Estabilidad y Control

Mecánica á a del d Vuelo u o del d Avión ó Parte II: Estabilidad y Control

Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Curso 2010-2011 Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

1

Estabilidad y Control - I 

Introducción: 

Las actuaciones de punto del avión están gobernadas por las fuerzas ejercidas sobre él: 



La estabilidad y el control del avión están gobernados por los momentos respecto p del centro de masas aplicados p sobre él: 



El movimiento de traslación del centro de masas viene dado por la respuesta a dichas fuerzas.

El movimiento de rotación del avión alrededor del centro de masas viene dado por la respuesta a dichos momentos.

El movimiento de rotación está definido por las tres componentes de la velocidad l id d angular l del d l avión. ió   

Momento de balance, Mx – (L), Momento de cabeceo, My – (M) Momento de , y de g guiñada, iñada Mz – (N).

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

2

Estabilidad y Control - II

Fuerzas Aerodinámicas y Propulsivas

Aceleraciones Gravitatorias

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

3

Estabilidad y Control - III

Momentos Aerodinámicos y Propulsivos

Velocidades Lineales y Angulares

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

4

Estabilidad y Control - IV 

El movimiento de rotación de una aeronave alrededor de su centro de masas está definido por el Teorema del Momento Cinético

Suma Su a de los os momentos o e tos e exteriores te o es



el momento cinético respecto del centro de masas y respecto de un sistema inercial

Momentos que actúan sobre el avión: aerodinámico y propulsivo.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

5

Estabilidad  

ESTABILIDAD: cualidad por la que un avión tiende a regresar a la condición de equilibrio de forma autónoma.

Se distingue entre: 





Estabilidad estática: Está presente cuando las fuerzas y momentos generados tras una perturbación empujan al avión a recuperar su estado original.

Estabilidad dinámica: 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, 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

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

6

Control - I 

El control estudia las relaciones entre las variables del vuelo y las deflexiones necesarias de las superficies de control que permiten variarlas y controlarlas. Dichas superficies son: 

los alerones 



el timón ó de profundidad 



Controlan el movimiento de cabeceo (longitudinal).

el timón de dirección 



Controlan el movimiento de balance (lateral)

Controlan el movimiento de guiñada (direccional).

Los problemas de estabilidad y control suelen estudiarse por separado para el movimiento longitudinal y para el lateraldireccional, ya que en virtud de la simetría del avión ambos movimientos están desacoplados. desacoplados

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

7

Control - II

Timón de dirección

Ale ones Alerones

Timón de profundidad Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

8

Control - III

Introducci贸n a la Ingenier铆a Aeroespacial

9

Estabilidad Longitudinal g -I  

Se considera un avión en vuelo horizontal horizontal, rectilíneo y uniforme. uniforme Las contribuciones más importantes al momento de cabeceo aerodinámico MA son:   

 

la sustentación del ala Lw, el momento de cabeceo alrededor del centro aerodinámico del ala, Mca la sustentación de la cola, Lt.

“l” es la distancia entre los centros aerodinámicos del ala y de la cola. “ ” es lla di “x” distancia t i entre t ell centro t aerodinámico di á i del d l ala l y del d l centro t de d masas

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

10

Equilibrado q de Fuerzas Aerodinámicas canard

ala

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

estabilizador horizontal

11

Equilibrado de Fuerzas Aerodinámicas y Gravitatorias q

canard

Fuselage -payload

wing -engines

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

tail

12

Análisis de Vuelo Equilibrado q -I 

La condición de vuelo equilibrado es My = 0:  



 



suponiendo MT =0, dicha condición se reduce a MA=0. define por tanto el valor de Lt necesario.

Para un vuelo equilibrado, que es equivalente a un vuelo estable, se requiere que la suma de fuerzas tiene que asegurar que no haya momentos alrededor del centro de gravedad d l avión del ió es decir d i que las l fuerzas f de d sustentación t t ió compensen las l fuerzas f gravitatorias. it t i Para cada segmento de vuelo debemos asegurarnos que las condiciones de vuelo (trimado) satisfacen estas condiciones.

Si dichas condiciones no son satisfechas (diferente carga alar a medida que volamos) podemos satisfacer las ecuaciones mediante la variación de la sustentación de la cola, por lo que a su vez el ángulo de ataque del avión deberá cambiar.

Esto implica un proceso iterativo para determinar cuales son las sustentaciones de la cola (deflexión de cola) y el ángulo de ataque del ala necesarias para satisfacer las ecuaciones de =0

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

13

Análisis de Vuelo Equilibrado q - II

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

14

Análisis de Vuelo Equilibrado q - III

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

15

Control Longitudinal g -I 

El control longitudinal g es ejercido j por p el timón de profundidad. p 



el parámetro CM representa la capacidad de este timón para cambiar el momento de cabeceo, y por tanto para cambiar el ángulo de ataque se le denomina p potencia de control longitudinal, g , y según g el criterio de signos g definido verifica CM < 0: 

una deflexión positiva e genera un incremento de sustentación de la cola Lt, la cual da lugar a un momento de cabeceo negativo My.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

16

Control Longitudinal g - II 



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) profundidad).

Se considera un avión en vuelo horizontal, rectilíneo y equilibrado.  

Al producirse un incremento de , 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 ala, el avión tenderá a bajar el morro y volver a la situación de equilibrio: 

 

 



se dice que el avión es estable.

La condición para que esto suceda es CM < 0 Casos especiales:

Para el caso en el que CM > 0, el avión sería inestable.

Para el caso En el caso CM = 0 se dice que el avión tiene estabilidad neutra (el momento de cabeceo no depende del ángulo de ataque).

A CM se le 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.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

17

Introducci贸n a la Ingenier铆a Aeroespacial

18

Introducci贸n a la Ingenier铆a Aeroespacial

19

Introducci贸n a la Ingenier铆a Aeroespacial

20

Control Longitudinal g - III   

  

La posición del centro de masas, x, influye notablemente en el equilibrio de momentos de cabeceo y por tanto en la estabilidad de un avión.

El avión es tanto más estable (CM más negativo) cuanto más hacia el morro se desplace el centro de masas del avión, ya que entonces el efecto desestabilizador del ala disminuye.

Se llama punto neutro a la posición del centro de masas que hace CM= 0, y representa la posición más retrasada que puede ocupar dicho centro de masas para que el avión sea estáticamente estable.

El estabilizador horizontal permite pues equilibrar el avión y además hacerlo estable longitudinalmente.

Un avión podría equilibrarse sin estabilizador horizontal, situando adecuadamente su centro de masas, pero en tal caso sería inestable longitudinalmente.

La anterior descripción del problema presupone que el estabilizador horizontal está situado detrás del ala. Sin embargo, también puede situarse delante, configuración canard, en tal caso el centro aerodinámico del ala debe estar situado detrás del centro de masas; en este caso el ala proporciona un momento estabilizador, y el canard uno desestabilizador.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

21

Estabilidad y Control Lateral - I 

Principales diferencias respecto al problema longitudinal: 



En vuelo simétrico é y rectilíneo, í todas las variables lateral-direccionales son nulas, por lo que no existe un problema primario de equilibrado.

Las superficies de mando lateral-direccional cumplen una misión de equilibrado secundario:  



cuando existen asimetrías (propulsivas, aerodinámicas o másicas) cuando conviene volar en condiciones de vuelo no simétrico (por ejemplo, en el caso de aterrizaje con viento cruzado).

El centro de gravedad está en el plano de simetría, simetría por lo que su posición no afecta sensiblemente al comportamiento lateral-direccional del avión. 

Puede demostrarse que los coeficientes de momento de balance y de guiñada pueden escribirse en la forma o a de vuelo ue o no o simétrico: s ét co

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

22

Estabilidad y Control Lateral - II  

El control direccional es ejercido por el timón de dirección y el control lateral por medio de los alerones. alerones Los movimientos de balance y de guiñada están acoplados: 





una deflexión del timón de dirección, r., produce momentos de balance y de guiñada. guiñada una deflexión de los alerones, a, produce también momentos de balance y guiñada (guiñada adversa)

CNr : potencia de control direccional y representa la capacidad del timón de

dirección para cambiar el equilibrio de momentos de guiñada del avión 

cambiar el ángulo de resbalamiento: 

una deflexión del timón de dirección r genera una fuerza lateral en la cola Ft, la cual da lugar a un momento de guiñada Mz respecto del centro de masas masas.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

23

Estabilidad y Control Lateral - III 

CLa se llama potencia de control lateral y representa la capacidad de los

alerones para cambiar el equilibrio de momentos de balance, y por tanto para cambiar el ángulo de balance: 

una deflexión de los alerones a genera variaciones de sustentación en las dos semialas, las cuales dan lugar a un momento de balance Mx respecto del centro de masas masas.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

24

Estabilidad y Control Lateral - IV 

CLr y CN a representan el acoplamiento entre los controles lateral-direcionales. 

El acoplamiento CLr representa el momento de balance ocasionado por la fuerza lateral generada por r: 



depende de la distancia entre el centro aerodinámico del estabilizador vertical y el eje x.

El efecto representado p por p CNa se llama g guiñada adversa: 

al deflectar los alerones no sólo la sustentación de las dos semialas es distinta, sino que también lo es la resistencia aerodinámica de ambas, lo cual da lugar a un momento de guiñada 

para evitar la guiñada adversa se suelen dan deflexiones distintas a los dos alerones, de forma que ell incremento i t de d resistencia i t i sea aproximadamente i d t igual i l en las l dos d semialas. i l

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

25

Estabilidad y Control Lateral - V 

CN es el índice de estabilidad estática direccional, cuya principal contribución proviene

del estabilizador vertical vertical, el cual actúa análogamente al estabilizador horizontal en el caso longitudinal: 

si se produce una variación del ángulo de resbalamiento se genera una fuerza lateral Ft en la cola la cual da lugar a un momento de guiñada Mz respecto del centro de masas que tiende a cola, alinear el avión con la dirección de vuelo (esto es, a disminuir el ángulo de resbalamiento), es decir, el estabilizador vertical proporciona estabilidad direccional.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

26

Estabilidad y Control Lateral - VI 

Con respecto al movimiento lateral (de balance): 

el avión puede considerarse en un estado de estabilidad neutra, neutra es decir decir, ante una variación de ángulo de balance no se genera un momento que tienda a recuperar la posición de partida, sino que el avión mantiene el vuelo con el nuevo ángulo de balance. 





La componente lateral de la sustentación hace que el avión se mueva lateralmente, lateralmente es decir, decir introduce un ángulo de resbalamiento.

A la estabilidad con respecto a esta perturbación se le llama estabilidad lateral. 

CL es el correspondiente índice de estabilidad, llamado efecto diedro, debido a que la principal contribución proviene del diedro geométrico del ala: 



En los casos de movimientos longitudinal y direccional ocurre lo contrario ya que los estabilizadores (horizontal y vertical) generan momentos recuperadores.

en aviones con flecha, ésta también contribuye.

Respuestas del avión relacionadas con el problema lateral-direccional son los movimientos conocidos como el balanceo holandés (balanceo holandés) y la barrena.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

27

Estabilidad Estática Lateral - I 

El momento de d balanceo b l depende d d de: d    

Ala (geometría y ubicación) Alerones.

Plano vertical.

Planta motora:  



Fallo motor Ubicación

El efecto del diedro es la mayor componente del ala en el par de balanceo: 

El ángulo de diedro tiene un efecto estabilizador manteniendo el avión nivelado al producirse un deslizamiento lateral. 

 

Cuando el avión se entra en un ángulo de inclinación se produce un deslizamiento lateral hacia el ala más á baja la cual aumenta el ángulo á de ataque.

El par de balanceo es proporcional al ángulo de diedro.

La flecha del ala genera un efecto estabilizador:  

aproximadamente 10 ̊ de flecha positiva  1 ̊ efectivo Para flecha negativa el efecto es inverso, por lo que es necesario el aumentar el diedro físico para satisfacer los valores de diedro necesarios para garantizar estabilidad lateral-direccional.

28

Estabilidad Estática Lateral - II 

Influencia del viento cruzado de deslizamiento en la ubicación del ala 

Ala elevada (vista frontalmente)   



Al baja Ala b j (vista ( i t frontalmente) f t l t )   



el viento cruzado de la derecha aumenta . el viento cruzado de la izquierda disminuye .

Se general un par de balanceo negativo – Cl < 0 el viento cruzado de la derecha disminuye . el viento cruzado de la izquierda q aumenta .

Se general un par de balanceo positivo - Cl > 0

Aviones de ala baja utilizan el diedro para compensar el Cl > 0

29

Efecto Dihedro

30

Bibliografía g  

[And00] J.D. Anderson. Introduction to flight. McGraw Hill, 2000.

[Riv07] Damián Rivas. Aeronaves y Vehículos Espaciales, Febrero de 2007.

Introducción a la Ingeniería Aeroespacial

31