Estabilidad perfecta en un avión

La última vez vimos los fundamentos de la estabilidad y qué comportamientos estables se consideran deseables. Siguiendo con el tema de la estabilidad, esta vez analizaremos los métodos utilizados para lograr la estabilidad longitudinal:

Probablemente la forma más sencilla de visualizar la estabilidad longitudinal sea imaginar la aeronave como un balancín con su punto de apoyo en el centro de gravedad. Sobre este balancín actúan todas las fuerzas aerodinámicas e inerciales a las que está expuesta la aeronave. Cuando una aeronave vuela con su ángulo de ataque (AOA) de trimado, las fuerzas combinadas que actúan sobre ella se encuentran en equilibrio, es decir, se anulan entre sí, lo que provoca que el balancín se equilibre. Este equilibrio es un buen punto de partida, pero para lograr la estabilidad existe un requisito adicional: si la aeronave se desvía de su AOA de trimado, debe generarse una fuerza que actúe para devolverla a su posición de trimado. Existen diversas maneras de lograr esto, pero para los aviones convencionales la solución consiste en instalar un estabilizador horizontal que vuela con un ángulo de ataque menor que el del ala principal; esta característica se denomina «décalage» o «diedro longitudinal» (según la región).

Estabilidad 2 Fig. 1a Figura 1a – Estabilidad longitudinal en un avión convencional con estabilizador horizontal (clic para ampliar)

Veamos cómo funciona, comenzando con la Figura 1a, que muestra una aeronave con décalage volando en condiciones de trimado: El perfil alar principal tiene curvatura, lo que genera un momento de cabeceo hacia abajo y una fuerza de sustentación, que actúa en el centro aerodinámico del ala (CA). En este ejemplo, estas fuerzas aerodinámicas se equilibran con el peso de la aeronave, que actúa a través del centro de gravedad (CdG) y que, en este caso particular, se encuentra a la distancia exacta detrás del centro aerodinámico del ala para equilibrar la aeronave (¡qué conveniente!). En este caso, el estabilizador horizontal no interviene, y al ser un perfil alar simétrico (es decir, sin curvatura) volando con un ángulo de ataque de cero grados, no genera sustentación.

La situación descrita es una idealización, ya que el estabilizador no genera sustentación y, por lo tanto, no produce resistencia de compensación. Sin embargo, si el centro de gravedad se desplazara, la aeronave aún podría trimarse, pero el estabilizador tendría que empezar a generar sustentación. Para simplificar el ejemplo, he omitido que el estabilizador vuela en la corriente descendente del ala principal (lo que reduce su ángulo de ataque y, por ende, su eficacia). En la práctica, este efecto reduce la estabilización del estabilizador; sin embargo, no altera el principio básico de estabilidad, por lo que lo ignoro aquí para facilitar la explicación.

Sin embargo, esto no altera el principio básico de estabilidad, así que lo ignoraré aquí para simplificar la explicación.

Tenemos una aeronave que vuela en equilibrio, pero esto no significa que posea estabilidad positiva. A continuación, examinaremos la Figura 1b y veremos qué sucede si volamos a través de una corriente ascendente:

Estabilidad 2 Fig. 1b

Figura 1b – Estabilidad longitudinal en respuesta a una corriente ascendente

Todas las aeronaves tienen masa y, por lo tanto, inercia, lo que significa que no cambian instantáneamente de dirección ni de velocidad en respuesta a una ráfaga (una de las razones por las que las aeronaves pesadas se comportan mejor en condiciones de turbulencia). Por lo tanto, desde la perspectiva de un avión, una corriente ascendente repentina se experimenta inicialmente solo como un cambio en la dirección del viento aparente, lo que produce un aumento en el ángulo de ataque (AOA) tanto en el ala como en la cola (mostrado como Δα en el diagrama). Este aumento del AOA tiene dos efectos inmediatos:

El ala principal produce una mayor fuerza de sustentación debido al aumento del centro de gravedad (CL) en respuesta al aumento del AOA.

El estabilizador horizontal también presenta ahora cierto ángulo de ataque y comienza a generar sustentación.

Si retomamos la situación de equilibrio: el ala principal tiene una mayor superficie y, por lo general, una relación de aspecto mayor que el estabilizador, por lo que su fuerza de sustentación habrá aumentado más que la del estabilizador. Sin embargo, la distancia entre el centro aerodinámico del ala y el centro de gravedad es muy corta, por lo que el momento de cabeceo adicional hacia arriba es mínimo. En comparación, la fuerza de sustentación del estabilizador es pequeña en relación con el aumento de la sustentación del ala, pero el estabilizador tiene un brazo de palanca mucho mayor hasta el centro de gravedad, generando así un momento de cabeceo considerable hacia abajo.

«¿Pero qué ocurre con el momento de cabeceo del ala principal debido a la curvatura?», dirán ustedes. «¡Seguro que eso también habrá cambiado!».

Pues bien, dado que la velocidad de la aeronave aún no ha variado, el momento de cabeceo del ala principal respecto a su centro aerodinámico tampoco habrá cambiado. Esto puede parecer contraintuitivo para muchos, pero es consecuencia directa de medir el momento de cabeceo del ala en el centro aerodinámico, donde, por definición, es independiente del ángulo de ataque (AOA). Precisamente por eso, el centro aerodinámico es un concepto tan útil.

Como resultado, obtenemos un momento de cabeceo neto hacia abajo que alinea la aeronave con el viento aparente… ¡es decir, estabilidad longitudinal positiva!

En resumen, lo que sucede a continuación es que el avión, en su conjunto, acelera hacia arriba (tanto el ala como la cola generan más sustentación, pero el peso no ha cambiado), y el morro cabecea hacia abajo debido al momento de cabeceo desequilibrado. Ambas acciones hacen que el viento aparente vuelva al ángulo de ataque de trimado, momento en el que el avión recupera el equilibrio.

Es importante señalar que esta descripción es una simplificación. En una aeronave real, el flujo descendente del motor, los efectos de la hélice y la aerodinámica del fuselaje, las superficies de control y los flaps influyen en la estabilidad general, por lo que deben considerarse. Esto supone un desafío de diseño complejo, e incluso tras exhaustivas pruebas en túnel de viento y modelado informático, los vuelos de prueba de nuevos diseños suelen revelar comportamientos de estabilidad inesperados, sobre todo en los extremos del rango de vuelo. Estos problemas deben corregirse… pero ese es tema para otro momento.

¿Sientes inestabilidad?

¡Esperemos que tu respuesta a la pregunta anterior sea un rotundo «No»!, especialmente si estás en un avión. La estabilidad positiva es una característica deseable en prácticamente cualquier diseño de aeronave y un requisito de certificación en muchas categorías, incluidas las aeronaves ligeras deportivas (LSA). En aire tranquilo, permite que un avión vuele con las manos libres durante un breve periodo, lo cual resulta útil si necesitas volver a doblar una carta náutica o recuperar un lápiz que se te ha caído. En aire turbulento, ayuda a minimizar la sensación de estar luchando contra un animal salvaje. Sin embargo, todo en exceso es malo, y una estabilidad excesiva puede hacer que el vuelo sea incómodo, ya que la aeronave intentará corregir bruscamente su rumbo y ángulo de ataque con cada ráfaga.

Un avión que carece de estabilidad positiva no es necesariamente imposible de volar, pero requerirá mucho esfuerzo y una vigilancia constante para evitar que cualquier pequeña desviación de la trayectoria de vuelo deseada se convierta en una pérdida total de control. Sin embargo, la estabilidad reducida tiene sus ventajas: los aviones diseñados para acrobacias aéreas a veces presentan una estabilidad marginal o incluso neutra, y los modernos aviones de combate logran su extrema agilidad incorporando deliberadamente una estabilidad aerodinámica negativa, la cual se controla únicamente mediante sistemas de control electrónico (fly-by-wire) y sistemas de control computarizados que ocultan esta falta de estabilidad al piloto.

¿Qué es la estabilidad?

La tecnología de vanguardia es muy atractiva, pero la mayoría de nosotros preferimos el control por cable al control electrónico (fly-by-wire), así que volvamos a lo básico: ¿qué es la estabilidad y cómo afecta al manejo de un avión? En el contexto aeronáutico, la estabilidad se divide en dos tipos: «estabilidad estática» y «estabilidad dinámica». El término «estabilidad estática» es un tanto engañoso, ya que no implica que el avión esté completamente quieto, sino que se refiere a la respuesta inmediata de la aeronave ante una perturbación. Si se tira de la palanca de control, elevando ligeramente el morro, y luego se suelta rápidamente, el avión volverá a bajar el morro automáticamente. Esto es la estabilidad estática positiva en acción, que devuelve al avión a su ángulo de ataque de trimado.

La estabilidad dinámica, por otro lado, se refiere a lo que sucede a continuación, es decir, la respuesta del avión durante un período de tiempo más prolongado. Si se mantiene la actitud de morro arriba durante un tiempo mayor, permitiendo que disminuya la velocidad, al soltar la palanca se producirá el mismo movimiento inicial de morro abajo. Sin embargo, siempre que la potencia y el ajuste del trimado permanezcan constantes, el avión acelerará e intentará recuperar su velocidad original. En la mayoría de las aeronaves, esta respuesta resultará en una sobreoscilación de la velocidad de referencia, lo que provocará que el avión vuelva a cabecear hacia arriba. Si la aeronave tiene estabilidad dinámica positiva, este ciclo se repetirá con divergencias de velocidad progresivamente menores hasta que finalmente se alcance el equilibrio en la velocidad de referencia. La Figura 1 ilustra esto y el impacto que los diferentes tipos de estabilidad de cabeceo tendrán en el comportamiento de una aeronave tras la maniobra de ascenso descrita.

Figura 1: Estabilidad (Gráfico de estabilidad)

Figura 1: Diferentes respuestas de estabilidad ante una perturbación inicial.

Además de los dos tipos de estabilidad descritos anteriormente, la estabilidad de una aeronave se divide convencionalmente en tres planos de rotación: longitudinal (cabeceo), lateral (alabeo) y direccional (guiñada). Esto puede resultar confuso para quienes no están familiarizados con el tema, ya que la rotación en el plano longitudinal se produce alrededor de un eje lateral y viceversa. Por suerte, ¡la estabilidad direccional es evidente!

Figura 2: Ejes de estabilidad

Figura 2: La estabilidad se divide en tres planos: longitudinal, lateral y direccional.

Como pilotos, solemos dar por sentada la estabilidad longitudinal, ajustando el trimado decenas o incluso cientos de veces durante el vuelo y luego dejando que el avión mantenga obedientemente el ángulo de ataque seleccionado sin pensarlo dos veces. Pero pensemos por un momento en lo extraordinaria que es la capacidad de trimar a un ángulo de ataque específico. Después de todo, ¿cuántos objetos, al ser liberados a gran altura, no solo no caen en picado inmediatamente, sino que salen disparados lateralmente a más de diez veces su velocidad de descenso vertical? Desde cualquier punto de vista, ¡eso es bastante inusual!

Compárese lo anterior con la estabilidad direccional, una cualidad mucho más intuitiva que, básicamente, consiste en «apuntar en la dirección en la que uno se mueve». Se le puede añadir una cola a casi cualquier cosa y será direccionalmente estable; basta con que el centro de gravedad esté separado del centro de sustentación, y el efecto veleta alineará naturalmente el objeto con el viento predominante. Las bombas y las flechas son dos ejemplos claros de formas direccionalmente estables. A pesar de sus diferencias, podría argumentarse que la estabilidad direccional y la longitudinal operan según los mismos principios; simplemente, la estabilidad direccional está inherentemente ajustada para proporcionar un ángulo de ataque cero.

La estabilidad lateral es muy diferente a las otras dos. En el caso de aeronaves de ala alta…

El efecto péndulo, derivado de tener el centro de gravedad situado debajo del ala, proporciona de forma natural cierto grado de estabilidad lateral, pero en las aeronaves de ala baja, la estabilidad de alabeo debe generarse aerodinámicamente. Afortunadamente, la gravedad también contribuye, provocando que un avión inclinado derrape lateralmente, lo que permite que el diedro del ala cree un momento adrizante (más sobre esto la próxima vez).

Encontrar el equilibrio perfecto

La mayoría de los aviones son muy estables en cabeceo y bastante estables en guiñada, pero la estabilidad lateral suele ser mucho menor. Esto se debe principalmente a la interacción entre alabeo y guiñada, denominada «acoplamiento transversal lateral-direccional», que obliga al diseñador a buscar un equilibrio entre estabilidad y maniobrabilidad para lograr un manejo aceptable:

Las aeronaves con poca estabilidad direccional pero buena estabilidad lateral poseen inherentemente una buena «estabilidad espiral», lo que significa que son resistentes a entrar en picado en espiral por falta de atención del piloto. Sin embargo, esta configuración es propensa a producir «balanceo holandés» (un movimiento de serpenteo mal amortiguado donde el avión alterna continuamente entre guiñada y alabeo, haciendo que el morro describa una trayectoria en forma de ocho lateral). Una excesiva estabilidad de alabeo también resulta en un avión difícil de maniobrar, una característica poco apreciada por los pilotos. Por otro lado, un avión con buena estabilidad direccional pero poca estabilidad lateral se sentirá más ágil y será resistente al balanceo lateral, pero presentará una leve inestabilidad espiral que hará que se incline gradualmente y entre en picado en espiral si no se controla. Lograr un equilibrio entre estas dos configuraciones es un desafío, y los diseñadores suelen optar por la segunda, minimizando el balanceo lateral y confiando en que el piloto controle la leve inestabilidad espiral (que suele ser tan lenta que se maneja de forma subconsciente).

Tras haber cubierto los conceptos básicos de qué es la estabilidad y sus efectos, la próxima vez profundizaré un poco más y analizaré cómo se diseña un avión para proporcionar la estabilidad positiva necesaria, además de por qué el peso y el equilibrio son tan importantes.



Todo en un Flap

Hay mucho que decir sobre aterrizar a la menor velocidad posible, especialmente si el aterrizaje resulta ser una llegada inesperada a un prado (o peor), debido a una falla del motor en un momento inoportuno. Al aterrizar, se disipa energía cinética no deseada que, como se aprende en las clases de física, es proporcional al cuadrado de la velocidad; por lo tanto, un aterrizaje a 45 nudos tendrá la mitad de energía que uno a 64 nudos. Esto es crucial en caso de un aterrizaje forzoso; ir más despacio siempre será mejor, razón por la cual los ultraligeros tienen una velocidad máxima de pérdida limitada a 45 nudos.

Por supuesto, un requisito previo para una baja velocidad de aterrizaje es una baja velocidad de pérdida, y habiendo leído mis artículos anteriores (¿los leyeron, verdad?), sabrán que una baja velocidad de pérdida requiere una gran superficie alar o un perfil alar capaz de generar mucha sustentación (es decir, uno con un CLmax elevado). Pero no hay soluciones mágicas, y las alas grandes con mucha curvatura implican mayor resistencia y una reducción de la velocidad de crucero. Para obtener lo mejor de ambos mundos, necesitamos alas que puedan reconfigurarse, lo que requerirá algún tipo de dispositivo hipersustentador.

Los dispositivos hipersustentadores se presentan en diversas variantes: flaps, ranuras, slats, etc. Todos ellos logran su objetivo mediante uno o más de los siguientes mecanismos: aumentando la superficie alar; modificando la curvatura del ala; o aumentando el ángulo de ataque de pérdida.

Aumentar la superficie alar es la solución obvia, pero no es la forma más eficiente en cuanto a peso para generar sustentación adicional, especialmente si se compara con la alternativa de aumentar la curvatura del perfil alar. Un flap simple del 30% de la cuerda, deflectado a 45°, logrará un aumento en el Clmax local equivalente a alargar la cuerda del ala en un 50%. Ambas técnicas requieren mecanismos de accionamiento, pero aumentar la superficie alar exige estructura adicional y espacio para guardarla cuando está retraída. En cambio, aumentar la curvatura del ala solo requiere un mecanismo para pivotar hacia abajo parte de la superficie alar existente.

Aumentar la curvatura para generar sustentación adicional tiene algunas consecuencias: en primer lugar, aumenta la resistencia, especialmente con mayores deflexiones del flap. Esto no es necesariamente negativo, ya que reduce el rendimiento de planeo, permitiendo un ángulo de aproximación más pronunciado para superar mejor los obstáculos. En segundo lugar, añadir curvatura a la parte trasera del ala incrementa el momento de cabeceo hacia abajo. Esto es significativo, ya que contrarrestar un gran aumento del momento de cabeceo a baja velocidad puede ser crucial para dimensionar el estabilizador horizontal y, si se requieren grandes fuerzas en la cola, también para la estructura de la parte trasera del fuselaje. Reducir los grandes momentos de cabeceo aumenta la resistencia aerodinámica, lo que, sumado a los demás aumentos de resistencia ya mencionados, podría causar problemas a los pilotos si no disponen de suficiente potencia de reserva y se encuentran en la zona de baja potencia. Por último, extender los flaps modifica el ángulo de incidencia efectivo del ala con respecto al fuselaje, lo que permite realizar la aproximación y el aterrizaje con el fuselaje ligeramente inclinado hacia abajo. En algunas aeronaves, esto puede mejorar significativamente la visibilidad de la pista para el piloto.

Tipos de flaps

Veamos las opciones de flaps. Primero, tenemos el flap simple: simplemente se gira la parte trasera del ala hacia abajo. Es una solución sencilla, pero su eficacia se ve limitada por la tendencia del flujo de aire a separarse en el brusco cambio de dirección que se produce en la superficie superior del ala al desplegarse los flaps. Los flaps divididos evitan este problema al dejar la superficie superior inalterada y solo deformar la inferior, lo que proporciona una ligera mejora en la sustentación, pero a costa de un mayor momento de cabeceo y una mayor resistencia. Los flaps Zap son similares en concepto a los flaps divididos, pero el mecanismo de extensión mueve el flap hacia atrás al girar, lo que aumenta la superficie alar y, por consiguiente, la curvatura:

Flaps - Fig. 1

En los diseños más recientes, tanto los flaps simples como los divididos han caído en desuso, siendo los flaps ranurados la opción más popular. La ventaja de una ranura es que el aire se acelera a través de ella, de forma similar a una tobera, lo que favorece que el flujo de aire se mantenga adherido, retrasando la entrada en pérdida y mejorando el rendimiento. Los flaps Junkers son similares en principio a los flaps ranurados, pero no se retraen; simplemente se alinean con el flujo de aire cuando están "retraídos" para minimizar la resistencia. Colocar el punto de pivote de un flap ranurado debajo del ala provoca que la extensión del flap no solo altere la curvatura, sino que también aumente la superficie alar, proporcionando una ventaja adicional. Los grandes aviones de transporte suelen llevar este enfoque un paso más allá al incorporar múltiples flaps Fowler ranurados. Estos se extienden hacia atrás, aumentando la superficie alar y la curvatura, lo que permite grandes incrementos de sustentación, pero a costa de mayores momentos de cabeceo y una complejidad mucho mayor.

Flaps - Fig. 2

En aviones más pequeños, la función del flap y del alerón a veces se combina en una única superficie de control en cada ala llamada "flaperón". Los flapperones funcionan de forma independiente para el control de alabeo, pero también pueden desplegarse conjuntamente para actuar como flaps. Este enfoque simplifica la construcción del ala y permite una mayor superficie de flap/alerón, pero requiere un mezclador mecánico para combinar los controles de flap y alerón, lo que obviamente complica el sistema de control.

Los dispositivos de borde de fuga no son la única opción para aumentar la sustentación; las ranuras, los slats y los deflectores de borde de ataque siguen siendo comunes, especialmente si se requiere un rendimiento STOL. Los slats se extienden desde el borde de ataque, abriendo una ranura que guía y acelera el flujo de aire a través de ella, permitiendo que el ala alcance un mayor ángulo de ataque antes de entrar en pérdida. Las ranuras funcionan de forma idéntica a los slats, pero son fijas; dependen únicamente de su geometría para limitar el flujo de aire a través de la ranura a ángulos de ataque bajos y, por lo tanto, evitar una resistencia excesiva a altas velocidades.

Flaps - Fig. 3

Si bien no son comunes en ultraligeros, los aviones comerciales suelen equiparse con flaps Krueger o deflectores de borde de ataque. Ambos aumentan la curvatura del ala, y los flaps Krueger también proporcionan superficie alar adicional. Debido a que afectan al borde de ataque del ala, estos dispositivos a menudo se combinan con flaps ranurados para ayudar a equilibrar los grandes momentos de cabeceo que se generan al extender los flaps.

Para quienes buscan innovación, se ha investigado considerablemente el «control activo de la capa límite»: inyectar o aspirar aire a través de aberturas en la superficie superior del ala para dinamizar el flujo de aire o aspirar la parte menos dinámica de la capa límite hacia el ala. Si bien esta investigación es interesante, excede el alcance de esta discusión, ¡y no creo que la veamos en un ultraligero común en un futuro próximo!

Consideraciones de diseño

Los flaps deben ser lo suficientemente grandes para funcionar eficazmente a bajas velocidades, pero, como consecuencia, también pueden generar grandes momentos de cabeceo y cargas estructurales si se despliegan a velocidades más altas. El aumento de peso que implica diseñar la estructura y el sistema de flaps de una aeronave capaces de soportar el despliegue a alta velocidad es prohibitivo, por lo que se establece un límite de velocidad para el despliegue de los flaps en lugar de reforzar la estructura.

Una consideración secundaria importante para cualquier sistema de flaps es que siempre debe operar ambos flaps de forma simétrica, incluso tras el fallo de un componente. El despliegue asimétrico de los flaps puede generar enormes momentos de alabeo, mucho mayores de los que los alerones pueden contrarrestar, lo que prácticamente garantiza un accidente.

En definitiva, la instalación de flaps requiere una estructura adicional para distribuir las cargas generadas, además del peso de los mecanismos de accionamiento, motores, etc., y la mayor complejidad del sistema de control e indicación; todo ello añade posibles puntos de fallo. En resumen, para una aeronave lenta, ligera y con alta resistencia aerodinámica, el mejor diseño de flaps probablemente sea prescindir de ellos.

Flaps - Fig. 2 - ProjExFlapDown

Fig. 2: La versión actual de mi diseño «Proyecto Ex» cuenta con flaps ranurados que deberían proporcionar una velocidad de pérdida estimada de 42 nudos con una carga máxima al despegue (MTOW) de 600 kg.

Publicado el