El momento de cabeceo es el momento M, que tiende a hacer girar el perfil alrededor del eje de cabeceo. Como sucedía con la sustentación y la resistencia puede ser expresado por la forma de un coeficiente:

M=Cm.c.q.S

M= momento de cabeceo

Cm= coeficiente del momento de cabeceo

C=longitud de la cuerda alar

q=presión dinámica

S=Superficie alar

Un momento debe ser definido respecto a un eje determinado. Por ejemplo, el momento puede ser calculado respecto a la línea paralela al eje “Y” que pasa por el centro de gravedad. En el plano longitudinal un punto de referencia define un eje, por lo que se dice sencillamente “alrededor del centro de gravedad”. Una fuerza que actúa a través del punto de referencia no produce ningún momento con respecto a el. Dado el momento respecto a un punto las fuerzas definidas se pueden situar en ese punto para representar la fuerza y el momento.

Hay tres puntos de referencia de especial interés. El centro de presión (c.p.) de un perfil alar es el punto a través del cual actúa la fuerza de presión, es decir, es el punto alrededor del cual la distribución de la presión no produce momentos. El centro aerodinámico (a.c) es el punto en el cual el momento de la distribución de la presión no cambia al variar el ángulo de ataque. Considerando el conjunto del avión, el punto alrededor del cual no hay cambio del momento de cabeceo en función del ángulo de ataque es llamado punto neutral.

Es un perfil alar con intrados cóncavo, el centro de presión se mueve a lo largo de la cuerda como resultado de los cambios de ángulo de ataque y el viento relativo. El momento del c.p. respecto es el momento de cabeceo.

Un avión esta diseñado para volar dentro de un margen de velocidades y altitudes, determinadas principalmente por su peso, potencia  y resistencia estructural. Sin embargo, el avión debe ser estable y fácil de controlar para alcanzar sus objetivos de diseño .Para tener estabilidad, el avión debe ser capaz de mantener una determinada condicion de vuelo que se ha conseguido el equilibrio y debe tender a volver a esta posición si una fuerza exterior le desplaza de ella. Respecto al control, debe haber mandos y controles de vuelo que permitan al piloto maniobrar con seguridad y precisión. La determinación de la estabilidad es mas precisa, mientras que las cualidades de maniobra que determinan la facilidad de control son juzgada subjetivamente y se les asigna una calificación por el piloto de pruebas.

Un avión es capaz de realizar seis movimientos distintos de vuelo. Puede trasladarse (moverse en línea recta) a lo largo de cualquier de sus tres ejes,  puede girar alrededor de cualquiera de ellos.

Sistema de ejes de estabilidad con su origen en el centro de gravedad (c.g) del avión, e indica la dirección de movimiento positivo empleada para las expresiones matemáticas. A causa de la simetría del avión impide que se cree un par de movimiento lateral-direccional..

El movimiento lateral-direccional incluye el giro y la guiñada y la translación a lo largo del eje “Y”. Estos movimientos están asociados porque la rotación del avión sobre cualquiera de los dos ejes induce un momento de magnitud suficiente para causar movimiento sobre el otro eje, y el derrape (la traslación sobre el eje “Y” induce momentos tanto de cabeceo como de giro. Por ejemplo, un avión no se inclina sin tendencia a realizar una guiñada y no hace una guiñada sin tendencia a inclinarse lateralmente.

Los sistemas de mandos de vuelo del avión están diseñados para ser seguros y fáciles de accionar, de tal modo que un piloto pueda hacer maniobrar el avión como ser necesario para realizar la tarea para la que fue diseñado.

El propósito de los mandos y controles es hacer posible el navegar de un sitio a otro. Hay una fuerza principal, la sustentación,con la cual se realizan maniobras en los aviones convencionales. (En los aviones VTOL de despegue y aterrizaje vertical el empuje puede ser tan grande que se también un fuerza tangencial). La magnitud de la sustentación depende de la velocidad del ángulo de ataque, y su dirección depende principalmente de la orientación del avión.

Los controles que afectan directamente a la sustentación se llaman controles o mandos primarios. Son los timones de profundidad y el mando de gases, que se emplean para controlar la velocidad y el ángulo de ataque, y los alerones (y en ocasiones los spoilers) que controlan el ángulo de inclinación lateral. Un control secundario es el timón de dirección, que controla el ángulo de derrape y se emplea en los virajes coordinados. Los controles convencionales son los que se muestran en la figura.

Los alerones, timones de profundidad y timón de dirección producen principalmente momentos alrededor de los ejes de inclinación, cabeceo y guiñada respectivamente (aunque exista una cierta conexión entre la inclinación y la guiñada) y el mando de gases controla el empuje.

Comportamiento característico del avión

Un avión tiene un comportamiento dinámico que es independiente del control que el piloto ejerce sobre el. Estas características inherentes deben ser comprendidas para poder apreciar correctamente el papel del piloto al cotrolar el avión.

Se consigue el equilibrio cuando todas las fuerzas y momentos están equilibrados. En todos los aviones, excepto en los muy pequeños , se emplean pequeñas superficies de control adicionales para equilibrar el avión de tal menera que el piloto no tenga que realizar un esfuerzo constante para mantener el equilibrio.

Se dice que un avión es estáticamente estable si se producen fuerzas y momentos para hacerle volver a su equilibrio anterior cuando se le saca de el.

El avión es dinámicamente estable si el movimiento que resulta de una perturbación se amortigua y desaparece y el avión vuelve finalmente a su estado de equilibrio.

Una bola colocada en la cima de un monte se encuentra en situación de equilibrio inestable tanto estático como dinámicamente. En un valle, la bola oscila alrededor de su posición de equilibrio. Es estable estáticamente, pero, a no ser que las oscilaciones cesen debido al rozamiento, no se puede considerar como dinámicamente estable. En determinadas condiciones de vuelo un avión que es estáticamente estable puede ser dinámicamente inestable, se las oscilaciones causadas por una perturbación aumentan en amplitud. Aunque la inestabilidad estática o dinámica no son deseables, no son necesariamente inaceptables, dependiendo de lo rápidamente que ocurran y de los tipos de movimientos causados.

Estabilidad estática longitudinal y compensación

Las rachas y otros cambios en la dirección o velocidad del viento relativo alteran el ángulo de ataque. Una racha subita cambia el ángulo de ataque, variando así la sustentación y la resistencia aerodinámica. Para lograr la estabilidad estática, la sustentación adicional creada por el aumento del ángulo de ataque debe original un momento de cabeceo que tienda a bajar el morro, de lo contrario, el morro continuara subiendo y separándose mas y mas de la posición de equilibrio original. Por lo tanto, la estabilidad estática longitudinal del avión depende de la relación entre el momento de sustentación y el de cabeceo. La estabilidad estática longitudinal del avión esta afectada por la contribución de fuerzas del fuselaje, alas y cola.

Veamos primero como afecta el ala a la estabilidad longitudinal, es decir, como varia su momento de cabeceo respecto al centro de gravedad del avión (o coeficiente de momento CMc.g) como resultado de un cambio súbito en el ángulo de ataque. Este cambio del ángulo de ataque causa un cambio de la sustentación del ala (o coeficiente de sustentación CL). En general, el coeficiente de momento se alterara también excepto si el vector sustentación esta situado en el a.c del ala. Cuando se coloca en el a.c del ala, el cambio del momento respecto al c.g. es el producto del cambio de sustentación por el brazo de momento entre a.c y el c.g.

Una curva que relaciona al CMc.g con el CL como en la figura (1) nos muestra el momento de cabeceo al cambiar la sustentación. La curva continua de CL respecto a CM indica una ala estable que contribuye a la estabilidad longitudinal del avión, porque un incremento positivo de la sustentación ocasionara un aumento negativo o de morro hacia abajo del momento de cabeceo, como vemos en la figura (2). Por lo tanto, retrasar el ala o adelantar el c.g. aumentan la contribución del ala a la estabilidad estática del avión. Como resultado, en muchos aeroplanos el ala esta situada de tal modo que en vuelo equilibrado hay un momento de cabeceo de morro hacia abajo que debe ser compensado por una sustentación negativa en el estabilizador horizontal

El estabilizador horizontal esta muy detrás del c.g. por eso los principales cambios de momento respecto al c.g. del avión mediante el ángulo de ataque son debidos a cambios de sustentación. Un aumento del ángulo de ataque produce un aumento de sustentación y en consecuencia un momento de morro abajo. Por lo tanto, el estabilizador horizontal tiene una contribución estabilizadora que ayuda a la estabilidad estática del avión.

En alas volantes y aviones sin cola se deben emplear técnicas especiales. El a.c. debe estar detrás del c.g. aunque esto cause problemas de compensación. Para obtener el momento de morro alto necesario para el equilibrio se emplean dos técnicas, la curvatura negativa en las alas rectas y la deformación de las puntas de las alas en flecha (que produce sustentación negativa en las puntas, que están detrás del centro de gravedad). Estas dos técnicas se utilizan para compensar después de que el ala ha sido situada en una posición que asegure una estabilidad longitudinal estática adecuada.

La condición de equilibrio o compensación cambia con la velocidad del aire. Los aviones supersónicos deben ser diseñados para soportar grandes cambios tanto en las condiciones de compensación como en la estabilidad estática, como se indica en la pendiente de las curvas de sustentación-momento (figura 3).

El punto de referencia para calcular los momentos aerodinámicos es el c.g del avión. La situación del c.g en la cual no hay cambio en los momentos aunque cambie el ángulo de ataque se denomina punto neutral del avión. No obstante, la estabilidad estática del avión varia con los cambios de posición del c.g debidos a la carga útil y al consumo de combustible. Cuando el c.g esta por delante del punto neutral, el avión esta estáticamente estable, mientras que un c.g situado detrás del punto neutral hace el avión estáticamente inestable. La separación entre el c.g y el punto neutral puede ser calculada conociendo la envolvente de la curva CMc.g. del avión mediante la ecuación.

PUNTO NEUTRAL -c.g= Cmc.g/CL

De esta exposición y de los datos de la figura (3) se puede ver que el punto neutral de un avión esta mas adelantado a velocidades supersónicas.

El margen de posiciones disponibles para el c.g. es una consideración importante tanto operacional como de diseño. Este margen esta limitado por las consideraciones de estabilidad y compensación. Si el c.g. esta demasiado adelantado puede ser necesario que el estabilizador horizontal proporcione mas sustentación negativa de la que puede crear, para equilibrar adecuadamente el momento de morro abajo producido por el ala. El limite absoluto esta definido por la entrada en perdida del estabilizador. También hay que tener en cuenta que la compensación excesiva aumenta la resistencia aerodinámica. Aun es mas importante tener en cuenta que el piloto debe variar la sustentación de la cola para poder controlar el avión. Al total de esta posible variación se le denomina autoridad disponible del control. Por lo tanto, la necesidad de disponer de un nivel mínimo de seguridad de autoridad del control limita el adelantamiento posible de la posición del c.g. y la estabilidad limita su desplazamiento hacia atrás. El piloto cumple estos requisitos asegurándose de que el reparo de la carga en el avión sea tal que el c.g. del avión este siempre dentro de la envolvente de peso total y momento del avión.

Un factor de complicación a velocidades supersónicas es el cambio de la relación y de la curva de CL/CM al variar la velocidad. El cambio en la pendiente significa que el punto neutral se desplaza bruscamente cuando el avión pasa de subsonico a supersónico. Esto significa que se deben emplear grandes movimientos de reflexión del timón para compensar el aumento de momento respecto al c.g. o que el piloto debe tener un medio de adelantar el c.g. para disminuir la resistencia aerodinámica causada por la compensación. En la actualidad, la solución preferible es adelantar el c.g. bombeando combustible a los depósitos delanteros.

Como se ve en la figura a velocidades supersónicas no solo se retrasa al a.c del ala, sino que también disminuye la efectividad de las superficies de control.Otro sistema es el de los aviones de geometría variable como el F-111, que pueden variar la flecha de las alas, lo cual proporciona un método automático de control de la compensación.

Estabilidad estática direccional-lateral

El estabilizador vertical de cola proporciona el efecto de quilla estabilizador necesario para obtener la estabilidad direccional estática adecuada., basada en momentos relativos respecto al c.g. El tamaño del empenaje de cola no es el único factor, naturalmente, y una cola excesivamente grande añadiría un peso y una resistencia aerodinámica excesivo., en detrimento de las prestaciones del avión.

El punto neutral para la estabilidad direccional-lateral es análogo al punto neutral estático longitudinal del que ya hemos hablado .La cola debe ser lo suficientemente grande como para poder vencer los efectos típicamente inestable estáticamente del fuselaje y de las alas (aunque en el movimiento lateral las alas no tienen tanta importancia como en el cabeceo). En el comportamiento direccional-lateral, el par de torsión de guiñada debido a la inclinación y el derrape complica algo mas el estudio. Los efectos estáticos de los sistema de acoplamiento deben ser entendidos para apreciar los tipos de movimiento lateral que se puede producir.

El momento de guiñada ocasionado por el derrame puede ir acompañado por un momento de inclinación lateral. Si el momento tiende a hacer que se levante el ala del lado hacia el que se derrapa, se dice que el avión tiene un diedro favorable positivo, por ejemplo, si el avión baja su ala izquierda pero mantiene el control del rumbo con el timón, tendera a derrapar hacia la izquierda. El momento de inclinación lateral producido tiende a corregir la posición del ala baja y a volver a su orientación inicial, como vemos en la figura. El diedro positivo es producido por varias causas. Corresponde al punto neutral lateral que esta por encima del c.g..El centro aerodinámico de la cola esta usualmente por encima del c.g. y contribuye al efecto diedro positivo.

Un ala en flecha negativa en lado izquierdo de un avión que derrapa a la izquierda choca con el aire mas perpendicularmente y por tanto produce mas sustentación.

Por lo contrario, el ala derecha se encuentra en el lado de sotavento y choca con el aire con un ángulo mas oblicuo, por lo tanto tiene menos sustentación y produce un efecto diedro positivo. El efecto mas claro es el diedro geométrico del ala.Menos evidente es el efecto del flujo transversal en el fuselaje. Para pasar sobre el fuselaje, el flujo del aire suele subir sobre la parte alta del lado de barlovento y bajar desde la parte alta del lado de sotavento. Por tanto, un avión de ala alta y recta experimenta un flujo de aire sobre sus alas parecido al que experimenta un ala con diedro positivo. Un ala recta baja tiene un efecto diedro similar pero negativo.Para obtener el efecto estabilizador del diedro, todo el avión debe ser diseñado con diedro positivo, aunque el ala es habitualmente el factor principal.Además de estos efectos estáticos, la velocidad angular de un aeroplano produce efectos, momentos y fuerzas que son importantes para el acoplamiento en el comportamiento direcciones lateral. Un movimiento de guiñada hace que un ala vaya mas aprisa que la otra.Por lo tanto, la sustentación aumentara en el ala mas rápida y se reducirá en la mas lenta, originando un momento de inclinación lateral.El movimiento de guiñada produce también un derrape de la cola debido a su velocidad tangencial perpendicular a la dirección del movimiento. Además de la fuerza lateral que aparece, suele presentarse un momento de inclinación lateral del mismo sentido que los efectos de la velocidad diferencial del ala, a causa de que el centro aerodinámico de la cola esta por encima del c.g.Los movimientos de inclinación lateral produce el mismo efecto sobre el eje de guiñada. Un movimiento de balanceo o inclinación lateral aumenta el ángulo de ataque del ala que esta bajando, por el que aumentan la sustentación y la resistencia inducida. La diferencia de resistencia produce un momento de guiñada.

MANDOS DE VUELO CONVENCIONAL

A medida que aumenta la velocidad del flujo del aire sobre una superficie de mando, una deflecion fija y determinada de la superficie contra la corriente de aire producida fuerzas y momentos crecientes, haciendo mas y mas difícil el movimiento de la superficie. En los aviones o supersónicos actúan sobre los mandos fuerzas de tal magnitud que los diseñadores se han visto obligados a emplear sistemas de control muy elaborados para proporcionar al piloto las ventajas mecánicas suficientes para que pueda mover las superficies de mando.a-Sistema de mandos convencional en el las fuerzas que actúan sobre las superficies de mando se transmiten directamente a la palanca de mando.b-Sistema totalmente diferente en el cual un actuado de servo esta conectado a la superficie de mando. Estos sistemas de servos se denominan habitualmente sistemas de mandos hidrolices, aunque el liquido empleado en los servomandos no sea agua. Cuando el piloto acciona el mando en la cabina, se abren y cierran válvulas que permiten que entre el liquido a presión en una de las partes del cilindros actuador, que a su vez muere la superficie de mando contra la corriente de aire.c-La aleta de compensadora esta conectada con la superficie principal de tal manera que un desplazamiento de la superficie primaria mueve la aleta compensadora, que tiene una superficie mucho menor en dirección contraria, produciendo unas fuerzas que ayudan al piloto a mover la superficie principal.d-Esta aletas suelen denominarse fletners, en la superficie principal de mando tiene una aleta compensadora, actúa directamente desde los mandos del piloto, sin que exista conexión entra la palanca de control principal de mando.