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Aditamentos de gransustentacion

ADITAMENTOS DE GRANSUSTENTACION
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INTRODUCCIÓN
En la actualidad de requerimientos de mayor velocidad traen como consecuencia serias limitaciones en operaciones de baja velocidad.
En el diseño de un perfil para alta velocidad es inefectivo a baja velocidad. Este tipo de ala, además de por diseño ser en un avión mas pesado tras como consecuencia una alta velocidad de stall (mínima velocidad de aterrizaje es alta), lo cual es una velocidad inaceptable de aterrizaje. Como solución a este problema el diseñador de l avión debe recurrir a los aditamentos para dar una gran sustentación.
El nombre lo define por si mismo. Un aditamento de gran sustentación no se usa para incrementar sustentación pero si para tener la fuerza de sustentación abajas velocidades.



Por ejemplo, un avión volando a 180 nudos, desarrollara 20,000 libras de sustentación. En la fase de aterrizaje este todavía requerirá las 20,000 libras de sustentación, solo que ahora volara el avión a 100 nudos. Los aditamentos de gran sustentación se usaran para proporcionar los 20,000 lbs. De sustentación necesaria a 100 nudos.
Ya que la velocidad de aproximación para aterrizaje esta en función a la velocidad de stall el aditamento de gran sustentación puede bajar la velocidad del avión tanto para aterrizaje y de despegue.
Entonces, menores velocidades en que un avión puede volar, depende del valor máximo de sustentación; y si este valor puede incrementarse entonces la velocidad de stall puede ser disminuida o mayor peso pueden ser soportados con la misma velocidad de stall. A cualquier régimen todos los aditamentos de gran sustentación incrementaran los valores del coeficiente de sustentación máxima.
Existen dos formas con las cuales el valor del coeficiente de sustentación máxima puede ser incrementado:

1.- Incrementando la curvatura del perfil
2.- Retardando la separación de los limites de las capas de aire

El primero de estos, incrementando la curvatura del perfil, es el estado mas comúnmente usado; a mayor curvatura de las alas tienen una mayor diferencia de velocidad entre la parte superior e inferior de la superficie del ala. Esta mayor velocidad diferencial genera una mayor presión diferencial a loa ancho del ala. Y se ha definidoanteriormente que la diferencia de presión viene siendo el calor del coeficiente de sustentación para un ángulo de ataque dado, de esta forma mediante un incremento en la curvatura de perfil la sustentación también será incrementada.



El segundo retardando la separación de los limites de las capas de aire, mediante la succión a través de superficies porosas en la parte superior y posterior del ala, es un medio efectivo para impedir la separación de la corriente, retardándola y aumentando la sustentación máxima de un ala.
La superficie porosa permite pasar aire a elevada velocidad y baja caída de presión. Su aplicación es especialmente indicada para mejorar las características de alas finas en aviones de grandes velocidades.
El movimiento de la corriente puede acelerarse eyectando aire a gran velocidad a través de ranuras o superficies porosas cerca del borde de salida del ala, o por

Succión a través de zonas porosas. Ambos métodos tienen por objeto demorar la perdida de sustentación.
Con la succión de la corriente de aire que pasa sobre el dorso del ala dentro del mismo, se mantiene su carácter laminar es menos espesa que la turbulenta produce detrás del ala una estela de remolinos menos ancha, la que produce una resistencia menor. De esta manera se necesita menos energía para vencer la resistencia al avance, y se gasta menos combustible para mantener una velocidad determinada. El aire succionado se acelera de nuevo y su descarga a la velocidad de vuelo y en algunos casos a unavelocidad superior.

ALETAS HIPERSUSTENTADORAS O FLAPS

El método usual de incremento de curvatura, es a través del uso del flaps en el borde de salida, también llamadas aletas de hipersustentación.
Estas aletas ya se usaron en el año de 1914, pero recién en 1930 adquirieron una importancia práctica y se emplearon con mayor frecuencia. Hoy en día un avión sin aletas hipersustentadoras u otro dispositivo que aumenta la sustentación en el aterrizaje, no es concebible.
A medida que el peso de los aviones fue en aumento como así también la carga alar debido a la reducción de las superficies del ala, se presentaron dificultades serias. Los ángulos de planeo disminuyeron y las velocidades en el decolaje y aterrizaje aumentaron siempre más. Un aumento de velocidad en el decolaje conducía a pistas largas o a potencias de motor elevados. El aterrizaje siempre debe efectuarse a una velocidad prudencial para que ofrezca la mayor seguridad. Mantener la superficie alar racional e impedir una gran resistencia al avance conducía a un aumento de la relación peso-superficie y con ello a una mayor velocidad, tanto en el aire como en el aterrizaje y decolaje.
Perfiles de ala más finos y alas en flecha que requieran grandes velocidades, son incompatibles con la necesidad de baja velocidad para el aterrizaje. En los perfiles delgados, los coeficientes de máxima sustentación se redujeron.
Una disminución de la velocidad de aterrizaje sin comprometer la velocidad de vuelo es, desde hace años, unproblema latente en la aviación. La limitación de la máxima sustentación de las alas, la forma de los perfiles sumados a al reducción de la superficie alar hacen al avión moderno tan veloz, que su aterrizaje seria imposible realizar sin correr grandes riesgos.
Estas razones exigen un desarrollo máximo de los dispositivos y sistemas para aumentar la sustentación al disminuir la velocidad, como es el caso del aterrizaje. Es conveniente también disponer de un aumento de sustentación en el decolaje y en la primera etapa de la subida, pero siempre que este aumento no este acompañado de una resistencia notable.
Los flaps son un tipo comúnmente usado como sistema de gran sustentación y ellos tienen un número de ventajas y desventajas.
El flap en el borde de salida incrementara la curvatura del ala, y por lo tanto el valor del coeficiente de sustentación máxima.



Pero al tener este efecto, la fuerza de sustentación se moverá hacia el borde de salida del ala, lo cual originara un ángulo negativo o sea nariz abajo, momento de ángulo. Este momento limitara el uso del flap a un avión el cual no tenga estabilizador horizontal y elevador.
El F-6 que no tiene cola horizontal no usara este tipo de aditamento.
Cuando se extiende el flap del borde de salida es incrementado el ángulo de incidencia, por que la línea de cuerda del perfil cambia y resultara con este una ventaja de mayor visibilidad del piloto hacia delante durante los aterrizajes y decolajes.
Los flaps también aumentaranla resistencia en el avión, la cual es usado en aterrizajes, permitiendo al avión hacer aproximaciones sin necesidad de variar la velocidad; pero el factor resistencia no es deseado en el despegue, la mayoría de los aviones que cuentan con un flap en el borde de salida, usan solamente un desplazamiento parcial del flap durante el decolaje, con esto se conseguirá un beneficio al incrementar la sustentación sin un gran incremento en la resistencia.



TIPOS DE FLAPS:
Existen varios tipos de flaps, las más usadas o conocidas tenemos:

1.- FLAP DE SEPARACIÓN PLANA:

Los tipos mas simples son: flap plano y flap de separación o apertura.
Ambos tipos aumentan la curvatura del perfil, pero el tipo de flap de apertura o separación, no produce un momento de ángulo negativo tan grande como el tipo de flap plano.
El flap de separación también creara una mayor resistencia por la baja presión causada por el área de turbulencia entre la superficie del ala o la altura del borde de salida y el flap de borde de salida.


2.- FLAP DE EXTENSION:

Utilizado en aviones grandes que deben tener grandes cargos del ala y realizar gran sustentación, especialmente para campos cortos.
Este tipo de flaps, se mueven hacia atrás y también hacia abajo incrementando la sustentación máxima debido al incremento del área del ala.

3.- FLAPS RANURADOS:
La mayoría de los Flaps pueden ser ranurados para aumentar su eficiencia, es decir usando el control de capas limites con cambio en lacurvatura. Usando estos dos efectos, el coeficiente de sustentación es a sumar.


EJES DE ROTACIÓN O GIRO

INTRODUCCIÓN:
Fácil es cambiar la dirección de un automóvil. Cuando el carro comienza a moverse y llega a una curva se ejerce una pequeña presión en el volante y el carro de la vuelta a esa curva. Lo que se hizo es virar las ruedas delanteras y el automóvil hizo un movimiento de plano lateral.
En contraste con el plano único del automóvil, un avión puede también ir hacia arriba o hacia abajo.
El piloto dirige los movimientos del avión alrededor de tres ejes, moviendo una o más superficies básicas de control, que pueden ser actuadas mecánicamente o hidráulicamente. Estas superficies básicas de control la estudiaremos.

DEFINICIÓN:
Ejes de rotación o giros vienen a ser los ejes de movimientos de una aeronave.
Esto es, los ejes de un avión comprenden de tres líneas fijas de referencia que son:

1.- Eje longitudinal
2.- Eje lateral o transversal
3.- Eje vertical

El avión al rotar con referencia a estos tres ejes, le da seis tipos de movimiento.

1.- Giro nariz arriba
2.- Giro nariz abajo
3.- Giro a la izquierda
4.- Giro a la derecha
5.- Volar hacia la izquierda
6.- Volar hacia la derecha


En resumen debido a estas tres libertades de movimiento el avión puede realizar diferentes tipos de maniobras tales como giro vertical, giro horizontal o la combinación de estos dos.



EXPLICACIÓN DE LOS EJES:

1.- EJE LONGITUDINAL:
Es aquel eje queatraviesa el centro exacto de un avión, o es la línea imaginaria que se extiende desde la nariz del avión (proa) a la cola (popa)
El avión a través de este eje realiza el movimiento de banqueo. A este movimiento es también llamado balanceo o inclinación de las alas (ROLL).
Otra denominación es la conocida como tonel. Este movimiento lo realizan los alerones que son superficies móviles de control que efectúan el levantamiento de un ala más que la otra.








2.- EJE LATERAL O TRANSVERSAL:

Es aquel eje que atraviesa el centro exacto de un avión, en el mismo plano y en ángulo recto con el eje longitudinal, o es la línea imaginaria que se extiende lateralmente por las alas y el fuselaje (cuerpo del avión), desde la punta del ala de babor, hasta la punta del ala de estribor. El avión a través de este eje realiza su movimiento de cabeceo.
El movimiento alrededor de este eje es también llamado inclinación longitudinal (PITCH).
Este movimiento lo efectúan los elevadores o timón de profundidad que realiza el ascenso o descenso de la nariz del avión.

3.- EJE VERTICAL:
Es aquel eje que atraviesa el centro exacto de un avión perpendicularmente con los ejes longitudinal y lateral, o es la línea imaginaria que se extiende verticalmente pasando por el fuselaje o cuerpo del avión.
El avión a través de este eje efectúa su movimiento de giro o guiñada.
El movimiento alrededor de este eje es también llamado derrape (YAW).
Este movimiento lo efectúa el timón direccional otimón de dirección que hace que el avión gire hacia la izquierda o hacia la derecha.






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