En aeronáutica, el acoplamiento de inercia , [1] también conocido como acoplamiento inercial [2] y acoplamiento de balanceo inercial , [3] es un fenómeno potencialmente catastrófico del vuelo a alta velocidad en una aeronave larga y delgada , en el que una rotación intencional de la aeronave sobre un eje impide que el diseño de la aeronave inhiba otras rotaciones no deseadas. [2] El problema se hizo evidente en la década de 1950, cuando se desarrollaron los primeros aviones de combate a reacción supersónicos y aviones de investigación con envergaduras estrechas, y causaron la pérdida de aeronaves y pilotos antes de que se entendieran las características de diseño para contrarrestarlo (por ejemplo, una aleta lo suficientemente grande ). [4]
El término "acoplamiento inercial/inercia" ha sido criticado por ser engañoso, porque el fenómeno no es únicamente una inestabilidad del movimiento inercial, como el efecto Janibekov . En cambio, el fenómeno surge porque las fuerzas aerodinámicas reaccionan demasiado lentamente para seguir la orientación de una aeronave. [4] [5] A bajas velocidades y aire denso, las fuerzas aerodinámicas hacen coincidir la velocidad de traslación de la aeronave con la orientación, evitando el peligroso régimen dinámico. Pero a altas velocidades o aire enrarecido, el ala y el empenaje pueden no generar fuerzas y momentos suficientes para estabilizar la aeronave. [4]
El acoplamiento de inercia tiende a ocurrir en aeronaves con un fuselaje largo, delgado y de alta densidad . Un modelo mental simple, pero preciso, que describe la distribución de masas de la aeronave es un rombo de masas puntuales : una masa grande a proa y a popa, y una pequeña en cada ala. El tensor de inercia que genera esta distribución tiene un componente de guiñada grande y componentes de cabeceo y alabeo pequeños , siendo el componente de cabeceo ligeramente más grande. [6]
Las ecuaciones de Euler gobiernan la rotación de una aeronave. Cuando ω r , la velocidad angular de alabeo , está controlada por la aeronave, entonces las otras rotaciones deben satisfacer donde y, p y r indican guiñada, cabeceo y alabeo; I es el momento de inercia a lo largo de un eje; T el par externo de las fuerzas aerodinámicas a lo largo de un eje; y los puntos indican las derivadas temporales . [7] [8] Cuando no hay fuerzas aerodinámicas, este sistema de 2 variables es la ecuación de un oscilador armónico simple con frecuencia (1- Yo soy/Yo p )(1- Yo soy/Yo y )2
r:Un transbordador espacial en movimiento experimentará naturalmente pequeñas oscilaciones en su inclinación y guiñada.
Por el contrario, cuando la aeronave no se inclina en absoluto ( ω r = 0 ), los únicos términos del lado derecho son los pares aerodinámicos, que son ( en ángulos pequeños ) proporcionales a la orientación angular de la aeronave θ con respecto al aire de la corriente libre . Es decir: existen constantes naturales k tales que una aeronave que se inclina experimenta [7] [9]
En el caso completo de un avión que rueda, la conexión entre la orientación y la velocidad angular no es completamente sencilla, porque el avión es un marco de referencia giratorio . El giro intercambia inherentemente la guiñada por el cabeceo y viceversa: Suponiendo un giro distinto de cero, el tiempo siempre se puede reescalar de modo que ω r =1 . Las ecuaciones completas del cuerpo son entonces de dos osciladores armónicos acoplados y amortiguados : donde Pero si k ≈ J en cualquiera de los ejes, entonces se elimina la amortiguación y el sistema es inestable . [10] [11]
En términos dimensionales (es decir, tiempo no escalado), la inestabilidad requiere k ≈ Jω r . Dado que I r es pequeño, en particular, un J es al menos 1. En aire denso, k son demasiado grandes para tener importancia. Pero en aire enrarecido y a velocidades supersónicas, disminuyen y pueden llegar a ser comparables a ω r durante un giro rápido. [12]
Las técnicas para prevenir el acoplamiento de alabeo inercial incluyen una mayor estabilidad direccional ( k ) y una velocidad de alabeo reducida ( ω r ). Alternativamente, la dinámica inestable de la aeronave puede mitigarse : los modos inestables requieren tiempo para crecer, y un alabeo de duración suficientemente corta en un ángulo de ataque limitado puede permitir la recuperación a un estado controlado después del alabeo. [13]
En 1948, William Phillips describió el acoplamiento de balanceo inercial en el contexto de los misiles en un informe de la NACA . [12] Sin embargo, sus predicciones parecían principalmente teóricas en el caso de los aviones. [14] Los movimientos violentos que predijo se vieron por primera vez en los aviones de investigación de la serie X y los aviones de combate de la serie Century a principios de la década de 1950. Antes de esta época, los aviones tendían a tener mayor anchura que longitud, y su masa se distribuía generalmente más cerca del centro de masas . Esto era especialmente cierto para los aviones de hélice, pero también para los primeros aviones de combate a reacción. El efecto se hizo evidente solo cuando los aviones comenzaron a sacrificar el área de superficie aerodinámica para reducir la resistencia y a utilizar relaciones de finura más largas para reducir la resistencia supersónica. Dichos aviones eran generalmente mucho más pesados en el fuselaje, lo que permitía que los efectos giroscópicos abrumaran las pequeñas superficies de control.
El estudio del acoplamiento de alabeo del X-3 Stiletto , que voló por primera vez en 1952, fue extremadamente breve, pero arrojó datos valiosos. Se realizaron alabeos abruptos de alerones a Mach 0,92 y 1,05 y produjeron movimientos "perturbadores" y aceleraciones y cargas excesivas. [15]
En 1953, el acoplamiento de balanceo inercial casi mató a Chuck Yeager en el X-1A . [16]
El acoplamiento de balanceo inercial fue uno de los tres modos de acoplamiento distintos que se sucedieron uno tras otro cuando el Bell X-2 propulsado por cohetes alcanzó Mach 3,2 durante un vuelo el 27 de septiembre de 1956, matando al piloto, el capitán Mel Apt . Aunque los simuladores habían predicho que las maniobras de Apt producirían un régimen de vuelo incontrolable, en ese momento la mayoría de los pilotos no creían que los simuladores modelaran con precisión las características de vuelo del avión. [17]
Los dos primeros aviones de producción que experimentaron el acoplamiento de balanceo inercial fueron el F-100 Super Sabre y el F-102 Delta Dagger (ambos volaron por primera vez en 1953). El F-100 fue modificado con una cola vertical más grande para aumentar su estabilidad direccional. [18] El F-102 fue modificado para aumentar las áreas de las alas y la cola y fue equipado con un sistema de control aumentado. Para permitir el control del piloto durante maniobras de movimiento dinámico, el área de la cola del F-102A se incrementó en un 40%.
En el caso del F-101 Voodoo (que voló por primera vez en 1954), se instaló un sistema de aumento de estabilidad en los modelos A para ayudar a combatir este problema.
El Douglas Skyray no pudo incorporar ningún cambio de diseño para controlar el acoplamiento de balanceo inercial y en su lugar tenía límites de maniobra restringidos en los cuales los efectos de acoplamiento no causaban problemas. [19]
El Lockheed F-104 Starfighter (que voló por primera vez en 1956) tenía su estabilizador (superficie de cola horizontal) montado encima de su aleta vertical para reducir el acoplamiento de inercia.
