Dinamica De V

2) Deflexión necesaria para maniobra: punto de maniobra comando fijo.
Control aerodinámico de la aeronave.
El control aerodinámico consiste en producir pequeñas perturbaciones
aerodinámicas controladas. Al accionar los mandos se desestabiliza la aeronave y se
hace cambiar su actitud. Al cambio de actitud le sigue un cambio de las fuerzas
aerodinámicas y de la trayectoria.
El control aerodinámicose ejerce principalmente mediante tres superficies de control.
 Los alerones (ailerons) controlan el balance Φ. Una deflexión de los alerones δa
positiva (el de la izquierda δal hacia arriba, el de la derecha δar hacia abajo) genera un
momento de balance L negativo (la semi-ala izquierda baja, la semi-ala derecha sube).
La deflexión de alerones no suele ser completamente asimétrica para reducirel efecto
de la guiñada adversa. Por ello se considera
 El timón de profundidad (elevator), controla el cabeceo. Una deflexión positiva del
timón de profundidad (hacia abajo) supone un momento de cabeceo M negativo
(morro hacia abajo).
 El timón de dirección (rudder) controla la guiñada Ψ. Una deflexión del timón de
dirección δr positiva (hacia la izquierda) supone un momento de guiñada Nnegativo
(morro hacia la izquierda). Figura 1.9: Deflexiones positivas de las superficies de
control.

Figura. 2.1

3) ECUACIONES DEL MOVIMIENTO LONGITUDINAL
Movimiento Longitudinal.
Para realizar el estudio de las derivadas de estabilidad se utilizará el sistema de ejes de
estabilidad S. Se trata de un caso especial de los ejes cuerpo, en que el eje x S apunta en
la dirección de la proyección de lavelocidad en el plano de simetría de la aeronave para
la condición de vuelo estacionario de referencia. Las fuerzas que actúan sobre la
aeronave se descomponen, como es habitual, en sustentación (perpendicular a la

velocidad V ), resistencia aerodinámica D (paralela a la velocidad V ), empuje T y peso W
, tal y como se muestra en la Figura 3.1

Figura. 3.1

En estos ejes la descomposición de fuerzasresulta en:

Dividiendo estas ecuaciones por el término ρV2S/2, y asumiendo ángulos αt y αx
pequeños, se obtiene su forma adimensional:

El ángulo de empuje αT no se ve afectado por la perturbación, y si se considera
muy pequeño entonces el término cTαt se puede despreciar. Para calcular el momento
de cabeceo M es necesario contar con los puntos de aplicación de las fuerzas. La Figura
3.2representa las cuerdas medias del ala y la cola, y sus centros aerodinámicos AC.

Figura 3.2

La distancia entre diferentes elementos de interés en la Figura 3.2 se detallan
en la Figura 3.3.

Figura 3.3

Hay que tener en cuenta que la velocidad que percibe la cola se ve afectada en
su dirección debido a la estela del ala un ángulo ε, como muestra la Figura 3.4.

Figura 3.4

De la Figura 3.4 se puedenobtener las siguientes relaciones:

El momento de cabeceo adimensional se puede escribir entonces como:

Donde se ha tenido en cuenta el momento propulsivo cmt, y V̅ H es el coeficiente
de volumen del estabilizador horizontal (adimensional) que se aplica por el hecho de
que cLt se adimensionaliza St con y no con S, y que incluye el brazo de palanca
adimensional lt̅ /c:̅

4) Fuerzas y momento en elplano de simetría
Coeficientes de fuerzas
Si descomponemos la fuerza resultante en sustentación , resistencia
aerodinámica y fuerza lateral (que es la fuerza según la dirección perpendicular
al plano de simetría de la aeronave), los coeficientes de fuerzas correspondientes son:



Coeficiente de sustentación



Coeficiente de resistencia



Coeficiente de fuerza lateral

En general, lacomponente de la fuerza según un eje cualquiera del triedro de
referencia, se suele denotar por , y el coeficiente de fuerza correspondiente es
.
La fuerza
coeficiente

según una dirección

sería tratada análogamente para obtener su

Para un avión se emplea como superficie de referencia la superficie alar en planta del
mismo .

Coeficientes de momentos
Si denominamos por ,
y
los momentos de balance,...