Un sistema de control de vuelo de una aeronave de ala fija ( AFCS ) convencional consta de superficies de control de vuelo , los respectivos controles de cabina, enlaces de conexión y los mecanismos operativos necesarios para controlar la dirección de una aeronave en vuelo. Los controles de los motores de las aeronaves también se consideran controles de vuelo ya que cambian de velocidad.
Los fundamentos de los controles de las aeronaves se explican en dinámica de vuelo . Este artículo se centra en los mecanismos operativos de los controles de vuelo. El sistema básico utilizado en los aviones apareció por primera vez en una forma fácilmente reconocible ya en abril de 1908, en el diseño del monoplano de la era pionera del Blériot VIII de Louis Blériot . [1]
Generalmente, los controles de vuelo principales de la cabina están dispuestos de la siguiente manera: [2]
Los yugos de control también varían mucho entre aviones. Hay yugos en los que el balanceo se controla girando el yugo en sentido horario o antihorario (como conducir un automóvil) y el cabeceo se controla moviendo la columna de control hacia o alejándose del piloto, pero en otros el cabeceo se controla deslizando el yugo hacia adentro y hacia afuera. del panel de instrumentos (como la mayoría de los Cessna, como el 152 y el 172), y en algunos el balanceo se controla deslizando todo el yugo hacia la izquierda y la derecha (como el Cessna 162). Las palancas centrales también varían según el avión. Algunos están conectados directamente a las superficies de control mediante cables, [3] otros (aviones fly-by-wire) tienen una computadora en el medio que controla los actuadores eléctricos.
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Incluso cuando una aeronave utiliza superficies de control de vuelo variantes, como un timón de cola en V , flaperones o elevones , debido a que estas diversas superficies de control de propósito combinado controlan la rotación alrededor de los mismos tres ejes en el espacio, el sistema de control de vuelo de la aeronave seguirá estando diseñado de manera que que la palanca o yugo controla el cabeceo y el balanceo de manera convencional, al igual que los pedales del timón para la guiñada. [2] El patrón básico para los controles de vuelo modernos fue iniciado por la figura de la aviación francesa Robert Esnault-Pelterie , y su colega aviador francés Louis Blériot popularizó el formato de control de Esnault-Pelterie inicialmente en el monoplano Blériot VIII de Louis en abril de 1908, y estandarizó el formato en el Julio de 1909 Cruce del canal Blériot XI . El control de vuelo se ha enseñado de esta manera durante muchas décadas, como se popularizó en libros instructivos ab initio como la obra Stick and Rudder de 1944 .
En algunos aviones, las superficies de control no se manipulan con un varillaje. En los aviones ultraligeros y en los planeadores motorizados, por ejemplo, no existe ningún mecanismo. En cambio, el piloto simplemente agarra la superficie de elevación con la mano (usando un marco rígido que cuelga de su parte inferior) y la mueve. [ cita necesaria ]
Además de los controles de vuelo primarios para balanceo, cabeceo y guiñada, a menudo hay controles secundarios disponibles para brindarle al piloto un control más preciso sobre el vuelo o aliviar la carga de trabajo. El control más comúnmente disponible es una rueda u otro dispositivo para controlar el trimado del elevador , de modo que el piloto no tenga que mantener una presión constante hacia adelante o hacia atrás para mantener una actitud de cabeceo específica [4] (otros tipos de trimado, para timones y alerones , son comunes en aviones más grandes pero también pueden aparecer en aviones más pequeños). Muchos aviones tienen flaps , controlados por un interruptor o una palanca mecánica o, en algunos casos, son completamente automáticos mediante control por computadora, que alteran la forma del ala para mejorar el control a las velocidades más lentas utilizadas para el despegue y el aterrizaje. Otros sistemas de control de vuelo secundarios pueden incluir slats , spoilers , frenos de aire y alas de barrido variable .
Los sistemas de control de vuelo operados manualmente o mecánicos son el método más básico para controlar una aeronave. Se utilizaron en los primeros aviones y actualmente se utilizan en aviones pequeños donde las fuerzas aerodinámicas no son excesivas. Los primeros aviones, como el Wright Flyer I , Blériot XI y Fokker Eindecker , utilizaban un sistema de deformación del ala en el que no se utilizaban superficies de control con bisagras convencionales en el ala y, a veces, ni siquiera para el control de cabeceo como en el Wright Flyer I y las versiones originales. del Etrich Taube de 1909 , que solo tenía un timón con bisagras/pivotante además de los controles de cabeceo y balanceo accionados por deformación. [5] Un sistema de control de vuelo manual utiliza una colección de piezas mecánicas como varillas de empuje, cables de tensión, poleas, contrapesos y, a veces, cadenas para transmitir las fuerzas aplicadas a los controles de la cabina directamente a las superficies de control. Los tensores se utilizan a menudo para ajustar la tensión del cable de control. El Cessna Skyhawk es un ejemplo típico de avión que utiliza este tipo de sistema. Los bloqueos de ráfagas se utilizan a menudo en aeronaves estacionadas con sistemas mecánicos para proteger las superficies de control y los enlaces del daño causado por el viento. Algunos aviones tienen cerraduras contra ráfagas instaladas como parte del sistema de control. [6]
Los aumentos en el área de la superficie de control y las mayores velocidades requeridas por aviones más rápidos dieron como resultado cargas aerodinámicas más altas en los sistemas de control de vuelo. Como resultado, las fuerzas necesarias para moverlos también aumentan considerablemente. En consecuencia, se desarrollaron complicadas disposiciones de engranajes mecánicos para extraer la máxima ventaja mecánica con el fin de reducir las fuerzas requeridas por los pilotos. [7] Esta disposición se puede encontrar en aviones de hélice más grandes o de mayor rendimiento , como el Fokker 50 .
Algunos sistemas de control de vuelo mecánicos utilizan pestañas servo que brindan asistencia aerodinámica. Las pestañas de los servos son pequeñas superficies unidas a las superficies de control. Los mecanismos de control de vuelo mueven estas pestañas, las fuerzas aerodinámicas a su vez se mueven o ayudan al movimiento de las superficies de control reduciendo la cantidad de fuerzas mecánicas necesarias. Esta disposición se utilizó en los primeros aviones de transporte con motor de pistón y en los primeros aviones de transporte. [8] El Boeing 737 incorpora un sistema mediante el cual, en el improbable caso de una falla total del sistema hidráulico, automáticamente y sin problemas vuelve a ser controlado mediante una pestaña servo.
La complejidad y el peso de los sistemas mecánicos de control de vuelo aumentan considerablemente con el tamaño y el rendimiento de la aeronave. Las superficies de control accionadas hidráulicamente ayudan a superar estas limitaciones. Con los sistemas de control de vuelo hidráulicos, el tamaño y el rendimiento de la aeronave están limitados por la economía más que por la fuerza muscular del piloto. Al principio se utilizaron sistemas sólo parcialmente reforzados, en los que el piloto aún podía sentir algunas cargas aerodinámicas en las superficies de control (feedback). [7]
Un sistema de control de vuelo hidromecánico consta de dos partes:
El movimiento del piloto de un control hace que el circuito mecánico abra la servoválvula correspondiente en el circuito hidráulico. El circuito hidráulico alimenta los actuadores que luego mueven las superficies de control. A medida que el actuador se mueve, la servoválvula se cierra mediante un enlace de retroalimentación mecánica , uno que detiene el movimiento de la superficie de control en la posición deseada.
Esta disposición se encontró en los aviones de transporte de diseño más antiguo y en algunos aviones de alto rendimiento. Los ejemplos incluyen el Antonov An-225 y el Lockheed SR-71 .
Con los sistemas de control de vuelo puramente mecánicos, las fuerzas aerodinámicas sobre las superficies de control se transmiten a través de los mecanismos y el piloto las siente directamente, lo que permite una retroalimentación táctil de la velocidad del aire. Con los sistemas de control de vuelo hidromecánicos, la carga sobre las superficies no se puede sentir y existe el riesgo de sobrecargar la aeronave debido al movimiento excesivo de la superficie de control. Para superar este problema, se pueden utilizar sistemas de sensación artificial. Por ejemplo, para los controles del bombardero a reacción Avro Vulcan de la RAF y del interceptor supersónico Avro Canada CF-105 Arrow de la RCAF ( ambos diseños de la década de 1950), la retroalimentación de fuerza requerida se logró mediante un dispositivo de resorte. [10] El punto de apoyo de este dispositivo se movió en proporción al cuadrado de la velocidad del aire (para los ascensores) para dar una mayor resistencia a velocidades más altas. Para los controles de los aviones de combate estadounidenses Vought F-8 Crusader y LTV A-7 Corsair II , se utilizó un "peso bob" en el eje de cabeceo de la palanca de control, proporcionando una retroalimentación de fuerza proporcional a la aceleración normal del avión. [ cita necesaria ]
Un agitador de varilla es un dispositivo que se fija a la columna de control en algunos aviones hidráulicos. Sacude la columna de control cuando el avión se acerca a condiciones de pérdida . Algunos aviones, como el McDonnell Douglas DC-10, están equipados con una fuente de alimentación eléctrica de respaldo que se puede activar para habilitar el agitador en caso de falla hidráulica. [11]
En la mayoría de los sistemas actuales, la energía la proporcionan los actuadores de control mediante sistemas hidráulicos de alta presión. En los sistemas fly-by-wire, las válvulas que controlan estos sistemas se activan mediante señales eléctricas. En los sistemas de alimentación por cable, se utilizan actuadores eléctricos en lugar de pistones hidráulicos. La energía se lleva a los actuadores mediante cables eléctricos. Son más ligeras que las tuberías hidráulicas, más fáciles de instalar y mantener y más fiables. Los elementos del sistema de control de vuelo del F-35 funcionan mediante cables. [12] [13] [14] Los actuadores en un sistema de actuación electrohidrostática (EHA) son dispositivos hidráulicos autónomos, pequeños sistemas hidráulicos de circuito cerrado. El objetivo general es lograr aviones más o totalmente eléctricos y un ejemplo temprano de este enfoque fue el Avro Vulcan . Se consideró seriamente la posibilidad de utilizar este método en el Airbus A380. [15]
Un sistema fly-by-wire (FBW) reemplaza el control de vuelo manual de una aeronave con una interfaz electrónica. Los movimientos de los controles de vuelo se convierten en señales electrónicas transmitidas por cables (de ahí el término vuelo por cable ), y las computadoras de control de vuelo determinan cómo mover los actuadores en cada superficie de control para proporcionar la respuesta esperada. Los comandos de las computadoras también se ingresan sin el conocimiento del piloto para estabilizar la aeronave y realizar otras tareas. La electrónica para los sistemas de control de vuelo de aeronaves forma parte del campo conocido como aviónica .
El fly-by-optics, también conocido como fly-by-light , es un desarrollo posterior que utiliza cables de fibra óptica .
Existen varios esfuerzos de investigación y desarrollo de tecnología para integrar las funciones de los sistemas de control de vuelo como alerones , elevadores , elevones , flaps y flaperones en las alas para realizar el propósito aerodinámico con las ventajas de menos: masa, costo, resistencia, inercia (para velocidades más rápidas). , respuesta de control más fuerte), complejidad (mecánicamente más simple, menos piezas o superficies móviles, menos mantenimiento) y sección transversal del radar para sigilo . Estos pueden usarse en muchos vehículos aéreos no tripulados (UAV) y aviones de combate de sexta generación . Dos enfoques prometedores son las alas flexibles y los fluidos.
En las alas flexibles, también conocidas como "alas aerodinámicas cambiantes", gran parte o la totalidad de la superficie del ala puede cambiar de forma en vuelo para desviar el flujo de aire de manera muy similar a un ornitóptero . Las alas adaptables son un esfuerzo militar y comercial. [16] [17] [18] El ala aeroelástica activa X-53 fue un esfuerzo de la Fuerza Aérea de EE. UU., la NASA y Boeing . FlexSys también ha realizado esfuerzos notables, que han realizado pruebas de vuelo utilizando perfiles aerodinámicos flexibles adaptados a un avión Gulf Stream III. [19]
En los sistemas de control de flujo activo , las fuerzas en los vehículos se producen a través del control de circulación, en el que las piezas mecánicas más grandes y complejas se reemplazan por sistemas de fluidos más pequeños y simples (ranuras que emiten flujos de aire) donde las fuerzas más grandes en los fluidos se desvían mediante chorros o flujos de aire más pequeños. líquido de forma intermitente, para cambiar la dirección de los vehículos. [20] [21] En este uso, el control de flujo activo promete simplicidad y menor masa, costos (hasta la mitad menos) e inercia y tiempos de respuesta. Esto quedó demostrado en el UAV Demon , que voló por primera vez en el Reino Unido en septiembre de 2010. [22]
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