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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:

4

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

2

1

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.