Dinámica no lineal de la entrada en pérdida

Abstract

El presente TFG pretende ilustrar el fenómeno de la entrada en pérdida aerodinámica de un avión. El procedimiento seguido no se establece al nivel del estudio de las causas del desprendimiento de la corriente fluida, lo que es objeto propio de la aerodinámica, sino que - a partir de la información que está ciencia proporciona - se analiza el comportamiento dinámico de un avión. El instrumento de trabajo serán las ecuaciones diferenciales de la dinámica de un avión, en la formulación establecida por Newton, Euler y Bryan, adaptadas a este caso en particular. Se considerará el movimiento en un plano vertical, y los coeficientes aerodinámicos relevantes serán modelados matemáticamente según un modelo sencillo, que prescindirá de fenómenos no estacionarios que no pueden expresarse linealmente y tampoco tendrán en cuenta la posible existencia de fenómenos de histéresis. Para la aplicación del sistema de ecuaciones mencionado [1] se establecerá un modelo matemático del avión Boeing1 MD-83 que tenga en cuenta las diferentes configuraciones que puede adoptar este avión. En particular se afinará en la obtención de las características correspondientes a los elementos hipersustentadores. Se modelará también el empuje de los motores. Todos los datos auténticos que puedan obtenerse del constructor del avión (manual de vuelo) , programas de homologaciones o ensayos, informes oficiales en Web o cualesquiera otras fuentes (siempre que sean fiables), tendrán preferencia frente a los datos obtenidos o deducidos de la aplicación de procedimientos teórico empíricos [7] y [8]. A partir de gráficos genéricos de un avión comercial no identificado en configuración limpia [2] se efectuará una adaptación de los coeficientes longitudinales CL, CD y CM. Esta adaptación contiene componentes de discrecionalidad basados en métodos heurísticos y de coherencia y sentido común aeronáutico, y es también susceptible de cierta crítica. Estos gráficos serán modificados para que incluyan la información correspondiente a los datos que sobre la eficacia de los hipersustentadores se han obtenido. Una vez obtenido el modelo del avión se fijarán las dos configuraciones básicas con las que se trabajará en el TFG: Configuración A: Tren desplegado, flaps y slats replegados. Configuración B: Tren desplegado, flaps desplegados al 30% y slats desplegados al 100% Se aplicarán las ecuaciones diferenciales completas [1] para resolver la carrera de despegue (sin viento) y la transición correspondiente del avión en las dos configuraciones indicadas. A partir de las ecuaciones diferenciales completas se mostrará cómo, con una adecuada moderación en E que no lleve al ángulo de ataque de la aeronave a zonas peligrosas, es posible despegar incluso sin flaps ni slats y se compararán las carreras de despegue de las configuraciones mencionadas. Esta comparación servirá de base para mostrar cómo si no se actúa con moderación sobre el mando de profundidad, cabe la posibilidad de que el avión entre en pérdida aerodinámica y no pueda culminar su despegue. Para finalizar, se mostrará el substrato matemático de un ejemplo de accidente en el que pudo suceder un fenómeno similar al descrito.