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NASA - Hoja Del Hecho de la NASA Dryden - Ala Aeroelástica Activa
August 18, 2006
 
 

Volver al Futuro: Investigación de Vuelo con Alas Aeroelásticas Activas

El Centro de Investigaciones de Vuelo Dryden de la NASA, de la Base Edwards, California, en colaboración con el Laboratorio de Investigaciones de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (AFRL) y Boeing Phantom Works, investigaron una adaptación de alta tecnología del enfoque rudimentario del "pandeo de las alas" de los hermanos Wright, para el control de vuelo de las aeronaves durante el programa de investigación de vuelo Alas Aeroelásticas Activas (AAW). El foco de la investigación AAW era desarrollar y validar el concepto de control de balanceo de la aeronave, mediante el giro de un ala flexible en una aeronave de tamaño natural. La aeronave de prueba elegida para la investigación de AAW es un F/A-18A modificado, adquirido de la Armada de los Estados Unidos en 1999.

Modified F/A-18A in first check flight.Imagen derecha: Se evaluó cómo la desviación diferencial de los flaps (frenos aerodinámicos) de los bordes de ataque, dentro y fuera de borda, afectan la calidad de manejo del F/A-18A modificado, durante el primer vuelo de verificación del programa Alas Aeroelásticas Activas en el Centro de Investigaciones de Vuelo Dryden de la NASA. Foto de la NASA: EC02-0264-19.

Las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre las superficies de control de las aeronaves tradicionales F/A-18, tales como los alerones y los flaps de los bordes de ataque, se utilizaron para girar un ala más flexible con el fin de proporcionar control de maniobra del balanceo de la aeronave.



Antecedentes Históricos

Cuando Orville Wright voló por primera vez el 17 de diciembre de 1903, no contaba con alerones ni flaps para controlar su avión. En su lugar, los hermanos Wright habían elegido girar o "pandear" las puntas de las alas de la aeronave para controlar el balanceo o movimiento de ladeado. En vez de utilizar una de las dos palancas de control de la aeronave para girar las puntas de las alas, habían ideado una "montura" en la cual se colocaba el piloto. La montura se conectaba con cables a las puntas de ambas alas. Mediante el movimiento de las caderas de lado a lado, el piloto pandeaba las puntas de las alas hacia arriba o hacia abajo, proporcionando el control necesario para que el Wright Flyer gire.
 

Estado Actual

El programa de vuelo AAW, iniciado en 1996, finalizó en la primavera de 2005. Después de terminar el diseño detallado y las modificaciones de las alas exigidas por el programa a fines de la década de 1990, la aeronave de prueba fue equipada generosamente con instrumentos y reensamblada para principios de 2001. Durante el transcurso del año, se sometió a la aeronave de prueba de AAW a importantes cargas estructurales, pruebas de vibración y rigidez de las alas, instalación del software inicial de control dentro de la computadora de control de vuelo, verificación de sistemas y actividad de simulación de vuelo de la aeronave.

Comparison drawing of conventional and active aerolastic wings.Imagen izquierda: Dibujo comparativo de alas convencionales y alas aeroelásticas activas..

Los vuelos de identificación de parámetros de la primera fase del programa de pruebas de vuelo de dos fases comenzaron a fines de 2002 y finalizaron en abril de 2003, luego de 50 vuelos de investigación. Estos vuelos se utilizaron para medir las fuerzas disponibles desde cada superficie para girar el ala y controlar la aeronave. A continuación se efectuó durante un año el análisis de los datos y el rediseño del software de control para optimizar el desempeño del ala flexible. La fase final de las pruebas de vuelo para evaluar las leyes de control de AAW, y evaluar las cualidades de manejo y desempeño disponibles según el concepto de alas flexibles, comenzó a fines de 2004 y finalizó en marzo de 2005. Se efectuaron alrededor de 25 misiones de investigación en la segunda fase, cubriendo 18 puntos de prueba que variaban desde velocidades de Mach 0,85 hasta Mach 1,3 y altitudes que variaban desde 5.000 hasta 25.000 pies (1500 a 7600 m). Se efectuaron varios vuelos adicionales para reevaluar algunos puntos de prueba con diferentes resultados en las leyes de control, y para evaluar la capacidad del sistema para aliviar las cargas estructurales sobre el ala, antes de terminar con los vuelos de AAW. Se espera que el análisis de los datos de vuelo y la preparación de informes técnicos continúen durante algún tiempo en el futuro, a medida que el personal cuente con tiempo para ello.
 

Objetivos y Resultados

El objetivo del programa de AAW era demostrar un control mejorado del balanceo de la aeronave, mediante un giro del ala inducido aerodinámicamente en una aeronave de alto desempeño a escala natural, a velocidades transónicas y supersónicas. Se obtuvieron datos para elaborar información de diseño con el objeto de armonizar las estructuras de alas flexibles con las técnicas de leyes de control, para obtener el desempeño de las aeronaves actuales, con estructuras de alas mucho más livianas. Los datos de vuelo incluyen características de control de vuelo, estructurales y aerodinámicas que demostraron y midieron el concepto AAW de manera eficaz y comparativamente económica. Los datos también proporcionarán criterios de diseño que sirvan de patrón de referencia, para guía en el diseño de futuras aeronaves.

With landing gear and flaps down, AAW F/A-18A rolls towards final approach.Imagen derecha: Con el tren de aterrizaje y los flaps bajos, la aeronave de investigación F/A-18A con alas aeroelásticas activas del Centro Dryden de la NASA se balancea hacia la aproximación final a la pista de la Base Edwards de la Fuerza Aérea, al finalizar un vuelo de prueba. Foto de la NASA: EC03-0039-7.

Durante el curso de la segunda fase de las pruebas de vuelo, se obtuvieron índices de balanceo aceptables para el control lateral, o dentro del 15 al 20 por ciento del obtenido por una versión del F/A-18, mediante el uso del control activo de flexibilidad de alas solamente, sin el uso de la cola horizontal de balanceo diferencial utilizada por los F/A-18 estándares a velocidades transónicas y supersónicas.Los índices de balanceo a 15.000 pies (4500 m) fueron mayores a Mach 0.85 y Mach 1,2 y menores a Mach 0,95, de manera similar a un F/A-18 convencional.
 

Modificaciones en la Aeronave

Las alas del ahora retirado F-18 #840 de la NASA, utilizado anteriormente en el programa Vehículos de Investigación de Primera Línea (High-Alpha Research Vehicle) (HARV por sus siglas en inglés), fueron modificadas por el programa de investigaciones de vuelo AAW e instaladas en la aeronave de prueba de AAW. Varios de los paneles de revestimiento de las alas, a lo largo de la sección rectangular del ala que se encuentra justo delante de los flaps y los alerones de los bordes de ataque, fueron reemplazados por estructuras y paneles de revestimiento más delgados y flexibles, similares a las alas del prototipo F-18.

With a long flight data probe extending from its nose, this F/A-18A has been modified to conduct flight research in the Active Aeroelastic Wing (AAW) project.Imagen izquierda: Con una larga sonda de datos de prueba que se extiende desde la nariz, este F/A-18A ha sido modificado para efectuar investigaciones de vuelo en el proyecto Alas Aeroelásticas Activas (AAW) en el Centro de Investigaciones de Vuelo Dryden de la NASA, en la Base Edwards, California. Foto de la NASA: EC01-0288-5.

Las secciones de ala del F-18 original eran comparativamente livianas y flexibles. Sin embargo, durante las primeras pruebas de vuelo del F-18, se observó que las alas eran demasiado flexibles a altas velocidades para que los alerones proporcionaran los índices de balanceo especificados. Este hecho se producía porque las altas fuerzas aerodinámicas contra el alerón desviado provocaban que el ala se desviara en dirección opuesta.

Además, se dividió el flap de los bordes de ataque del F/A-18 en segmentos separados, cercano al fuselaje y fuera del fuselaje, y se agregaron accionadores adicionales para operar en forma separada los flaps de los bordes de ataque fuera del fuselaje y las superficies de los bordes de ataque cercanas al fuselaje. Mediante el uso del flap en los bordes de ataque fuera del fuselaje y el alerón para girar el ala, las fuerzas aerodinámicas en el ala girada proporcionaban las fuerzas de balanceo deseadas. Con la tecnología de control AAW, ahora un ala flexible tendrá un beneficio de control positivo, en lugar de uno negativo.

Además de las modificaciones de las alas, una nueva computadora de control de vuelos de investigación fue desarrollada para la aeronave de prueba de AAW, y se instaló en cada ala una cantidad importante de instrumentos de investigación, que incluía más de 350 indicadores de tensión.
 

Financiamiento

Three-view drawing of AAW.Imagen derecha: Tres vistas de AAW.

El proyecto AAW recibió fondos de la Junta Directiva de Misiones de Investigación Aeronáutica de la NASA y del Laboratorio de Investigaciones de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. La división Phantoms Works de la Compañía Boeing de St Louis, Montana, llevó a cabo modificaciones en las alas AAW, instaló parte de los instrumentos para las alas y colaboró con el desarrollo del software, bajo contrato con el Laboratorio de Investigaciones de la Fuerza Aérea y la NASA. Lockheed-Martin and BAE Systems desarrollaron la computadora de investigación de control de vuelo, al tiempo que Moog desarrolló los accionadores para los flaps de los bordes de ataque fuera del fuselaje. El presupuesto total para todo el proyecto AAW fue de aproximadamente $45 millones, que incluían alrededor de $29 millones de desembolso monetario directo y alrededor de $16 millones para respaldo en especie, a lo largo de ocho años.



Comercialización de Tecnología

Con la exitosa demostración de las técnicas de control de balanceo mediante "pandeo de alas" controlado activamente a velocidades transónicas durante el proyecto Alas Aeroelásticas Activas, los ingenieros tienen ahora mayor libertad para diseñar alas más eficaces, más delgadas y de mayor alargamiento para futuras aeronaves de alto desempeño, y a la vez reducir el peso estructural de las alas alrededor del 10 al 20 por ciento. Con ello se logrará mayor eficiencia de uso del combustible o de capacidad de carga útil, y una señal de radar potencialmente disminuida. La tecnología también tiene aplicación en una variedad de otras aeronaves futuras, tales como aeronaves no tripuladas de gran resistencia y grandes altitudes, aviones de transporte y de pasajeros.
 

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Page Last Updated: August 21st, 2013
Page Editor: NASA Administrator