Estabilizador vertical

Un estabilizador vertical o aleta de cola ^{[1] [2]} es la parte estática de la cola vertical de una aeronave . ^[1] El término se aplica comúnmente al conjunto tanto de esta superficie fija como de uno o más timones móviles articulados a ella. Su función es proporcionar control, estabilidad y equilibrio en guiñada (también conocido como estabilidad direccional o de veleta). Forma parte del empenaje de la aeronave , específicamente de sus estabilizadores .

La cola vertical ^[3] se monta normalmente en la parte superior del fuselaje trasero, con los estabilizadores horizontales montados en el lateral del fuselaje (una configuración denominada "cola convencional"). En ocasiones se utilizan otras configuraciones, como la cola en T o la cola doble .

Los estabilizadores verticales se han utilizado ocasionalmente en los deportes de motor , por ejemplo en las carreras de prototipos de Le Mans .

La cola vertical de una aeronave normalmente consta de un estabilizador vertical fijo o aleta sobre la que se monta un timón móvil. De manera similar, se puede montar una aleta de compensación en el timón. En conjunto, su función es permitir el equilibrio en la dirección de guiñada (compensar los momentos en la guiñada generados por cualquier asimetría en el empuje o la resistencia ), permitir que la aeronave se controle en la guiñada (por ejemplo, para iniciar un deslizamiento lateral durante un aterrizaje con viento cruzado ), así como proporcionar estabilidad en la guiñada (veleta o estabilidad direccional). ^[4]

Cuanto más alejada esté del centro de gravedad, más eficaz puede ser la cola vertical. Por ello, los aviones más cortos suelen tener colas verticales más grandes; por ejemplo, la cola vertical del Airbus A318 es más grande que la de sus homólogos más largos de la familia A320 .

La efectividad de la cola vertical depende de su eficiencia y del coeficiente de volumen de la cola vertical ^[5] (también llamado relación de volumen ^[6] ), que adimensionaliza su área y brazo con las dimensiones del ala principal:

${\displaystyle V_{\text{v}}={\frac {S_{\text{v}}L_{\text{cola-CG}}}{S_{\text{w}}L_{\text{w}}}}}$

(donde los índices y representan la cola y el ala verticales respectivamente, representa el área y es típicamente la cuerda aerodinámica media ). Los valores del coeficiente de cola vertical varían solo levemente de un tipo de aeronave a otro, con valores extremos que van desde 0,02 (planeador) a 0,09 (avión de transporte a reacción). ^[5]${\estilo de visualización V}$${\estilo de visualización W}$${\estilo de visualización S}$${\displaystyle L_{\text{w}}}$

La eficiencia de la cola es la relación entre la presión dinámica en la cola y la presión en la corriente libre. La cola alcanza su capacidad máxima cuando está inmersa en la corriente libre, con una eficiencia de uno. Cuando está parcialmente inmersa en una estela, su efectividad se reduce porque la estela tiene una presión dinámica menor que la corriente libre. Puede ser necesario aumentar la altura de la aleta para restablecer la efectividad requerida en ciertas condiciones de vuelo. El Panavia Tornado tenía una aleta alta para lograr estabilidad direccional en ángulos de incidencia altos. ^[7]

El timón es la superficie de control direccional y suele estar articulado a la aleta o al estabilizador vertical. Al moverlo, el piloto puede controlar la guiñada sobre el eje vertical, es decir, cambiar la dirección horizontal en la que apunta el morro.

La deflexión máxima del timón suele estar controlada por un limitador de recorrido del timón . El ángulo máximo alcanzable de un timón en una condición de vuelo particular se denomina límite de deflexión. Representa un equilibrio entre las fuerzas aerodinámicas sobre el timón y las fuerzas mecánicas del mecanismo de accionamiento. ^[8]

Las aeronaves multimotor, especialmente aquellas con motores montados en las alas, tienen timones grandes y potentes. Son necesarios para proporcionar un control suficiente después de una falla del motor durante el despegue con el peso máximo y el límite de viento cruzado ^[9] y capacidad para soportar viento cruzado durante el despegue y el aterrizaje normales. ^[10]

Para el rodaje y durante el inicio del despegue, la aeronave se dirige mediante una combinación de entrada del timón y giro de la rueda de morro o de cola. A bajas velocidades, la rueda de morro o de cola tiene la mayor autoridad de control, pero a medida que aumenta la velocidad, los efectos aerodinámicos del timón aumentan, lo que hace que el timón sea cada vez más importante para el control de la guiñada. En algunas aeronaves (principalmente aeronaves pequeñas), ambos mecanismos se controlan mediante los pedales del timón , por lo que no hay diferencia para el piloto. En otras aeronaves, hay un timón especial que controla la dirección del timón y los pedales controlan el timón, y una cantidad limitada de dirección del timón (generalmente 5 grados de dirección de la rueda de morro). Para estas aeronaves, los pilotos dejan de usar el timón después de alinearse con la pista antes del despegue, y comienzan a usarlo después del aterrizaje antes de salir de la pista, para evitar corregir en exceso con el timón sensible a altas velocidades. Los pedales también se pueden usar para pequeñas correcciones mientras se rueda en línea recta, o al entrar o salir de un viraje, antes de aplicar el timón, para mantener el viraje suave. ^{[ cita requerida ]}

Con los controles en posición neutra, el avión puede desviarse ligeramente hacia un lado. Esto se corrige mediante el ajuste de una superficie de compensación, a menudo una aleta de compensación separada montada en el timón, pero a veces el propio timón, para contrarrestar la desviación y garantizar que el avión vuele en línea recta. ^{[ cita requerida ]}

Al cambiar la posición de una pestaña de centrado, se ajusta la posición neutra o de reposo de una superficie de control (como un elevador o un timón). A medida que cambia la posición deseada de una superficie de control (que corresponde principalmente a diferentes velocidades), una pestaña de centrado ajustable permitirá al operador reducir la fuerza manual necesaria para mantener esa posición (a cero, si se utiliza correctamente). Por lo tanto, la pestaña de centrado actúa como una pestaña servo . Debido a que el centro de presión de la pestaña de centrado está más alejado del eje de rotación de la superficie de control que el centro de presión de la superficie de control, el movimiento generado por la pestaña puede coincidir con el movimiento generado por la superficie de control. La posición de la superficie de control sobre su eje cambiará hasta que el par de torsión de la superficie de control y la superficie de centrado se equilibren entre sí. ^{[ cita requerida ]}

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  Movimiento provocado por el uso del timón
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  En esta fotografía de la cabina de un Boeing 727, el timón se controla a través de pedales ubicados en la parte inferior trasera del yugo.
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  Timón y flap en una aeronave ligera
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  Los timones de agua de este hidroavión Cessna 208 Caravan son pequeñas superficies verticales en el extremo trasero de cada flotador. Su ajuste se controla desde la cabina.

La cola vertical desempeña un papel determinante en la estabilidad de guiñada, ya que proporciona la mayor parte del momento de recuperación necesario sobre el centro de gravedad cuando el avión se desliza. La estabilidad de guiñada se cuantifica normalmente utilizando la derivada del coeficiente de momento con respecto al ángulo de guiñada. ^[6]

El flujo de aire sobre la cola vertical suele estar influenciado por el fuselaje, las alas y los motores del avión, tanto en magnitud como en dirección. ^[6] El ala principal y el estabilizador horizontal, si están muy inclinados , pueden contribuir significativamente a la estabilidad de guiñada; las alas inclinadas hacia atrás tienden a aumentar la estabilidad de guiñada. Sin embargo, el barrido en el ala y la cola horizontal de un avión convencional no afecta al equilibrio del avión en la guiñada. ^[6]

El diedro en el ala principal y la cola horizontal también puede tener un pequeño efecto en la estabilidad de la guiñada estática. Este efecto es complejo y está asociado con el efecto del barrido del ala y el flujo alrededor del fuselaje. ^[6]

Las hélices , especialmente cuando avanzan de manera que su eje forma un ángulo con la velocidad de la corriente libre , pueden afectar la estabilidad estática de un avión en guiñada. ^[6]

La cola vertical afecta el comportamiento del avión en el alabeo , ya que su centro aerodinámico normalmente se encuentra muy por encima del centro de gravedad del avión. ^[1] Cuando el avión se desliza hacia la derecha, el viento relativo y la fuerza lateral sobre la cola vertical se traducen en un momento en sentido antihorario en el alabeo. ^[6]

En vuelo supersónico, la cola vertical se vuelve progresivamente menos efectiva a medida que aumenta el número de Mach hasta que la pérdida de estabilidad puede ya no ser aceptable. ^[11] La estabilidad se reduce porque la sustentación, o fuerza lateral, generada por la cola se reduce con la velocidad por cada grado de ángulo de deslizamiento lateral (pendiente de la curva de sustentación). Esto resulta de la distribución de presión muy diferente, con ondas de choque y ondas de expansión, en comparación con el subsónico. ^[12] Para lograr la estabilidad requerida a la velocidad operativa máxima del avión, la cola vertical puede agrandarse, como en el North American F-100 Super Sabre (el requisito inicial del área de aleta se subestimó). Se puede agregar área adicional instalando aletas ventrales (como en las versiones posteriores de mayor velocidad del Vought F-8 Crusader ) o puntas de ala plegables (como en el North American XB-70 Valkyrie ). Si una cola más grande no es aceptable, se pueden usar deflexiones automáticas del timón para aumentar la fuerza lateral de la cola y restaurar la estabilidad direccional. Este método se usó en el Avro Arrow . ^[13]

La cola vertical a veces presenta un filete o aleta dorsal en su base delantera, que ayuda a aumentar el ángulo de pérdida de la superficie vertical (resultando en sustentación de vórtice), y de esta manera evitar un fenómeno llamado bloqueo del timón o inversión del timón. El bloqueo del timón ocurre cuando la fuerza sobre un timón desviado (por ejemplo, en un deslizamiento lateral constante ) se invierte repentinamente a medida que la cola vertical se detiene. Esto puede dejar al timón atascado en la deflexión completa sin que el piloto pueda volver a centrarlo. ^[14] La aleta dorsal se introdujo en la década de 1940, por ejemplo en el Douglas DC-4 de 1942 , anterior a las tracas de las alas de los aviones de combate desarrollados en la década de 1970, como el F-16 . ^[15]

El timón y la aleta de un avión grande o rápido están sujetos a una fuerza considerable que aumenta con la deflexión del timón. Un caso extremo ocurre con una desviación del vuelo controlado, conocida como vuelco, que en el contexto de la aleta y el timón es un deslizamiento lateral excesivo. En los aviones de transporte grandes, el momento estabilizador necesario para la recuperación proviene de la aleta, con poca necesidad de deflexión del timón. Estos aviones no tienen la necesidad de soportar deflexiones del timón casi completas en estas circunstancias ^[16] porque el peso estructural necesario para evitar una falla estructural los haría comercialmente inviables. La pérdida del conjunto completo de aleta y timón ocurrió en el vuelo 587 de American Airlines cuando el piloto utilizó deflexiones completas del timón mientras seguía la estela de un avión a reacción muy grande. ^[17]

La turbulencia en aire despejado provocó la falla del conjunto completo de aletas y timón en un Boeing B-52 Stratofortress, tras lo cual los pilotos lograron un aterrizaje exitoso. Los bombarderos B-52 equipados para cargas de ráfagas y maniobras registraron ráfagas de turbulencia en aire despejado considerablemente mayores que el límite de diseño con cargas más altas a 34.000 pies. ^[18]

La falla de la aleta del prototipo T4 de English Electric Lightning se debió al acoplamiento de alabeo inercial mientras realizaba alabeos a alta velocidad. La aleta se agrandó, se reforzó y se impusieron limitaciones a la velocidad de alabeo. Sin embargo, el primer T5 también tuvo una falla de aleta mientras realizaba pruebas de alabeo rápido con el paquete de cohetes extendido. ^[19]

Un Lightning perdió su aleta debido a la interacción entre aeronaves cercanas a baja altura cuando volaba en formación a M 0,97, una rutina de exhibición acrobática. Se impusieron limitaciones, incluida la separación entre aeronaves cuando estaban en formación. ^[19]

El efecto de sacudidas en las aletas es un problema crítico para los aviones de combate con aletas simples o dobles, porque la vida útil por fatiga de la estructura de la aleta se reduce por las cargas fluctuantes causadas por los vórtices explosivos que inciden en la aleta. La aleta simple del Eurofighter Typhoon experimenta cargas de sacudidas causadas por vórtices explosivos que se originan en el canard y los bordes de ataque del ala en ángulos de ataque altos. Los lados del aerofreno montado en la parte superior, cuando se desvían, también liberan vórtices que inciden, después de estallar, en la aleta. Las sacudidas del aerofreno extendido son mayores cuando el ángulo de ataque efectivo del aerofreno es mayor, lo que para un aerofreno completamente extendido es mayor en ángulos de ataque bajos de la aeronave y menor durante las maniobras. ^[20] Las aletas dobles del McDonnell Douglas F/A-18 Hornet están sujetas a sacudidas por la ruptura o estallido del vórtice de extensión del borde de ataque (LEX) frente a la cola. ^[21] La adición de una valla LEX reduce significativamente las sacudidas y aumenta la vida útil por fatiga de las aletas. ^[22]

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  B-52H (AF Ser. No. 61-0023), instrumentado para medir cargas de ráfagas para investigar fallas estructurales, todavía volando después de que su estabilizador vertical se perdiera en una turbulencia severa el 10 de enero de 1964. El avión aterrizó de manera segura. ^[23]
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  F/A-18C mostrando la barrera LEX que reduce el efecto de las aletas
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  El tifón muestra un freno de aire extendido que causa un importante movimiento de las aletas

Los aviones con aletas totalmente móviles, pero que no entraron en servicio, fueron el North American F-107 ^[24] y el BAC TSR-2 . ^[25]

El Lockheed SR-71 Blackbird y el North American X-15 utilizaban aletas fijas para las aletas y timones para la altura restante. Los timones convencionales habrían sido inadecuados para el SR-71 porque se habrían requerido deflexiones excesivas para el caso de que el motor no funcionara, lo que causaría una resistencia de compensación inaceptable. ^[26] Las primeras configuraciones propuestas para el X-15 muestran una aleta fija convencional y un timón de cola, y una aleta ventral. Esto se cambió a aletas dorsales y ventrales, cada una con la mitad exterior actuando como timón. ^[27]

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  North American X-15 muestra timones de cuerda completa sobre estabilizadores dorsales y ventrales fijos
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  El North American A-5 Vigilante utilizó una aleta vertical totalmente móvil.

Los aviones de cola doble tienen dos estabilizadores verticales. Muchos aviones de combate modernos utilizan esta configuración. Los timones gemelos se pueden utilizar en la configuración de tren de aterrizaje abajo para un control longitudinal adicional con convergencia o enderezamiento ( McDonnell Douglas F/A-18 Hornet ^[28] ). Los timones gemelos también se utilizan como aerofreno, como en el caso del Lockheed Martin F-22 Raptor , que utiliza un timón diferencial, junto con otras deflexiones de la superficie de control, para el control de la velocidad, ya que no tiene un aerofreno dedicado. ^[29]

Un avión de cola doble puede ser una construcción de cola en H, con dos aletas y timón unidos a un solo fuselaje, como el bombardero medio North American B-25 Mitchell o el Avro Lancaster , o de doble brazo, donde el fuselaje trasero consta de dos estructuras de brazo separadas, cada una con una sola aleta y timón unidas por un estabilizador horizontal, como el North American Rockwell OV-10 Bronco o el transporte Armstrong Whitworth AW.660 Argosy .

La cola triple, una variación de la cola doble, tiene tres estabilizadores verticales. El Avro Manchester de la Segunda Guerra Mundial recibió una tercera aleta cuando la aleta doble original resultó insuficiente. El Lockheed Constellation utilizó tres aletas para darle al avión el área de estabilizador vertical requerida y, al mismo tiempo, mantener la altura general lo suficientemente baja para que pudiera caber en los hangares para mantenimiento.

Una cola en V no tiene estabilizadores verticales ni horizontales diferenciados, sino que están fusionados en superficies de control conocidas como timón de dirección que controlan tanto el cabeceo como la guiñada. La disposición se parece a la letra V y también se conoce como "cola de mariposa". El Beechcraft Bonanza Model 35 utiliza esta configuración, al igual que el Lockheed F-117 Nighthawk .

Los winglets de la configuración de propulsor de canard del Rutan VariEze y del Rutan Long-EZ , actúan como dispositivo de punta de ala y como estabilizador vertical. Varios otros derivados de estos y otros aviones similares utilizan este elemento de diseño.

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  Un Lockheed Constellation con triple cola
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  La cola en V de un Fouga CM.170 Magister de la Fuerza Aérea Belga
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  La cola en V del YF-23
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  El Caproni Ca.3 era a la vez de doble botavara y triple cola.
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  Rutan Long-EZ
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  Boeing 707-420 con aleta de cola ventral adicional
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  Disposición de cola doble del Grumman F-14 Tomcat

En el Lockheed Jetstar se utiliza un diseño cruciforme inusual . Para el ajuste longitudinal, todo el conjunto de cola gira hacia arriba y hacia abajo 10 grados alrededor de un punto de fijación en la parte inferior del larguero trasero de la aleta. ^{[30] [31]}

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  Conjunto de motor de un Lockheed Jetstar . Se puede ver evidencia de su aleta pivotante en la línea diagonal debajo del estabilizador horizontal

La parte superior de la aleta vertical del North American A-5 Vigilante se pliega hacia un lado debido a la restricción de altura de la cubierta del hangar.

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  Aviones North American A-5 Vigilantes , uno con aleta plegada

Dispositivos similares a las colas verticales se han utilizado en coches como el Jaguar D-type de 1955 o el Lamborghini Veneno de 2013. En los coches de carreras, su principal finalidad es reducir los vuelcos repentinos inducidos por el giro a alta velocidad que harían que los coches volcaran debido a la elevación cuando se ven sometidos a ángulos de giro extremos durante las curvas o en un trompo. ^{[ cita requerida ]} Desde 2011, el estabilizador vertical se ha convertido en obligatorio para todos los Prototipos de Le Mans recientemente homologados . ^{[ 32 ]}

Algunos equipos de Fórmula 1 utilizaron un estabilizador vertical como una forma de interrumpir el flujo de aire hacia el alerón trasero reduciendo la resistencia aerodinámica, siendo el sistema más radical el "F-duct" que se encuentra en el McLaren MP4-25 y el Ferrari F10 de 2010. A petición del conductor, este sistema desviaba el aire desde un conducto en la parte delantera del coche a través de un túnel en la aleta vertical hacia el alerón trasero para detenerlo y reducir la resistencia aerodinámica en las rectas en las que no se necesitaba carga aerodinámica . ^{[ cita requerida ]} El sistema fue prohibido durante la temporada 2011 de Fórmula 1. [ ^{cita requerida ]}

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  Ferrari F10 con aleta vertical entre la entrada de aire y el ala

• El vuelo 123 de Japan Airlines , que se estrelló tras sufrir una pérdida casi total de su estabilizador vertical
• El vuelo 587 de American Airlines , al que se le desprendió el estabilizador vertical tras un uso brusco durante una estela turbulenta
• Problemas con el timón del Boeing 737 : serie de accidentes e incidentes en los que el timón del Boeing 737 se atascó y provocó que el avión se inclinara sin control