Superficies de control de vuelo

Las superficies de control de vuelo de una aeronave son dispositivos aerodinámicos que permiten al piloto ajustar y controlar la actitud de vuelo de la aeronave .

El desarrollo de un conjunto eficaz de superficies de control de vuelo fue un avance decisivo en el desarrollo de las aeronaves. Los primeros intentos de diseño de aeronaves de ala fija lograron generar suficiente sustentación para que la aeronave despegara del suelo, pero una vez en el aire, la aeronave resultó incontrolable, a menudo con resultados desastrosos. El desarrollo de controles de vuelo eficaces es lo que permitió un vuelo estable.

Este artículo describe las superficies de control utilizadas en una aeronave de ala fija de diseño convencional. Otras configuraciones de aeronaves de ala fija pueden utilizar superficies de control diferentes, pero los principios básicos se mantienen. Los controles (palanca y timón ) para aeronaves de ala giratoria ( helicóptero o autogiro ) realizan los mismos movimientos sobre los tres ejes de rotación , pero manipulan los controles de vuelo giratorios ( disco del rotor principal y disco del rotor de cola ) de una manera completamente diferente.

Las superficies de control de vuelo son operadas por los sistemas de control de vuelo de las aeronaves .

Considerados como una superficie de control de fluido generalizada , los timones, en particular, son compartidos entre aeronaves y embarcaciones .

A los hermanos Wright se les atribuye el desarrollo de las primeras superficies de control prácticas. Es una parte principal de su patente sobre vuelo. ^[1] A diferencia de las superficies de control modernas, utilizaron alabeo del ala . ^[2] En un intento de eludir la patente de Wright , Glenn Curtiss fabricó superficies de control articuladas, el mismo tipo de concepto patentado por primera vez unas cuatro décadas antes en el Reino Unido . Las superficies de control articuladas tienen la ventaja de no causar tensiones que son un problema de alabeo del ala y son más fáciles de incorporar en las estructuras.

Un avión puede rotar libremente sobre tres ejes que son perpendiculares entre sí y se intersecan en su centro de gravedad (CG). Para controlar la posición y la dirección, el piloto debe poder controlar la rotación sobre cada uno de ellos.

El eje transversal , también conocido como eje lateral , ^[3] atraviesa el avión de punta a punta. La rotación sobre este eje se denomina cabeceo . El cabeceo cambia la dirección vertical hacia la que apunta el morro del avión. Los elevadores son las superficies de control principales para el cabeceo.

El eje longitudinal pasa a través de la aeronave desde la nariz hasta la cola. La rotación sobre este eje se llama alabeo . ^[3] El desplazamiento angular sobre este eje se llama alabeo. ^[4] El piloto cambia el ángulo de alabeo aumentando la sustentación en un ala y disminuyéndola en la otra. Esta sustentación diferencial provoca la rotación alrededor del eje longitudinal. Los alerones son el control principal del alabeo. El timón también tiene un efecto secundario sobre el alabeo.

El eje vertical atraviesa el avión de arriba a abajo. La rotación sobre este eje se denomina guiñada . ^[3] La guiñada cambia la dirección en la que apunta el morro del avión, hacia la izquierda o hacia la derecha. El control principal de la guiñada se realiza con el timón. Los alerones también tienen un efecto secundario sobre la guiñada.

Estos ejes se mueven con la aeronave y cambian con respecto a la Tierra a medida que la aeronave se mueve. Por ejemplo, en el caso de una aeronave cuyo ala izquierda apunta hacia abajo, su eje "vertical" es paralelo al suelo, mientras que su eje "transversal" es perpendicular al suelo.

Las superficies de control principales de un avión de ala fija están unidas a la estructura del avión mediante bisagras o rieles para que puedan moverse y, de esta manera, desviar la corriente de aire que pasa sobre ellas. Esta redirección de la corriente de aire genera una fuerza desequilibrada que hace girar el avión sobre el eje asociado.

Los alerones están montados en el borde de salida de cada ala cerca de las puntas de las alas y se mueven en direcciones opuestas. Cuando el piloto mueve el control del alerón hacia la izquierda, o gira el volante en sentido contrario a las agujas del reloj, el alerón izquierdo sube y el alerón derecho baja. Un alerón elevado reduce la sustentación en esa ala y uno bajado aumenta la sustentación, por lo que mover el control del alerón de esta manera hace que el ala izquierda baje y el ala derecha se eleve. Esto hace que el avión se incline hacia la izquierda y comience a girar hacia la izquierda. Al centrar el control, los alerones vuelven a la posición neutra, manteniendo el ángulo de inclinación . El avión continuará girando hasta que el movimiento opuesto del alerón devuelva el ángulo de inclinación a cero para volar en línea recta.

El elevador es una parte móvil del estabilizador horizontal , articulada a la parte trasera de la parte fija de la cola horizontal. Los elevadores se mueven hacia arriba y hacia abajo juntos. Cuando el piloto tira de la palanca hacia atrás, los elevadores suben. Empujar la palanca hacia adelante hace que los elevadores bajen. Los elevadores elevados empujan hacia abajo la cola y hacen que el morro se incline hacia arriba. Esto hace que las alas vuelen con un ángulo de ataque más alto , lo que genera más sustentación y más resistencia . Centrar la palanca devuelve los elevadores a punto muerto y detiene el cambio de cabeceo. Algunas aeronaves, como un MD-80 , utilizan una pestaña de servo dentro de la superficie del elevador para mover aerodinámicamente la superficie principal a su posición. La dirección de desplazamiento de la pestaña de control será, por tanto, en dirección opuesta a la superficie de control principal. Es por esta razón que la cola de un MD-80 parece tener un sistema de elevador "dividido".

En la disposición canard , los elevadores están articulados a la parte trasera de un plano delantero y se mueven en el sentido opuesto, por ejemplo, cuando el piloto tira de la palanca hacia atrás, los elevadores bajan para aumentar la sustentación en la parte delantera y levantar la nariz.

El timón se monta normalmente en el borde de salida del estabilizador vertical , parte del empenaje . Cuando el piloto presiona el pedal izquierdo, el timón se desvía hacia la izquierda. Al presionar el pedal derecho, el timón se desvía hacia la derecha. Al desviar el timón hacia la derecha, se empuja la cola hacia la izquierda y hace que el morro se desvíe hacia la derecha. Al centrar los pedales del timón, este vuelve a la posición neutra y detiene la desvío.

Los alerones son los principales causantes del alabeo. Siempre que se aumenta la sustentación, también aumenta la resistencia inducida , de modo que cuando se mueve el control de alerones para alabear el avión hacia la izquierda, se baja el alerón derecho, lo que aumenta la sustentación en el ala derecha y, por lo tanto, aumenta la resistencia inducida en el ala derecha. El uso de alerones provoca una guiñada adversa , es decir, que el morro del avión guiña en una dirección opuesta a la aplicación de los alerones. Al mover el control de alerones para inclinar las alas hacia la izquierda, la guiñada adversa mueve el morro del avión hacia la derecha . La guiñada adversa es más pronunciada en aviones de baja velocidad con alas largas, como los planeadores. El piloto la contrarresta utilizando los pedales del timón. Los alerones diferenciales son alerones que se han aparejado de forma que el alerón que baja se desvía menos que el que se mueve hacia arriba, lo que provoca una guiñada menos adversa.

El timón es una superficie de control fundamental que normalmente se controla con pedales en lugar de con la palanca. Es el medio principal para controlar la guiñada (la rotación de un avión sobre su eje vertical). El timón también puede utilizarse para contrarrestar la guiñada adversa producida por las superficies de control del alabeo.

Si se aplica el timón de dirección de forma continua en vuelo nivelado, el avión se inclinará inicialmente en la dirección del timón aplicado (el efecto principal del timón). Después de unos segundos, el avión tenderá a inclinarse en la dirección de la inclinación. Esto surge inicialmente de la mayor velocidad del ala opuesta a la dirección de la inclinación y la menor velocidad de la otra ala. El ala más rápida genera más sustentación y, por lo tanto, se eleva, mientras que la otra ala tiende a descender debido a que genera menos sustentación. La aplicación continua del timón mantiene la tendencia al balanceo porque el avión vuela en un ángulo con respecto al flujo de aire, derrapando hacia el ala delantera. Al aplicar el timón de dirección derecho en un avión con diedro, el ala izquierda tendrá un mayor ángulo de ataque y el ala derecha tendrá un ángulo de ataque menor, lo que dará como resultado un balanceo hacia la derecha. Un avión con anédrico mostrará el efecto opuesto. Este efecto del timón se usa comúnmente en los aviones modelo, donde si se incluye un diedro o poliedro suficiente en el diseño del ala, el control primario del balanceo, como los alerones, se puede omitir por completo.

A diferencia de los giros de un barco, el cambio de dirección de un avión normalmente debe hacerse con los alerones en lugar del timón. El timón hace girar (guiñar) el avión, pero tiene poco efecto en su dirección de desplazamiento. En los aviones, el cambio de dirección se produce por el componente horizontal de la sustentación, que actúa sobre las alas. El piloto inclina la fuerza de sustentación, que es perpendicular a las alas, en la dirección del giro previsto haciendo girar el avión en el viraje. A medida que aumenta el ángulo de inclinación, la fuerza de sustentación se puede dividir en dos componentes: uno que actúa verticalmente y otro que actúa horizontalmente.

Si la sustentación total se mantiene constante, el componente vertical de la sustentación disminuirá. Como el peso de la aeronave no cambia, esto provocaría que la aeronave descienda si no se contrarresta. Para mantener el vuelo nivelado se requiere un mayor elevador positivo (arriba) para aumentar el ángulo de ataque, aumentar la sustentación total generada y mantener el componente vertical de la sustentación igual al peso de la aeronave. Esto no puede continuar indefinidamente. El factor de carga total requerido para mantener el vuelo nivelado está directamente relacionado con el ángulo de inclinación . Esto significa que para una velocidad aerodinámica dada, el vuelo nivelado solo se puede mantener hasta un cierto ángulo de inclinación dado. Más allá de este ángulo de inclinación, la aeronave sufrirá una pérdida acelerada si el piloto intenta generar suficiente sustentación para mantener el vuelo nivelado.

Algunas configuraciones de aeronaves tienen controles primarios no estándar. Por ejemplo, en lugar de elevadores en la parte posterior de los estabilizadores, todo el plano de cola puede cambiar de ángulo . Algunas aeronaves tienen una cola en forma de V , y las partes móviles en la parte posterior de estas combinan las funciones de elevadores y timón. Las aeronaves de ala delta pueden tener " elevones " en la parte posterior del ala, que combinan las funciones de elevadores y alerones.

En aeronaves de baja resistencia, como los planeadores , se utilizan spoilers para interrumpir el flujo de aire sobre el ala y reducir en gran medida la sustentación. Esto permite que un piloto de planeador pierda altitud sin ganar una velocidad aerodinámica excesiva. A los spoilers a veces se los llama "desaladores de sustentación". Los spoilers que se pueden usar de forma asimétrica se llaman spoilerons y pueden afectar el alabeo de una aeronave.

Los flaps se montan en el borde de salida de la sección interior de cada ala (cerca de las raíces del ala). Se desvían hacia abajo para aumentar la curvatura efectiva del ala. Los flaps aumentan el coeficiente de sustentación máximo del avión y, por lo tanto, reducen su velocidad de pérdida. ^[5] Se utilizan durante el vuelo a baja velocidad y alto ángulo de ataque, incluido el despegue y el descenso para el aterrizaje. Algunas aeronaves están equipadas con " flaperones ", que se denominan más comúnmente "alerones interiores" ^{[ cita requerida ]} . Estos dispositivos funcionan principalmente como alerones, pero en algunas aeronaves, se "inclinarán" cuando se desplieguen los flaps, actuando así como un flap y un alerón interior de control de alabeo.

Los slats , también conocidos como dispositivos de borde de ataque , son extensiones de la parte delantera de un ala para aumentar la sustentación y están destinados a reducir la velocidad de pérdida al alterar el flujo de aire sobre el ala. Los slats pueden ser fijos o retráctiles: los slats fijos (por ejemplo, como en el Fieseler Fi 156 Storch ) brindan excelentes capacidades de velocidad lenta y STOL , pero comprometen el rendimiento a mayor velocidad. Los slats retráctiles, como los que se ven en la mayoría de los aviones de pasajeros, brindan una velocidad de pérdida reducida para el despegue y el aterrizaje, pero se retraen para el crucero.

Los frenos de aire se utilizan para aumentar la resistencia aerodinámica. Los alerones pueden actuar como frenos de aire, pero no son frenos de aire puros, ya que también funcionan como amortiguadores de sustentación o, en algunos casos, como superficies de control del alabeo. Los frenos de aire suelen ser superficies que se desvían hacia afuera del fuselaje (en la mayoría de los casos de forma simétrica en lados opuestos) hacia la corriente de aire para aumentar la resistencia aerodinámica. Como en la mayoría de los casos se encuentran en otras partes del avión, no afectan directamente a la sustentación generada por el ala. Su propósito es reducir la velocidad del avión. Son particularmente útiles cuando se requiere una alta velocidad de descenso. Son comunes en aviones militares de alto rendimiento, así como en aviones civiles, especialmente en aquellos que carecen de capacidad de empuje inverso.

Los controles de compensación permiten al piloto equilibrar la sustentación y la resistencia que producen las alas y las superficies de control en un amplio rango de cargas y velocidades aerodinámicas. Esto reduce el esfuerzo necesario para ajustar o mantener una actitud de vuelo deseada .

El ajuste del elevador equilibra la fuerza de control necesaria para mantener la fuerza aerodinámica correcta en la cola para equilibrar la aeronave. Al realizar ciertos ejercicios de vuelo, puede ser necesario un gran ajuste para mantener el ángulo de ataque deseado. Esto se aplica principalmente al vuelo lento , donde se requiere una actitud de morro arriba, lo que a su vez requiere un gran ajuste que hace que el plano de cola ejerza una fuerte carga aerodinámica. El ajuste del elevador está correlacionado con la velocidad del flujo de aire sobre la cola, por lo que los cambios de velocidad aerodinámica en la aeronave requieren un nuevo ajuste. Un parámetro de diseño importante para las aeronaves es la estabilidad de la aeronave cuando se ajusta para un vuelo nivelado. Cualquier perturbación, como ráfagas o turbulencia, se amortiguará en un corto período de tiempo y la aeronave volverá a su velocidad aerodinámica ajustada de vuelo nivelado.

A excepción de los aviones muy ligeros, los flaps de los elevadores no pueden proporcionar la fuerza y ​​el rango de movimiento deseados. Para proporcionar la fuerza de compensación adecuada, todo el plano de cola horizontal se puede ajustar en inclinación. Esto permite al piloto seleccionar exactamente la cantidad correcta de sustentación positiva o negativa del plano de cola, al tiempo que reduce la resistencia de los elevadores.

Un cuerno de control es una sección de la superficie de control que sobresale por delante del punto de pivote. Genera una fuerza que tiende a aumentar la deflexión de la superficie, reduciendo así la presión de control que experimenta el piloto. Los cuernos de control también pueden incorporar un contrapeso que ayuda a equilibrar el control y evita que vibre en la corriente de aire. Algunos diseños cuentan con pesos antivibración independientes.

(En los modelos de aviones radiocontrolados, el término "bocina de control" tiene un significado diferente) ^{[6] [7]}

En la disposición más simple, el ajuste se realiza mediante un resorte mecánico (o bungee ) que agrega la fuerza adecuada para aumentar la entrada de control del piloto. El resorte generalmente está conectado a una palanca de ajuste del elevador para permitir que el piloto establezca la fuerza del resorte aplicada.

La mayoría de las aeronaves de ala fija tienen una superficie de control de compensación en el elevador , pero las aeronaves más grandes también tienen un control de compensación para el timón y otro para los alerones. El ajuste del timón sirve para contrarrestar cualquier empuje asimétrico de los motores. El ajuste de los alerones sirve para contrarrestar los efectos del desplazamiento del centro de gravedad de la línea central de la aeronave. Esto puede deberse a que el combustible o un elemento de carga útil se carga más en un lado de la aeronave en comparación con el otro, como cuando un tanque de combustible tiene más combustible que el otro.

• Controles de motores de aeronaves
• Sistemas de control de vuelo de aeronaves
• Mecánica de vuelo de aeronaves
• Vuelo con controles deshabilitados
• Movimientos de barcos
• Seis grados de libertad
• Cola en V
• Deformación del ala

• Manual de piloto privado ; Jeppesen Sanderson; ISBN 0-88487-238-6 (tapa dura, 1999) 
• Manual de vuelo en avión ; Departamento de Transporte de los Estados Unidos, Administración Federal de Aviación, FAA-8083-3A. (2004)
• Clancy, LJ (1975) Aerodinámica Pitman Publishing Limited, Londres ISBN 0-273-01120-0 

Wikimedia Commons alberga una categoría multimedia sobre Superficies de control de vuelo .

• Una explicación clara de los controles de vuelo de los modelos de aviones por BMFA Archivado el 8 de febrero de 2017 en Wayback Machine
• Vea cómo vuela, de John S. Denker. Una nueva perspectiva sobre las percepciones, los procedimientos y los principios del vuelo.