Sistema de control de vuelo de aeronaves

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Un sistema de control de vuelo ( AFCS ) de una aeronave de ala fija convencional consta de superficies de control de vuelo , los controles de cabina respectivos, los enlaces de conexión y los mecanismos operativos necesarios para controlar la dirección de una aeronave en vuelo. Los controles del motor de la aeronave también se consideran controles de vuelo, ya que cambian la velocidad.

Los fundamentos de los controles de las aeronaves se explican en la dinámica de vuelo . Este artículo se centra en los mecanismos operativos de los controles de vuelo. El sistema básico que se utiliza en las aeronaves apareció por primera vez de forma fácilmente reconocible en abril de 1908, en el diseño del monoplano pionero Blériot VIII de Louis Blériot . ^[1]

Generalmente, los controles de vuelo de la cabina principal están dispuestos de la siguiente manera: ^[2]

• Un yugo de control (también conocido como columna de control), palanca central o palanca lateral (las dos últimas también conocidas coloquialmente como control o joystick ), gobierna el balanceo y el cabeceo del avión moviendo los alerones (o activando la deformación del ala en algunos diseños de aviones muy antiguos) cuando se gira o se desvía hacia la izquierda y la derecha, y mueve los elevadores cuando se mueven hacia atrás o hacia adelante.
• Los pedales del timón , o la anterior "barra de timón", anterior a 1919, controlan la guiñada moviendo el timón ; por ejemplo, el pie izquierdo hacia adelante moverá el timón hacia la izquierda.
• Palanca de empuje o acelerador , que controla la velocidad del motor o el empuje de las aeronaves con motor.

Los mandos de control también varían mucho entre aeronaves. Hay mandos en los que el alabeo se controla girándolos en el sentido de las agujas del reloj o en el sentido contrario (como cuando se conduce un automóvil) y el cabeceo se controla moviendo la columna de control hacia el piloto o alejándola de él, pero en otros el cabeceo se controla deslizando el mando hacia adentro y hacia afuera del panel de instrumentos (como en la mayoría de los Cessna, como el 152 y el 172), y en algunos el alabeo se controla deslizando todo el mando hacia la izquierda y hacia la derecha (como en el Cessna 162). Las palancas centrales también varían entre aeronaves. Algunas están conectadas directamente a las superficies de control mediante cables, ^[3] otras (aviones fly-by-wire) tienen una computadora en el medio que luego controla los actuadores eléctricos.

Incluso cuando un avión utiliza superficies de control de vuelo variantes, como un timón de cola en V , flaperones o elevones , debido a que estas diversas superficies de control de propósito combinado controlan la rotación sobre los mismos tres ejes en el espacio, el sistema de control de vuelo del avión seguirá estando diseñado de modo que la palanca o el yugo controlen el cabeceo y el alabeo de forma convencional, al igual que los pedales del timón para la guiñada. ^[2] El patrón básico de los controles de vuelo modernos fue iniciado por la figura de la aviación francesa Robert Esnault-Pelterie , con su compañero aviador francés Louis Blériot popularizando el formato de control de Esnault-Pelterie inicialmente en el monoplano Blériot VIII de Louis en abril de 1908, y estandarizando el formato en el Blériot XI que cruzaba el Canal de la Mancha en julio de 1909. El control de vuelo se ha enseñado durante mucho tiempo de esa manera durante muchas décadas, como se popularizó en libros instructivos ab initio como la obra de 1944 Stick and Rudder .

En algunas aeronaves, las superficies de control no se manipulan mediante un mecanismo articulado. En los aviones ultraligeros y los aladeltas motorizados, por ejemplo, no existe ningún mecanismo. En su lugar, el piloto simplemente agarra la superficie sustentadora con la mano (utilizando un marco rígido que cuelga de su parte inferior) y la mueve. ^{[ cita requerida ]}

Además de los controles de vuelo primarios para balanceo, cabeceo y guiñada, a menudo hay controles secundarios disponibles para dar al piloto un control más preciso sobre el vuelo o para aliviar la carga de trabajo. El control más comúnmente disponible es un volante u otro dispositivo para controlar el ajuste del elevador , de modo que el piloto no tenga que mantener una presión constante hacia atrás o hacia adelante para mantener una actitud de cabeceo específica ^[4] (otros tipos de ajuste, para timón y alerones , son comunes en aviones más grandes pero también pueden aparecer en los más pequeños). Muchos aviones tienen flaps de ala , controlados por un interruptor o una palanca mecánica o en algunos casos son completamente automáticos por control de computadora, que alteran la forma del ala para un mejor control a las velocidades más lentas utilizadas para el despegue y el aterrizaje. Otros sistemas de control de vuelo secundarios pueden incluir slats , spoilers , frenos de aire y alas de barrido variable .

Los sistemas de control de vuelo mecánicos o operados manualmente son el método más básico para controlar una aeronave. Se utilizaron en los primeros aviones y actualmente se utilizan en aviones pequeños donde las fuerzas aerodinámicas no son excesivas. Los primeros aviones, como el Wright Flyer I , el Blériot XI y el Fokker Eindecker, utilizaban un sistema de alabeo del ala en el que no se utilizaban superficies de control con bisagras convencionales en el ala, y a veces ni siquiera para el control de cabeceo como en el Wright Flyer I y las versiones originales del Etrich Taube de 1909 , que solo tenían un timón con bisagras/pivotante además de los controles de cabeceo y alabeo operados por alabeo. ^[5] Un sistema de control de vuelo manual utiliza una colección de piezas mecánicas como varillas de empuje, cables de tensión, poleas, contrapesos y, a veces, cadenas para transmitir las fuerzas aplicadas a los controles de la cabina directamente a las superficies de control. A menudo se utilizan tensores para ajustar la tensión del cable de control. El Cessna Skyhawk es un ejemplo típico de una aeronave que utiliza este tipo de sistema. Los bloqueos contra ráfagas se utilizan a menudo en aeronaves estacionadas con sistemas mecánicos para proteger las superficies de control y los enlaces de daños causados ​​por el viento. Algunas aeronaves tienen bloqueos contra ráfagas instalados como parte del sistema de control. ^[6]

El aumento de la superficie de control y las mayores velocidades aerodinámicas requeridas por los aviones más rápidos dieron como resultado mayores cargas aerodinámicas en los sistemas de control de vuelo. Como resultado, las fuerzas necesarias para moverlos también se volvieron significativamente mayores. En consecuencia, se desarrollaron complicados arreglos de engranajes mecánicos para extraer la máxima ventaja mecánica con el fin de reducir las fuerzas requeridas por los pilotos. ^[7] Este arreglo se puede encontrar en aviones de hélice más grandes o de mayor rendimiento , como el Fokker 50 .

Algunos sistemas de control de vuelo mecánicos utilizan servoaletas que proporcionan asistencia aerodinámica. Las servoaletas son pequeñas superficies articuladas a las superficies de control. Los mecanismos de control de vuelo mueven estas servoaletas, las fuerzas aerodinámicas a su vez mueven o asisten el movimiento de las superficies de control, reduciendo la cantidad de fuerzas mecánicas necesarias. Esta disposición se utilizó en los primeros aviones de transporte con motor de pistón y en los primeros aviones de transporte a reacción. ^[8] El Boeing 737 incorpora un sistema por el cual, en el improbable caso de una falla total del sistema hidráulico, vuelve automáticamente y sin problemas a ser controlado mediante servoaletas.

La complejidad y el peso de los sistemas de control de vuelo mecánicos aumentan considerablemente con el tamaño y el rendimiento de la aeronave. Las superficies de control accionadas hidráulicamente ayudan a superar estas limitaciones. Con los sistemas de control de vuelo hidráulicos, el tamaño y el rendimiento de la aeronave están limitados por la economía en lugar de la fuerza muscular del piloto. Al principio, solo se utilizaban sistemas parcialmente potenciados en los que el piloto aún podía sentir algunas de las cargas aerodinámicas en las superficies de control (retroalimentación). ^[7]

Un sistema de control de vuelo hidromecánico tiene dos partes:

• El circuito mecánico , que conecta los controles de la cabina con los circuitos hidráulicos. Al igual que el sistema de control de vuelo mecánico, está formado por varillas, cables, poleas y, a veces, cadenas.
• El circuito hidráulico , que cuenta con bombas hidráulicas, depósitos, filtros, tuberías, válvulas y actuadores. Los actuadores son accionados por la presión hidráulica generada por las bombas del circuito hidráulico. Los actuadores convierten la presión hidráulica en movimientos de la superficie de control. Las servoválvulas electrohidráulicas controlan el movimiento de los actuadores.

El movimiento del piloto sobre un control hace que el circuito mecánico abra la servoválvula correspondiente en el circuito hidráulico. El circuito hidráulico acciona los actuadores, que luego mueven las superficies de control. A medida que el actuador se mueve, la servoválvula se cierra mediante un mecanismo de retroalimentación mecánica , que detiene el movimiento de la superficie de control en la posición deseada.

Esta disposición se encontraba en los aviones de transporte a reacción de diseño más antiguo y en algunos aviones de alto rendimiento, como el Antonov An-225 y el Lockheed SR-71 .

En los sistemas de control de vuelo puramente mecánicos, las fuerzas aerodinámicas sobre las superficies de control se transmiten a través de los mecanismos y el piloto las siente directamente, lo que permite una retroalimentación táctil de la velocidad del aire. En los sistemas de control de vuelo hidromecánicos, la carga sobre las superficies no se puede sentir y existe el riesgo de sobrecargar la aeronave mediante un movimiento excesivo de la superficie de control. Para superar este problema, se pueden utilizar sistemas de sensación artificial. Por ejemplo, para los controles del bombardero a reacción Avro Vulcan de la RAF y el interceptor supersónico Avro Canada CF-105 Arrow de la RCAF (ambos diseños de la década de 1950), la retroalimentación de fuerza requerida se logró mediante un dispositivo de resorte. ^[10] El fulcro de este dispositivo se movió en proporción al cuadrado de la velocidad del aire (para los elevadores) para dar mayor resistencia a velocidades más altas. Para los controles de los aviones de guerra estadounidenses Vought F-8 Crusader y LTV A-7 Corsair II , se utilizó un 'peso de equilibrio' en el eje de inclinación de la palanca de control, lo que proporcionaba una respuesta de fuerza proporcional a la aceleración normal del avión. ^{[ cita requerida ]}

Un vibrador de palanca es un dispositivo que se coloca en la columna de control en algunas aeronaves hidráulicas. Sacude la columna de control cuando la aeronave se acerca a condiciones de pérdida . Algunas aeronaves, como el McDonnell Douglas DC-10, están equipadas con una fuente de alimentación eléctrica de respaldo que se puede activar para habilitar el vibrador de palanca en caso de falla hidráulica. ^[11]

En la mayoría de los sistemas actuales, la potencia se suministra a los actuadores de control mediante sistemas hidráulicos de alta presión. En los sistemas fly-by-wire, las válvulas que controlan estos sistemas se activan mediante señales eléctricas. En los sistemas power-by-wire, se utilizan actuadores eléctricos en lugar de pistones hidráulicos. La potencia se transmite a los actuadores mediante cables eléctricos. Estos son más ligeros que las tuberías hidráulicas, más fáciles de instalar y mantener, y más fiables. Los elementos del sistema de control de vuelo del F-35 son power-by-wire. ^{[12] [13] [14]} Los actuadores en un sistema de actuación electrohidrostática (EHA) de este tipo son dispositivos hidráulicos autónomos, pequeños sistemas hidráulicos de circuito cerrado. El objetivo general es conseguir aviones más o totalmente eléctricos y un ejemplo temprano de este enfoque fue el Avro Vulcan . Se consideró seriamente utilizar este enfoque en el Airbus A380. ^[15]

Un sistema fly-by-wire (FBW) reemplaza el control de vuelo manual de una aeronave con una interfaz electrónica. Los movimientos de los controles de vuelo se convierten en señales electrónicas transmitidas por cables (de ahí el término fly-by-wire ), y las computadoras de control de vuelo determinan cómo mover los actuadores en cada superficie de control para proporcionar la respuesta esperada. Los comandos de las computadoras también se ingresan sin el conocimiento del piloto para estabilizar la aeronave y realizar otras tareas. La electrónica para los sistemas de control de vuelo de aeronaves es parte del campo conocido como aviónica .

El fly-by-optics, también conocido como fly-by-light , es un desarrollo posterior que utiliza cables de fibra óptica .

Existen varios esfuerzos de investigación y desarrollo de tecnología para integrar las funciones de los sistemas de control de vuelo, como alerones , elevadores , elevones , flaps y flaperones en alas para realizar el propósito aerodinámico con las ventajas de menor: masa, costo, resistencia, inercia (para una respuesta de control más rápida y fuerte), complejidad (mecánicamente más simple, menos partes o superficies móviles, menos mantenimiento) y sección transversal de radar para sigilo . Estos pueden usarse en muchos vehículos aéreos no tripulados (UAV) y aviones de combate de sexta generación . Dos enfoques prometedores son las alas flexibles y la fluídica.

En las alas flexibles, también conocidas como "alas aerodinámicas cambiantes", gran parte o la totalidad de la superficie del ala puede cambiar de forma en vuelo para desviar el flujo de aire de forma muy similar a un ornitóptero . Las alas adaptables y flexibles son un esfuerzo militar y comercial. ^{[16] [17] [18]} El ala aeroelástica activa X-53 fue un esfuerzo de la Fuerza Aérea de los EE. UU., la NASA y Boeing . FlexSys también ha realizado esfuerzos notables, que han realizado pruebas de vuelo utilizando alas aerodinámicas flexibles adaptadas a un avión Gulf Stream III. ^[19]

En los sistemas de control de flujo activo , las fuerzas en los vehículos se producen a través del control de circulación, en el que las piezas mecánicas más grandes y complejas se sustituyen por sistemas fluídicos más pequeños y simples (ranuras que emiten flujos de aire) donde las fuerzas más grandes en los fluidos se desvían por chorros o flujos de fluido más pequeños de forma intermitente, para cambiar la dirección de los vehículos. ^{[20] [21]} En este uso, el control de flujo activo promete simplicidad y menor masa, costes (hasta la mitad menos) e inercia y tiempos de respuesta. Esto se demostró en el UAV Demon , que voló por primera vez en el Reino Unido en septiembre de 2010. ^[22]

• Doble control (aviación)
• Protección de la envolvente de vuelo
• Vuelo con controles deshabilitados
• Controles de vuelo del helicóptero
• CALIENTE
• Sistemas de control de cometas
• Lista de accidentes de aviones comerciales con pérdida de control
• Matthew Piers Watt Boulton , inventor del alerón (1868)
• Vectorización de empuje
• Control del cambio de peso
• Deformación del ala , un método temprano para controlar el balanceo

• Informe de la USAF y la OTAN RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001).

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