AERONAUTICA - Controles y estabilidad
Al diseñar aviones para usos especiales, los ingenieros deben emplear muchas variables
expresadas por la
fórmula L = CL4/ 2AV2 (la sustentación
es igual al coeficiente de
sustentación multiplicado por la mitad de la densidad por la superficie alar y por la velocidad
al cuadrado). El coeficiente de sustentación puede ser considerado lo mismo que el ángulo de
ataque a los efectos de los estudios correspondientes. Los distintos perfiles tienen diferentes
distribuciones de presión y se han confeccionado tablas demostrativas de la sustentación
producida, a varios ángulos de ataque, por cada tipo de perfil.
Los distintos factores que afectan a la sustentación pueden ser apreciados en la aplicación de
esta fórmula. Para un avión dado, el peso vacío es constante y la sustentación desarrollada en
vuelo horizontal igualará a este peso; en consecuencia, puede sustituirse la sustentación por el
peso en la fórmula citada. Si se conserva la altura de crucero, el factor densidad permanecerá
constante. Como las dimensiones del avión también son constantes, la superficie alar no
puede variar. En consecuencia, por cada ángulo de ataque el ala tendrá un coeficiente CL
distinto y habrá una velocidad variable siempre que el avión mantenga el vuelo horizontal. Al
aumentar el ángulo de ataque aumenta la sustentación y se necesita menos velocidad para
mantener la altura. Por el contrario, las altas velocidades se logran con el empleo de menores
ángulos de ataque.
De todo lo anterior se deduce que hay una velocidad mínima necesaria para obtener el vuelo.
Cuando la velocidad es reducida, la sustentación necesaria para el vuelo puede ser producida
por el aumento del ángulo de ataque, pero sólo hasta alcanzar el punto de turbulencias. Por lo
tanto, la velocidad mínima corresponde a la velocidad mínima de sustentación. Mientras la
velocidad del avión no pase de esta velocidad mínima, el avión puede volar a bajas
velocidades si se aumenta el ángulo de ataque. De esta manera, cuando un avión está muy
cargado debe producirse una mayor sustentación para poder mantener el vuelo, siendo
necesario el vuelo crucero con un mayor ángulo de ataque o a mayor velocidad.
También la velocidad mínima necesaria para el vuelo debe ser mayor, ya que el ángulo de
ataque no puede aumentar más allá del ángulo de pérdida de sustentación. Más aun, como
existe una relación directa entre las cargas de peso y las cargas dinámicas, impuestas por los
ladeos o las recuperaciones, la velocidad de pérdida de sustentación aumentará cuando el
factor carga aumente, y el avión, consecuentemente, perderá velocidad más rápidamente en
un giro que en vuelo horizontal.
Cuando la densidad disminuye, tal como sucede cuando se vuela a grandes altitudes, la
velocidad del avión debe ser aumentada para un ángulo de ataque constante. Como la
velocidad de pérdida de sustentación equivale a la velocidad de aterrizaje (generalmente el
avión toma contacto con la pista a la más baja velocidad posible), un avión aterrizará más
rápido en un campo en la cumbre de una montaña, que sobre un campo a nivel del mar. Las
pistas o campos situados a grandes alturas deben ser más grandes para permitir carreras más
largas de decolaje. En los días calurosos, cuando el aire es menos denso, se desarrollará menos
sustentación al volar el avión, como si estuviera cargado más pesadamente, es decir: a mayor
velocidad de decolaje y de aterrizaje, menos performances. Lo mismo ocurre en días muy
húmedos, ya que el aire también es menos denso. Por la fórmula puede verse que cuanto
mayor es la superficie alar, mayor es la sustentación desarrollada y en consecuencia son
mayores las cargas que pueden ser transportadas a bajas velocidades. Los aviones de
transporte y cargueros viajan más despacio que los tipos
de combate, pero son construidos
para transportar muchas toneladas de peso.
Se deduce, en consecuencia, que los aviones de carrera ganan en velocidad, a igual potencia, a
costa de la incapacidad para el transporte de carga, si la superficie alar es reducida.
ACCION DE LOS CONTROLES. 1) Al empujar hacia delante el pedal izquierdo del comando
del timón de dirección, el avión gira hacia la izquierda; empujando el pedal derecho la
rotación del avión es hacia la derecha. Estas rotaciones son alrededor del eje vertical. 2) El
movimiento hacia delante de la palanca del comando de profundidad hace bajar los timones
de profundidad, produciendo una inclinación de la nariz del avión. Inversamente, al tirar de
la palanca hacia atrás, los timones de profundidad suben y el avión levanta la nariz. Este
movimiento se efectúa alrededor del eje lateral. 3) El movimiento hacia la izquierda de la
palanca comando de alerones, hace bajar el alerón derecho y subir el izquierdo, inclinando el
avión hacia la izquierda. Igualmente, llevando la palanca hacia la derecha el avión se inclina
hacia la derecha. Estos movimientos se realizan alrededor del eje longitudinal
