sensaciones.
- El indicador de velocidad, que nos da la mejor información sobre el ángulo de ataque.
Una regla que proporcionan algunos instructores para reconocer "grosso modo" el ángulo de ataque es: "si el avión tiene una actitud de morro arriba y está ascendiendo el ángulo de ataque es bajo, pero con esa misma actitud si el avión está descendiendo el ángulo de ataque es alto". Esta aseveración es cierta, pero !cuidado! porque es incompleta, por ejemplo podemos estar descendiendo con una actitud de morro abajo y sin embargo tener un ángulo de ataque alto.
Debemos tener claro que aunque la actitud del avión (morro arriba, abajo o nivelado) y el ángulo de ataque están relacionados, no son lo mismo. La actitud se mide respecto al horizonte, el ángulo de ataque respecto a la dirección del viento relativo. En cualquier situación donde el viento relativo no es horizontal debemos ser precavidos.
1.7.3 Relación con otros ángulos.
A pesar de la dificultad de percibir el ángulo de ataque, hay otros ángulos relacionados con el mismo que nos ayudan a percibirlo. Estos son: ángulo de actitud, de incidencia, y de ascenso/descenso. La fórmula que relaciona estos ángulos es la siguiente:
Actitudº + Incidenciaº = Ataqueº + Ascensoº |
Quizá el caso más sencillo sea el vuelo recto y nivelado a velocidad constante; la actitud es 0º, el ángulo de ascenso es 0º y el ángulo de ataque es igual al ángulo de incidencia.
Normalmente el ángulo de incidencia es constante, por lo que el ángulo de ataque depende solo de la actitud y la dirección de vuelo (ascenso/descenso). Si los instructores insisten durante las lecciones prácticas en que aprendamos a percibir y controlar la actitud del avión, se debe precisamente a que de esta manera percibimos y controlamos indirectamente el ángulo de ataque, tal como se ha explicado.
Sin embargo, en las maniobras con flaps (despegue y aterrizaje) se ha de tener en cuenta que desplegarlos tiene el efecto de incrementar la incidencia en varios grados. Al aumentar uno de los valores de la izquierda de la fórmula (incidencia), o minoramos el otro valor (actitud) para seguir manteniendo la igualdad, o la suma de la derecha (ataque + ascenso) aumentará en la misma cantidad. Resumiendo: la percepción del ángulo de ataque por la actitud habitual en vuelo cambia cuando se tienen los flaps extendidos, y este cambio de percepción es mayor cuanto mayor es el grado de deflexión de los flaps.
Sin embargo, en las maniobras con flaps (despegue y aterrizaje) se ha de tener en cuenta que desplegarlos tiene el efecto de incrementar la incidencia en varios grados. Al aumentar uno de los valores de la izquierda de la fórmula (incidencia), o minoramos el otro valor (actitud) para seguir manteniendo la igualdad, o la suma de la derecha (ataque + ascenso) aumentará en la misma cantidad. Resumiendo: la percepción del ángulo de ataque por la actitud habitual en vuelo cambia cuando se tienen los flaps extendidos, y este cambio de percepción es mayor cuanto mayor es el grado de deflexión de los flaps.
1.7.4 Cambiando el ángulo de ataque.
En 1.5.2 vimos como el volante de control provoca el movimiento de cabeceo del avión (morro arriba o abajo). Este movimiento de cabeceo hace variar el ángulo de ataque; o sea que el ángulo de ataque se controla mediante el volante de control. En el capítulo 1.1.10 veremos el efecto que tiene la variación del ángulo de ataque sobre la velocidad y la altura.
Para realizar un cambio en el ángulo de ataque, simplemente levante o baje el morro del aeroplano actuando sobre el volante de control. Una vez conseguida la actitud adecuada para el nuevo ángulo de ataque, libere un poco la presión y mueva el compensador hasta notar que no es necesario ejercer fuerza sobre el volante, lo que se llama "volar sin manos".
Si un aeroplano es desplazado del ángulo de ataque para el cual está compensado, por ejemplo por una ráfaga de aire, intentará volver a su posición de equilibrio, pero no lo conseguirá inmediatamente sino que oscilará hasta encontrarla. Estas oscilaciones son suaves y pueden corregirse fácilmente actuando sobre el volante de control. En aire no turbulento Vd. puede compensar el avión y dejarlo solo, pero si el aire es turbulento provocará bastantes oscilaciones y tendrá que intervenir sobre los mandos de forma más frecuente.
Aunque el compensador ahorra esfuerzo y facilita el trabajo, no es un procedimiento adecuado iniciar un cambio de actitud, velocidad o ángulo de ataque con el compensador, pues ello provocará un montón de oscilaciones. Haga los cambios mediante el volante de control y una vez conseguidos, actúe sobre el compensador para deshacerse de la presión sobre los mandos.
Conclusión: La forma mejor y más simple para que un avión vuele con un ángulo de ataque constante es compensarlo y dejarlo solo. Un aeroplano, por su propia estructura y diseño, está compensado para un ángulo de ataque definido. Los estudiantes primerizos, tienen la sensación equivocada de que ha de desarrollarse una gran habilidad y estar interviniendo en los mandos continuamente para mantener el aparato bajo control.
Otra sensación equivocada de los aspirantes a piloto, es que hay que mantener los controles firmemente sujetos, hasta el punto de que algunos bajan de las clases prácticas con los nudillos blancos. Producto de este "agarrotamiento" en los mandos, es que cada vez que se mira a algún lugar que no sea al frente, el avión realiza un movimiento incontrolado; si el piloto mira hacia atrás, tira a la vez de los mandos y el avión se encabrita; si mira a un lado y abajo, allá que va el avión, etc. Un piloto experimentado sujeta ligeramente los mandos y los mueve con suavidad y firmeza.
Otra sensación equivocada de los aspirantes a piloto, es que hay que mantener los controles firmemente sujetos, hasta el punto de que algunos bajan de las clases prácticas con los nudillos blancos. Producto de este "agarrotamiento" en los mandos, es que cada vez que se mira a algún lugar que no sea al frente, el avión realiza un movimiento incontrolado; si el piloto mira hacia atrás, tira a la vez de los mandos y el avión se encabrita; si mira a un lado y abajo, allá que va el avión, etc. Un piloto experimentado sujeta ligeramente los mandos y los mueve con suavidad y firmeza.
1.7.5 Angulo de ataque crítico.
Se denomina ángulo de ataque crítico a aquel que produce la mayor sustentación y a partir del cual un aumento del ángulo de ataque no se traduce en un incremento de la sustentación.
Sabemos que la sustentación se produce por la diferencia de presiones entre las partes superior e inferior del ala, más la reacción hacia arriba que produce la acción del flujo de aire deflectado hacia abajo en el borde de salida del ala. A medida que se incrementa el ángulo de ataque la diferencia de presiones es mayor debido a que presentamos a la corriente de aire una mayor curvatura; además, al ser mayor el ángulo del aire deflectado en el borde de salida, mayor es la reacción hacia arriba, por tanto tenemos más sustentación (y también más resistencia). Pero este proceso no es infinito. Cuando el ángulo de ataque excede el ángulo crítico comienza a disminuir la sustentación hasta producirse la entrada en pérdida. |  |
El gráfico de la fig.1.7.5 muestra que el coeficiente de sustentación (CL) es una función sencilla del ángulo de ataque, y como este coeficiente va aumentando con el ángulo de ataque hasta un punto (ángulo de ataque crítico) a partir del cual comienza a disminuir. Cada perfil tiene su propio ángulo de ataque crítico.
1.7.6 Relación entre ángulo de ataque y velocidad.
En 1.3.2 vimos la fórmula de la sustentación (L=CL*q*S) donde CL es el coeficiente de sustentación, directamente proporcional al ángulo de ataque; q la presión aerodinámica (1/2dv² donde d es la densidad y v la velocidad del viento relativo) y S la superficie alar. Como en vuelo normal la sustentación es siempre muy cercana al peso y puesto que la superficie alar es invariable (salvo que se extiendan flaps), la fórmula anterior podría escribirse:
Puesto que los gráficos de las figuras 1.7.5 y 1.7.6 tienen en común el coeficiente de sustentación, combinando ambos vemos la correspondencia existente entre velocidades y ángulos de ataque, tal como se muestra en la fig.1.7.7; a mayor coeficiente de sustentación mayor ángulo de ataque y menor velocidad; cuando este coeficiente ha alcanzado su máximo la velocidad está en el mínimo; este mínimo es la velocidad de pérdida (Vs).
¡OJO!. Este gráfico solo trata de mostrar la relación entre velocidad y ángulo de ataque, y asume condiciones estándar en cuanto a sustentación necesaria y a los factores que afectan a la velocidad (densidad, etc...). Por ejemplo, en condiciones de mayor necesidad de sustentación, como por ejemplo en un viraje cerrado, la curva de velocidad se desplazaría hacia la izquierda (la velocidad de pérdida es mayor).
Una idea intuitiva que podemos extraer tanto de la fórmula anterior como de este último gráfico, es que altas velocidades implican bajos ángulos de ataque mientras que bajas velocidades implican ángulos de ataque altos. Teniendo en cuenta que el factor velocidad, v en la fórmula, interviene elevado al cuadrado, se comprende que volar con velocidades muy bajas (ver 5.10) implica un coeficiente de sustentación (CL) muy elevado, o sea ángulos de ataque muy pronunciados.
Si a un coeficiente de sustentación determinado le corresponde un ángulo de ataque y una velocidad concreta, podemos afirmar que para una misma cantidad de sustentación, a cada ángulo de ataque le corresponde una velocidad del indicador y viceversa, lo cual nos corrobora que el indicador de velocidad es realmente un buen indicador del ángulo de ataque.
Con una excepción: hay un amplio rango de ángulos de ataque cercanos al ángulo critico que producen el mismo coeficiente de sustentación, circunstancia que se observa en las fig.1.7.5 y 1.7.7 donde vemos que la curva se hace casi plana en las cercanías del ángulo de ataque critico. Estos ángulos corresponden a velocidades muy cercanas a la velocidad de pérdida.
Con una excepción: hay un amplio rango de ángulos de ataque cercanos al ángulo critico que producen el mismo coeficiente de sustentación, circunstancia que se observa en las fig.1.7.5 y 1.7.7 donde vemos que la curva se hace casi plana en las cercanías del ángulo de ataque critico. Estos ángulos corresponden a velocidades muy cercanas a la velocidad de pérdida.
En casi todos los regímenes de vuelo, incluyendo especialmente la aproximación final, el indicador de velocidad nos da la mejor información sobre el ángulo de ataque. Pero durante la recogida en el aterrizaje, estamos en velocidades cercanas a la pérdida y este indicador no nos dice nada que necesitemos conocer.
1.8 LA PÉRDIDA.En este capítulo veremos como se produce una situación que, no controlada y según en que circunstancias se produzca, puede entrañar un alto riesgo para la integridad física de los pasajeros y del aparato: la pérdida. La pérdida (en inglés stall) es el efecto provocado por la incapacidad del ala para seguir produciendo sustentación, y se produce cuando el avión vuela con un ángulo de ataque mayor que el ángulo de ataque crítico. No hay nada mágico en este ángulo, la sustentación no cae a cero, es más, en este punto es donde se alcanza el coeficiente máximo de sustentación. Lo que sucede es que pasado este ángulo critico disminuye la sustentación y la resistencia se incrementa dando lugar a la entrada en pérdida. Para tener una idea de como se produce la pérdida físicamente, veamos primero unos conceptos sencillos sobre fluidos:
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1.9 GUIÑADA ADVERSA.Recordemos que guiñada es el movimiento que realiza el avión en torno a su eje vertical. (1.5.1) Cualquier movimiento de guiñada del avión, independientemente del origen, que tenga un efecto contrario al deseado por el piloto se denomina guiñada adversa. Para contrarrestar su efecto y mantener el control direccional del avión el piloto actúa sobre el timón de dirección por medio de los pedales. (Fig.1.5.7)
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1.10 CONTROL DE ALTURA Y VELOCIDAD.Cuando se pilota un aeroplano, es fundamental: (1) controlar la velocidad y (2) controlar la altitud. Esto sería fácil si el avión tuviera unos controles ideales, de manera que moviendo uno cambiara la velocidad sin cambiar de altitud, o moviendo otro cambiara la altitud sin cambiar de velocidad. Pero este tipo de controles en un avión es un sueño imposible en la práctica, así que veamos como los controles reales afectan a la velocidad y la altitud de un avión real. Existe una controversia, clásica entre pilotos, sobre que mando en la cabina controla primariamente la velocidad y cual la altitud. Unos dicen que el volante ("cuernos") controla la altitud y el mando de gases la velocidad. Otros sugieren justamente lo contrario: que el volante controla la velocidad y el mando de gases la altitud. ¿Quién afirma lo correcto?. Ninguno, porque cualquiera de las dos afirmaciones supondría que los aviones tienen un mando que controla exclusivamente la altitud y nada más, y otro que controla únicamente la velocidad. No existe un avión con unos controles así. La única respuesta cierta es que:
 En general, un piloto que intenta controlar velocidad y altitud por separado acaba por no controlar o una u otra, o ninguna, siendo la velocidad casi siempre la que sale peor parada, tornándose a veces tan baja que se corre el riesgo de entrar en pérdida. En vuelo recto y nivelado, algo tan simple como cambiar de velocidad manteniendo la misma altitud supone una secuencia de ajustes en ambos mandos. Podemos aprender a hacer estos ajustes de dos maneras: una a base de prueba y error hasta descubrir cual es la forma correcta, y otra mejor y más sencilla: sabiendo como responde el avión al movimiento de los mandos para que esta secuencia sea obvia y comprendida, lo que hará nuestro vuelo más fácil y seguro. Intentemos esto último.
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empeze este blog recientemente asique mas adelante voy a publicar muchas mas cosas
ResponderEliminarComo se podria diseñar un modelo de planeador sin motor ?? Tienes algún diseño
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