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Diseño del control direccional
Aerodinámica General II
A pesar que el avión, por su simetría, estará normalmente en equilibrio con
deslizamiento nulo, hay algunas condiciones de vuelo o maniobras que introducen
momentos de guiñada que se deben contrarrestar con algún momento de control para
dicha guiñada, con el objetivo de mantener la condición de no deslizamiento. Este
momento es aplicado por el piloto con el timón direccional, que normalmente es un flap
plano en el borde de fuga de la deriva vertical.
La magnitud de la potencia del timón requerida, varía con los diferentes tipos de
avión y debe ser analizada separadamente para cada caso particular. Estas condiciones
de vuelo o maniobras a considerar son las siguientes:
a) Guiñada adversa:
Cuando el avión realiza un rolido durante el giro, el control de dicho rolido junto
con la inclinación del vector sustentación en las alas que rolan, crean momentos de
guiñada que producirán deslizamiento. Estos deben compensarse con el timón
direccional.
La condición crítica es a grandes CLy comando de rolido accionado completamente.
El uso del timón para mantener el deslizamiento cero en giros se denomina giro
coordinado.
b) Deslizamiento por la corriente en rotación: (cuando afecta a la deriva vertical)
Este chorro rotante que produce la hélice en su movimiento, genera un cambio del
ángulo de ataque sobre la deriva vertical que generará un deslizamiento si no es
corregido por el timón direccional. Esta condición de deslizamiento es para altas
potencias a bajas velocidades.
En el caso de hélices contrarrotativas este efecto no se produce.
c) Vientos cruzados durante el despegue y el aterrizaje
El timón debe generar el control necesario para mantener el deslizamiento requerido
para afrontar vientos cruzados en ambas condiciones al menos a una velocidad de un
20% más de la de pérdida. Debajo de esta velocidad los frenos y/ó la potencia del
motor pueden ser empleados para el control direccional
d) Tirabuzón
En la mayoría de los aviones de alta performance, el control de timón es el más
importante elemento para recuperar el control. En algunos casos de aviones livianos
no pueden ser construidos para entrar en esta maniobra, a menos que el timón sea
suficientemente fuerte y lo saque del tirabuzón a medida que el timón es liberado (es
decir que se lo deja volver a su posición neutra ).
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e) Potencia antisimétrica:
En aviones multimotores, la falla de uno de ellos a baja velocidad de vuelo creará un
pesado momento de guiñada que debe ser compensado por el timón para mantener
un vuelo sin deslizamiento. Esta es la condición de diseño para el timón en aviones
multimotores.
Asumiremos las siguientes condiciones de diseño para que los requerimientos anteriores
para el control de dirección sean cumplidos por la aeronave.
Para un avión monomotor que tenga alta estabilidad direccional, el deslizamiento
debido a la guiñada adversa puede hacerse tan bajo que no se presenten requerimientos
sobre el timón. Si se emplea tren de aterrizaje triciclo, la necesidad de compensar los
vientos cruzados en las maniobras de despegue y aterrizaje con el timón se puede llegar
a despreciar. En el caso de hélices contrarrotantes o que el flujo rotante no afecta la
deriva, entonces no es necesaria la compensación por este efecto.
Para aeronaves de combate u otro tipo de aviones de alta performance que tengan un
solo motor y una hélice, las condiciones de rotación del flujo de aire y la recuperación
del tirabuzón son las que se deben considerar para el diseño del timón.
En el caso de plurimotores, los requerimientos de potencia asimétrica son los que
definen el diseño del timón.
En todos los casos es deseable una alta estabilidad direccional, pero la potencia
requerida en el timón debe ser analizada para cada caso particular.
El análisis de la potencia requerida en el timón se asemeja al caso del elevador.
En este caso tendremos:
vv lLN
donde lv es la distancia desde el CG. del avión al centro
aerodinámico de la deriva vertical, y Lv la sustentación
de la misma, y en forma de coeficiente:
qSb
qlSCC
vvvL
nv
La variación del coeficiente de momento de guiñada
respecto al ángulo de deflexión del timón, recordando
el factor de efectividad de la superficie de control
r
v
d
d
, será:
v
vv
v
r
n
b
l
S
Sa
d
dC
En aviones de configuración convencional, este valor
varía considerablemente de uno a otro aparato, pero un
valor medio aproximado puede tomarse como: Cnr=-
0,001. Si la estabilidad direccional del avión se da para un valor aproximado a Cn=-
0,001, esto indicaría que con una deflexión del timón de un grado tendríamos una
guiñada de un grado.
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Este puede ser usado como criterio para el diseño del timón, pero es un pobre criterio
para ser aplicado en cualquier configuración de avión.
Para la mayoría de los aviones, la deflexión del timón se limita a un rango entre +/-30
grados, pues la efectividad del mismo cae abruptamente al pasar este rango de valores.
La efectividad del timón varía considerablemente con la velocidad para una operación
de la aeronave a potencia total si la deriva se encuentra en la estela de la hélice. Esto se
debe al efecto de la velocidad de la estela, Vs, la cual a bajas velocidades da un valor
alto de v. Los timones ubicados en el chorro de la hélice serán muy efectivos a bajas
velocidades y alta potencia, y perderán efectividad a medida que la velocidad del avión
aumente.
La potencia de timón requerida para compensar la guiñada adversa durante la maniobra
de rolido no es muy grande, generalmente, y rara vez se utiliza como criterio para el
diseño del timón.
En el análisis del diseño del timón, alguna estimación debe realizarse para tener en
cuenta el momento de guiñada adversa anticipado a partir del control lateral.
Una primera estimación del momento de guiñada adversa debido al rolido del ala, puede
determinarse con la siguiente expresión:
V
pbCC L
n28
donde el valor de la expresión pb/2V se puede tomar del cálculo previo sobre la
velocidad de rolido del avión.
El momento de guiñada debido a la velocidad de rolido es por ello crítico a altos valores
del coeficiente de sustentación y ronda el valor Cn =+/-0,015. Para un avión cuya
estabilidad direccional sea considerada normal (alrededor, por ejemplo, de Cn-0,001),
el avión podrá desarrollar aproximadamente 15 grados de guiñada durante una maniobra
de rolido severo, debido a la guiñada adversa por el rolido solamente. Sobre este valor
se deberá adicionar, debido a la guiñada adversa por el control de rolido en si mismo,
que sería usualmente de Cn+/-0,005 para una configuración convencional de alerones y
requeriría una guiñada de 20 grados durante una maniobra de rolido abrupta.
Si el timón es dimensionado con la potencia justa para compensar el momento de
guiñada adversa, este deberá producir un Cn =+/-0,02 para 30 grados de deflexión del
timón o dCn/dr = -0,00067. Como el timón promedio generalmente tiene una potencia
igual a dCn/dr = -0,001, este efecto no es un problema en el diseño.
La potencia del timón requerida para compensar la guiñada adversa puede ser expresada
de la siguiente forma:
030
timóndelDeflexión
lateralcontrolCrolidoCC nn
rn
La condición de diseño crítica para el timón de aviones multimotores es la de baja
velocidad con máxima potencia asimétrica.
Para el caso de un bimotor, en el cual se produce la parada de uno de los motores;
siendo Ye la distancia del motor al eje del fuselaje, la asimetría de tracción producirá un
momento de guiñada respecto al CG. igual a T.Ye
En un vuelo estacionario, trimado, esta tracción debe ser igual a la resistencia y N
deberá ser cero.
Por lo tanto:
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baV
YeC
ó
qSbCDYe
vvt
Dr
rn
0
Dados la geometría del timón y Cd como función de V, se puede calcular el volumen de
cola vertical necesario para mantener r dentro de ciertos límites, generalmente en un
rango operativo, como se indicó antes.
El valor del cambio efectivo en el ángulo de sustentación nula de la deriva por unidad
de rotación angular del timón, , se puede estimar de igual forma que en el caso del
elevador.
Estabilidad direccional a comandos libres
Cuando al timón se lo deja flotar libremente en respuesta a los momentos de charnela,
este tiene grandes efectos sobre la estabilidad direccional, de la misma forma que el
elevador influye sobre la estabilidad longitudinal.
El ángulo de flotación del timón puede ser expresado analíticamente in términos de los
dos coeficientes de momentos de charnela, de la siguiente forma:
v
h
h
r
v
v
flotación C
C
Si el avión desliza, el momento restitutivo debido a la deriva podrá disminuir si el timón
flota con la dirección del viento incidente y se incrementará si el timón flota contra el
viento. La flotación del timón cambiará el ángulo de ataque efectivo de la deriva.
Flotaciónefectivo rv
El coeficiente de momento de guiñada restitutivo desarrollado por la deriva será:
vvv
rvnb
l
S
SaC
Flotación
donde reemplazando el rFlotación tendremos:
vvv
h
h
vnb
l
S
S
C
CaC
r
v
La contribución a la estabilidad direccional de la deriva con el timón libre será:
n
h
h
vvv
vlibrevTimón
n CC
C
b
l
S
SaC
r
v
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donde 2Cn es el término que tiene en cuenta la contribución de la deriva a la
estabilidad direccional debido a la interferencia del flujo por la combinación ala-
fuselaje.