Partes del avión
En este apartado aprenderemos a conocer las distintas partes y sistemas de la aeronave, ya que son esenciales para el vuelo de la misma. Desde el punto de vista de su función, podemos dividir las partes de un avión en tres grupos: 1) Grupo ESTRUCTURAL o CÉLULA 2) Grupo MOTOPROPULSOR 3) Grupo de SISTEMAS AUXILIARES
1) GRUPO ESTRUCTURAL o CÉLULA
Agrupa las partes del avión que desempeñan las funciones de sustentación, albergue de la tripulación, pasaje y carga, y amortiguamiento del aterrizaje. En este grupo estructural o célula distinguimos: a) El grupo Planeador está compuesto por: - Las alas (función de sustentar) - El fuselaje (función de albergar a las personas y a la carga) - El sistema estabilizador (función de estabilizar el avión en vuelo) - Las superficies de mando (función de dirigir el avión en vuelo)
b) El Tren de Aterrizaje Su función es amortiguar la toma de tierra y dirigir la trayectoria del avión en el suelo. Existen diversos tipos de trenes de aterrizajes: Fijos, Retráctiles, de Amerizaje (hidroaviones), con esquís (sobre nieve).
2) GRUPO MOTOPROPULSOR Proporciona al avión la potencia (motores de hélice ) o empuje (motores de reacción) necesario para despegar del suelo, mantenerlo en el aire y acelerarlo.Su función es vencer las resistencias que se oponen al avance de la aeronave. El grupo motopropulsor puede estar compuesto por uno o más motores convencionales de pistón, por uno u no o más motores turbohélices, o por uno o más motores a reacción.
3) GRUPO DE SISTEMAS AUXILIARES El grupo de Sistemas Auxiliares cumple dos cometidos: a) Permitir las funciones primarias del avión (control, gobierno y seguridad ) b) Proporcionar confort al pasaje y a la tripulación a) Para el control, gobierno y seguridad de la aeronave, se dispone de: Sistema eléctrico - Sistema de combustible - Sistema hidráulico - Sistema neumático - Sistema de oxígeno -
b) Para proporcionar confort al pasaje y tripulación, se dispone de: Sistema de Aire Acondicionado - Sistema de Presurización -
No
todos los aviones están dotados de todos los sistemas. Según la actividad que vaya a desarrollar el avión y según los motores del mismo, se dispondrán los sistemas necesarios. Así, mientras que los sistemas eléctrico y de combustible son necesarios en todos los aviones, los sistemas de presurización y de oxígeno sólo son precisos en aviones que vuelen por encima de 12.000 pies, o el sistema neumático sólo es necesario en aviones con motores turbohélices o de reacción (en los que es posible obtener aire a presión ). La figura que aparece a continuación muestra muestra las partes de una aeronave C-130 Hércules, apreciando claramente en la misma la sección del fuselaje, el plano dividido en su parte central, semiplano izquierdo y semiplano derecho. Las superficies de estabilidad (deriva y estabilizador horizontal ), y las superficies de comando que son del grupo planeador . El tren de aterrizaje compuesto por el Nose Landing Gear y el Main Landing Gear (tren de nariz y tren principal respectivamente ) completan el grupo estructural o célula. Se aprecia en la figura lo expresado anteriormente en la gama de verdes. El grupo motopropulsor se compone de cuatro motores turbo hélices (dos en cada semiplano) apreciando en la figura sólo los del semiplano derecho. Se aprecia en la figura lo expresado anteriormente en la gama de amarillo.Las áreas en rojo son los cortes entre cada una de sus partes.
3) GRUPO DE SISTEMAS AUXILIARES El grupo de Sistemas Auxiliares cumple dos cometidos: a) Permitir las funciones primarias del avión (control, gobierno y seguridad ) b) Proporcionar confort al pasaje y a la tripulación a) Para el control, gobierno y seguridad de la aeronave, se dispone de: Sistema eléctrico - Sistema de combustible - Sistema hidráulico - Sistema neumático - Sistema de oxígeno -
b) Para proporcionar confort al pasaje y tripulación, se dispone de: Sistema de Aire Acondicionado - Sistema de Presurización -
No
todos los aviones están dotados de todos los sistemas. Según la actividad que vaya a desarrollar el avión y según los motores del mismo, se dispondrán los sistemas necesarios. Así, mientras que los sistemas eléctrico y de combustible son necesarios en todos los aviones, los sistemas de presurización y de oxígeno sólo son precisos en aviones que vuelen por encima de 12.000 pies, o el sistema neumático sólo es necesario en aviones con motores turbohélices o de reacción (en los que es posible obtener aire a presión ). La figura que aparece a continuación muestra muestra las partes de una aeronave C-130 Hércules, apreciando claramente en la misma la sección del fuselaje, el plano dividido en su parte central, semiplano izquierdo y semiplano derecho. Las superficies de estabilidad (deriva y estabilizador horizontal ), y las superficies de comando que son del grupo planeador . El tren de aterrizaje compuesto por el Nose Landing Gear y el Main Landing Gear (tren de nariz y tren principal respectivamente ) completan el grupo estructural o célula. Se aprecia en la figura lo expresado anteriormente en la gama de verdes. El grupo motopropulsor se compone de cuatro motores turbo hélices (dos en cada semiplano) apreciando en la figura sólo los del semiplano derecho. Se aprecia en la figura lo expresado anteriormente en la gama de amarillo.Las áreas en rojo son los cortes entre cada una de sus partes.
Alas
Terminología del ala
1- Envergadura: b.- Es la distancia distancia de punta a punta punta del ala. 2- Superficie alar: S.- Es la superficie de de las alas, incluyendo la parte del ala que que pueda estar cubierta por el fuselaje o góndolas de los motores, como si no existieran estos elementos. 3- Cuerda media: media: c.- Normalmente los perfiles que constituyen constituyen el ala suelen ser distintos a lo largo de la envergadura, y además, las cuerdas que los constituyen van disminuyendo desde el encastre hasta las puntas. Se define cuerda media, como aquella que, multiplicada por la envergadura, es igual a la superficie alar: c. b = S.
- Estrechamiento (taper ratio):.ratio):.- Se define por el cociente: Ct / Cr en donde Cr es la cuerda del perfil en el encastre y Ct es la l a cuerda del perfil en la punta. 4
5- Alargamiento (aspect (aspect ratio): ratio): A.- Es la relación entre la envergadura envergadura y la cuerda cuerda media. A = b / c 2 o lo que es igual A = b / S. El alargamiento varía desde 3 ó 4 en aviones muy rápidos hasta 20 ó 30 en algunos planeadores. El DC-6 tiene 9, 44 de alargamiento, 8 el Caravelle Caravelle VI-R, 7,2 el Boeing 727 y 6,96 el Boeing 747. 6- Línea del 25% de la cuerda.- Es aquella que se obtendría si uniéramos todos todos los puntos a lo largo de la envergadura que están situados a un 25 % de su cuerda contados a partir del borde de ataque. 7- Flecha (sweep) .- Es el ángulo que forma forma la línea del 25% y una perpendicular al eje longitudinal del avión. Si el ala no tuviera estrechamiento, estrechamiento, este ángulo sería el mismo que el formado por el borde de ataque del ala, y la perpendicular al eje longitudinal. La flecha puede ser progresiva o regresiva. En los reactores comerciales modernos oscila entre 30° y 40°. Así el DC-8 tiene 30°, 32° el B-727 y 37,5 el B-7 47 de flecha regresiva. 8- Cuerda media aerodinámica (mean aerodinamic chord) - MAC.- Es la que tendría un ala rectangular (estrechamiento (estrechamiento uno) y sin flecha que produjera el mismo mi smo momento y sustentación. La posición de la cuerda media aerodinámica respecto al eje longitudinal del avión puede hallarse mediante fórmulas apropiadas o geométricamente. Su posición es de importancia en cuanto a consideraciones de estabilidad longitudinal. 9- Diedro: Es el ángulo formado por por la intersección de dos planos planos (planos (planos del ala) y tiene tiene influencia en la estabilidad lateral del avión. 10- Torsión: puede ser geométrica o aerodinámica. La torsión geométrica consiste en que los ángulos de ataque de cada uno de los perfiles que componen el ala sean diferentes, dando a la sección de punta un ángulo de ataque menor que en el encastre. Esta torsión, giro relativo de las cuerdas, se suele hacer gradualmente desde el encastre a la punta del ala. La torsión aerodinámica se logra con perfiles diferentes a lo largo del ala, de forma que el ángulo de sustentación nula varíe para los diferentes perfiles que componen el ala. En definitiva, el efecto es el mismo que se consigue con la torsión geométrica. Una forma de lograr la torsión aerodinámica es aumentando las curvaturas curvaturas de los perfiles, progresivamente progresivamente desde el encastre a la punta, de forma que aumente el valor v alor del Cl máx (coeficiente (coeficiente de sustentación) en las puntas.
Forma en Planta de Ala
Todo piloto conoce a la perfección que el perfil alar posee un efecto considerable sobre el comportamiento del ala. Veremos aquí como influye la forma en planta de ala, la cual es también crítica. Por forma en planta significamos una vista superior o inferior del ala. Técnicamente, esta forma es la distribución de la longitud a lo largo de la envergadura. Un ala rectangular tiene una cuerda constante, un ala ahusada o decreciente posee una cuerda que disminuye constantemente hacia la punta. La manera como está distribuida la cuerda es el factor que determina la forma en que reparte la sustentación a lo largo de la envergadura. Esta repartición posee un efecto sobre la resistencia
inducida (resistencia que se genera a causa de la sustentación debido a los torbellinos generados en la puntera del ala por la diferencia de presiones extradós - intradós). Así, algunas formas de ala tienen más resistencia inducida que otras, aunque el área alar total pueda ser la misma. Las alas de forma elíptica poseen la mínima resistencia inducida posible. Este tipo de ala es sin embargo costosa y difícil de construir. El Spitfire de la Segunda Guerra Mundial constituye un clásico ejemplo de avión con ala elíptica. A medida que los aeroplanos se hicieron más complejos y la producción más costosa, el ala elíptica dio paso al ala ahusada. Se encontró así que una forma rectangular o ligeramente ahusada sería casi tan eficiente como la elíptica y mucho más fácil de construir. En primera instancia las alas ahusadas parecieron ser las ideales. La carga alar a lo largo de la envergadura no es constante y va decreciendo hacia la punta del ala. La figura 1 muestra la distribución típica de carga sobre la semi-envergadura de un ala; es decir, desde la raíz o encastre hasta la punta. Las tensiones de flexión sobre el ala se incrementan desde la punta hacia el interior en dirección de la raíz. Los largueros deberán ser lo suficientemente resistentes como para soportar las tensiones de la parte interior del ala, particularmente si la misma es de tipo cantilever (tipo de ala cuya estructura se encuentra tomada al fuselaje como una viga empotrada en una pared). Figur a 1. Di st ribución típic a de c argas sobr e la env ergad ur a.
Si un ala es ahusada en la longitud de la cuerda, se requerirá menos estructura portante en las puntas y en la parte interior. Esto da como resultado un ahorro de peso estructural, lo cual es siempre una de las premisas fundamentales en el diseño de una aeronave. Por otro lado, ahusando el espesor del ala al mismo tiempo que la cuerda, el ala resulta ser mucho más esbelta. Hasta aquí el ala ahusada pareciera ser la mejor selección. Tiene, sin embargo, algunas desventajas y una de ella es el comportamiento durante la pérdida de sustentación. Este fenómeno requiere una explicación aparte. Un ala no entra en pérdida en forma simultánea a lo largo de toda su envergadura. Ciertos sectores del ala entran en pérdida primero. La pérdida progresa desde estos sectores, hasta que ha entrado en pérdida un área suficientemente grande que hace que aparezca abruptamente la pérdida de sustentación y que el peso del aeroplano no pueda ser soportado. Aún así, algunas secciones del ala no han entrado completamente en pérdida. La razón para esta pérdida de sustentación no homogénea es que el ángulo de ataque efectivo de cada sección del ala es diferente a lo largo de la envergadura de la misma. El origen de esta variación es la distribución del torbellino descendente (downwash) causado a su vez por la manera en la cual se genera el vórtice de la punta del ala. Éste a su vez depende de la forma en planta del ala. Así, vemos que la referida forma determina la distribución del ángulo de ataque efectivo a lo largo de la envergadura.
La figura 2 muestra la distribución del ángulo de ataque efectivo a lo largo de la envergadura para alas de tipo rectangular, ligeramente ahusadas, muy ahusadas y elípticas. Nótese que para un ala elíptica perfecta el ángulo de ataque efectivo es constante. Para una rectangular el máximo ángulo de ataque está en la raíz o encastre y para una ahusada está hacia afuera mucho más cerca de la punta cuanto más ahusada es. A medida que el ala va incrementado su ángulo de ataque, la sección con mayor ángulo de ataque efectivo llegará primeramente al ángulo de pérdida y a partir de allí comenzará la misma.
Figur a 2. Di st ribución del ángulo de ataque efec ti v o sobr e la env ergad ur a.
La figura 3 muestra, para las distintas configuraciones alares, las zonas en las cuales se inicia la pérdida y como ésta va progresando. Las alas ahusadas comienzan a entrar en pérdida en la parte externa. Esto es, donde usualmente se halla ubicado el alerón, de tal manera que con esta porción del ala en pérdida y con la sección interior aún en vuelo se anula el control del alabeo, sobre todo en alas muy ahusadas.
Fig.3. Modelo de la pé r di da de sustentación par a d fe i r entes formas en planta sin tor sión.
Esta situación puede ser de lo más embarazosa si se está por iniciar una maniobra de enderezamiento durante un aterrizaje con fuertes ráfagas de viento; surge por lo tanto la pregunta: ¿Cómo diseñar un aeroplano seguro si el mismo posee alas ahusadas? Hay varias formas de mantener el alerón en vuelo, tal como una ranura enfrente del mismo o la instalación de bandas o tiras de pérdidas en la zona superior interna del ala como para forzar que esta parte entre en pérdida antes. Cualesquiera de estos dos métodos reducen la eficiencia del ala. Las ranuras adicionan resistencia al avance. Forzar una pérdida de sustentación aún sobre un sector del ala, termina por subir la velocidad de pérdida por encima de lo que realmente podría ser. La manera más usual de solucionar este problema consiste en hacer que los ángulos de ataque de cada uno de los perfiles que componen el ala sean diferentes, dando la sección de la punta un ángulo de ataque menor que el de la raíz.
Esta torsión o giro relativo de las cuerdas se suele hacer gradualmente desde la raíz a la punta del ala. De esta manera se consigue que las secciones interiores lleguen al ángulo de pérdida primero. Este artilugio se muestra en la Figura 4 y se denomina Washout (corrimiento).
Pareciera ser un remedio bastante sencillo, sin embargo origina que algunas secciones se hallen en un ángulo de ataque distinto que el óptimo (el ángulo en que la sustentación es máxima y la resistencia al avance mínima) con lo cual se agrega resistencia durante el vuelo normal. Aún el ala elíptica puede requerir alguna torsión para que entre primero en pérdida la sección interior. De esta forma se agrega resistencia de perfil, la que en algunos casos podría llegar a preponderar sobre la reducción de resistencia inducida. Observando el ala rectangular vemos que la pérdida de sustentación se inicia en la raíz del ala, es decir la zona donde es más deseable. Hay algo muy importante en favor del ala rectangular y es que todas las costillas son de igual tamaño, pudiendo ser estampadas por la misma matriz. La tela del recubrimiento es fácil de cortar y aplicar, en tanto que el larguero no necesita ser ahusado. En una palabra es económica. Entonces, ¿por qué todas las alas no son rectangulares?, tienen una gran desventaja (además de ser antiestética) y es el peso innecesario de la porción exterior. Este es un factor a ser particularmente tenido en cuenta para grandes aeronaves. Lo que puede hacerse, como solución de compromiso, es que el ala sea rectangular en la parte interna y ahusada en la externa. Otro campo donde el peso adicional de un ala totalmente rectangular tiene su influencia es el vuelo a altitudes elevadas. Aquí la resistencia inducida es una porción significativa de la resistencia total. La resistencia inducida es la única afectada por el peso (la resistencia inducida es proporcional al coeficiente de sustentación al cuadrado). Así, el aeroplano está diseñado para crucero a altitud elevada, la mayor resistencia inducida del ala rectangular puede invalidar la reducción en la resistencia parásita resultante de un menor requerimiento de torsión.
Lo que se ha discutido hasta el momento como torsión del ala o washout es lo que se denomina torsión geométrica. Esta es realmente una torsión física del ala. Hay otra treta usada por los diseñadores, conocida como torsión aerodinámica. Esta no es realmente una torsión, sino un cambio en el tipo de perfil a lo largo de la envergadura. Cerca de la punta del ala se emplea un perfil que entra en pérdida a mayor ángulo de ataque que el instalado hacia el interior de la misma. De esta manera las secciones interiores alcanzarán su ángulo de pérdida con anterioridad a la punta. Esto se consigue aumentando progresivamente la curvatura de los perfiles desde la raíz hacia la punta del ala, de forma de incrementar el coeficiente de sustentación máximo de las puntas. El efecto obtenido es el mismo que el de la torsión de allí su denominación torsión aerodinámica. La torsión aerodinámica, comparativamente con la torsión geométrica, da generalmente como resultado una menor resistencia en crucero para las secciones externas. Sin embargo complica el diseño y por lo tanto el proceso de producción. En aeroplanos de alta performance esta complicación puede llegar a ser justificada. A veces, en el caso de alas muy ahusadas se emplea una combinación de torsión aerodinámica y geométrica. Con frecuencia, en la mayoría de las alas rectangulares se introduce algo de torsión geométrica. Este es un factor de seguridad adicional, puesto que la mayoría de los aeroplanos de ala rectangular se utilizan para entrenamiento. El grado de torsión no es tan grande como el requerido en un ala ahusada. Luego de toda esta discusión, vendrá la pregunta ¿cuál es la mejor forma en planta de un ala? Todo depende del objetivo primordial del diseño de la aeronave. Para aeroplanos de entrenamiento y aeroplanos privados de precio competitivo se puede elegir el ala rectangular, la que es más económica y con mejores características de pérdidas de sustentación. Por otro lado, los aeroplanos para ejecutivos y los utilitarios puede que no sean capaces de tolerar el peso adicional y la resistencia inducida extra que implican las alas rectangulares. Para este propósito el ala ahusada puede tener más ventajas que desventajas. El diseño de aeronaves implica un complejo sistema de trueques e intercambios. Para obtener ciertas características deseables se deben sacrificar otras características. Por ejemplo, una alta velocidad de crucero puede trocarse con una corta distancia de despegue, un largo alcance se puede intercambiar por una mayor capacidad de carga. Este concepto no solo involucra performance, sino muchas otras consideraciones, tales como costo inicial, costos de operación, mantenimiento y otros. El primer trabajo de un diseñador es decidir cuales rubros son los más importantes para el aeroplano bajo consideración. Si el ala de un avión es gruesa o esbelta, corta o larga, hay que estar persuadido de que la misma no es el resultado del ancho del tablero de dibujo del proyectista ni del capricho de la esposa del presidente de la compañía. La misma es probablemente una resultante del diseño optimizado para el tipo de vuelo para el cual el aeroplano está construido.
P er f il es Alar es
Un perfil alar es una sección del ala de un avión. En el estudio de los perfiles se ignora la configuración en proyección horizontal del ala, como así también los efectos de extremo del ala, flecha, alabeo y otras características de diseño. Terminología
1- La línea de cuerda es una línea recta que une el borde de ataque y el borde de fuga del perfil. 2- La cuerda es la longitud de la línea anterior. Todas las dimensiones de los perfiles se miden en términos de la cuerda. 3- La línea de curvatura media es la línea media entre el extradós y el intradós. - Curvatura máxima es la distancia máxima entre la línea de curvatura media y la línea de cuerda. La posición de la curvatura máxima es importante en la determinación de las características aerodinámicas de un perfil. 4
5- Espesor máximo es la distancia máxima entre la superficie superior e inferior (extradós e intradós). La localización del espesor máximo también es importante. 6- Radio del borde de ataque es una medida del afilamiento del borde de ataque. Puede variar desde 0, para perfiles supersónicos afilados, hasta un 2 por 100 (de la cuerda) para perfiles más bien achatados.
Variables
geométricas en los perfiles
En la geometría de un perfil existen cuatro variables principales: 1- Configuración de la línea de curvatura media. Si esta línea coincide con la línea de cuerda, el perfil es simétrico. En los perfiles simétricos la superficie superior e inferior tiene la misma forma y equidistan de la línea de cuerda. 2- Espesor. 3- Localización del espesor máximo. - Radio del borde de ataque.
4
Clasificación de los perfiles
La mayor parte del desarrollo de perfiles en los Estados Unidos ha sido realizado a partir de 1929 por el Comité Nacional de Aeronáutica (NACA), que fue precursor de la Administración
Nacional de la Aeronáutica y del Espacio (NASA). Las primeras series estudiadas fueron las llamadas de cuatro dígitos. El primero de los dígitos daba la curvatura en porcentaje de la cuerda; el segundo daba la posición de la curvatura máxima en décimas de la cuerda y los dos últimos dígitos el espesor máximo en porcentaje de la cuerda. Por ejemplo , un perfil NACA 2 415 tiene la curvatura máxima del 2 % de la cuerda, situada en el punto del 40 % de la cuerda (medido desde el borde de ataque) y con un espesor máximo del 15 % de la cuerda. El perfil NACA 0012 es un perfil simétrico (de curvatura 0) y con un espesor del 12 % de la cuerda. El desarrollo posterior llevó a las series de cinco dígitos, series 1, y, con la llegada de altas velocidades, los denominados de flujo laminar. Estos corresponden a las series 6 y 7 y resultan del desplazamiento hacia atrás del punto de espesor máximo y la reducción del radio de borde de ataque. De este diseño se obtiene dos resultados principales. En primer lugar se desplaza hacia atrás el punto de presión mínima, aumentando con ello la distancia desde el borde de ataque en la que existe flujo laminar y reduciendo la resistencia. En segundo lugar, aumenta el número crítico de mach, permitiendo incrementar la velocidad del avión sin la aparición de problemas de compresibilidad. En los perfiles de serie 6, el primer dígito indica la serie y el segundo la posición de presión mínima en décimas de la cuerda. El tercer dígito representa el coeficiente de sustentación en décimas y los dos últimos dígitos el espesor en porcentaje de la cuerda. Por ejemplo el NACA 64-212 es un perfil de la serie 6 con el punto de presión mínima en el 40 % de la cuerda, un coeficiente de sustentación de diseño de 0,2 y espesor del 12 % de la cuerda.
GLOS ARIO
Número
de Mach
Debido a la importancia de la velocidad del avión en relación con la velocidad del sonido en el vuelo a altas velocidades, las velocidades se miden normalmente en número de Mach (en honor al físico austriaco Ernst Mach). El número de Mach equivale a la velocidad verdadera del avión dividida por la velocidad del sonido. Flujo laminar
Corriente o flujo uniforme de aire con muy poca transferencia de momento entre las capas paralelas. Número
crítico de Mach
A cierto número de Mach de vuelo, la velocidad local en la parte superior del ala alcanza la del sonido, Mach = 1. El número de Mach de vuelo que esto sucede se conoce como número crítico de Mach.
Centro de presión
Punto de la cuerda donde actúa la fuerza aerodinámica. Coeficiente de sustentación
Puede definirse como la relación entre la presión de sustentación y la presión dinámica, es una medida de la efectividad del perfil para producir sustentación.
T r en de ate rrizaje
FUNCIÓN
Durante el aterrizaje, el tren debe absorber la energía cinética producida por el impacto. La cubierta es el primer elemento que absorbe tal impacto, pero no es suficiente; así el tren de aterrizaje debe poseer un sistema de amortiguación para poder disminuir el impacto. La velocidad de descenso de un avión en el aterrizaje, en el momento de impacto con el suelo, es decisiva para la absorción de trabajo de los amortiguadores. La expresión energía de descenso se emplea frecuentemente y es la energía cinética arbitrariamente asociada con la velocidad vertical. E l si stema debe absorber la energía cinét ic a, equiv alente a la c aída l ibr e del peso del avión desde 80 cmts. de alt ur a.
El peso total del avión, su distribución sobre las ruedas principales y la proa ó popa, la velocidad vertical de aterrizaje, la cantidad de unidades de ruedas, las dimensiones y presión de las cubiertas y otros, son los factores que influyen sobre la amortiguación del choque y ésta debe ser tal que la estructura del avión no esté expuesta a fuerzas excesivas. Entonces, la f unción del amor t iguador del t re n de ate rrizaje es r ed ucir la v eloci dad v er ti c al del avión a c er o, en tal forma que la reacción del suelo nunca exceda de un cierto valor, generalmente un múltiplo del peso del avión, en el aterrizaje. Otra de las finalidades es permitir al avión que se desplace sobre tierra, tanto en carrera de despegue, aterrizaje, y trasladarse de un lugar a otro llamado comúnmente (TAXI) y para poder estar posado sobre tierra. CLASIFICACIÓ N
Los trenes de aterrizaje de los aviones pueden ser clasificados en: 1)
Trenes fijos.
2)
Trenes retráctiles.
Los trenes fijos son los que, durante el vuelo se encuentran permanentemente expuestos a la corriente de aire. Se usan solamente en aviones pequeños, de baja velocidad donde el aumento de peso por agregado de un sistema de retracción influirá desfavorablemente sobre el peso total y la ganancia en velocidad no mejoraría mucho las performances. DISPOSICIÓN DEL TREN DE ATERRIZAJE
Existen dos disposiciones de tren de aterrizaje a saber: 1)
Tren Convencional
2)
Tren Triciclo
A su vez existen variantes a los dos anteriores que puede ser denominado como tren multiciclo o biciclo. El tren Convencional: esta constituido por dos montantes de aterrizaje debajo del ala o del
fuselaje a la altura del ala y una rueda o patín de cola.
Este tipo de tren de aterrizaje posee varios inconvenientes que son: 1) No permite buena visibilidad del piloto. 2) Para decolar o despegar el empenaje tiene que producir una cierta sustentación para que el avión quede en posición horizontal o sea la rueda de cola en el aire.
3) Cuando el avión aterriza se puede correr el riesgo que un mal frenado puede hacer capotar o darse vuelta. Entonces cuando aterriza lo hace en dos puntos o sea que tocan los dos montantes delanteros. El sistema de dirección se realiza por medio del patín de cola comandado por cables o también se puede lograr el cambio de dirección aplicando el freno en uno de los montantes principales y dándole potencia en el caso del bimotor al motor opuesto que se aplicó el freno.
Configuración y Nomenclatura del tren convencional El tren Triciclo: esta constituido por dos montantes principales debajo del ala o del fuselaje y
un montante en la nariz del avión. El montante de nariz posee un dispositivo de dirección.
En realidad todos los aviones son triciclos, pero ésta denominación se ha generalizado para los que llevan la tercera rueda en la proa. El tren triciclo tiene la misma misión que el tren convencional, pero, simplifica la técnica del aterrizaje y permite posar el avión en tierra en posición horizontal, eliminando el peligro del capotaje, aún cuando se apliquen los frenos durante el aterrizaje. La estabilidad que proporciona el tren triciclo en el aterrizaje con viento de cola o viento cruzado, gracias a la posición del centro de gravedad (c.g.), delante de las ruedas principales, y el recorrido en línea recta en el aterrizaje y decolaje, son las ventajas más importantes. Esta condición es de especial importancia para los aviones que deben aterrizar o decolar en pistas pequeñas, con viento de costado.
Configuración y Nomenclatura del tren triciclo. Centro de gravedad (c.g.)
Es el punto donde se encuentran todas las fuerzas. La ubicación del tren de aterrizaje con respecto al centro de gravedad es importante, ya que de ella depende que un avión obtenga malas o buenas condiciones de decolaje o aterrizaje. En un tren común con rueda de cola (convencional), el centro de gravedad (c.g.), debe encontrarse detrás de las ruedas principales, mientras que en un tren triciclo en el cual la tercera rueda se encuentra en al proa, debe estar situado ligeramente delante de las ruedas principales. Los triciclos con rueda delantera poco cargada llevan traseras situadas a poca distancia del centro de gravedad. Un 90% de la carga descansa sobre el tren principal y solo un 10 % sobre la rueda de proa. Las ruedas de proa más cargadas permiten un frenado más eficaz y proporcionan una mayor estabilidad direccional en el aterrizaje. SISTEMAS
DE AMORTIGUACIÓN
El sistema de amortiguación más elemental, esta constituido por el conjunto de cordones elásticos llamados comúnmente SANDOW o SPRING (monomotores pequeños).
El movimiento de las patas de tren hacen estirar este elástico produciéndose el efecto de amortiguación.
En la Figura se muestra un tren tipo Spring(Resorte) en la tres condiciones de trabajo. La
siguiente figura muestra la sujeción del tren tipo Resorte a el fuselaje.
Existen sistemas de amortiguación como los usados actualmente, constituidos por un cilindro donde juega un pistón cargado a resorte para acompañar el retorno del mismo, y de una mezcla de aire comprimido y líquido hidráulico para evitar los bruscos movimientos. En aviones pequeños, el tren de aterrizaje, que cumple también las funciones de amortiguación, es el llamado tipo CESSNA, sumamente efectivo y muy simple.
El montante de tren de aterrizaje principal está constituido por los siguientes elementos: Montante amortiguador: el cual tiene la función de transformar la energía cinética de
descenso en incremento de presión de un líquido y un gas que se encuentra dentro de este (en el momento que el avión aterriza). Este montante amortiguador está constituido por un cilindro que en su parte superior va tomado a la estructura del avión y por su parte inferior posee un pistón hueco que a su vez en su interior se desplaza otro pistón. En la parte superior del pistón hueco existen dos válvulas que permiten el pasaje de cierta cantidad de líquido. La empaquetadura es una goma que permite que el líquido no salga y se encuentre entre la pared del cilindro y el pistón y además previene el contacto metal a metal del conjunto. Existen dos tipos de montante amortiguador que son: Óleo-neumático (Montante Telescópico): Este tipo de amortiguador utiliza aceite (líquido
hidráulico) con nitrógeno, los cuales forman una emulsión utilizada como energía de absorción. Primero el líquido hidráulico MIL-H-5606, con base de petróleo, es cargado por la válvula de recarga (filling valve) y luego el nitrógeno (gas incoloro que no forma humedad). Los fluidos hidráulicos empleados actualmente en aeronáutica son dos: Ø Fluidos sintéticos no inflamables (SKYDROL) (aviones grandes)
Ø Fluidos con base de petróleo (MIL-H-5606
y MIL-H-6083) (pequeños aviones)
En la siguiente figura podemos apreciar el montante de tren de nariz y principal.
Óleo-resorte: este tipo de montante amortiguador es similar al
anterior pero esta constituido por un cilindro, un pistón hueco y un pistón libre que apoya sobre un resorte el cual reemplaza al gas. A su vez existen otros mecanismos que hacen posible que el tren cumpla con su función. Estos son: Control direccional del tren de aterrizaje
Puede ser controlado hidráulicamente por cilindros direccionales en aviones de gran porte o mecánicamente en aeronaves livianas, mediante el uso de cables de acero y varillas de transmisión de movimiento (rod) Las denominadas tijeras de tren, también son unos de los principales elementos de transmisión de movimiento (tijera inferior y superior), así como también limitan la extensión del telescópico (pistón del amortiguador) cuando la aeronave deja de posarse sobre el suelo. Un ensamble típico de tren de nariz es el mostrado en la siguiente figura. Los componentes más importantes del ensamble incluyen el montante amortiguador, las varillas de dirección, un mecanismo de retracción, rueda y un shimmy damper (amortiguador de bamboleo o vibraciones).
Función
El shimmy damper es una unidad hidráulica individual, que resiste repentinas cargas de torsión aplicadas a la rueda de nariz durante la operación en tierra, permitiendo un giro suave de la misma. El principal propósito de este componente es prevenir a la rueda de nariz de oscilaciones extremadamente ligeras hacia la izquierda o derecha durante la operación de despegue y aterrizaje.
Así mismo, una mala alineación, balanceo, una presión desigual en los neumáticos delanteros (tren dual), pernos, bujes desgastados y ajustes impropios, producirán una oscilación. Operación
El shimmy damper ofrece resistencia a la vibración u oscilación forzando al líquido hidráulico a través de un orificio del pistón. El eje del pistón va sujeto a una parte fija de la aeronave, y el cilindro-alojamiento (housing) a el mecanismo de dirección de torsión de rueda de nariz, el cual se moverá cuando la rueda sea girada, causando un movimiento relativo entre el eje y el cilindro del amortiguador de bamboleo. Si por ejemplo, la rueda experimenta una oscilación a la izquierda, el pistón del cilindro se desplazará también a la izquierda. Cierta cantidad de fluido pasará ligeramente desde el depósito de la cámara derecha hacia la izquierda. El paso de líquido de una cámara a la otra estará limitado por el orificio del pistón y la resistencia que ofrece el mismo al desplazamiento amortiguará la oscilación.
Vista
en corte longitudinal de amortiguador de vibraciones (Shimmy Damper). Se puede
apreciar el pasaje de líquido hidráulico a través de un orifico calibrado, que comunica ambas cámaras del cilindro, absorbiendo de esta manera las vibraciones de la pata de tren de nariz. Retracción y extensión del tren
La retracción y extensión del tren, y la suelta mecánica de los cierres de compuerta, están controlados por la palanca de control del tren de aterrizaje. Un sistema de energía hidráulica acciona el tren, las trabas de puertas, actuadores hidráulicos, frenos y el sistema direccional de rueda de nariz. Cabe destacar que la energía para retracción y extensión del tren también puede ser del tipo electro-mecánica, donde un motor de campo dividido acciona un eje sin fin, solidario a una caja principal de engranajes, accionada por dicho motor.
E CON DICION ES N EC S ARI AS Y RESI STE NCI A EST RUC T UR AL
El diseño de un tren moderno involucra problemas técnicos de primer orden. Debe ser liviano y a la vez robusto, de construcción sencilla, de fácil mantenimiento y de producción económica. El peso de la estructura del tren no debe ser mayor del 6% del peso total del avión y del 4,5% en los aviones sin hélice. Su volumen debe ser mínimo y su trocha lo más ancha posible. El dispositivo de absorción de la energía o sistema de amortiguación debe ser tal, que el impacto de los choques fuertes no sea transmitido al resto del avión. Debe tener buenas características en su estabilidad direccional, controlable en tierra a altas velocidades, tanto en el despegue como en el aterrizaje, con o sin viento y permitir virajes en tierra de radio reducido. El mecanismo para retraer el tren en vuelo debe ser sencillo y de funcionamiento seguro y disponer de un órgano de emergencia. El sistema de frenos debe ser eficaz, de poco desgaste y buena radiación del calor. CON SI DE RACION ES SOBRE DI SEÑ O
La
figura muestra una aeronave con el montante amortiguado totalmente descargado y cubierta desinflada. De todas maneras se puede observar la tolerancia de la hélice con respecto al
terreno.
Como último elemento constitutivo de la pata de tren, citaremos al sistema de frenos el cual puede ser a cinta o a disco, dependiendo del tipo de aeronave, alojándose siempre en el tren principal del avión. Mandos de vuelo
Los mandos de la cabina del piloto accionan las "superficies de mando" (superficies aerodinámicas que provocan el movimiento del avión alrededor de sus 3 ejes). En vuelo, cualquier movimiento del avión afectará al menos a uno de sus 3 ejes: -Eje Lateral o Transversal -Eje Longitudinal -Eje Vertical
El eje LATERAL o TRANSVERSAL (LATERAL AXIS) es un eje imaginario que se extiende de punta a punta de las alas del avión. El movimiento que realiza el avión alrededor de este eje se denomina CABECEO (Pitch). La superficie de mando del cabeceo es el TIMÓN DE PROFUNDIDAD o también denominada ELEVADOR (ELEVATORS). Al tirar de los cuernos de mando hacia atrás (hacia el piloto) se produce el "encabritamiento" (cabeceo hacia arriba o elevación del morro del avión), y al empujar los cuernos de mando hacia adelante se produce el "picado" (cabeceo hacia abajo o bajada del morro del avión). El eje LONGITUDINAL (LONGITUDINAL AXIS) es un eje imaginario que se extiende desde el morro a la cola del avión. El movimiento que realiza el avión alrededor de este eje se denomina ALABEO (Roll). Las superficies de mando del alabeo son los ALERONES (AILERONS). Al girar los cuernos de mando se produce la deflexión diferencial de los alerones: al tiempo que el alerón de una de las alas sube, el alerón de la otra ala baja, siendo el ángulo de deflexión proporcional al grado de giro de los cuernos de mando. El alerón que es deflexionado hacia abajo, produce un aumento de sustentación en su ala correspondiente, provocando el ascenso de la misma, mientras que el alerón que es deflexionado hacia arriba, produce en su ala una disminución de sustentación, motivando el descenso de la misma.
Por ejemplo, si deseamos efectuar una inclinación a la izquierda, giraremos el cuerno de mando hacia la izquierda: el alerón derecho descenderá elevando el ala derecha, y simultáneamente, el alerón izquierdo se deflexionará hacia arriba produciendo una pérdida de la sustentación en el ala izquierda y por tanto su descenso. El eje VERTICAL (VERTICAL AXIS) es un eje imaginario que, pasando por el centro de gravedad del avión, es perpendicular a los ejes transversal y longitudinal. El movimiento que realiza el avión alrededor de este eje se denomina GUIÑADA (Yaw). La superficie de mando de la guiñada es el TIMÓN DE COLA o TIMÓN DE DIRECCIÓN (RUDDER). El control sobre el timón de dirección se realiza mediante los pedales. Para conseguir un movimiento de guiñada hacia la derecha, el piloto presiona el pedal derecho, generando así una deflexión de la superficie del timón de dirección hacia la derecha. Se consideran superficies de mando PRIMARIAS: el Timón de profundidad o elevador, los Alerones y el Timón de dirección. Se consideran superficies de mando SECUNDARIAS: los Flaps, Compesadores, Slats y Spoilers (aerofrenos). En aviones reactores, capaces de desarrollar altas velocidades, las resistencias y los esfuerzos necesarios para deflectar las superficies aerodinámicas, son muy superiores a los de un avión cuyo vuelo de crucero es a baja velocidad. Por ello, además de dotarles de una transmisión hidráulica para mover las superficies, se añaden otras superficies de mando, como los slats, los flaps, los spoilers o aerofrenos y los compensadores. Tanto los flaps como los slats incrementan el área del ala y la curvatura de la misma, produciendo un aumento de la sustentación mejorando la perfomance durante el despegue y el aterrizaje. Existen flaps de borde de ataque (leading edge flaps, L.E flaps) y flaps de borde de fuga (trailing edge flaps T.E flaps) siendo estos últimos los más comunes. Los slats se encuentran en el borde de ataque del ala (L.E, slats). La función de los spoilers o aerofrenos es ayudar a los alerones a controlar al aeroplano en el rolido y suministrar a la vez control de frenado (speedbrakes) para reducir la sustentación o incrementar el arrastre durante el aterrizaje. Para evitar la continua acción del piloto sobre los mandos, se usan unas ruedas o compensadores de profundidad, alabeo y dirección. Estas ruedas controlan unas superficies aerodinámicas de pequeño tamaño llamadas compensadores o aletas compensadoras, que se mueven en sentido contrario al de la superficie de mando principal en la que se encuentran montadas, manteniéndola a la misma posición deseada.
Por ejemplo, si un viento lateral tiende a desviar el avión hacia la derecha de su ruta, el piloto puede corregir el efecto del viento (Deriva) presionando el pedal izquierdo; para evitar la presión constante sobre el pedal, el piloto puede girar la rueda del compensador de dirección hacia la izquierda. Así, la aleta compensadora se moverá hacia la derecha, obligando al timón de dirección a desplazarse un poco a la izquierda. Manteniéndose así deflectado, el avión habrá corregido su desviación y el piloto no estará obligado a presionar constantemente el pedal. De la misma manera, cuando se quiere mantener una actitud de subida, o de bajada, o compensar en profundidad, el piloto gira hacia adelante o hacia atrás la rueda del compensador de profundidad hasta que ya no necesite empujar o tirar de los cuernos de mando. El compensador de alabeo suele accionarse cuando el avión tiende a llevar un plano más caído que el otro, por ejemplo cuando existe una gran diferencia de peso de combustible entre las dos alas.
F igura
1.
En la figura 1 se puede apreciar los movimientos del avión (roll o rolido, yaw o guiñada y pitch o cabeceo) sobre sus tres ejes (longitudinal, vertical y lateral) y la ubicación de las superficies
de comandos primarias (elevators o elevador, rudder o timón de profundidad y ailerons o alerones) y secundarias (flaps, slats y spoilers).
F igura
2.
Las superficies de comando se accionan desde la cabina del piloto con los controles de vuelo que aparecen en la figura 2. En la parte superior izquierda se encuentra el bastón de mando que posee un mecanismo que transmite el movimiento al timón de profundidad o elevador para realizar el movimiento de cabeceo. El mismo bastón de mando posee en la parte superior el cuerno o volante para accionar sobre los alerones los que producen el movimiento de alabeo. Debajo del gráfico anterior aparece la pedalera la cual mediante un mecanismo de transmisión llega hacia el timón de dirección para producir el movimiento de guiñada. A la derecha de la pedalera el gráfico muestra una parte del pedestal de control con la cual se accionan los spoilers de vuelo y de tierra (flight spoilers y ground spoilers), los flaps de borde de
ataque y borde de fuga (T.E flaps y L.E flaps) y una rueda del compensador del estabilizador horizontal (horizontal stabilizer).
F igura
3.
La figura 3 muestra las ubicaciones y condiciones de slats y de flaps, totalmente retraídos, extendidos y totalmente extendidos. FLY-BY-WIRE
Desde los albores de la aviación, y hasta los días del Stratocruiser y el Super Guppy , volar un avión solía requerir un gran esfuerzo físico. Batallando contra las inclemencias meteorológicas, los pilotos navegaban en sus aviones operando manualmente cables de control conectados a superficies tales como alerones, flaps, elevadores y timones. Maniobrar los aviones más grandes hizo necesario algo más que la fortaleza humana. Fue así como se introdujeron potentes sistemas hidráulicos, los cuales eran operados por los pilotos, vía mandos, cables y poleas. Sin embargo a principios de la década del '80, el diseño de los sistemas de control secundario comenzó a utilizar señales eléctricas que iban desde las palancas de potencia a través de computadoras y hasta los actuadores hidráulicos de las superficies de control. El nuevo sistema fly-by-wire (comandos eléctricos de vuelo) hizo extensiva esta tecnología al control primario del avión. Ya no se necesitaba el cuerno convencional de mando, dado que las órdenes salían del puesto de pilotaje por vía electrónica, y se lo reemplazó por una palanca o bastón lateral, más pequeño, el denominado sidestick. El nuevo sistema redujo el peso y la complejidad mecánica del avión, bajó los costos y representó para el piloto grandes ventajas, principalmente en materia de precisión, seguridad y ergonomía.
Gracias al papel mediador de las computadoras, que conocen el espectro total de capacidades técnicas y aerodinámicas del avión, los pilotos pueden hacer un uso total de éstas sin correr el riesgo de exceder su envolvente de vuelo. El sector de la envolvente que figura en las computadoras del sistema fly-by-wire se halla pre-programado de manera de limitar las actitudes que pudiera adoptar la aeronave. También se aplica la protección contra las violaciones a los excesos de velocidad ( Vmo/Mmo, bajas velocidades) independientemente de la orden dada por un piloto al avión a través del sidestick. ¿Q ue es el fly-by-wire? Todos los aviones se controlan a través del movimiento de superficies fijadas a sus alas y empenajes. En una aeronave de pequeñas dimensiones, estas superficies, conectadas mecánicamente a los controles de la cabina de mando, son accionadas directamente por el piloto. En aparatos más grandes y rápidos, como los aviones comerciales, se precisa un esfuerzo mucho mayor para mover esas superficies, lo que hace necesario el empleo de actuadores hidráulicos (del mismo modo que una dirección asistida facilita el manejo de un vehículo pesado). El enlace entre los controles de la cabina de pilotaje y los actuadores hidráulicos de las alas y los empenajes continúa siendo mecánico y habitualmente se basa en cables de acero, que se extienden por todo lo largo y ancho de la aeronave. En un avión dotado de fly-by-wire, este enlace se sustituye por uno eléctrico. En el Airbus A320, por ejemplo, los computadores canalizan el flujo de esas señales eléctricas. Conviene notar que el fly-by-wire elimina la necesidad de las molestas columnas de mandos de control. Airbus ha sabido sacar pleno provecho de esto, sustituyendo esas columnas de control clásicas, por una pequeña palanca (stick) lateral de cómodo uso, que también permite la total visualización de los instrumentos y libertad de movimiento para el piloto. Ya sea porque se utilicen columnas de control o palancas laterales y a pesar de que las señales se trasladan a través de computadoras, los pilotos mantienen permanentemente el gobierno de la aeronave.
¿ Cuales son las ventajas del fly-by-wire? Todos los aviones tienen limitaciones físicas: no pueden volar demasiado despacio, o entrarían en pérdida; ni demasiado rápido, ya que, o maniobran dentro de sus parámetros específicos o se efectuará una ruptura. Esas limitaciones se conocen como envolvente de vuelo y sus fronteras no deben ser sobrepasadas en una operación normal. En el A320, la protección de la envolvente de vuelo de los controles fly-by-wire proporcionan un resguardo adicional para evitar exceder la mayoría de esas limitaciones. Esto ayuda a los pilotos a obtener las máximas prestaciones de su aeronave conservando el pleno control, lo que contribuye a aumentar la seguridad. Por ejemplo, la protección de la envolvente de vuelo incrementa considerablemente las posibilidades de
sobrevivir a un viento de cizalladura, haciendo posible a los pilotos obtener de forma rápida y segura las máximas prestaciones en régimen de ascenso. Si bien este resguardo del perfil de vuelo protege contra riesgos específicos, no puede sustituir el saber hacer y la vigilancia de los pilotos. La tripulación está, y siempre estará al mando. Además debido a que los controles fly-by-wire son eléctricos, tienen menos elementos móviles, y esto los hace más simples, ligeros y fáciles de mantener. ¿Q ue aviones tienen controles fly-by-wire? El primer avión comercial que utilizó estos controles fue el Concorde, que voló por primera vez en 1969. Los Airbus A310, A300-600 y el Boing 767 y 757 incorporan el fly-by-wire a principio de los ´80 y lo usan de manera limitada para operar las superficies móviles del ala (Slats, flaps y spoilers). El A320 fue el siguiente, en 1988, convirtiéndose en el primer avión comercial en hacer pleno uso de estos modernos controles. El liderazgo de Airbus Industrie es seguido de cerca por Boeing ya que está instalando este sistema en sus 777. El fly-by-wire se ha convertido en un patrón industrial para los aviones de nueva generación. ¿Q ue sucede si ocurre una avería en el computador de fly-by-wire? En el A320 existen cinco computadores de fly-by-wire y la aeronave puede volar utilizando tan sólo uno de ellos; dichos computadores trabajan simultáneamente y, si uno de ellos falla, el siguiente toma automáticamente el relevo. Como todos los demás sistemas importantes de un avión comercial, los computadores flyby-wire están diseñados, construidos, probados y certificados bajo las normas más estrictas. Pero, no obstante, la eventualidad de una avería se toma en consideración en el curso de la concepción, previéndose sistemas de socorro. Cada uno de los cinco ordenadores de fly-by-wire se compone, de hecho, de dos unidades que no cesan de vigilarse mutuamente. Además, tres de ellos están diseñados y construidos por un fabricante, mientras que los dos restantes están hechos por otro, con una concepción diferente independiente y utilizando diferentes componentes. Estos dos tipos de computadores se programan por equipos de trabajo que usan distintos lenguajes de programación, haciendo virtualmente imposible que el mismo fallo afecte a todos a la vez. La probabilidad de que los cinco computadores fly-by-wire tengan una avería durante un vuelo es extremadamente remota: el riesgo está calculado en menos de una vez por un billón. Sin embargo, en el caso de pérdida del control, las tripulaciones de A320 pueden continuar pilotando el aparato a unos mandos mecánicos de socorro (compensación del timón horizontal y timón de dirección). Estos mandos auxiliares han sido ensayados en vuelo y empleados satisfactoriamente para realizar una aproximación y aterrizaje con fines de demostración.
Un fallo eléctrico completa es extremadamente improbable, debido a que cuenta con no menos de 5 fuentes de potencia diferentes (un generador en cada uno de los dos motores, la unidad de potencia auxiliar, un generador hidráulico ligado a una turbina de aire comprimido y baterías). Pero, si por jugar a lo imposible sobreviniese una avería eléctrica total, el A320 podría seguir volando gracias a sus controles mecánicos de socorro, tal como ya ha sido demostrado. ¿Q uien controla la aeronave? Los pilotos, como en todos los aviones. Esto es verdad tanto si están operando el aparato manualmente como lo que a menudo sucede en los aviones comerciales modernos y luego continúe a través de sistemas automáticos. En el A320, como en cualquier otra aeronave, los pilotos pueden recuperar siempre el control manual, usando un botón que desconecte el sistema automático o por un contundente movimiento de los mandos. ESTRUCTURA DE LA AERONAVE
COMPONENTES ESTRUCTURALES DEL ALA
De acuerdo con la función de cada componente se lo denomina principal o secundario. Componentes principales: Largueros Costillas Revestimiento Herrajes Componentes secundarios: Falsas costillas Larguerillos Refuerzos : Viga que se extiende a lo largo del ala. Es el componente principal de soporte de ( la estructura. Soporta los esfuerzos de flexión y torsión. Larguero Spar)
Costilla (Rib): Miembro delantero y posterior de la estructura del ala, da forma al perfil y
transmite la carga del revestimiento a los largueros.
Revestimiento (Skin): Su función es la de dar y mantener la forma aerodinámica del ala,
pudiendo contribuir también en su resistencia estructural.
Herrajes (Fitting): Son componentes de metal empleados para unir determinadas secciones del
ala. De su cálculo depende buena parte de la resistencia estructural del ala. Resisten esfuerzos, vibraciones y deflexiones. ( : Son miembros longitudinales de las alas a lo largo de las mismas que transmiten la carga soportada por el recubrimiento a las costillas del ala. Larguerillos Stringer)
Placa o Alma (Web): Es una placa delgada que soportada por ángulos de refuerzo y estructura,
suministra gran resistencia al corte.
La función del ala es producir sustentación y soportar cargas, por lo tanto, su forma y estructura desde el punto de vista estructural se deberá comportar como una viga capaz de resistir esfuerzos, y entre ellos: Ø Cargas aerodinámicas. (sustentación y resistencia). Ø Cargas debidas al empuje o tracción del motor. Ø Reacción debidas al tren de aterrizaje. Ø Esfuerzos debidos a la deflexión de las superficies móviles.
LARGUEROS
Las fuerzas que soporta el ala varían a lo largo de la envergadura, por lo cual los largueros pueden ser de sección variable a lo largo de ésta, con lo se consigue disminuir el peso estructural. Forma de la sección transversal del larguero: Depende de la forma del perfil, su altura, la resistencia exigida y el material empleado. Sección
rectangular: Es macizo, económico y sencillo.
Sección
I: Posee una platabanda inferior y superior unidas mediante el alma.
Sección
canal: Soporta mejor los esfuerzos que el rectangular, sin embargo es inestable bajo
Sección
doble T: Tiene buena resistencia a la flexión y es liviano.
Sección
I compuesta: Tiene la platabanda inferior y superior del mismo material, mientras que el
cargas de corte. Se lo utiliza solo como larguero auxiliar.
alma es de diferente material y se fija a las platabandas mediante remachado.
Largueros
de Armadura
Las dos platabandas se unen entre sí con elementos diagonales y o verticales que pueden estar vinculados por remachado, abulonado o soldado, que constituyen el alma del larguero.
Largueros
de Alma Llena
Las platabandas se unen con una chapa que forma el alma, en el caso que sea muy alta debe incluir refuerzos verticales para aumentar la estabilidad de la chapa.
Normalmente se agujerea el alma (agujero de alivianamiento), para disminuir su peso, para facilitar el acceso para las tareas de mantenimiento y para pasar tuberías y cables. Los agujeros deben permitir el paso de una mano cerrada por lo tanto su diámetro no debe ser inferior a los 120 mm. En vuelo normal la platabanda superior está sometida a compresión mientras que la inferior a tracción y el alma trabaja al corte.
COSTILLAS
Sus funciones son: 1- Mantener la forma del perfil 2- Transmitir las fuerzas aerodinámicas a los largueros. 3- Distribuir las cargas a los largueros. - Estabilizar el ala contra las tensiones.
4
5- Cerrar las celdas. 6- Mantener la separación de los largueros. 7- Proporcionar puntos de unión a otros componentes (tren de aterrizaje). 8- Formar barreras de contención en los tanques de combustible. Clasificación por su Función
a) Costillas de compresión: Unen los largueros entre sí. Transmiten y distribuyen equitativamente los esfuerzos en los largueros. Se colocan donde se producen esfuerzos locales. No siempre se disponen perpendicularmente, pueden colocarse en diagonal. b)
Costillas Maestras: Mantienen distanciados los largueros y dan rigidez a los elementos.
c) Costillas Comunes: No son tan fuertes. Su tarea es la de mantener la forma del perfil y transmitir las fuerzas interiores a los largueros, distribuyéndolas en varias partes de ellos. d) Falsas costillas: Solo sirven para mentener la forma del revestimiento, y se ubican entre el larguero y el borde de ataque o fuga. Partes de la Costilla
Nervio superior Nervio inferior Alma (si es metálica se suele hacer estampada) proporciona rigidez por deformaciones verticales y diagonales.
Ubicación
de las Costillas
Se colocan perpendicularmente al larguero a una distancia de separación entre costillas que depende de los siguientes factores:
A) Velocidad del avión B) Carga alar C) Construcción de la costilla D) Recubrimiento E) Tipo de perfil REVESTIMIENTO
El revestimiento de la estructura del ala proporciona a la misma una forma aerodinámica para alcanzar el máximo rendimiento. Forma parte del ala y se conocen dos tipos de revestimiento: N o r esi stente o P asiv o (tela). Resi stente o Ac ti v o ( metál ic o).
Revestimiento Resistente o Activo
Es el revestimiento de ala realizado con chapa metálica, que contribuye a soportar los esfuerzos de tracción, compresión, flexión, torsión y corte. Contribuye a la resistencia estructural y permite eliminar piezas de refuerzos de la estructura del ala obteniéndose estructuras fuertes y livianas. La contribución del revestimiento a la resistencia de flexión del ala depende su grado de arrugamiento y módulo de elasticidad (es la propiedad que tienen los cuerpos de recuperar su forma primitiva, cuando desaparecen las fuerzas exteriores que le han deformado). Los esfuerzos de tracción no ofrecen dificultades por más delgadas que sean las chapas. Para resistir la compresión se refuerzan las chapas mediante perfiles Y ó Z, o bien con láminas onduladas que se fijan a la parte inferior de las mismas. Los esfuerzos de corte son resistidos sin deformaciones si la chapa tiene espesor suficiente. El revestimiento se fija sobre la estructura del ala mediante remaches. Estos deben ser de cabeza hundida para ofrecer la mínima resistencia al avance. PARABRISAS
Los parabrisas deben ser:
a)- Transparentes y que no deformen las imágenes b)- Inastillables c)- Protegidos contra formación de hielo. d)- Resistente al impacto. TIPOS DE FUSELAJE Fuselajes reticulados o de recubrimiento no resistente:
El recubrimiento no colabora con la estructura para resistir las fuerzas que obran sobre el fuselaje. Se construyen conforme a dos tipos de soluciones básicas: Las estructuras Pratt y Warren: Cualquiera sea la opción que se adopte debe constar por lo menos de cuatro largueros principales o primarios, que casi siempre se extienden a todo lo largo del fuselaje. Estructura Pratt:
Los cuatro largueros están unidos entre si por elementos verticales y diagonales, éstos deben trabajar solo a la tracción y se llaman tensores, obteniéndose una estructura encablada.
Estructura Warren:
Es más rígida que la anterior, se caracteriza por prescindir de elementos incapaces de trabajar a la compresión. El fuselaje se construye sobre la base de los cuatro largueros y se unen entre si solo por elementos diagonales, capaces de trabajar a tracción y compresión. Por lo tanto no tiene tensores, se los reemplaza por tubos. Cuando las solicitaciones actúan en un sentido, hay elementos que actúan a la tracción y otros a la compresión, y si se invierten las solicitaciones también lo hace el rol de cada uno. Normalmente se construyen largueros y elementos diagonales con tubos de acero al cromo molibdeno soldado, y en algunos casos con perfiles de acero o aleaciones livianas o abulonadas.
Fuselaje Monocasco:
Es una estructura a recubrimiento resistente, este colabora con el resto para proporcionar resistencia al conjunto. Consiste en un casco hueco delgado sin órganos transversales ni longitudinales. También se llama así al fuselaje formado por anillos distanciados entre si, a los cuales se fija el revestimiento. La palabra monocasco deriva de monocoque, que significa cáscara o curva plana simple sin refuerzo. Por la mayor estabilidad lograda con la inclusión del recubrimiento resistente, este tipo de estructura ha desplazado a la reticulada. Actualmente su empleo se limita a aquellos casos en que no deben practicarse aberturas, o si se las debe incluir, éstas son pequeñas y pocas, de manera tal que la distribución de esfuerzos sea más uniforme. Cuando se la emplea se recurre al uso de aleaciones livianas con la ventaja de poder aumentar su sección a igualdad de peso, con lo que se aumenta la estabilidad del conjunto frente a las cargas que obran sobre el fuselaje. En resumen, resulta ser liviano pero es de difícil construcción, es de difícil reparación, e impone limitaciones de diseño.
Fuselaje Monocasco Reforzado:
Se refuerza el recubrimiento con anillos verticales, las cuadernas. Dado que el recubrimiento puede absorber las fuerzas de tracción pero no las de compresión, que fácilmente producen deformaciones, se agregan perfiles angulares de distinta forma. Fuselaje Semimonocasco:
En este caso se agregan además de las cuadernas refuerzos longitudinales (largueros o larguerillos).
Fuselaje Geodésico:
Es una estructura reticulada que representa líneas de longitud mínima sobre una superficie curvada, por lo que todo esfuerzo de tracción que tiende a aplanar la curvatura de la superficie, está equilibrado por un esfuerzo de compresión, y como todos los miembros están unidos entre sí, la estructura queda equilibrada en cada intersección, o sea aplicando una torsión los miembros longitudinales sufrirán una tracción, mientras que los transversales trabajarán a la compresión. Si se aplica una carga que deforme el rectángulo ABCD, una fuerza de compresión actuará en la barra AC. Esto hará aumentar la curvatura en el miembro, pero al mismo tiempo se desarrolla una fuerza de tracción en BD que tratará de enderezar AC. Como AC y BD están unidas en su centro, las dos fuerzas se oponen una a la otra y la tracción actúa contra la compresión; en esta forma se anulan las cargas en los mismos.
Fuselajes a Presión:
Cuando se incluye presurización (mantener dentro del fuselaje una presión constante que permita al pasaje y la tripulación su desenvolvimiento normal sin afectar sus funciones vitales), aparece otra carga sobre el fuselaje, la debida a la sobrepresión interna, por lo que comienza a comportarse como un tanque a presión, y pese a que la diferencia de presión es baja dado que el área total afectada es muy grande, las fuerzas resultantes son también muy grandes. Aparecen fuerzas tangenciales a las cuadernas, concentradas, que se suman al efecto debido a las deformaciones por flexión, las que están presentes en el revestimiento y tienden a deformar la superficie, haciéndola perder su forma aerodinámica. Para solucionar este problema se recurre a las cubiertas flotantes, en las que la unión entre cuaderna y recubrimiento conservan su capacidad al corte. Así se consigue que el recubrimiento pueda expandirse uniformemente bajo la acción de la presión interna. En los fuselajes presurizados se debe tener especial atención con:
a)- Fatiga de las juntas por fluctuación de la presión. b)- Los sellos por donde entran conductores al fuselaje. c)- Las aberturas de puertas, cierres y tapas. e)- La presión sobre los cristales. f) - Estructura libre de fallas para evitar la descompresión. Módulo de elasticidad:
Si se aplica una fuerza a un elemento estructural, éste cambiará su longitud. Este cambio de longitud es directamente proporcional al cambio de la fuerza (al menos hasta un determinado valor). Esta relación se conoce como la ley de Hooke. Si transformamos la fuerza en esfuerzos y el cambio de longitud en alargamiento, la relación se hace más importante. El esfuerzo de un elemento no está relacionado con el material del que está fabricado, pero esto no es verdad con respecto al alargamiento. Materiales diferentes se extienden de diferentes formas cuando son sometidos a la misma carga, por lo que la relación entre esfuerzo y alargamiento, según la ley de Hooke, nos da un método importante de identificación de las características del material. Estas características o propiedades del material se llaman módulo de Young o módulo de elasticidad. Módulo de elasticidad (E): esfuerzo / alargamiento. El diagrama de la figura muestra el tipo de curvas obtenidas en las pruebas en laboratorio y son típicas para determinar cuando una determinada muestra de material tiene o no la resistencia indicada en su especificación. El primer punto que se observa es el que la ley de Hooke se aplica desde 0 hasta el punto "P" llamado límite de proporcionalidad. Después del punto "P", si la carga aumenta, el alargamiento es desproporcionalmente mayor. En la región anterior al límite de proporcionalidad (que también se llama límite elástico), si al material se le quita la carga, la curva "esfuerzo / alargamiento", vuelve a 0 por la misma línea. Entonces se dice que el material es elástico. Cuando el esfuerzo excede del punto "P" se dice que el material está en estado plástico y si se le quita la carga, la curva no retornará al punto 0, sino al punto "S". En dicho punto "S", no hay esfuerzo, pero se mantiene un aumento de la longitud que se denomina deformación permanente.