Estabilizador vertical

La cola vertical de una aeronave generalmente consta de un estabilizador vertical fijo o aleta sobre el cual se monta un timón móvil. De manera similar, se puede montar una aleta de compensación en el timón. En conjunto, su función es permitir la compensación en la dirección de guiñada (compensar los momentos en guiñada generados por cualquier asimetría en el empuje o la resistencia ), permitir el control de la aeronave en guiñada (por ejemplo, para iniciar un deslizamiento lateral durante un aterrizaje con viento cruzado ), así como proporcionar estabilidad en guiñada (estabilidad direccional o de veleta). ^{[ 4 ]}

Cuanto mayor sea su distancia del centro de gravedad, más eficaz será la cola vertical. Por lo tanto, los aviones más cortos suelen tener colas verticales más grandes; por ejemplo, la cola vertical del Airbus A318 es más grande que la de sus homólogos más largos de la familia A320 .

La efectividad de la cola vertical depende de su eficiencia y del coeficiente de volumen de la cola vertical ^{[ 5 ]} (también llamado relación de volumen ^{[ 6 ]} ), que adimensionaliza su área y brazo con las dimensiones del ala principal:

${\displaystyle V_{\text{v}}={\frac {S_{\text{v}}L_{\text{tail-CG}}}{S_{\text{w}}L_{\text{w}}}}}$

(donde los índices${\displaystyle V}$y${\displaystyle W}$representan cola vertical y ala respectivamente,${\displaystyle S}$representa área, y${\displaystyle L_{\text{w}}}$(típicamente es la cuerda aerodinámica media ). Los valores del coeficiente de la cola vertical varían solo ligeramente de un tipo de aeronave a otro, con valores extremos que van desde 0,02 (planeador) hasta 0,09 (avión de transporte a reacción). ^{[ 5 ]}

La eficiencia de la cola es la relación entre la presión dinámica en la cola y la del flujo libre. La cola alcanza su máxima capacidad cuando está inmersa en el flujo libre, con una eficiencia de uno. Cuando está parcialmente inmersa en una estela, su efectividad se reduce debido a que la estela tiene una presión dinámica menor que el flujo libre. Puede ser necesario aumentar la altura de la aleta para restablecer su efectividad requerida en ciertas condiciones de vuelo. El Panavia Tornado tenía una aleta alta para lograr estabilidad direccional en ángulos de incidencia elevados. ^{[ 7 ]}

El timón es la superficie de control direccional y suele estar articulado a la aleta o al estabilizador vertical. Al moverlo, el piloto puede controlar el guiñada alrededor del eje vertical, es decir, cambiar la dirección horizontal hacia la que apunta el morro.

La deflexión máxima del timón suele controlarse mediante un limitador de recorrido del timón . El ángulo máximo alcanzable del timón en una condición de vuelo determinada se denomina límite de descarga . Este representa un equilibrio entre las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre el timón y las fuerzas mecánicas del mecanismo de accionamiento. ^{[ 8 ]}

Las aeronaves multimotor, especialmente aquellas con motores montados en las alas, poseen timones de dirección grandes y potentes. Estos deben proporcionar un control suficiente tras un fallo de motor durante el despegue con el peso máximo y el límite de viento cruzado ^{[ 9 ]} , así como capacidad para operar con viento cruzado durante el despegue y el aterrizaje normales ^{[ 10 ] .}

Para el rodaje y al inicio del despegue, la aeronave se dirige mediante una combinación de la acción del timón y el giro de la rueda de morro o de cola. A bajas velocidades, la rueda de morro o de cola ejerce la mayor autoridad de control, pero a medida que aumenta la velocidad, los efectos aerodinámicos del timón se incrementan, lo que hace que este sea cada vez más importante para el control de guiñada. En algunas aeronaves (principalmente pequeñas), ambos mecanismos se controlan con los pedales del timón, por lo que el piloto no percibe ninguna diferencia. En otras aeronaves, existe una palanca de dirección especial que controla la dirección de las ruedas, mientras que los pedales controlan el timón y una cantidad limitada de dirección de las ruedas (generalmente 5 grados de dirección de la rueda de morro). En estas aeronaves, los pilotos dejan de usar la palanca de dirección después de alinearse con la pista antes del despegue y comienzan a usarla después del aterrizaje, antes de salir de la pista, para evitar correcciones excesivas con la sensible palanca a altas velocidades. Los pedales también pueden usarse para pequeñas correcciones durante el rodaje en línea recta o al entrar o salir de un giro, antes de aplicar la palanca de dirección, para mantener un giro suave.

Con los controles en posición neutral, un avión aún puede desviarse ligeramente hacia un lado. Esto se corrige ajustando una superficie de compensación, generalmente una aleta de compensación independiente montada en el timón, pero a veces el propio timón, para contrarrestar la desviación y asegurar que el avión vuele en línea recta.

Al modificar la configuración de una aleta de compensación, se ajusta la posición neutra o de reposo de una superficie de control (como el elevador o el timón). A medida que cambia la posición deseada de la superficie de control (principalmente debido a las diferentes velocidades), una aleta de compensación ajustable permite al operador reducir la fuerza manual necesaria para mantener dicha posición, hasta cero si se utiliza correctamente. De este modo, la aleta de compensación actúa como una servoaleta . Dado que el centro de presión de la aleta de compensación se encuentra más alejado del eje de rotación de la superficie de control que el centro de presión de esta última, el movimiento generado por la aleta puede coincidir con el movimiento generado por la superficie de control. La posición de la superficie de control sobre su eje cambiará hasta que el par generado por la superficie de control y la aleta de compensación se equilibren.

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  Movimiento provocado por el uso del timón
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  En esta foto de la cabina de un Boeing 727, el timón se controla mediante los pedales situados en la parte inferior trasera del volante.
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  Timón y compensador en una aeronave ligera
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  Los timones de agua de este hidroavión Cessna 208 Caravan son las pequeñas superficies verticales situadas en la parte trasera de cada flotador. Su ajuste se controla desde la cabina.

La cola vertical desempeña un papel determinante en la estabilidad de guiñada, proporcionando la mayor parte del momento restaurador necesario alrededor del centro de gravedad cuando la aeronave se desliza. La estabilidad de guiñada se cuantifica típicamente mediante la derivada del coeficiente de momento con respecto al ángulo de guiñada. ^{[ 6 ]}

El flujo de aire sobre la cola vertical suele estar influenciado por el fuselaje, las alas y los motores de la aeronave, tanto en magnitud como en dirección. ^{[ 6 ]} El ala principal y el estabilizador horizontal, si tienen un ángulo de flecha pronunciado , pueden contribuir significativamente a la estabilidad de guiñada; las alas con flecha hacia atrás tienden a aumentar la estabilidad de guiñada. Sin embargo, el ángulo de flecha del ala y la cola horizontal de un avión convencional no afecta al trimado del avión en guiñada. ^{[ 6 ]}

El diedro en el ala principal y la cola horizontal también puede tener un pequeño efecto en la estabilidad estática de guiñada. Este efecto es complejo y está acoplado con el efecto del barrido del ala y el flujo alrededor del fuselaje. ^{[ 6 ]}

Las hélices , especialmente cuando avanzan de manera que su eje forma un ángulo con la velocidad de la corriente libre , pueden afectar la estabilidad estática de un avión en guiñada. ^{[ 6 ]}

La cola vertical afecta el comportamiento de la aeronave en alabeo , ya que su centro aerodinámico suele estar muy por encima del centro de gravedad de la aeronave. ^{[ 1 ]} Cuando la aeronave se desliza hacia la derecha, el viento relativo y la fuerza lateral sobre la cola vertical se traducen en un momento de alabeo en sentido antihorario. ^{[ 6 ]}

En vuelo supersónico, la cola vertical se vuelve progresivamente menos efectiva con el aumento del número de Mach hasta que la pérdida de estabilidad puede dejar de ser aceptable. ^{[ 11 ]} La estabilidad se reduce porque la sustentación, o fuerza lateral, generada por la cola disminuye con la velocidad por cada grado de ángulo de deslizamiento lateral (pendiente de la curva de sustentación). Esto resulta de la distribución de presión muy diferente, con ondas de choque y ondas de expansión, en comparación con el vuelo subsónico. ^{[ 12 ]} Para lograr la estabilidad requerida a la velocidad operativa máxima de la aeronave, la cola vertical puede agrandarse, como en el North American F-100 Super Sabre (el requisito inicial de área de la aleta fue subestimado). Se puede agregar área adicional instalando aletas ventrales (como en versiones posteriores de mayor velocidad del Vought F-8 Crusader ), o puntas de ala plegables (como en el North American XB-70 Valkyrie ). Si una cola más grande no es aceptable, se pueden usar deflexiones automáticas del timón para aumentar la fuerza lateral de la cola y restaurar la estabilidad direccional. Este método se usó en el Avro Arrow . ^{[ 13 ]}

La cola vertical a veces presenta un filete o aleta dorsal en su base delantera, que ayuda a aumentar el ángulo de pérdida de la superficie vertical (lo que resulta en sustentación por vórtice) y de esta manera evita un fenómeno llamado bloqueo del timón o inversión del timón. El bloqueo del timón ocurre cuando la fuerza sobre un timón deflectado (por ejemplo, en un deslizamiento lateral constante ) se invierte repentinamente cuando la cola vertical entra en pérdida. Esto puede dejar el timón atascado en su máxima deflexión sin que el piloto pueda recentrarlo. ^{[ 14 ]} La aleta dorsal se introdujo en la década de 1940, por ejemplo en el Douglas DC-4 de 1942 , anterior a los deflectores de las alas de los aviones de combate desarrollados en la década de 1970, como el F-16 . ^{[ 15 ]}

El timón y la aleta de un avión grande o rápido están sometidos a una fuerza considerable que aumenta con la deflexión del timón. Un caso extremo se produce con una pérdida de control del vuelo, conocida como inestabilidad, que en el contexto de la aleta y el timón se denomina deslizamiento lateral excesivo. En los aviones de transporte grandes, el momento estabilizador necesario para la recuperación proviene de la aleta, con poca necesidad de deflexión del timón. Estos aviones no tienen la obligación de soportar deflexiones casi máximas del timón en estas circunstancias ^{[ 16 ]} porque el peso estructural necesario para evitar fallos estructurales los haría comercialmente inviables. La pérdida del conjunto completo de aleta y timón ocurrió en el vuelo 587 de American Airlines cuando el piloto utilizó deflexiones máximas del timón mientras seguía la estela de un avión a reacción muy grande. ^{[ 17 ]}

La turbulencia en aire claro provocó la falla del conjunto completo de la aleta y el timón de un Boeing B-52 Stratofortress, tras lo cual los pilotos lograron un aterrizaje exitoso. Los bombarderos B-52 equipados con instrumentación para cargas de ráfagas y maniobras registraron ráfagas de turbulencia en aire claro considerablemente superiores al límite de diseño, con las cargas más altas a 34 000 pies. ^{[ 18 ]}

El fallo de la aleta del prototipo English Electric Lightning T4 se debió al acoplamiento inercial de balanceo durante giros a alta velocidad. La aleta se amplió, se reforzó y se impusieron limitaciones a la velocidad de balanceo. Sin embargo, el primer T5 también sufrió un fallo en la aleta durante pruebas de balanceo rápido con el paquete de cohetes extendido. ^{[ 19 ]}

Un Lightning perdió su aleta debido a la interacción entre aeronaves que volaban muy cerca unas de otras a baja altitud en formación a M 0,97, una rutina de exhibición acrobática. Se impusieron limitaciones, incluida la separación entre aeronaves en formación. ^{[ 19 ]}

El aleteo de la aleta es un problema crítico para los aviones de combate con aletas simples o dobles, ya que la vida útil por fatiga de la estructura de la aleta se reduce por las cargas fluctuantes causadas por los vórtices de explosión que impactan en la aleta. La aleta simple del Eurofighter Typhoon experimenta cargas de aleteo causadas por vórtices de explosión que se originan en los canards y los bordes de ataque del ala a altos ángulos de ataque. Los lados del freno aerodinámico montado en la parte superior, cuando se desvían, también desprenden vórtices que impactan, después de explotar, en la aleta. El aleteo del freno aerodinámico extendido es mayor cuando el ángulo de ataque efectivo del freno aerodinámico es mayor, que para un freno aerodinámico completamente extendido es mayor a un ángulo de ataque bajo de la aeronave y menor durante las maniobras. ^{[ 20 ]} Las aletas dobles del McDonnell Douglas F/A-18 Hornet están sujetas a aleteo por la ruptura o explosión del vórtice de extensión del borde de ataque (LEX) delante de la cola. ^{[ 21 ]} La adición de una valla LEX reduce significativamente el aleteo y aumenta la vida útil por fatiga de la aleta. ^{[ 22 ]}

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  El B-52H (AF Ser. No. 61-0023), equipado con instrumentos para medir las cargas de ráfagas con el fin de investigar fallas estructurales, seguía volando después de que su estabilizador vertical se perdiera en una fuerte turbulencia el 10 de enero de 1964. La aeronave aterrizó sin problemas. ^{[ 23 ]}
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  F/A-18C mostrando el borde LEX que reduce las vibraciones de las aletas.
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  El tifón muestra un freno aerodinámico extendido que provoca una vibración significativa en las aletas.

Los aviones con aletas totalmente móviles, pero que no entraron en servicio, fueron el North American F-107 ^{[ 24 ]} y el BAC TSR-2 . ^{[ 25 ]}

El Lockheed SR-71 Blackbird y el North American X-15 utilizaban soportes fijos para las aletas y timones para la altura restante. Los timones convencionales habrían sido inadecuados para el SR-71 porque se habrían requerido deflexiones excesivas en caso de fallo del motor, lo que habría provocado una resistencia aerodinámica inaceptable. ^{[ 26 ]} Las primeras configuraciones propuestas para el X-15 muestran una aleta fija convencional y un timón de cola, y una aleta ventral. Esto se cambió a aletas dorsal y ventral, cada una con la mitad exterior actuando como timón. ^{[ 27 ]}

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  El North American X-15 muestra timones de cuerda completa en estabilizadores dorsales y ventrales fijos.
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  El North American A-5 Vigilante utilizaba una aleta vertical totalmente móvil.

Los aviones de doble cola tienen dos estabilizadores verticales. Muchos aviones de combate modernos utilizan esta configuración. Los timones gemelos pueden usarse en la configuración de tren de aterrizaje extendido para un control longitudinal adicional con convergencia o divergencia ( McDonnell Douglas F/A-18 Hornet ^{[ 28 ]} ). Los timones gemelos también se utilizan como freno aerodinámico, como en el caso del Lockheed Martin F-22 Raptor, que utiliza un timón diferencial, junto con otras deflexiones de las superficies de control, para el control de velocidad, ya que no tiene un freno aerodinámico específico. ^{[ 29 ]}

Un avión de doble cola puede ser de tipo H, con una construcción de doble aleta/timón unida a un solo fuselaje, como el bombardero medio North American B-25 Mitchell o el Avro Lancaster , o de doble botalón, donde la estructura trasera consta de dos estructuras de botalón separadas, cada una con una sola aleta y timón, unidas por un estabilizador horizontal, como el North American Rockwell OV-10 Bronco o el avión de transporte Armstrong Whitworth AW.660 Argosy .

Una variante de la cola doble, la cola triple cuenta con tres estabilizadores verticales. El Avro Manchester de la Segunda Guerra Mundial incorporó una tercera aleta cuando la cola doble original resultó insuficiente. El Lockheed Constellation utilizó tres aletas para proporcionar al avión la superficie de estabilizador vertical necesaria, manteniendo al mismo tiempo una altura lo suficientemente baja como para que pudiera entrar en los hangares para su mantenimiento.

Una cola en V no tiene estabilizadores verticales ni horizontales diferenciados. En cambio, estos se integran en superficies de control conocidas como timones de profundidad , que controlan tanto el cabeceo como la guiñada. La disposición se asemeja a la letra V y también se conoce como «cola de mariposa». El Beechcraft Bonanza Modelo 35 utiliza esta configuración, al igual que el Lockheed F-117 Nighthawk .

Los winglets en la configuración canard pusher de los Rutan VariEze y Rutan Long-EZ funcionan tanto como dispositivo en la punta del ala como estabilizador vertical. Varias otras variantes de estos y otros aviones similares utilizan este elemento de diseño.

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  Un Lockheed Constellation con triple cola
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  La cola en V de un Fouga CM.170 Magister de la Fuerza Aérea Belga
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  La cola en V del YF-23
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  El Caproni Ca.3 tenía doble botavara y triple cola.
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  Rutan Long-EZ
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  Boeing 707-420 con aleta de cola ventral adicional
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  Configuración de doble cola del Grumman F-14 Tomcat

La parte superior de la aleta vertical del North American A-5 Vigilante se pliega hacia un lado debido a la restricción de altura de la cubierta del hangar.

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  Aviones North American A-5 Vigilantes , uno con aleta plegada.