Pregunta:
¿Cómo funciona el plano de cola de un avión?
Pranav
2013-12-27 15:28:06 UTC
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¿Cómo mantiene estable el avión de cola de un avión y evita que se vuelque? Además, ¿cómo se compara la sustentación generada por un plano de cola con la generada por el ala?

Una pregunta de los primeros días de este sitio, muchas respuestas podrían hacer con una actualización. Las referencias a tener que tener un impulso negativo deberían estar pasadas por ahora.
Cinco respuestas:
#1
+21
Ludovic C.
2013-12-27 22:51:35 UTC
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Para los diseños convencionales, la cola se compone de dos partes: la cola horizontal y la cola vertical. Desempeñan un papel en el ajuste y la maniobrabilidad de la aeronave, pero a diferentes niveles. La cola horizontal se utiliza principalmente para la estabilidad longitudinal (y el ajuste) mientras que las colas verticales se utilizan para la estabilidad lateral (y el ajuste).

Acerca de la estabilidad

Se puede hablar de estabilidad sólo después de haber definido un punto de equilibrio alrededor del cual se estudia la estabilidad. Un avión está en equilibrio si las fuerzas y los momentos que experimenta están equilibrados. Usando un modelo simple para el análisis longitudinal, se puede descomponer en tres relaciones llamadas ecuaciones de corte. Para simplificarlo, se supondrá aquí que el ángulo de ataque y el ángulo de la trayectoria de vuelo son cero. (Tenga en cuenta que se puede lograr el mismo razonamiento con valores distintos de cero, pero las ecuaciones se vuelven bastante confusas).

Equilibrio longitudinal

Estas tres ecuaciones son:

$$ L = mg $$$$ T = D $$$$ M = 0 $$

donde $ L $ es la elevación total, $ mg $ es el peso del avión, $ T $ es el empuje, $ D $ es la resistencia y $ M $ es el momento de cabeceo alrededor del centro de gravedad de la aeronave. La segunda ecuación no se estudiará más a fondo, ya que no ayuda a comprender el papel de la cola horizontal y su influencia. Al observar la siguiente imagen, se puede ver que, por lo general, el centro de gravedad y el punto donde se aplica la sustentación (llamado centro aerodinámico) no son lo mismo. Esto significa que la sustentación generada por el ala crea un momento inducido alrededor del centro de gravedad que se debe agregar al momento de cabeceo ya intrínseco debido al ala principal (generalmente un momento de cabeceo hacia abajo para superficies aerodinámicas convencionales).

Longitudinal Stability

Sabiendo eso, es posible reescribir las dos ecuaciones de interés incluyendo las contribuciones del ala principal y de la cola horizontal.

$$ W + L_t = L_w $$$$ M_0 + bL_t = aL_w $$

A partir de estas ecuaciones y de la figura, parece que la cola horizontal se utiliza para generar una sustentación que induce un momento ayudando a equilibrar el equilibrio de los momentos y así evitar que la aeronave gire sobre sí misma (cabeceo).

Inconveniente y solución

Tanto de la figura como de las ecuaciones resulta que la contribución de sustentación de la cola suele ser negativa, lo que significa que se necesita más sustentación del ala principal para mantener un recortado (o equilibrado ) aviones. Este inconveniente se puede superar mediante el uso de una configuración canard.

Estabilidad lateral

Lo mismo se puede hacer para el equilibrio lateral y la estabilidad, pero ahí está la cola vertical usado. Es simétrico para que no se induzca guiñada y si se experimenta alguna fuerza lateral, creará un momento para reducir el ángulo de deslizamiento lateral.

Comparación de la sustentación creada por la cola y la principal Ala

Para una configuración recortada, es fácil ver que la sustentación creada por el ala principal es más o menos la creada por la cola más el peso total de la aeronave, lo que da una idea de la diferencia entre las dos fuerzas.

#2
+16
Peter Kämpf
2016-08-14 04:50:35 UTC
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No hay nada realmente malo en las respuestas existentes, pero creo que realmente no profundizan en el meollo del problema. Pero en realidad no es tan complicado ...

Todo lo que se requiere para la estabilidad longitudinal estática es una sustentación menor por área en la cola horizontal que en el ala. La carga aerodinámica en la cola ayuda, porque entonces la elevación en la cola es obviamente menor que en el ala, pero no es necesaria. Lo que cuenta es que el cambio de elevación relativo en la superficie de elevación trasera debido a un cambio en el ángulo de ataque de todo el avión es mayor que el cambio de elevación relativo en la superficie de elevación delantera. El mecanismo es el mismo para configuraciones convencionales, canards o incluso alas voladoras.

Lift curve slope and trim points

Digamos que el avión vuela en el ángulo de ataque $ \ alpha_1 $ y es perturbado por una ráfaga o una entrada de control repentina, de modo que asume un ángulo de ataque más alto $ \ alpha_2 $. Debido al camber y una mayor incidencia, la curva de sustentación del ala (línea azul) se desplaza hacia arriba en relación con la de la cola (línea verde). Además, el efecto de lavado descendente y la relación de aspecto inferior reducen la pendiente de la curva de elevación de la cola en relación con la del ala.

Ahora suponga que la aeronave se recortó en el estado 1, de modo que el momento de la pequeña la elevación de la cola era igual al momento de la elevación del ala mucho mayor alrededor del centro de gravedad. En el estado 2, el cambio absoluto de sustentación ∆L en el ala es mucho menor en relación con la sustentación en el estado 1 que en la cola, de modo que el cambio de momento resultante produce un momento de inclinación hacia abajo. Lo mismo ocurre con una reducción del ángulo de ataque en el estado 2, solo que al revés.

$$ \ frac {∆L_ {Wing}} {L_ {Wing}} < \ frac {∆L_ { Tail}} {L_ {Tail}} $$

Si las relaciones de sustentación fueran iguales para el ala y la cola, el equilibrio de momentos no cambiaría entre el estado 1 y el estado 2. Pero dado que la cola experimenta un mayor cambio de sustentación relativo, sigue un cambio de momento que actúa contra el cambio en el ángulo de ataque.

Este efecto también funciona para un bulo, donde la sustentación por área en el plano de proa debe ser mayor que la sustentación por área en el ala. Para un ala volante, la sustentación por área de la parte delantera del ala debe ser mayor que la de la parte trasera del ala, y aún así es posible la estabilidad estática.

#3
+7
Lucas Kauffman
2013-12-27 15:37:00 UTC
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Un ala con un perfil aerodinámico convencional contribuye negativamente a la estabilidad longitudinal. Esto significa que cualquier perturbación (como una ráfaga) que levante el morro produce un momento de cabeceo de morro hacia arriba que tiende a elevarlo más. Con la misma perturbación, la presencia de un plano de cola produce un momento de cabeceo de nariz hacia abajo restaurador, que puede contrarrestar la inestabilidad natural del ala y hacer que la aeronave sea longitudinalmente estable (de la misma manera que una veleta siempre apunta hacia el viento). (De la página de Wikipedia sobre los planos de cola)

El plano de cola no produce ninguna elevación. Se podría decir que produce un 'Levantamiento negativo'. La razón por la que murieron muchos de los primeros aviadores es porque los planos de cola producían sustentación para ayudar al avión a volar, lo que daría lugar a una pérdida irrecuperable del plano de cola con el morro hacia arriba. La mayoría de las aeronaves modernas están diseñadas de modo que cuando el flujo de aire disminuye, el efecto / impulso producido por la superficie de la cola se reduce para evitar la condición mencionada anteriormente

De acuerdo con un libro sobre el Wright * Flyer *, los primeros aviones fueron diseñados deliberadamente para evitar que tuvieran la nariz hacia abajo en un puesto; eso significaba que las pérdidas no se podían recuperar en el aire, pero tendían a limitar la velocidad a la que los aviones golpeaban el suelo. La primera muerte aérea fue el resultado de un cable de control roto, lo que provocó que el avión se hundiera en el suelo y lo golpeara rápidamente, en lugar de detenerse y golpear el suelo lentamente.
@supercat: Las primeras muertes aéreas fueron [Pilâtre de Rozier] (https://en.wikipedia.org/wiki/Jean-François_Pilâtre_de_Rozier) y Pierre Romain. La [primera fatalidad más pesada que el aire] (https://en.wikipedia.org/wiki/Otto_Lilienthal) fue causada por un estancamiento y los Wright eligieron la configuración de canard con la creencia errónea de que esto haría precisamente este tipo de estancamiento. imposible.
según [cómo vuela, sección 6] (http://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html#sec-pitch-equilibrium), el plano de cola no produce necesariamente una "elevación negativa". Solo necesita un AoA más bajo.
@PeterKämpf: ¿Quiere decir que haría imposibles los puestos "boca abajo"? El libro sugiere que reconocieron que su diseño crearía situaciones de pérdida irrecuperables, y las pérdidas eran frecuentes, pero la primera (y creo que la única) fatalidad en un plano de Wright de ese diseño ocurrió cuando se rompió un enlace de control (lo que sería malo noticias en un plano de casi cualquier diseño que carecía de mecanismos de control redundantes).
@supercat: No, no imposibilita los puestos de "nariz hacia abajo". Lo que les impidió suceder a los Wright fue su elección del centro de gravedad: todos los primeros voladores de Wright eran estáticamente inestables y las pérdidas se producirían primero en el ala principal. Al ordenar rápidamente un momento de nariz hacia abajo con el canard sin estancar y completamente funcional, podrían recuperarse en todo momento.
@PeterKämpf: Ambos estamos de acuerdo. Creo que un canard * con las propiedades del Flyer * no ganará velocidad después de una pérdida; ¿Sería justo describir su comportamiento de pérdida como entrar en una envolvente aerodinámicamente estable cuyo rango de control es insuficiente para permitir un regreso a un vuelo sostenible? Mi intuición sugeriría que sería más difícil estabilizar un avión de cola trasera de esa manera, y que sería más probable que se inclinara tanto que luego cayera hacia atrás. ¿No sería ese el caso?
@PeterKämpf: Para ser justos, tener una configuración de canard _es_ hace un avión inestable ... _si el canard está en un ángulo de ataque más alto que el ala principal incluso en su posición máxima de morro abajo_.
#4
+2
Hash
2013-12-27 18:02:27 UTC
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Las alas (que tienen una sección transversal de perfil aerodinámico) producen sustentación (básicamente una fuerza que actúa en oposición al peso) que actúa a una distancia del centro de gravedad (C.G) por lo que la fuerza se transfiere a C.G. como una fuerza y ​​un momento (en el sentido de las agujas del reloj) que llevan al movimiento de cabeceo hacia arriba

Para equilibrar ese momento se utiliza la cola para producir sustentación (pequeña en comparación con la producida por las alas) por lo que si la transferimos a C.G. una fuerza y ​​un momento (dado que produce menos sustentación debe colocarse lejos de C.G) este momento actúa en sentido antihorario neutralizando así el momento debido a las alas ... estableciendo así la aeronave ...

#5
+1
ClickOKtoTerminate
2013-12-27 19:29:55 UTC
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El valor absoluto de la sustentación generada por el plano de cola varía y depende de la fase en la que se encuentre tu avión en ese momento:

Despegue (flaps extendidos): deriva alta
Climb (sin flaps): mayormente levantamiento (no mucho)
Crucero (sin flaps): deriva
Aterrizaje (flaps extendidos): deriva alta

Debido al consumo de combustible, el peso del avión se reduce durante el vuelo. Esto puede cambiar la posición de su centro de gravedad y esto, a su vez, afectará el valor absoluto de su elevación / deriva. Generalmente | deriva | aumenta, en otras palabras, mientras que el vuelo disminuye la sustentación del plano de cola.

Algunas palabras para la estabilidad: Basta pensar en el equilibrio de momentos.
El centro de gravedad está cerca del ala principal. La gran sustentación del ala principal está muy cerca de c.o.g., la deriva del plano de cola está bastante lejos de ella. La suma de todos los momentos es igual a cero, equilibrarán el avión si hay ráfagas, etc.



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