¿Qué sucede aerodinámicamente cuando trimamos un avión?

Depende de la aeronave en cuestión, la disposición de las superficies de elevación y cómo están diseñadas para garantizar la estabilidad tanto estática como dinámica.

Para un caso simple, consideremos un avión de diseño tradicional con un juego de alas colocado aproximadamente a la mitad del fuselaje con un plano de cola horizontal en el empenaje.

El diseño proporciona tanto una buena estabilidad estática como una buena estabilidad dinámica.

Lo hace colocando el centro de gravedad (CG) por delante del centro de sustentación (CP) del ala principal y haciendo que el plano de cola produzca una fuerza de sustentación hacia abajo para contrarrestar el momento causado por la distancia entre el CG y el CP. Si bien este no es un arreglo de elevación tan eficiente como otros diseños como un plano de proa canard, forma una plataforma naturalmente estable en términos de estabilidad longitudinal. El avión permanecerá estable solo si estos dos momentos se cancelan entre sí, lo que hace que el momento neto sobre el CG sea cero Y si el diseño vuelve naturalmente a un momento cero sobre el CG cuando cambia dinámicamente las velocidades y las actitudes.

Para el trimado, aquí solo consideraremos el trimado de cabeceo para la estabilidad longitudinal. Un avión ajustado para navegar a una velocidad aerodinámica específica y una altitud particular tendrá un momento longitudinal neto sobre el CG de cero. Si el avión aumenta su velocidad aerodinámica, la disposición del plano de cola está diseñada para aumentar su fuerza hacia abajo, creando un momento de cabeceo con el morro hacia arriba. Esto, a su vez, reduce la velocidad aerodinámica, lo que hace que la elevación del plano de cola hacia abajo disminuya nuevamente, lo que hace que el morro se incline hacia adelante nuevamente hasta que se alcance nuevamente un equilibrio de fuerzas y momentos, que será la velocidad aerodinámica original para la que se recortó el avión. Para mantener un vuelo recto y nivelado a una velocidad aerodinámica más alta, la acción de compensación disminuirá la cantidad de sustentación que produce el plano de cola a la nueva velocidad aerodinámica seleccionada.

El recorte longitudinal se puede lograr de varias maneras diferentes, la primera de las cuales es una característica de diseño que puede alterar el ángulo de ataque del plano de cola en vuelo para cambiar la fuerza de sustentación que crea. Esto es común en los aviones de pasajeros y otros aviones grandes, pero no es común en los aviones ligeros debido al exceso de peso de la estructura. Otra opción para aeronaves más pequeñas es la instalación de una lengüeta móvil servo o antiservo en las superficies de los elevadores. Estas lengüetas obligan a los elevadores a una nueva posición neutral, alterando nuevamente la fuerza de elevación del plano de cola y creando una condición recortada.

Con respecto a la pregunta original, el CP neto, es decir, la ubicación combinada del centro de presión de las alas y el centro de presión del plano de cola, coincidirá con el CG en el eje longitudinal de un avión recortado. Si el avión acelera, el CP NETO se moverá hacia adelante del CG, lo que hará que el avión suba el morro, sin compensación adicional para traerlo de vuelta. De manera similar, cuando el avión desacelera, el CP NETO se moverá detrás del CG, lo que hará que el avión baje sin compensación adicional.

Ofreceré una respuesta más simple y directa: en una condición recortada, es un CP total que debe coincidir con el CG, y esto es esencialmente por definición, y no "depende de la aeronave en cuestión" .

(Aquí, por simplicidad, nos restringimos al movimiento de cabeceo e ignoramos el posible efecto de empuje y arrastre, qué línea puede no pasar exactamente a través del CG y qué momento deberá compensarse).

En la misma condición, AC estará detrás de CG (y CP) para un avión estáticamente estable (en cabeceo). Imagine que el avión se perturba y cabecea (o experimenta una corriente ascendente; el hecho es que su AoA aumenta temporalmente). La sustentación adicional debido al aumento de AoA se aplica en AC (ahora por la definición de AC), y dado que AC está detrás de CG, crea un momento de cabeceo hacia abajo que devuelve la aeronave al AoA original hasta que se elimina esta sustentación adicional y todo vuelve al equilibrio anterior. Esta es la definición de estabilidad (estática).(*)

De esto se deduce, y es importante tenerlo claro, que un avión está ajustado para un AoA determinado . Ni la velocidad del aire, ni el tono. En una configuración de compensación dada (para un vuelo nivelado constante), puede volar a una velocidad más alta y una carga más alta, por ejemplo, en un giro o en espiral.

Otra cosa que puede ayudar a evitar confusiones es entender que AC es un punto muy teórico y abstracto. Se define simplemente por la conveniencia del análisis de estabilidad y se define de tal manera que no se mueve (dentro de un AoA razonable). Entonces, en vuelo, no puede "posicionarlo" a voluntad, al igual que en la mayoría de los casos, no puede mover mucho el CG. En cierto sentido, todo el control se realiza cambiando el CP (de toda la aeronave).

Al mismo tiempo, CP y CG pueden considerarse como puntos "reales" donde se aplica una fuerza real conocida (aunque ambos también son abstracciones en la realidad). Cuando necesita equilibrio, es decir, falta de momento total, desea que la sustentación y la gravedad actúen en el mismo punto. (Recuerde que despreciamos los momentos de otras fuerzas, que a menudo son pequeños).

(*) La estabilidad longitudinal a menudo se explica incorrectamente a través de la velocidad: la aeronave cabecea, pierde velocidad y luego "quiere" volver a la velocidad recortada cabeceando hacia abajo para acelerar. Esto está mal; el momento de caída surge inmediatamente a medida que crece el AoA, mucho antes de que ocurra cualquier cambio apreciable de velocidad (si lo hay). Cuando los especialistas en dinámica de vuelo hablan de estabilidad estática longitudinal, y ahí es exactamente donde aparece el concepto de AC, en realidad hablan de estabilidad AoA. La velocidad aerodinámica ni siquiera es un factor allí (o más bien, el cambio de velocidad aerodinámica no lo es). Es esta estabilidad AoA lo que hace que el avión pueda ser volado por humanos.

Cuando solo perturbamos la velocidad del aire, como en la respuesta de Carlo , por ejemplo, al aumentar el empuje, se involucra un proceso diferente. Primero (ignorando algunos efectos finos), la sustentación comienza a aumentar rápidamente (como el cuadrado de la velocidad). Pero este aumento no viene en AC; ¡Recuerde que AC se trata solo de AoA! Debido a que mantenemos el mismo AoA (al menos inicialmente), obtienes un aumento proporcional de sustentación en el ala y la cola para que el balance total permanezca y la sustentación aumente en CP=CG. Como resultado, el avión comienza a acelerar hacia arriba (pero no a "ascender" en un sentido normal). Ahora bien , esto significa una disminución del AoA y, además de la amortiguación de la propia sustentación, esto desencadena la respuesta normal del AoA, es decir, el intento de volver a incrementarlo hasta el AoA recortado, es decir, cabeceo.

Tenga en cuenta que no mencioné la carga aerodinámica de la cola. No es realmente un requisito. Es solo una forma exagerada de garantizar una posición de CA hacia atrás. Pero no necesita involucrarlo para explicar la estabilidad si ya definió AC. La carga aerodinámica es solo un detalle de implementación, como dicen los programadores.