El sistema de control de vuelo de una aeronave de ala fija, es un sistema de control que está formada por las superficies de control de vuelo, los controles de cabina, enlaces de conexión y los mecanismos operativos necesarios para controlar la dirección de una aeronave durante cualquier fase del vuelo. Los controles de los motores de la aeronave también se consideran controles de vuelo, ya que cambian la velocidad.
El sistema básico utilizado en aeronaves apareció por primera vez, de forma fácilmente reconocible, en abril de 1908, en el diseño del monoplano Blériot VIII, de la era pionera, diseñado por Louis Blériot.
Controles en la cabina Controles principales y primarios
Generalmente, los controles de vuelo de la cabina principal están dispuestos de la siguiente manera:Langewiesche, Wolfgang. Stick and Rudder: An Explanation of the Art of Flying, McGraw-Hill Professional, 1990, , .
Un Joystick de control (también conocido como columna de control), palanca central o palanca lateral (las dos últimas también conocidas coloquialmente como control o joystick), es el dispositivo que controla el balanceo y el cabeceo del avión moviendo los alerones (o activando la deformación del ala en algunos diseños de aviones muy antiguos) cuando se gira o se desvía hacia la izquierda y la derecha, y mueve los elevadores cuando se mueven hacia atrás o hacia adelante. Los pedales del timón, o la anterior «barra de timón», anterior a 1919, controlan la guiñada moviendo el timón de profundidad; por ejemplo, el pie izquierdo hacia adelante moverá el timón hacia la izquierda. Palanca de empuje o acelerador, que controla la velocidad del motor o el empuje de las aeronaves propulsadas.
Los yugos de control también varían considerablemente entre aeronaves. En algunas aeronaves, el alabeo se controla girándolos en sentido horario o antihorario (como al dirigir un coche) y el cabeceo se controla moviendo la columna de control hacia el piloto o alejándola de él. En otras, el cabeceo se controla deslizando el yugo hacia adentro y hacia afuera del panel de instrumentos \ (como en la mayoría de las Cessnas, como las 152 y 172), y en otras, el alabeo se controla deslizando todo el joystick hacia la izquierda y la derecha (como en la Cessna 162). Las palancas centrales también varían entre aeronaves. Algunas están conectadas directamente a las superficies de control mediante cables, otras (aviones con sistema de vuelo por cable) tienen una computadora que controla los actuadores eléctricos.
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 sobre los mismos tres ejes en el espacio, el sistema de control de vuelo de la aeronave seguirá estando diseñado para que la palanca o el yugo controlen el cabeceo y el alabeo de forma convencional, al igual que los pedales del timón para la guiñada. El patrón básico de los controles de vuelo modernos fue iniciado por la frances Robert Esnault-Pelterie, con el también aviador francés Louis Blériot popularizando el formato de control de Esnault-Pelterie inicialmente en el monoplano Blériot VIII de Louis en abril de 1908, y estandarizando el formato en el Blériot XI que cruzaba el Canal de la Mancha en julio de 1909. El control de vuelo se ha enseñado de esta manera durante muchas décadas, como se popularizó en libros instructivos ab initi como la obra de 1944 Stick and Rudder.
En algunas aeronaves, las superficies de control no se manipulan mediante un mecanismo articulado. En los ultraligeros y los aladeltas motorizados, por ejemplo, no existe ningún mecanismo. En su lugar, el piloto simplemente agarra la superficie sustentadora con la mano (utilizando un marco rígido que cuelga de su parte inferior) y la mueve.
Controles secundarios Además de los controles de vuelo primarios para alabeo, cabeceo y guiñada, a menudo hay controles secundarios disponibles para dar al piloto un control más preciso sobre el vuelo o para aliviar la carga de trabajo. El control más comúnmente disponible es una rueda u otro dispositivo para controlar el ajuste del elevador, de modo que el piloto no tenga que mantener una presión constante hacia atrás o hacia adelante para mantener una actitud de cabeceo específicaThom,1988. p. 87.(otros tipos de ajuste, para timón y alerones, son comunes en aeronaves más grandes, pero también pueden aparecer en aeronaves más pequeñas). Muchas aeronaves tienen flaps de ala, controlados por un interruptor o una palanca mecánica o, en algunos casos, son completamente automáticos, que alteran la forma del ala para un mejor 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 aerodinámicos y alas de barrido variable.
Sistemas de control de vuelo Mecánico
Los sistemas de control de vuelo mecánicos o controlados manualmente son el método más básico para controlar una aeronave. Se usaron en las primeras aeronaves y actualmente se usan en aeronaves pequeñas donde las fuerzas aerodinámicas no son excesivas. Las primeras aeronaves, como el Wright Flyer I, el Blériot XI y el Fokker Eindecker, usaban un sistema de alabeo en el que no se usaban superficies de control articuladas 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 tenían un timón articulado/pivotante además de los controles de cabeceo y alabeo operados por alabeo.Taylor, 1990. p. 116. Un sistema de control de vuelo manual usa una colección de partes 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. A menudo se usan tensores para ajustar la tensión del cable de control. El Cessna Skyhawk es un ejemplo típico de una aeronave que usa 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 las conexiones de daños causados por el viento. Algunas aeronaves incorporan bloqueos de ráfagas como parte del sistema de control.Thom,1988. p. 153.
El aumento de las superficies de control y las mayores velocidades requeridas por las aeronaves más rápidas resultaron en mayores cargas aerodinámicas en los sistemas de control de vuelo. Como resultado, las fuerzas necesarias para moverlos también aumentaron significativamente. Por consiguiente, se desarrollaron complejos sistemas de engranajes mecánicos para maximizar la ventaja mecánica y reducir las fuerzas requeridas por los pilotos.Taylor, 1990. p. 118. Esta disposición se encuentra en aeronaves de hélice más grandes o de mayor rendimiento, como el Fokker 50.
Algunos sistemas mecánicos de control de vuelo utilizan servoaletas que proporcionan asistencia aerodinámica. Las servoaletas son pequeñas superficies articuladas a las superficies de control. Los mecanismos de control de vuelo mueven estas servoaletas, y las fuerzas aerodinámicas, a su vez, mueven o asisten el 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 a reacción.Thom,1988. p. 86. El Boeing 737 incorpora un sistema que, en el improbable caso de un fallo total del sistema hidráulico, permite que el control vuelva a ser controlado automáticamente y sin problemas mediante servoaletas.
Hidromecánico
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 hidráulicas ayudan a superar estas limitaciones. Con los sistemas hidráulicos de control de vuelo, el tamaño y el rendimiento de la aeronave se ven limitados por la economía, más que por la fuerza muscular del piloto. Inicialmente, se utilizaban sistemas solo parcialmente sobrealimentados, en los que el piloto aún podía sentir parte de las cargas aerodinámicas en las superficies de control (retroalimentación).
Un sistema de control de vuelo hidromecánico tiene dos partes:
El circuito mecánico, que conecta los controles de la cabina con los circuitos hidráulicos. Al igual que el sistema de control de vuelo mecánico, consta de varillas, cables, poleas y, a veces, cadenas. El circuito hidráulico, que incluye bombas hidráulicas, depósitos, filtros, tuberías, válvulas y actuadores, se alimenta mediante la presión hidráulica generada por las bombas del circuito hidráulico. Los actuadores convierten la presión hidráulica en movimientos de la superficie de control. Las servoválvulas electrohidráulicas controlan el movimiento de los actuadores.
El movimiento del piloto sobre un control hace que el circuito mecánico abra la servoválvula correspondiente en el circuito hidráulico. El circuito hidráulico acciona los actuadores, que a su vez mueven las superficies de control. A medida que el actuador se mueve, la servoválvula se cierra mediante una conexión de retroalimentación mecánica, que detiene el movimiento de la superficie de control en la posición deseada.
Esta disposición se encontraba en los aviones de transporte a reacción de diseño más antiguo y en algunas aeronaves de alto rendimiento. Algunos ejemplos son el Antonov An-225 y el Lockheed SR-71.
Dispositivos de sensación artificial Con sistemas de control de vuelo puramente mecánicos, las fuerzas aerodinámicas sobre las superficies de control se transmiten a través de los mecanismos y son percibidas directamente por el piloto, lo que permite una retroalimentación táctil de la velocidad aerodinámica. Con sistemas de control de vuelo hidromecánicos, la carga sobre las superficies no se puede percibir y existe el riesgo de sobrecargar la aeronave mediante un 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 Real Fuerza Aérea del Reino Unido y el interceptor supersónico Avro Canada CF-105 Arrow de la Real Fuerza Aérea Canadiense (ambos diseños de la década de 1950), la retroalimentación de fuerza requerida se logró mediante un dispositivo de resorte.The Arrowheads, pages 57-58, 83-85 (for CF-105 Arrow only). El punto de apoyo de este dispositivo se movió proporcionalmente al cuadrado de la velocidad aerodinámica (para los elevadores) para proporcionar una mayor resistencia a velocidades más altas. Para los controles de los aviones de guerra estadounidenses Vought F-8 Crusader y LTV A-7 Corsair II, se utilizó un «peso de balanceo» en el eje de cabeceo de la palanca de control, lo que proporcionó una retroalimentación de fuerza proporcional a la aceleración normal del avión.
Stick shaker El Stick shaker es un dispositivo que se conecta a la columna de control en algunas aeronaves hidráulicas. Este dispositivo hace vibrar la columna de control cuando la aeronave se aproxima a una entrada en pérdida. Algunas aeronaves, como el McDonnell Douglas DC-10, están equipadas con una fuente de alimentación eléctrica de emergencia que puede activarse para activar el Stick shaker en caso de fallo hidráulico.
Alimentación por cable