¿Qué es el efecto de inestabilidad lateral oscilatoria o Dutch Roll?
La inestabilidad lateral oscilatoria o Dutch Roll es la interacción entre la estabilidad lateral alrededor del eje longitudinal (roll) y la estabilidad longitudinal alrededor del eje vertical (yaw) de un avión en vuelo. Un avión con un exceso de estabilidad lateral tendrá, por defecto, una estabilidad direccional pobre y, por lo tanto, será susceptible a la inestabilidad lateral o Dutch Roll.
Simplemente, una perturbación de una aeronave directamente en guiñada (yaw) provoca una perturbación secundaria en alabeo (roll) o viceversa. Si se considera una perturbación por una ráfaga en una guiñada, a medida que el avión se desplace sobre un ala, el aire tenderá a moverse más rápido por este ala y más lento sobre la contraria. Sobre el ala con el desplazamiento de aire más rápido se producirá un ascenso y un descenso sobre la contraria. Obviamente, esto producirá un alabeo.
Con el aumento en la elevación se producirá un incremento de la resistencia inducida del ala más rápida, produciendo mayor arrastre, al contrario de la otra ala. Esto provocará un momento de guiñada en oposición a la perturbación inicial y todo el proceso se invierte. Todas las aeronaves con una configuración de ala en flecha tienen tendencia a las oscilaciones de guiñada-alabeo, necesitándose un sistema de Yaw Damper (amortiguación de guiñada) que se encargue de corregir este efecto de manera automática. Esta corrección la realizará actuando exclusivamente sobre el timón de dirección.
Detección de señales en el Yaw Damper
La detección de una perturbación en yaw es normalmente detectada por un giróscopo de régimen, aunque algunos sistemas emplean acelerómetros. El objetivo consiste en detectar el deslizamiento lo antes posible y producir una señal correctora al servo-actuador, alimentando al sistema del timón de dirección para aplicar la posición de guiñada. Un computador recibirá la señal de los giróscopos o acelerómetros, enviando las señales de mando al timón de dirección para evitar el movimiento no deseado y corrigiendo la oscilación lateral. En los aviones de fabricación actual, se emplea el mismo computador de guiado de vuelo para realizar la función de Yaw Damper.
Componentes principales del Yaw Damper en MDs
- 2 conjuntos de acelerómetros.
- Un actuador de Yaw Damper.
- Dos computadores de Yaw Damper.
- Panel anunciador.
- Conmutador de posición de YAW.
- Panel de control del DFGS.
- Sensor de posición del Rudder.
Funcionamiento del Yaw Damper integrado en los DFGCs (MDs)
El Yaw Damper permite amortiguar los efectos de inestabilidad lateral oscilatoria, operando en todos los segmentos del vuelo, desde el despegue (Take Off) hasta el aterrizaje (Landing). Con alimentación eléctrica de 28VDC y con el interruptor de A/P en el panel de control, se embraga en la posición 1 ó 2, activando el computador DFGC correspondiente.
Al poner el interruptor de Y/D en ON, se activa el computador de guiado de vuelo DFGC para recibir las señales de los acelerómetros e integrarlas con el fin de conseguir un régimen de guiñada adecuado. La señal de régimen calculada experimenta una programación de ganancia en función de la velocidad y se combina con el efecto de coordinación de los virajes para conseguir una respuesta en el actuador de Y/D.
El actuador eléctrico del Yaw Damper, mediante un tren de engranajes, hace girar el husillo conectado al conjunto de potencia del timón de dirección o a la aleta si trabaja en manual; el giro del husillo es calibrado por un transmisor que envía una señal de respuesta al calculador DFGC. Cuando la señal de error es nula, el husillo se para y vuelve a girar cuando se desequilibra la señal.
El movimiento del timón provocado por el Y/D no hace mover los pedales en cabina y, cuando estos son desplazados por el piloto, el Rudder se mueve sin afectar al sistema Y/D. El Y/D se desembraga de forma automática cuando las condiciones lógicas del circuito no están presentes.
Limitación de recorrido del Rudder en MDs
En el borde de ataque del estabilizador vertical hay un tubo pitot que envía la señal de aire de impacto al mecanismo limitador de recorrido del rudder. El máximo desplazamiento del rudder es de +22º cuando la velocidad del avión es inferior a 144 nudos; a medida que se incrementa la velocidad, empieza a limitarse el recorrido del timón de dirección hasta alcanzar los 300 nudos, donde tiene la máxima limitación de +2,5º. La luz azul del panel anunciador «RUDDER TRAVEL UNRESTRICTED» permanece encendida en tierra y durante el despegue hasta que el timón empieza a limitar su recorrido; luego, en crucero, va apagada y volverá a encenderse durante la aproximación con IAS menor de 144 nudos.
Control de Yaw en Airbus A32X (Fly-By-Wire)
El control de yaw se lleva a cabo por el timón de dirección, movido por tres actuadores hidráulicos montados en paralelo y alimentados cada uno por un sistema hidráulico (G-B-Y). Son controlados por un sistema mecánico complejo. Este mecanismo se puede actuar desde los pedales de dirección a través de un sistema mecánico convencional, o en vuelo normal, actuado por los servo-actuadores de Yaw Damper controlados eléctricamente por los FACs. El control mecánico tiene prioridad sobre el control eléctrico.
Funciones principales del FAC en Airbus
- Guiñada (YAW DAMPER y coordinación de viraje).
- Compensación de timón de dirección (RUD TRIM).
- Limitación de recorrido de timón de dirección (RUD TRV LIM).
Actuación del Yaw Damper en A32X (Manual y Automático)
En modo manual, si el piloto automático no está embragado, el ELAC es el encargado de enviar las órdenes para la coordinación de giro, la orden de guiñada y de amortiguamiento del balanceo al FAC. En caso de fallo de ambos ELACs, la coordinación de giro y compensación de fallo de motor se pierden automáticamente, quedando solo activo el amortiguamiento de balanceo (Dutch Roll Damping) bajo control del FAC.
Cuando el piloto automático está embragado, son los FACs los que calculan las órdenes de amortiguamiento de guiñada. La amortiguación del Dutch Roll es controlada utilizando los datos de los ADIRUs.