ESTABILIDAD Y CONTROL DE AERONAVES

ING. NELSON JOSE DIAZ GAUTIER

¿QUE VAMOS A ESTUDIAR?

• Que significa que una aeronave sea estable y controlable?

• Que es estabilidad estática y dinámica?• Que es estabilidad longitudinal y

laterodireccional?• Cuales son las condiciones necesarias?• Que es el margen de estabilidad?

CONCEPTO DE ESTABILIDAD

• FUERZAS Y MOMENTOS• FUERZAS INTERNAS • FUERZAS EXTERNAS• FUERZAS DE INERCIA• FUERZAS PERTURBADORAS• CONDICION DE EQUILIBRIO (ESTATICO Y DINAMICO)• CONCEPTO DE ESTABILIDAD

PROCEDIMIENTO GENERAL

• DETERMINAR FUERZAS ACTUANTES• REALIZAR LA CONDICION DE EQUILIBRIO• ESTUDIAR LAS VARIACIONES DE MOVIMIENTO

TIPOS DE ESTABILIDAD

• ESTABILIDAD ESTATICACon mando fijo o libreCon potencia o sin potencia

• ESTABILIDAD DINAMICAModo cicloide (Rigidez Infinita)Modo fugoide (Aeroelasticidad)

ESTABILIDAD ESTATICA LONGITUDINAL

Time

Alpha

La aeronave estaEn VRN

De pronto levanta la nariz

La tendencia inicial del vehiculoEs a bajar la nariz, EntoncesLa aeronave es estaticamente estable

Alpha

Time

La tendencia inicial de laAeronave es mantenerNariz arribaLa aeronave es estatica-Mente inestable.

Puede una aeronave ser estaticamente inestable y dinamicamente estable

Longitudinal Stability

3

3.5

4

4.5

5

5.5

6

0 5 10 15 20 25 30 35

Time, in seconds

Alp

ha

, in

de

gre

es

Initial tendency may be to pitch the nose upStatically unstable.

Over a long period,vehicle recovers.Dynamicallystable.

Puede una aeronave ser estaticamente estable y dinamicamente inestable

Longitudinal Stability

-20

0

20

40

0 10 20 30 40

Time, seconds

Alp

ha

,D

eg

ree

s

FUERZAS SOBRE LA AERONAVE

• FUERZAS SOBRE SUPERFICIESSustentacion, Resistencia, Peso y Tracción o Empuje.

• SUPERFICIES DE LAS AERONAVESAla, Estabilizador Horizontal, Estabilizador Vertical y Fuselaje.

MOVIMIENTOS DE LA AERONAVE

• LONGITUDINAL (Cabeceo-Pich)• LATERAL (Balanceo-Roll)• DIRECCIONAL (Guiñada-Yaw)

ESTABILIDAD ESTATICA

ESTABLE

INESTABLE

INDIFERENTE

ESTABILIDAD ESTATICA LONGITUDINAL CON MANDO FIJO Y SIN POTENCIA

L

V

α iwD ε Vt

αtit

LtDt

Ma

Mat

CGXa Lt

Maf Zaht

FUERZAS NORMALES A TIERRA(N) Y FUERZAS PARALELAS A TIERRA (C)

FUERZAS EN EL ALA

FUERZAS EN LA COLA

ADIMENSIONALIZACION DE LAS ECUACIONES DEL ALA

ADIMENCIONALIZACION DE LAS ECUACIONES DE LA COLA

ECUACION DE MOMENTO

Nw

Dw

Nt

Ct

Macw

Mact

CGXa Lt

Maf Zaht

ADIMENSIONALIZACION DE LA ECUACION DE MOMENTO

HIPOTESIS DE CALCULO•CCt<<<<CNt• Utilizando un perfil simetrico en el estabilizador horizontal Cmact=0

COEFICIENTE DE VOLUMEN Y RENDIMIENTO AERODINAMICO DEL ESTABILIZADOR HORIZONTAL

COEFICIENTE DE VOLUMEN RENDIMIENTO

DERIVACION DE LA ECUACION DE MOMENTO RESPECTO DEL COEFICIENTE DE SUSTENTACION DEL

ALA

SIMPLIFICACION DE LAS ECUACIONES DE FUERZA ADIMENSIONAL

ALA

COLA

SIMPLIFICACION DE LAS ECUACIONES DE FUERZA ADIMENSIONAL

HIPOTESIS•it, αt,αw y α son angulos en radianes muy pequeños.•D/L<<<<<<1

SIMPLIFICACION DE LAS ECUACIONES DE FUERZA ADIMENSIONAL

HIPOTESIS•it, αt,αw y α son angulos en radianes muy pequeños.•D/L<<<<<<1

SIMPLIFICACION DE LA ECUACION DE MOMENTO DERIVADA

DETERMINACION DE dCNt/dCL

DERIVACION DE CLt vs α

ECUACION FINAL

PUNTO NEUTRO

Es aquella posicion en la que se ubicaria el centro de gravedad con la cual la aeronave es estáticamente indiferente.

0

No

MARGEN DE ESTABILIDAD ESTATICA LONGITUDINAL CON MANDO FIJO Y SIN

POTENCIATambien llamado coeficiente de estabilidad estatica longitudinal con mando fijo y sin potencia (dCm/dCl): Es el porcentaje en el que el centro de gravedad se puede mover con respecto a la cuerda media aerodinamica en el que el centro de gravedad se puede mover a partir del punto Neutro sin alterar la estabilidad de la aeronave. (CACULO DE COMB)

CALCULO DEL MARGEN DE ESTABILIDAD

• Se determina la posición del centro de gravedad de la aeronave en MTOW (Xcg max).

• Se determina la posicion del punto neutro. (No)

• Se calcula el (dCm/dCl).NOTA: El Xcg min debe estar dentro del margen

de estabilidad

CALCULO DEL Xcg max

• Ecuación de momento respecto de un punto cualquiera de la aeronave es igual a cero (0)

CALCULO DE No

dCmaf/dCL

CLαt

dε/dα