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Fuente: José Roberto Moreto y Xiaofeng Liu, Departamento de Ingeniería Aeroespacial, Universidad Estatal de San Diego, San Diego, CA
El túnel de viento de baja velocidad es una herramienta valiosa para estudiar las características aerodinámicas de las aeronaves y evaluar el rendimiento y la estabilidad de las aeronaves. Utilizando un modelo a escala de un avión DC-6B que tiene una cola extraíble y un balance de fuerza aerodinámica externa de 6 componentes, podemos medir el coeficiente de elevación (CL), coeficiente de arrastre (CD), coeficiente de momento de pitcheo (C M), y el coeficiente de momento de guiso (CN) del modelo de avión con y sin su cola y evaluar el efecto de la cola en la eficiencia aerodinámica, la estabilidad longitudinal y la estabilidad direccional.
En esta demostración, las características aerodinámicas del avión y el rendimiento y la estabilidad del vuelo se analizan utilizando el método de medición del balance de fuerza aerodinámico. Este método es ampliamente utilizado en industrias aeroespaciales y laboratorios de investigación para el desarrollo de aviones y cohetes. Aquí, un modelo de avión DC-6B se analiza en diferentes condiciones de flujo y configuraciones, y su comportamiento se analiza cuando se somete a cambios repentinos.
La configuración del modelo DC-6B en el balance de fuerza aerodinámica se muestra a continuación.
Figura 1. Modelo DC-6B montado. A) Modelo DC-6B dentro de la sección de prueba del túnel de viento de baja velocidad con un equilibrio aerodinámico externo. B) Modelo DC-6B montado en la balanza por tres puntos articulados. También hay un motor de control de ángulo de guiso, motor de control de paso y un nivel electrónico para calibrar el ángulo de paso.
Figura 2. Panel de control del túnel de viento de baja velocidad. El ángulo de inclinación y el ángulo de guiñada se pueden controlar electrónicamente desde el panel durante las pruebas con el túnel de viento en marcha.
1. Calibración de la configuración
2. Pruebas a velocidades de viento distintas de cero
Para operar un avión en tres dimensiones, debemos ser capaces de controlar su actitud, u orientación, en tres dimensiones. Por lo tanto, definimos tres ejes principales para describir la posición de un avión y los cambios realizados en él. El origen de estos tres ejes se encuentra en el centro de gravedad de la aeronave, que es la ubicación media de su masa.
El eje de guiñada es perpendicular a las alas del avión y describe su movimiento de lado a lado. El eje de paso está orientado paralelo al ala y perpendicular al eje de guiñada. El movimiento de tono es el movimiento hacia arriba y hacia abajo de la nariz. Finalmente, el eje de balanceo recorre la longitud de la aeronave y describe el movimiento vertical de las alas.
Para evaluar las características aerodinámicas de un avión a medida que cambia de posición en estas direcciones, podemos medir varios coeficientes diferentes que describen la elevación, la resistencia y el momento. Los coeficientes de elevación y arrastre son valores sin dimensiones que nos permiten modelar los complejos efectos de la forma y el flujo en la elevación y arrastre.
Los coeficientes de elevación y arrastre se definen como se muestra, donde L y D son de elevación y arrastre, y S es el área de referencia del modelo de aeronave. Rho y V son la densidad y velocidad de la corriente libre. Podemos simplificar rho V al cuadrado sobre dos a la presión dinámica, q.
Del mismo modo, los ingenieros miden el coeficiente de momento de pitcheo, que es un valor sin dimensiones que describe el par producido por las fuerzas en la aeronave en la dirección del eje de paso, llamado el momento de pitcheo.
Al igual que los coeficientes de elevación y arrastre, el coeficiente de momento de inclinación se define como se muestra, donde M es el momento de lanzamiento, q es la presión dinámica, y S y C son el área de referencia y la longitud de referencia de la aeronave.
Por último, podemos medir el coeficiente de momento de guiñada, que describe el par producido en la dirección del eje de guiñada. Este coeficiente se define como se muestra, donde N es el momento de la guia, y B es la envergadura de la aeronave.
Los ingenieros utilizan estos coeficientes para estudiar el rendimiento y la estabilidad de las aeronaves. Los derivados de estabilidad, tomados con respecto a los ángulos de inclinación o guisela, indican si la aeronave es estable o inestable.
Por ejemplo, si el ángulo de ataque, alfa, se incrementa repentinamente por una ráfaga de viento, la respuesta del avión determina su estabilidad. Si el ángulo de ataque sigue aumentando indefinidamente, el avión es inestable. Esto se muestra mediante un derivado de estabilidad positiva, que muestra que el coeficiente de momento de pitcheo continúa aumentando con alfa.
Lo mismo es cierto para la inestabilidad direccional con respecto al ángulo de guias beta, que da un coeficiente de estabilidad negativo. Si el ángulo de ataque o el ángulo de guiso vuelven a sus valores iniciales, entonces se dice que el avión es estable. Esto se refleja en los derivados de estabilidad, que son opuestos a las condiciones inestables.
En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.
En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.
Para este experimento, necesitarás usar un túnel de viento aerodinámico con un balance de fuerza que controle el ángulo de ataque, también llamado ángulo de inclinación, y el ángulo de guia externamente durante el experimento. También necesitará un modelo de avión DC-6B que se adhiera al equilibrio de fuerza mediante puntales.
Para empezar, bloquee el balance externo e instale los puntales en la balanza para analizar los efectos de los puntales solos, para que puedan ser restados fuera de las mediciones del avión. Ajuste el ángulo de guia a 0 ajustando la perilla del motor de guias.
Ahora encienda el ordenador y encienda el sistema de adquisición de datos para el balance de fuerza externo. Deje que el sistema se caliente durante 30 minutos antes de la prueba.
Una vez que el sistema se haya calentado, abra el software de adquisición de datos. Lea la presión y la temperatura de la habitación y registre estos valores en su portátil. Corrija la presión barométrica, utilizando la hoja de cálculo del barómetro que acompaña al barómetro de mercurio.
Ahora asegúrese de que la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba. Desbloquee el saldo externo. A continuación, establezca el marcado rápido del túnel de viento en 0. Encienda el túnel de viento y el sistema de refrigeración del túnel de viento. Registra las fuerzas de equilibrio y los momentos con la velocidad del viento en 0.
Ahora ajusta el ángulo de guia a 5o usando el control de guiandro. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo a 0 velocidad del viento. Repita estas medidas de nuevo en un ángulo de guiase de 10o y velocidad de viento cero. Ahora ajuste el ángulo de guia de yaw de nuevo a 0 y luego establezca la presión dinámica en 7 pulgadas de agua. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo.
Ahora, establece el ángulo de guias a 5o, ajusta la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, y luego registra las fuerzas y momentos de equilibrio. Repita las mismas medidas en un ángulo de guiso de 10o, restableciendo la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario. Después de que se hayan registrado las mediciones, devuelva el ángulo de guiala a cero y apague el túnel de viento.
Para comenzar la calibración del modelo DC-6B avión, primero bloquear la balanza externa y abrir la sección de prueba. A continuación, instale el modelo DC-6B con la cola puesta. Calibre el ángulo de inclinación utilizando un nivel electrónico y realice ajustes en cero si es necesario.
Después de cerrar las puertas de la sección de prueba, desbloquee el balance externo, presione el botón de la nariz hacia abajo para ajustar el ángulo de inclinación a -6o. Ahora registre las fuerzas de equilibrio y los momentos con el túnel de viento apagado para adquirir la corrección necesaria para tener en cuenta el peso del modelo.
Cambia el ángulo de inclinación a -4o y repite la medición de la fuerza y los momentos como antes. Realice la prueba de ángulos de ataque de hasta 10o con incrementos de 2o. A continuación, devuelva el ángulo de paso a cero. Ahora lleve a cabo la misma prueba para los ángulos de guia la guia 0,5 y 10o. Cuando todos los ángulos hayan sido probados, bloquee el balance externo, abra la sección de prueba y retire la cola del modelo DC-6B.
A continuación, instale el cono de cola, para que podamos medir la contribución de peso del modelo con el túnel de viento apagado. Ahora cierre la sección de prueba, establezca el ángulo de guia la guiando a cero y registre las mediciones de fuerza y momento para todos los ángulos de paso de -6 a 10o, como antes.
Una vez que esas mediciones estén completas, repita la prueba de nuevo en un ángulo de paso de 0 para los tres ángulos de guias. Cuando haya terminado, bloquee el saldo externo.
Ahora haremos el experimento con una velocidad de viento no cero. Para comenzar, revise la sección de prueba en busca de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.
A continuación, establezca el ángulo de inclinación en cero y desbloquee el equilibrio externo. Establezca el dial rápido del túnel de viento en cero y, a continuación, encienda el túnel de viento. Registre las fuerzas de equilibrio y momentos antes de encender el flujo de aire. Ahora encienda el flujo de aire con la presión dinámica igual a 7 pulgadas de agua. A continuación, ajuste el ángulo de inclinación a -6o, y ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, antes de registrar las fuerzas de equilibrio y los momentos para este ajuste.
Repita la medición para cada uno de los ángulos de paso probados en los pasos de calibración. A continuación, devuelva los ángulos de paso y guilada a cero. Ajuste la presión dinámica de nuevo si es necesario y, a continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos. Como antes, repita las medidas para los ángulos de guiso probados durante la calibración.
Una vez tomadas todas las mediciones, disminuya lentamente la velocidad del aire a cero. Ahora bloquee la balanza externa y abra la sección de prueba. Retire el cono de cola DC-6B e instale la cola completa. A continuación, cierre la sección de prueba y repita las mediciones para todos los ángulos de paso y ángulos de guia sequeda probados previamente con una presión dinámica de túnel de viento de 7 pulgadas de agua.
En este experimento, obtuvimos características de rendimiento y estabilidad de un modelo de avión DC-6B en dos configuraciones, con la cola de avión convencional y con la cola quitada.
Para cada configuración, ajuste las fuerzas medidas para eliminar el peso del puntal restando las fuerzas con el modelo apagado y el viento fuera de las fuerzas con el modelo apagado y el viento encendido.
A continuación, elimine el efecto del peso del modelo restando las fuerzas con el modelo encendido y el viento fuera de las fuerzas con el modelo encendido y el viento encendido. A continuación, elimine el efecto aerodinámico de los puntales restando las fuerzas ajustadas por peso de los puntales de las fuerzas ajustadas por peso del modelo.
Usando estas fuerzas ajustadas, podemos calcular el coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre usando estas ecuaciones. Aquí, L es el ascensor y D es el arrastre, que se midieron en el experimento. S es el área de referencia del modelo y q es la presión dinámica.
Ahora, si trazamos los coeficientes de elevación y arrastre contra el ángulo de inclinación, podemos ver que la cola en el avión aumenta la elevación máxima, pero la cola también aumenta la resistencia. A continuación, echemos un vistazo al coeficiente de momento de pitcheo. El momento de pitcheo, M, se midió en nuestros experimentos.
A continuación, trazaremos el coeficiente de momento de paso contra el ángulo de inclinación. Recuerde que si el momento de lanzamiento aumenta con el aumento del ángulo de ataque, el avión es inestable, ya que es incapaz de volver a la dirección de nivel. Pero si el momento de tono disminuye con el aumento del ángulo de ataque, el momento de tono actúa para evitar que el ángulo de inclinación aumente o disminuya indefinidamente; por lo tanto, asegurando una mayor estabilidad en el avión.
Para la configuración de la cola, el coeficiente de paso aumenta con el aumento del ángulo de inclinación, lo que muestra que el avión es inestable en esta configuración. Por otro lado, la cola en la configuración muestra el comportamiento opuesto, donde el coeficiente de paso disminuye a medida que aumenta el ángulo de inclinación, mostrando que la cola añade estabilidad a la aeronave.
Del mismo modo, calcularemos el coeficiente de momento de guias. El momento de la guiada, N, se midió en nuestros experimentos. Aquí mostramos una gráfica del coeficiente de momento de guiñada frente al ángulo de guiñada.
Para la estabilidad direccional, una beta de ángulo de deslizamiento lateral positivo significa que la nariz de la aeronave apunta a la izquierda de la dirección de movimiento, y a la derecha si beta es negativa. El coeficiente de momento de guiso es positivo a la derecha y negativo a la izquierda.
Sin embargo, si el momento de guias disminuye a medida que aumenta la beta, como lo hace para la configuración de cola, el avión no tiende a volver a la posición beta cero y es inestable. Por lo tanto, podemos concluir que la cola del avión es necesaria para lograr la estabilidad, aunque resulta en cierta reducción del rendimiento.
En resumen, aprendimos cómo las características aerodinámicas de un avión se describen por sus coeficientes de elevación, resistencia y momento. Luego medimos las fuerzas aerodinámicas experimentadas por el modelo DC-6B avión en un túnel de viento para analizar su rendimiento de vuelo y estabilidad.
Para operar una aeronave en tres dimensiones, debemos ser capaces de controlar su actitud, u orientación, en tres dimensiones. Por lo tanto, definimos tres ejes principales para describir la posición de un avión y cualquier cambio realizado en él. El origen de estos tres ejes se encuentra en el centro de gravedad de la aeronave, que es la ubicación promedio de su masa.
El eje de guiñada es perpendicular a las alas de la aeronave y describe su movimiento de lado a lado. El eje de cabeceo está orientado paralelo al ala y perpendicular al eje de guiñada. El movimiento de cabeceo es el movimiento hacia arriba y hacia abajo de la nariz. Por último, el eje de balanceo recorre toda la longitud de la aeronave y describe el movimiento vertical de las alas.
Para evaluar las características aerodinámicas de una aeronave a medida que cambia de posición en estas direcciones, podemos medir varios coeficientes diferentes que describen la sustentación, la resistencia y el momento. Los coeficientes de sustentación y resistencia son valores adimensionales que nos permiten modelar los efectos complejos de la forma y el flujo en la sustentación y la resistencia.
Los coeficientes de sustentación y resistencia se definen como se muestra, donde L y D son la sustentación y la resistencia, y S es el área de referencia del modelo de aeronave. Rho y V son la densidad y velocidad de la corriente libre. Podemos simplificar rho V al cuadrado sobre dos a la presión dinámica, q.
De manera similar, los ingenieros miden el coeficiente de momento de cabeceo, que es un valor adimensional que describe el par producido por las fuerzas sobre la aeronave en la dirección del eje de cabeceo, llamado momento de cabeceo.
Al igual que los coeficientes de sustentación y resistencia, el coeficiente de momento de cabeceo se define como se muestra, donde M es el momento de cabeceo, q es la presión dinámica y S y C son el área de referencia y la longitud de referencia de la aeronave.
Por último, podemos medir el coeficiente de momento de guiñada, que describe el par producido en la dirección del eje de guiñada. Este coeficiente se define como se muestra, donde N es el momento de guiñada y B es la envergadura de la aeronave.
Los ingenieros utilizan estos coeficientes para estudiar el rendimiento y la estabilidad de las aeronaves. Las derivadas de estabilidad, tomadas con respecto a los ángulos de cabeceo o guiñada, indican si la aeronave es estable o inestable.
Por ejemplo, si el ángulo de ataque, alfa, aumenta repentinamente por una ráfaga de viento, la respuesta de la aeronave determina su estabilidad. Si el ángulo de ataque sigue aumentando indefinidamente, la aeronave es inestable. Esto se muestra mediante un derivado de estabilidad positivo, que muestra que el coeficiente de momento de lanzamiento continúa aumentando con alfa.
Lo mismo ocurre con la inestabilidad direccional con respecto al ángulo de guiñada beta, que da un coeficiente de estabilidad negativo. Si el ángulo de ataque o el ángulo de guiñada vuelven a sus valores iniciales, entonces se dice que la aeronave es estable. Esto se refleja en los derivados de estabilidad, que son opuestos a las condiciones inestables.
En este experimento, examinaremos un modelo de avión mientras está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de cabeceo y guiñada y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.
En este experimento, examinaremos un modelo de avión mientras está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de cabeceo y guiñada y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.
Para este experimento, deberá utilizar un túnel de viento aerodinámico con un equilibrio de fuerza que controle el ángulo de ataque, también llamado ángulo de cabeceo, y el ángulo de guiñada externamente durante el experimento. También necesitará un modelo de avión DC-6B que se adhiera al equilibrio de fuerza mediante puntales.
Para comenzar, bloquee el volante externo e instale los puntales en el volante para analizar los efectos de los puntales solos, de modo que puedan restarse de las mediciones del avión. Establezca el ángulo de guiñada en 0 ajustando la perilla del motor de guiñada.
Ahora encienda la computadora y encienda el sistema de adquisición de datos para el equilibrio de fuerza externo. Deje que el sistema se caliente durante 30 minutos antes de la prueba.
Una vez que el sistema se haya calentado, abra el software de adquisición de datos. Lea la presión y la temperatura ambiente y registre estos valores en su cuaderno. Corrija la presión barométrica, utilizando la hoja de cálculo del barómetro que acompaña al barómetro de mercurio.
Ahora asegúrese de que la sección de prueba y el túnel de viento estén libres de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba. Desbloquea el saldo externo. A continuación, ajuste el dial de velocidad del túnel de viento a 0. Encienda el túnel de viento y el sistema de enfriamiento del túnel de viento. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos con la velocidad del viento en 0.
Ahora ajuste el ángulo de guiñada a 5? Uso del control de guiñada. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo a 0 velocidad del viento. Repita estas mediciones de nuevo con un ángulo de guiñada de 10? y velocidad del viento cero. Ahora vuelva a establecer el ángulo de guiñada en 0 y luego ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas de agua. A continuación, vuelve a registrar el equilibrio, las fuerzas y los momentos.
Ahora, establezca el ángulo de guiñada en 5?, ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, y luego registre las fuerzas y momentos de equilibrio. Repita las mismas mediciones en un ángulo de guiñada de 10?, restableciendo la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario. Una vez que se hayan registrado las mediciones, devuelva el ángulo de guiñada a cero y apague el túnel de viento.
Para comenzar la calibración del modelo de avión DC-6B, primero bloquee la balanza externa y abra la sección de prueba. A continuación, instale el modelo DC-6B con la cola puesta. Calibre el ángulo de inclinación usando un nivel electrónico y haga ajustes a cero si es necesario.
Después de cerrar las puertas de la sección de prueba, desbloquee el equilibrio externo, presione el botón de nariz hacia abajo para ajustar el ángulo de inclinación a -6?. Ahora registre las fuerzas y momentos de equilibrio con el túnel de viento apagado para adquirir la corrección necesaria para tener en cuenta el peso del modelo.
¿Cambiar el ángulo de paso a -4? y repetir la medición de la fuerza y los momentos como antes. ¿Realizar la prueba para ángulos de ataque de hasta 10? con 2? Incrementos. A continuación, regrese el ángulo de paso a cero. Ahora realice la misma prueba para los ángulos de guiñada 0, 5 y 10?. Cuando se hayan probado todos los ángulos, bloquee el volante externo, abra la sección de prueba y retire la cola del modelo DC-6B.
A continuación, instale el cono de cola, de modo que podamos medir la contribución del peso del modelo con el túnel de viento apagado. Ahora cierre la sección de prueba, establezca el ángulo de guiñada a cero y registre las mediciones de fuerza y momento para todos los ángulos de inclinación de -6 a 10?, como antes.
Una vez completadas esas mediciones, repita la prueba nuevamente con un ángulo de inclinación de 0 para los tres ángulos de guiñada. Una vez finalizado, bloquee el saldo externo.
Ahora realizaremos el experimento con una velocidad del viento distinta de cero. Para comenzar, revise la sección de prueba en busca de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.
A continuación, ajuste el ángulo de tono a cero y desbloquee el balance externo. Ajusta el dial de velocidad del túnel de viento a cero y, a continuación, enciende el túnel de viento. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos antes de encender el flujo de aire. Ahora encienda el flujo de aire con una presión dinámica igual a 7 pulgadas de agua. A continuación, ajuste el ángulo de cabeceo a -6 pulgadas y ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, antes de registrar las fuerzas y los momentos de equilibrio para este ajuste.
Repita la medición para cada uno de los ángulos de paso probados en los pasos de calibración. A continuación, vuelva a poner a cero los ángulos de cabeceo y guiñada. Vuelva a ajustar la presión dinámica si es necesario y, a continuación, registre las fuerzas y los momentos de equilibrio. Al igual que antes, repita las mediciones de los ángulos de guiñada probados durante la calibración.
Una vez que se hayan tomado todas las mediciones, disminuya lentamente la velocidad del aire hasta cero. Ahora bloquee la balanza externa y abra la sección de prueba. Retire el cono de cola DC-6B e instale la cola completa. Luego cierre la sección de prueba y repita las mediciones para todos los ángulos de cabeceo y ángulos de guiñada probados anteriormente con una presión dinámica en el túnel de viento de 7 pulgadas de agua.
En este experimento, obtuvimos las características de rendimiento y estabilidad de un modelo de avión DC-6B en dos configuraciones, con la cola de avión convencional y con la cola retirada.
Para cada configuración, ajuste las fuerzas medidas para eliminar el peso del puntal restando las fuerzas con el modelo apagado y apagado de las fuerzas con el modelo apagado y el viento encendido.
A continuación, elimine el efecto del peso del modelo restando las fuerzas con el modelo activado y desactivado de las fuerzas con el modelo activado y el viento activado. A continuación, elimine el efecto aerodinámico de los puntales restando las fuerzas ajustadas al peso de los puntales de las fuerzas ajustadas al peso del modelo.
Usando estas fuerzas ajustadas, podemos calcular el coeficiente de sustentación y el coeficiente de arrastre usando estas ecuaciones. Aquí, L es la sustentación y D es la resistencia, que se midieron en el experimento. S es el área de referencia del modelo y q es la presión dinámica.
Ahora, si trazamos los coeficientes de sustentación y resistencia contra el ángulo de inclinación, podemos ver que la cola de la aeronave aumenta la sustentación máxima, pero la cola también aumenta la resistencia. A continuación, veamos el coeficiente de momento de lanzamiento. El momento de lanzamiento, M, se midió en nuestros experimentos.
Luego, trazaremos el coeficiente de momento de inclinación contra el ángulo de inclinación. Recuerde que si el momento de cabeceo aumenta con el aumento del ángulo de ataque, la aeronave es inestable, ya que no puede volver al nivel de rumbo. Pero si el momento de cabeceo disminuye con el aumento del ángulo de ataque, el momento de cabeceo actúa para evitar que el ángulo de cabeceo aumente o disminuya indefinidamente; De este modo, se garantiza una mayor estabilidad en la aeronave.
Para la configuración de cola, el coeficiente de cabeceo aumenta con el aumento del ángulo de cabeceo, lo que demuestra que la aeronave es inestable en esta configuración. Por otro lado, la configuración de cola en exhibe el comportamiento opuesto, donde el coeficiente de cabeceo disminuye a medida que aumenta el ángulo de cabeceo, lo que demuestra que la cola agrega estabilidad a la aeronave.
Del mismo modo, calcularemos el coeficiente de momento de guiñada. El momento de guiñada, N, se midió en nuestros experimentos. Aquí mostramos un gráfico del coeficiente de momento de guiñada frente al ángulo de guiñada.
Para la estabilidad direccional, un ángulo de deslizamiento lateral positivo beta significa que la nariz de la aeronave apunta hacia la izquierda de la dirección de movimiento y hacia la derecha si beta es negativo. El coeficiente de momento de guiñada es positivo a la derecha y negativo a la izquierda.
Sin embargo, si el momento de guiñada disminuye a medida que aumenta la beta, como lo hace para la configuración de cola off, el avión no tiende a volver a la posición beta cero y es inestable. Por lo tanto, podemos concluir que la cola del avión es necesaria para lograr la estabilidad, aunque resulte en cierta reducción del rendimiento.
En resumen, aprendimos cómo se describen las características aerodinámicas de una aeronave por sus coeficientes de sustentación, resistencia y momento. A continuación, medimos las fuerzas aerodinámicas experimentadas por el modelo de avión DC-6B en un túnel de viento para analizar su rendimiento de vuelo y estabilidad.
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