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Control
Storyboard
Para maniobrar la aeronave, se utilizan los elevadores, los alerones y el timón. Todos aprovechan la sustentación generada por el perfil del ala para crear fuerzas en puntos distantes del centro de masa y así inducir torques que provocan la rotación de la aeronave.
ID:(2055, 0)
Mecanismos
Concepto
Mecanismos
ID:(15171, 0)
Control, uso de sustentación
Concepto
Los alerones son partes de las alas que permiten curvar su extremo hacia arriba (generando fuerza hacia abajo) o hacia abajo (generando fuerza hacia arriba). Todos se encuentran en puntos alejados del centro de masa para lograr una mayor distancia y, por lo tanto, un mayor torque, lo que los hace más efectivos en la rotación.
Debido a la geometría, hay tres ejes alrededor de los cuales el avión gira. El alerón del timón genera una rotación alrededor de un eje vertical. Los alerones de las alas traseras más pequeñas (llamados estabilizadores) permiten una rotación alrededor de un eje perpendicular al eje del avión para subir y bajar el morro del avión. Por último, están los alerones de las alas que permiten que el avión gire alrededor de su eje central.
Existen un tipo de alerón que, adicionalmente, es extensible en las alas principales cerca del fuselaje, conocidos como flaps, que permiten aumentar/reducir tanto la superficie del ala como el ángulo de ataque.
Por último, existen superficies que se pueden elevar para perturbar el flujo sobre el ala y se utilizan para frenar, conocidas como spoilers.
ID:(11081, 0)
Control de cabeceo
Concepto
Para realizar giros en la aeronave, se utilizan los elevadores. Estos generan una fuerza en los elevadores ($F_e$) que con una distancia centro de masa y elevadores ($d_e$) induce un torque generado por los elevadores ($T_e$). Los elevadores se encuentra en la cola del avión de modo de maximizar distancia centro de masa y elevadores ($d_e$) y lograr un mayor torque generado por los elevadores ($T_e$).
En aviones más antiguos, el control de los alerones traseros se realiza mediante una barra de mando, donde al empujar hacia adelante, la nariz del avión desciende, y al jalar hacia atrás, la nariz se eleva. En los aviones de la familia Airbus, este control se realiza mediante un joystick.
En el caso de las aves, existe una solución similar, aunque en este caso, la cola no está interrumpida por un timón.
ID:(15161, 0)
Aceleración angular de cabeceo
Concepto
A travez de los elevadores se genera una fuerza que induce un torque generado por los elevadores ($T_e$). Este a su vez, dependiendo de el momento de inercia eje del ala ($I_e$) genera una aceleración angular eje del ala ($\alpha_e$) que se muestra en la grafica.
La posibilidad de controlar el angulo de cabeceo es clave en el proceso de despegar en que se debe levantar la nariz lo que aumenta la sustentación. Luego al aterrizar en que es necesario bajar la nariz para reducir la sustentación y con ello decender.
ID:(11079, 0)
Control de rodar
Concepto
Para realizar giros en una aeronave, se utilizan los ailerones. Estos generan una una fuerza en los alerones ($F_a$) que, en conjunto con una distancia centro de masa y alerones ($d_a$), inducen una un torque generado por los alerones ($T_a$). Los ailerones se encuentran en las puntas de las alas de la aeronave para maximizar su la distancia centro de masa y alerones ($d_a$) con respecto al centro de masa y lograr una mayor una distancia centro de masa y elevadores ($d_e$).
Los ailerones operan de manera asimétrica, lo que significa que si el ailerón del ala derecha genera sustentación hacia arriba, el ailerón del ala izquierda lo hace hacia abajo, y viceversa. De esta forma, estas fuerzas generan un torque que permite girar en sentido horario o antihorario.
El objetivo de la rotación es generar, con la fuerza de sustentación, una fuerza ortogonal al eje central, lo que lleva a una curva en la aeronave. Esto refuerza la acción del timón, ayudando en la maniobra de viraje de la aeronave. De hecho, esta es la forma en que las aves realizan sus maniobras de viraje, ya que no tienen un timón.
Para realizar la maniobra de viraje, el piloto utiliza el control de columna, que tiene un tipo de volante que gira en la misma dirección que la aeronave. En otros casos, como en el joystick de las aeronaves Airbus, no hay un volante, y se inclina el joystick en la dirección deseada para realizar la curva.
Uno de los problemas que surgen al realizar una rotación en torno al eje central de la aeronave es que la fuerza de sustentación se utiliza para desviar la trayectoria, lo que resulta en una disminución de la sustentación. Esto significa que, durante una maniobra de viraje, la aeronave y el ave tienden a perder altura a menos que se incremente la potencia.
ID:(15160, 0)
Aceleración angular de rodar
Concepto
A travez de los alerones se genera una fuerza que induce un torque generado por los alerones ($T_a$). Este a su vez, dependiendo de el momento de inercia eje del avión ($I_a$) genera una aceleración angular eje del avión ($\alpha_a$) que se muestra en la grafica.
Los alerones permiten modificar la inclinación del avión ya sea que esta se genero por ejemplo por vientos curzados o se desea para realizar un viraje. Esto ultimo ocurre pues al ladear el avión la fuerza de sustentación crea una componente lateral que lo desvia.
ID:(11078, 0)
Control de guiñada
Concepto
Para realizar giros en una aeronave, se utiliza el timón. Este genera una fuerza en el timón ($F_r$), que, combinada con una distancia centro de masa y timón ($d_r$), induce una fuerza en el timón ($F_r$). El timón se encuentra ubicado en la cola del avión para maximizar una la distancia centro de masa y timón ($d_r$) y lograr un mayor una fuerza en el timón ($F_r$).
El piloto controla este movimiento utilizando los pedales. La dirección del giro se determina mediante la dirección de los pedales.
ID:(15162, 0)
Aceleración angular de guiñada
Concepto
A travez de el timón se genera una fuerza que induce un torque generado por el timón ($T_r$). Este a su vez, dependiendo de la aceleración angular eje vertical ($\alpha_r$) genera una aceleración angular eje vertical ($\alpha_r$) que se muestra en la grafica.
La posibilidad de controlar el angulo de guiñada sirve para girar la aeronave con mayor precisión de lo que permiten los alerones. Ademas estos ultimos no son efectivos para ello a bajas velocidades o con vientos atravezados.
ID:(11077, 0)
Modelo
Concepto
Variables
Parámetros
Parámetro seleccionado
Cálculos
Ecuación
$ C_L = c \alpha $
C_L = c * alpha
$ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2
$ T_a = d_a F_a $
T_a = d_a * F_a
$ T_a = I_a \alpha_a $
T_a = I_a * alpha_a
$ T_e = d_e F_e $
T_e = d_e * F_e
$ T_e = I_e \alpha_e $
T_e = I_e * alpha_e
$ T_r = d_r F_r $
T_r = d_r * F_r
$ T_r = I_r \alpha_r $
T_r = I_r * alpha_r
ID:(15172, 0)
Constante de sustentación
Ecuación
A partir de mediciones, se concluye que el coeficiente de sustentación ($C_L$) es proporcional al angulo de ataque del ala ($\alpha$) siendo la constante de proporcionalidad del coeficiente de sustentación ($c$):
 $ C_L = c \alpha $ |
Después de cierto ángulo, la curva disminuye hasta llegar a cero. Esto se debe a que sobre dicho ángulo crítico, los vórtices cubren completamente la superficie superior del ala, lo que resulta en la pérdida de sustentación. Este fenómeno se conoce como "stall" (entrada en pérdida).
ID:(4441, 0)
Fuerza de sustentación
Ecuación
Para crear una presión mayor debajo que encima del ala y generar sustentación, se emplea la Ley de Bernoulli, corrigiendo la falta de conservación de la densidad de energía mediante un coeficiente de sustentación ($C_L$). La presión sobre el ala, la fuerza de sustentación ($F_L$), se puede estimar utilizando la densidad ($\rho$), la superficie que genera sustentación ($S_w$), el coeficiente de sustentación ($C_L$) y la velocidad respecto del medio ($v$) mediante la siguiente fórmula:
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
La fuerza de sustentación ($F_L$), junto con la envergadura de las alas ($L$), la densidad ($\rho$), el factor de velocidad superior del ala ($c_t$), el factor de velocidad inferior del ala ($c_b$), la largo superior del ala ($l_t$), la largo inferior del ala ($l_b$) y la velocidad respecto del medio ($v$), se encuentra en
| $ F_L = \rho L ( c_b l_b - c_t l_t ) v ^2$ |
Si consideramos la superficie que genera sustentación ($S_w$), definido por la envergadura de las alas ($L$), la largo superior del ala ($l_t$) y la largo inferior del ala ($l_b$),
| $ S_w = \displaystyle\frac{1}{2} L ( l_t + l_b )$ |
y para el coeficiente de sustentación ($C_L$), definido como
| $ C_L = 4\displaystyle\frac{ c_t l_t - c_b l_b }{ l_t + l_b }$ |
obtenemos
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
ID:(4417, 0)
Fuerza que genera el cabeceo
Ecuación
Con los elevadores se genera una fuerza en los elevadores ($F_e$) que induce via el brazo generado por la distancia centro de masa y elevadores ($d_e$) el respectivo el torque generado por los elevadores ($T_e$) según:
| $ T_e = d_e F_e $ |
ID:(15163, 0)
Torque de cabeceo
Ecuación
El torque generado por los elevadores ($T_e$) se genera la aceleración angular eje del ala ($\alpha_e$) dependiendo de el momento de inercia eje del ala ($I_e$) según:
| $ T_e = I_e \alpha_e $ |
ID:(15166, 0)
Fuerza que genera la guiñada
Ecuación
Con el timón se genera una fuerza en el timón ($F_r$) que induce via el brazo generado por la distancia centro de masa y timón ($d_r$) el respectivo el torque generado por el timón ($T_r$) según:
| $ T_r = d_r F_r $ |
ID:(15165, 0)
Torque de guiñada
Ecuación
El torque generado por el timón ($T_r$) se genera la aceleración angular eje vertical ($\alpha_r$) dependiendo de el momento de inercia eje vertical ($I_r$) según:
| $ T_r = I_r \alpha_r $ |
ID:(15168, 0)
Fuerza que genera el rodar
Ecuación
Con los alerones se genera una fuerza en los alerones ($F_a$) que induce via el brazo generado por la distancia centro de masa y alerones ($d_a$) el respectivo el torque generado por los alerones ($T_a$) según:
| $ T_a = d_a F_a $ |
ID:(15164, 0)
Torque de rodar
Ecuación
El torque generado por los alerones ($T_a$) se genera la aceleración angular eje del avión ($\alpha_a$) dependiendo de el momento de inercia eje del avión ($I_a$) según:
| $ T_a = I_a \alpha_a $ |
ID:(15167, 0)