En aeronáutica, el acoplamiento de inercia , [1] también conocido como acoplamiento de inercia [2] y acoplamiento de rodillo inercial , [3] es un fenómeno potencialmente catastrófico del vuelo a alta velocidad en un avión largo y delgado , en el que una rotación intencional del aeronave alrededor de un eje evita 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 supersónicos y aviones de investigación con envergaduras estrechas, y provocaron la pérdida de aviones y pilotos antes de que se implementaran las características de diseño para contrarrestarlo (por ejemplo, una aleta lo suficientemente grande ). comprendido. [4]
El término "inercia/acoplamiento inercial" 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 un avión. [4] [5] A bajas velocidades y aire denso, las fuerzas aerodinámicas igualan la velocidad de traslación del avión con la orientación, evitando el peligroso régimen dinámico. Pero a altas velocidades o en el aire, es posible que el ala y el empenaje no generen fuerzas y momentos suficientes para estabilizar la aeronave. [4]
El acoplamiento por inercia tiende a ocurrir en aviones con un fuselaje largo, delgado y de alta densidad . Un modelo mental simple pero preciso que describe la distribución de masas del avión es un rombo de masas puntuales : una masa grande hacia adelante y hacia atrás, 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 balanceo pequeños , siendo el componente de cabeceo ligeramente mayor. [6]
Las ecuaciones de Euler gobiernan la rotación de un avión. Cuando ω r , la velocidad angular de balanceo , es controlada por la aeronave, entonces las otras rotaciones deben satisfacer donde y, p y r indican guiñada, cabeceo y balanceo; 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 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 r/yo p )(1- yo r/yo y ) ω2r
: un transbordador espacial en movimiento sufrirá naturalmente pequeñas oscilaciones de cabeceo y guiñada.
Por el contrario, cuando la nave no rueda en absoluto ( ω r = 0 ), los únicos términos en el lado derecho son los pares aerodinámicos, que son ( en ángulos pequeños ) proporcionales a la orientación angular de la nave θ con respecto a la corriente de aire libre . Es decir: existen constantes naturales k tales que un avión en desenrollado experimenta [7] [9]
En el caso completo de un avión en movimiento, la conexión entre orientación y velocidad angular no es del todo sencilla, porque el avión es un sistema de referencia giratorio . El balanceo inherentemente intercambia guiñada por cabeceo y viceversa: suponiendo un balanceo 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 cualquier eje, entonces la amortiguación se elimina y el sistema es inestable . [10] [11]
En términos dimensionales (es decir, tiempo sin escala), la inestabilidad requiere k ≈ Jω r . Dado que I r es pequeño, en particular, un J es al menos 1. En el aire denso, k son demasiado grandes para importar. Pero en el aire y a velocidades supersónicas, disminuyen y pueden volverse comparables a ω r durante un giro rápido. [12]
Las técnicas para evitar el acoplamiento de balanceo inercial incluyen una mayor estabilidad direccional ( k ) y una velocidad de balanceo reducida ( ω r ). Alternativamente, se puede mitigar la dinámica inestable de la aeronave : los modos inestables requieren tiempo para crecer, y un balanceo de duración suficientemente corta con un ángulo de ataque limitado puede permitir la recuperación a un estado controlado después del balanceo. [13]
En 1948, William Phillips describió el acoplamiento de rodillos 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 observaron por primera vez en los aviones de investigación de la serie X y en 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 ancho que largo y su masa generalmente se distribuía más cerca del centro de masa . Esto fue especialmente cierto para los aviones de hélice, pero también para los primeros aviones de combate. El efecto se hizo evidente sólo cuando los aviones comenzaron a sacrificar la superficie aerodinámica para reducir la resistencia y a utilizar relaciones de finura más largas para reducir la resistencia supersónica. Estos aviones tenían generalmente un fuselaje mucho más pesado, lo que permitía que los efectos giroscópicos abrumaran las pequeñas superficies de control.
El estudio del acoplamiento giratorio del X-3 Stiletto , volado por primera vez en 1952, fue extremadamente breve pero produjo datos valiosos. Los giros bruscos de los alerones se realizaron a Mach 0,92 y 1,05 y produjeron movimientos "perturbadores" y aceleraciones y cargas excesivas. [15]
En 1953, el acoplamiento de rodillos inercial casi mata a Chuck Yeager en el X-1A . [dieciséis]
El acoplamiento de rodillo inercial fue uno de los tres modos de acoplamiento distintos que se sucedieron cuando el Bell X-2 propulsado por cohetes alcanzó Mach 3,2 durante un vuelo el 27 de septiembre de 1956, matando al piloto 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 en experimentar 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 del ala y la cola y fue equipado con un sistema de control aumentado. Para permitir el control del piloto durante las maniobras de movimiento dinámico, el área de la cola del F-102A se incrementó en un 40%.
En el caso del F-101 Voodoo (volado 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 cambio, tenía límites de maniobra restringidos en los que los efectos del acoplamiento no causaban problemas. [19]
El Lockheed F-104 Starfighter (volado por primera vez en 1956) tenía su estabilizador (superficie de cola horizontal) montado encima de su aleta vertical para reducir el acoplamiento de inercia.
