Aerodinamica 2l4y4v

PILOT´S AIR CLUB DE COLOMBIA

Aerodinámica de ala Fija

GENERALIDADES AERODINÁMICA: Parte de la física que estudia las reacciones del aire sobre los cuerpos que se mueven en su seno. El concepto de movimiento esta sujeto a la relatividad del objeto que se mueve. En el caso de una cometa, si el aire esta en movimiento, el muchacho no necesita correr para producir un efecto aerodinámico sobre la cometa. En cambio si el aire está en calma es el muchacho quien deberá correr para producir el mismo efecto. Esta relatividad de movimiento no produce alteración alguna desde el punto de vista aerodinámico. TODO DEPENDE DE DONDE SE MIRE. Si el punto de referencia es la cometa lo que se mueve es el aire. Si el punto de referencia es el aire lo que se mueve es la cometa. Durante el desarrollo del módulo se hace indispensable recordar algunos conocimientos de física dinámica, para la comprensión de los conceptos a tratar: 1°) 2°) 3°) 4°)

Leyes de Newton. Masa, Presión, Trabajo, Potencia. Vectores, Momentums, Energía. Atmósfera.

LEYES DE NEWTON 1. “ Todo cuerpo tiende a mantener su velocidad y dirección de movimiento a menos que se le obligue a lo contrario”. Esta ley se conoce como la LEY DE INERCIA. Si un cuerpo se encuentra en reposo, o en movimiento por la ley de inercia este deberá permanecer en ese estado, pero si se le aplican fuerzas que alteren ese estado, el cuerpo creará una fuerza que trata de neutralizar las fuerzas adicionales.

2. “La aceleración es directamente proporcional a la fuerza que actúa e inversamente proporcional a la masa inercial del cuerpo sobre el cual actúa la fuerza”. Si un cuerpo no mantiene una velocidad porque es porque está sometido a una fuerza que hace variar su Aceleración. A mayor masa se necesita mayor fuerza para mantener la velocidad.

3. “A toda acción se opone una reacción” Si se ejerce una fuerza sobre una masa, esa masa responderá con una fuerza de igual magnitud y de sentido contrario.

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MASA : Cantidad de materia que contiene un cuerpo independiente de su forma y volumen. No puede medirse fácilmente, y la única manera de establecerse depende del peso del cuerpo que es influido por la fuerza gravitacional terrestre. PRESION : Es la fuerza que se ejerce en una determinada unidad de superficie. Si se hablara de presión atmosférica, se referiría a la cantidad de fuerza que ejerce una columna vertical de aire sobre determinada parte de la superficie. TRABAJO : Es el producto de una fuerza aplicada para mover un cuerpo una determinada distancia. POTENCIA : Es el trabajo efectuado en determinada unidad de tiempo. O sea es la fuerza que se efectúa para producir una determinada velocidad. La unidad de potencia utilizada en aviación se llama Horse Power o caballo de fuerza, que equivale a mover una libra una distancia de 550 pies en un segundo.

VECTORES : Una fuerza que se ejerce debe tener magnitud, dirección y sentido. La manera de expresar físicamente este proceso es con vectores. El Origen nos indica de donde proviene la fuerza. La Magnitud es la cantidad de fuerza aplicada. La Dirección es hacia donde se hace la fuerza. El Sentido es la comparación con un punto de referencia si se va a producir un movimiento. El Punto de aplicación es el punto donde se concentra la fuerza. Todo vector puede descomponerse respecto al plano cartesiano en componentes de tipo vertical y horizontal. Cada componente representaría el efecto que produciría en esas direcciones el vector aplicado.

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Ejemplo: El Vector A puede descomponerse respecto al plano horizontal (X) y respecto al plano Vertical (Y) para obtener sus dos componentes Ax y Ay.

La descomposición de Vectores puede ser utilizada para averiguar que incidencia tiene una fuerza aplicada respecto a planos de referencia. Por tanto si el vector A tiene una magnitud de 20 lb. Y una dirección de 60° ¿ Qué magnitud tendrían sus componentes? Lo podemos averiguar por medio de un simple proceso trigonométrico: Para averiguar la magnitud de Ay que sería el cateto adyacente del ángulo de 60° utilizamos la función Coseno:

Para averiguar la magnitud de Ax que sería el cateto opuesto utilizamos la función Seno:

Otra manera de averiguar la magnitud de Ax conociendo Ay y A es por medio del Teorema de Pitágoras:

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Para sumar vectores se hace preciso seguir un procedimiento trigonométrico. La suma de vectores se llama RESULTANTE y es la diagonal del paralelogramo formado por las dos componentes. Ejemplo: Si sumamos los vectores A y B obtendríamos la resultante R = (A + B)

Si el vector A tiene una magnitud de 15 lb. Y una dirección de 40° y el vector B una magnitud de 18 lb. y una dirección de 90° ¿ Qué magnitud tendría la Resultante y cual sería su dirección? 1. Descomponemos el vector A:

Como los vectores Ax y B tienen la misma dirección se suman: Entonces las componentes del vector R serían Ay (Vertical) y la suma de los vectores Ax y B (Horizontal)

Para hallar la magnitud de R desarrollamos el Teorema de Pitágoras:

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Ahora podemos hallar la dirección de R mediante la función Seno o Coseno:

EJERCICIOS Ejercicio 1:

Si el vector A tiene una magnitud de 24 lb. Y una dirección de 50°, ¿ Cuál sería la magnitud de sus componentes vertical Ay y horizontal Ax?

Ejercicio 2: Si sumamos los vectores A y B obtendríamos la resultante R = (A + B)

Si el vector A tiene una magnitud de 17 lb. Y una dirección de 25° y el vector B una magnitud de 23 lb. Y una dirección de 65° ¿ Qué magnitud tendría la Resultante R y cual sería su dirección?

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MOMENTUM: Es el producto de una fuerza multiplicada por su brazo; donde brazo es la distancia entre el punto de apoyo y el punto de aplicación de una fuerza. Todo momentum debe conducir a un movimiento.

ENERGIA: Es trabajo acumulado. Por el hecho de efectuar un trabajo (Fuerza por distancia), el cuerpo acumula ese trabajo adquiriendo energía por lo tanto “la Energía no se crea ni destruye, solo se transforma”. En aerodinámica son importantes cinco tipos básicos de energía: ENERGIA ENERGIA ENERGIA ENERGIA ENERGIA

QUÍMICA CALORIFICA MECANICA CINETICA POTENCIAL.

La energía química es la que contienen compuestos químicos tales como los combustibles. La energía calorífica es la que producen los combustibles al arder. La energía Mecánica es la que posee una máquina en movimiento. La energía cinética es la que contiene un cuerpo debido a su velocidad. La energía potencial es la que tiene un cuerpo sumergido en un fluido.

Como vimos, algunas leyes físicas merecen recordarse antes de iniciar el estudio de la aerodinámica. El concepto de masa, energía, vector, potencia, trabajo, momentum serán de constante aplicación durante el estudio de la Aerodinámica. Lecturas Recomendadas:

Física cinemática y Dinámica Mecánica De Fluidos Trigonometría Básica

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PARTES BASICAS DE UNA AERONAVE Las partes que conforman un avión están destinadas a cumplir un objetivo determinado, y no se han ubicado por el simple hecho de hacerlo más vistoso o elegante como aparato, ya que cualquier peso adicional altera las condiciones de rendimiento de la misma. Cada una de las partes que conforman una aeronave están dispuestas para cumplir un fin especifico sin que esto vaya en detrimento de su efectividad ni de la efectividad de otras partes. Para entender la utilidad de cada una de las partes las hemos dividido en cinco grupos de acuerdo a su función: 1. GRUPO TRANSPORTADOR Es el fuselaje donde se ubican pasajeros, carga y tripulación. La parte de los tripulantes recibe el nombre de cabina. En su parte exterior encontramos partes tales como: Antenas, Luces, Tubos de Pitot, Tomas estáticas, etc. y es allí donde se apoyan las demás partes del avión.

2. GRUPO MOTOPROPULSOR Está compuesto por uno o más motores de Pistón o Turbina. Su objetivo es producir la fuerza de tracción que permita el desplazamiento o velocidad. También hay motores tipo Cohete utilizados para Naves espaciales y armamento aéreo.

3. GRUPO SUSTENTADOR Lo forman las alas y sus partes móviles. Es el sistema que tiene como función especial producir la fuerza de sustentación, que sea capaz de vencer el peso. Allí encontramos partes tales como: Alerones, Flaps, Slats, Aletas compensadoras, Spoilers, Tanques de combustible, Luces de navegación, luces de aterrizaje, etc.

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4. GRUPO ESTABILIZADOR Lo forma el “Empenaje” y se divide en dos partes fijas llamadas estabilizador horizontal y estabilizador vertical. El estabilizador horizontal tiene una parte móvil llamado timón de profundidad y el estabilizador vertical contiene el timón de dirección. En cada uno de ellos encontramos aletas compensadoras. En algunas aeronaves podemos encontrar también en este grupo Frenos Aerodinámicos (Speed Brakes).

5. GRUPO DE RODAMIENTO Esta formado por el tren de aterrizaje que puede ser de tipo convencional (patín de cola) o de tipo triciclo (Rueda de nariz) permitiendo el rodamiento en tierra tanto para el despegue como en el aterrizaje.

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EJES IMAGINARIOS DE UNA AERONAVE

Cuando nos referimos a un eje de algún objeto, imaginamos una línea que deberá permanecer quieta, inmóvil, mientras el objeto se mueve; tal es el caso del eje terrestre, como línea imaginaria sobre la cual la tierra efectúa su movimiento de rotación. Al encontrarnos en un sistema tridimensional (largo, ancho y alto) en que cada una de las dimensiones es perpendicular a las otras dos, todos los cuerpos deberán tener 3 ejes. En una aeronave, los ejes imaginarios son: EJE LONGITUDINAL: Línea imaginaria que va desde la nariz hasta la cola siguiendo un plano de simetría. El movimiento efectuado por el avión alrededor de este eje se llama ALABEO (BANK). Su objetivo es permitir los giros o virajes del avión.

EJE LATERAL: Línea imaginaria que se extiende de punta a punta de ala. El movimiento efectuado por el avión alrededor de este eje se llama CABECEO (PITCH). Su objetivo es permitir el ascenso y descenso del avión.

EJE VERTICAL: Línea imaginaria perpendicular a las dos anteriores y que cruza por el punto de intersección de estos. El movimiento efectuado por un avión alrededor de este eje se llama GUIÑADA (YAW). Su objetivo es permitir los giros en tierra y complementar al Bank en el viraje equilibrando las fuerzas de giro en vuelo.

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FUERZAS QUE ACTUAN SOBRE UNA AERONAVE

Las fuerzas básicas que actúan sobre una aeronave en vuelo son:

PESO, TRACCION, SUSTENTACION Y RESISTENCIA AL AVANCE.

PESO ORIGEN DEL PESO Isaac Newton, descubrió la fuerza de gravedad, que es la fuerza con que la tierra atrae a todos los cuerpos dentro de su campo de acción. Efectuó un experimento dentro de un tubo al cual hizo el vacío, dejando caer una pluma y una esfera metálica. Los dos cuerpos cayeron al mismo tiempo, lo que demostraba que en caída libre recorrían espacios iguales en tiempos iguales; independiente de su tamaño o peso. Como conclusión se obtuvo que la fuerza de aceleración de atracción de la tierra es constante y su valor se calcula en 9.82 mts/segundo.

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MAGNITUD DEL PESO ¿ Por qué entonces los cuerpos pesan diferente ?

W=mxg Anteriormente hablamos de masa, que es la cantidad de partículas que forman un cuerpo, independientemente de su volumen. Esta masa sometida a la fuerza gravitacional produce el PESO.

DIRECCIÓN DEL PESO Como la fuerza de gravedad es quien produce el peso, es importante establecer la dirección de esa fuerza para determinar la dirección del peso. Sobre la superficie de la tierra, los que se encuentran en el polo sur deberían estar bocabajo y los que vivimos en el Ecuador, horizontales. Solo los que viven en el polo Norte, se sentirían perfectamente vertical. Sin embargo, debido al fenómeno GEOCENTRICO todos los habitantes del planeta nos sentimos verticales, independiente de nuestra posición en la esfera terrestre.

PUNTO DE APLICACIÓN DEL PESO Un cuerpo puede estar formado por diferentes materiales. En el caso de una aeronave, lo conforman muchos elementos, cada uno de ellos con su propio peso. Se hace indispensable reunir todos esos pesos en uno solo para establecer el peso total. Si queremos pesar un cuerpo, lo colgamos de un Dinamómetro que nos indica la magnitud del Peso o en una simple balanza. Del lugar donde “Colguemos” o apoyemos el cuerpo no depende el valor del peso, por lo tanto podemos apoyarlo en cualquier parte. Ese punto de apoyo o de suspensión, será el punto donde consideremos aplicado todo el peso del cuerpo. Se le llama “CENTRO DE GRAVEDAD”. Podemos concluir igualmente que un cuerpo puede tener infinitos centros de gravedad ya que se puede suspender de cualquiera de sus partes. Al colgar un cuerpo de diferentes puntos, este puede adquirir diferentes posiciones. En el caso de una aeronave no es conveniente esta situación, ya que su actitud es muy importante para el tipo de movimiento que va a tener. Por lo tanto una aeronave no puede considerarse como cualquier cuerpo para establecer su centro de gravedad. Se hace indispensable que la aeronave mantenga una actitud siempre horizontal, por tanto “El CENTRO DE GRAVEDAD de una AERONAVE debe ser un punto situado en el eje longitudinal de tal manera que al suspenderla de ese punto mantenga una actitud de vuelo recto y nivelado”. (Eje longitudinal paralelo al horizonte).

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TRACCION

ORIGEN DE LA TRACCIÓN Tracción o Empuje es la fuerza que desarrollará un motor para proporcionar velocidad a la aeronave. En otras palabras es la fuerza que proporciona el movimiento. Como el objetivo de la fuerza de tracción es producir velocidad, se hace indispensable obtener energía cinética que es el trabajo acumulado que depende exclusivamente de la velocidad. Como la energía ni se crea ni se destruye, solamente se transforma, necesitamos una fuente de energía para transformar en Cinética. Los hidrocarburos tienen la capacidad de ceder fácilmente la energía calorífica que contienen. Los combustibles como la gasolina a determinada presión y temperatura ceden su energía. Por medio de un motor, conseguimos transformar la energía calorífica en mecánica. Dentro de un motor, las diferentes partes que lo componen, permiten esa transformación. Pero solamente conseguimos energía mecánica. Se hace ahora necesario transformar la energía mecánica en cinética, o sea velocidad. En un motor tendremos como resultado de la transformación de energía a un eje cilíndrico dando vueltas. Por esto podríamos relacionar esta situación con un tornillo, que al girar en una madera, metal, etc. se “enrosca” produciéndose un cambio de movimiento de rotacional en Lineal.

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Esto se obtiene por las estrías que se empujan para conseguir el movimiento. Si al eje del motor colocáramos estrías tan pequeñas no conseguiríamos resultados positivos, pero si aumentamos esas estrías hasta un tamaño como de una pala, tendríamos que esas palas tomarían una masa considerable de aire y la empujarían hacia atrás con determinada aceleración. La reacción a esta aceleración sería un movimiento lineal lo que conduce a adquirir energía cinética o VELOCIDAD. Por medio de la hélice, conseguimos transformar energía mecánica en energía cinética. Sin embargo, podríamos caer en el error de pensar que todos los aviones deben tener hélice para poder transformar la energía mecánica en cinética. También hay aviones sin hélice, como son los Reactores o Jets. Este proceso de transformación energético se efectúa por acción y reacción, según la 3° Ley de Newton. Podemos comparar una turbina con un globo de caucho. Si el globo esta desinflado, la presión existente dentro del globo es la misma que la presión atmosférica externa. Pero si inflamamos el globo estamos inyectando aire a presión; o sea estamos incrementando la presión interna con respecto a la presión externa. Esa diferencia de presiones serviría para aprovechar esa energía interna (Energía Potencial). Si soltamos el extremo del globo, el aire a mayor presión dentro del globo saldría rápidamente, y si soltamos el globo podemos observar un rápido movimiento de este debido a la reacción que produce la liberación de presión. Este es el principio de acción de un Jet (chorro en ingles), por esta razón de acción y reacción a estas aeronaves se les llama a reacción o aviones a chorro. Cualquiera que sea el sistema que se utilice, sea por medio de un motor a pistón o un motor a reacción, en ambos casos está transformando energía calorífica en energía mecánica y la energía mecánica en cinética o sea VELOCIDAD.

MAGNITUD DE LA TRACCIÓN Como el origen de la tracción es una masa de aire acelerado, la magnitud de la fuerza de tracción es el producto de LA MASA DE AIRE POR LA ACELERACION DE ESA MASA DE AIRE:

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T=mxa



Ahora bien, la magnitud de la Tracción teniendo en cuenta lo anterior dependerá de: a. Tipo de Motor b. Número de motores c. Potencia de el o los motores

DIRECCIÓN DE LA TRACCIÓN Las aeronaves son diseñadas para volar a una velocidad especifica a la cual alcanzan su mejor rendimiento. En dicha velocidad la aeronave adopta una posición que le permite atravesar el aire con la menor resistencia, su eje longitudinal estará paralelo al viento relativo. Por tanto y para un mejor aprovechamiento, la tracción o empuje de los motores debe llevar la dirección del eje longitudinal.

PUNTO DE APLICACIÓN DE LA TRACCIÓN Sin importar el número de motores que tenga un avión, la fuerza de tracción debe estar aplicada al eje longitudinal para evitar desequilibrios que produzcan movimientos de guiñada. Si la aeronave es monomotor el motor deberá estar ubicado en el eje longitudinal. Si la aeronave es Bimotor, sus motores estarán ubicados a la misma distancia del eje longitudinal y producirán la misma fuerza para mantener este equilibrio. Si la aeronave es trimotor o polimotor la sumatoria de fuerza de sus motores deberá equilibrarse en el eje longitudinal.

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SUSTENTACIÓN ORIGEN DE LA SUSTENTACION Desde hace mucho tiempo el hombre ha querido volar. Los primeros intentos se vieron frustrados, se intento imitar a los pájaros con grandes fracasos. El peso producido debido a la fuerza gravitacional terrestre impedía “despegarse del suelo”. La aplicación de leyes físicas nos da la respuesta para vencer el peso. Experimentos realizados con líquidos a través de un tubo de forma especial (Tubo Venturi), llevo a estudiar las leyes de conservación de la energía que derivaron en estudios muy importantes para la Aerodinámica. El experimento consistía en hacer pasar por un tubo un liquido a velocidad constante, en el cual el área de paso se disminuye progresivamente hasta un valor mínimo para incrementarse posteriormente hasta el área inicial.

Si tomamos una partícula del líquido en determinada área inicial, tiene una velocidad determinada (EK1), Para la misma partícula, cuando el área disminuye, la velocidad aumenta, hasta alcanzar una velocidad máxima cuando el área es mínima (EK2), a medida que el área vuelve a aumentar, disminuye velocidad en la misma proporción en que aumentó al disminuir el área hasta volver a la velocidad inicial de entrada al tubo (EK3).

Como Velocidad es sinónimo de Energía Cinética, podemos concluir que hubo incremento de energía Cinética. Como la Energía ni crea ni se destruye, sino se transforma, al aumentar la Energía Cinética, debió perderse Energía en alguna parte del tubo. Esto se llama “Ecuación de continuidad”.

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TEOREMA DE BERNOULLI Después del experimento en el tubo Venturi quedó el interrogante de la pérdida de energía. BERNOULLI, decidió solucionar esa pregunta, y en lugar de hacerlo en un tubo, con agua, lo hizo con aire y un objeto que le hiciera frente al aire, donde acomodó varios medidores de presión. Al pasar el aire observó que cuanta más velocidad adquirían las partículas de aire, en los bordes la presión disminuía en el punto más alto, que correspondería a la parte más estrecha del tubo VENTURI donde las partículas adquirían más velocidad, la presión era más baja. De este experimento dedujo su teorema: “En un medio donde la velocidad de las partículas de un fluido adquieren más velocidad, en los bordes del mismo la Presión disminuye o sea a mayor Velocidad menos Presión y viceversa”.

PERFIL ALAR: Es la sección transversal de un ala, diseñado y estudiado para obtener los mejores resultados aerodinámicos. Tiene una forma especial que permite conseguir diferencias de presiones en su superficie.

PARTES DE UN PERFIL El perfil alar se divide en cinco partes principales: BORDE DE ATAOUE BORDE DE SALIDA EXTRADOS INTRADOS CUERDA ALAR

Siguiendo el teorema de BERNOULLI, si un perfil alar es sometido a una corriente de aire, sucedería lo siguiente: En el INTRADOS, algunas partículas chocarán produciendo un aumento de presión, igualmente otras pasarán sin tocarlo, pero produciendo un “colchón” de aire en la parte inferior que ejercen una fuerza hacia arriba. En el EXTRADOS, las partículas de aire se ven sometidas a una disminución de área, lo que significa un aumento de velocidad y por lo tanto, según el teorema de Bernoulli una disminución de la presión en los bordes del perfil creando un vacío en la parte superior. Este vacío será más grande cuanto mayor sea la velocidad de las partículas de aire sobre el perfil. Al existir ese vacío, la atmósfera externa de mayor presión absorberá, succionando el perfil, produciendo fuerzas ascendentes en todas direcciones, cuya magnitud variará de acuerdo a la succión que haya sobre el perfil.

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Si sumáramos todas las fuerzas vectores que aparecen sobre el perfil, obtendríamos un vector resultante llamado: “RESULTANTE AERODINAMICA”. La dirección de esta sería hacia arriba y hacia atrás de la vertical. Como se mencionó anteriormente todo vector puede ser descompuesto en dos componentes. La componente vertical de la Resultante Aerodinámica es llamada SUSTENTACIÓN (L) y la componente horizontal RESISTENCIA ALAR (Da). Dependiendo del tipo de aeronave, su velocidad y performance, se utilizan diferentes tipos de perfiles alares que producen mayor o menor diferencia de presión. Como veremos mas adelante, las aeronaves de baja velocidad, utilizaran perfiles gruesos y con marcada asimetría, las aeronaves de alta velocidad utilizaran perfiles delgados de poca asimetría.

MAGNITUD DE LA SUSTENTACION La magnitud de la sustentación requiere un análisis más profundo, ya que es esta la fuerza que habrá de vencer la gravedad y que nos permitirá el vuelo. Aunque no se hará nunca un cálculo matemático de el valor de la sustentación, se hace INDISPENSABLE el conocimiento correcto de cada uno de los factores que intervienen en su valor. La sustentación depende de cuatro factores principales:

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A. DENSIDAD MEDIA ATMOSFERICA Con el fin de establecer la Densidad Atmosférica, veamos algunos factores: La Atmósfera es una capa de aire que rodea la tierra, con una longitud vertical de aproximadamente 1.000 kilómetros. Si obtuviésemos muestras de aire de igual volumen desde arriba hasta la superficie de la tierra, comparando una de la parte superior con otra muy cerca a la superficie de la tierra; el cubo A esta sometido a resistir todo el peso de la columna de aire encima de él, o sea que soporta mas presión que el cubo B. El cubo B soporta encima de el una columna menor o sea menor peso y menor presión.

Esto hace que si los dos cubos son iguales (volúmenes iguales) y son sometidos a diferentes presiones, tendremos a las partículas de aire del cubo A más juntas, más unidas que en el cubo B. Si pesáramos los dos cubos, el cubo A pesaría más que el B por tener más masa de aire; recordemos que Densidad es la cantidad de masa contenida en determinado volumen, por lo tanto el cubo A tendrá una densidad mayor que el cubo B. Esto nos demuestra que a mayor altura sobre la superficie terrestre, la Densidad Atmosférica disminuye. O sea que entre más alto vuele una aeronave, encontrará una Atmósfera con menor densidad. Ante los constantes cambios que sufre la Atmósfera por diversos factores meteorológicos, como de presión y temperatura, se estableció una atmósfera de referencia que tiene las siguientes características:

ATMOSFERA TIPO ELEVACION TEMPERATURA PRESION

: : :

El nivel medio del mar 15° C 29,92 Hg.

Por cada 1.000 Ft. que subamos en la atmósfera, la presión disminuye aproximadamente una pulgada de mercurio y la temperatura 2° C. A esta variación se conoce como GRADIENTE NORMAL. Teniendo en cuenta que en la fórmula de Sustentación la Densidad Atmosférica es directamente proporcional a ella, a mayor altura menor sustentación por disminución de densidad o viceversa.

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B. SUPERFICIE ALAR Es la proyección de los planos sobre un plano horizontal, estando el avión en vuelo recto y nivelado. Hay diferentes formas de planos o alas que determinan la cantidad de Superficie Alar. Las formas de ala principales son:

La proyección de las alas a la horizontal también depende del ángulo de elevación de estas hacia la punta, lo cual se conoce como Angulo Diedro

Cuanto mayor sea el ángulo diedro, menor será la superficie alar proyectada a la horizontal, aunque en este tipo de diseño se tiene una ventaja muy útil en cuanto a estabilidad lateral. Por tal motivo y teniendo en cuenta el tipo de labor que va a desempeñar, la aeronave tiene un diseño especifico que le permite el equilibrio en cuanto a sustentación por superficie alar proyectada y estabilidad conseguida. El Ángulo Diedro puede ser positivo, o negativo (Anhiedro). DIEDRO

ANHIEDRO

Este ángulo tiene una utilidad especial que se explicará en equilibrio y estabilidad. No se debe medir la proyección de las alas si el eje lateral no es paralelo al horizonte, pues esto hace que la proyección disminuya entre más ángulo de bank tenga el avión, de tal manera que a 90° no hay superficie alar relativa.

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Por esta condición, se puede decir que la Superficie Alar es constante. También, hay aeronaves que presentan doble o triple superficie alar como en el caso de los biplanos y triplanos. C. COEFICIENTE DE SUSTENTACION Coeficiente significa multiplicador. Coeficiente de sustentación será pues un multiplicador de la sustentación. Pero la pregunta es: ¿ Porque un número va a multiplicar la sustentación ? La respuesta esta en un efecto físico producido sobre el perfil. El Perfil Alar es colocado en el fuselaje del avión con un ángulo fijo respecto al eje Longitudinal. y no puede ser modificado por el piloto. El A este Ángulo se le llama Ángulo de Incidencia objetivo de este ángulo es producir la Sustentación requerida para el vuelo de crucero del avión.

Lo que sí puede ser modificado por el piloto para mantener la sustentación con el cambio de la velocidad es el ángulo formado entre la Cuerda Alar y el Viento Relativo. A este Ángulo se le llama Ángulo de Ataque Variemos el ángulo de ataque en varios casos y observemos el efecto que esto produce en el perfil alar.

Primer caso: Ángulos pequeños entre 2º y 5º.

El Perfil es sometido a un viento relativo que forma un ángulo pequeño con la cuerda geométrica. En el Intrados se produce sobrepresión y en el Extrados succión. Si observamos el perfil, la zona de más alta velocidad de las partículas esta más o menos hacia la mitad del mismo. El centro de presión que es el origen de la resultante, estará situado bastante atrás del borde de ataque, los vectores más grandes estarán igualmente hacia atrás, por lo que la dirección de la resultante es hacia atrás de la vertical. Esto hace que la sustentación sea relativamente pequeña.

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Segundo caso: Ángulos medios entre 8° - 12°.

Como podemos ver, el ángulo ha aumentado, pero la dirección del viento relativo permanece constante en magnitud y dirección. Lo que hemos alterado es la posición del perfil. La cuerda alar está ahora más inclinada. Sobre el INTRADOS, más líneas de corriente de aire encontrarán el perfil, produciendo mayor sobrepresión o sea más fuerza hacia arriba y hacia atrás. En el EXTRADOS, observamos como el paso a las líneas de corriente de aire se cierra más rápidamente como si el tubo VENTURI del experimento fuese más cerrado. Esto produce que las partículas de aire sean más aceleradas sobre el perfil, y de acuerdo al teorema de Bernoulli, deberá producirse más baja presión lo que concluye que la Resultante Aerodinámica sea mayor. La zona de más velocidad de partículas estará cerca al borde de ataque, por lo tanto el centro de presión estará igualmente cerca al borde de ataque. Los vectores más grandes estarán ahora hacia la vertical, por lo tanto la resultante también será más vertical. Esto implica que la sustentación aumenta más rápido que la resistencia al avance. Vemos en comparación con el caso anterior, que la sustentación es mayor, o sea que ha aumentado sin alterar la velocidad, sino únicamente por cambio de ángulo de ataque.

Tercer caso: Angulo relativamente Grande - 14° a 18°

En este caso el ángulo es mayor, igualmente el perfil esta más inclinado. Como en el caso anterior, habrá más sobrepresión en el Intrados, e igualmente las partículas de aire en el Extrados serán más aceleradas produciéndose más succión, por lo tanto la Resultante Aerodinámica será mayor.

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El centro de presión se correrá hacia adelante. Experimentalmente se demuestra que este quedará ubicado al 25% de la longitud de la cuerda desde el borde de ataque hacia el de fuga o salida. Como veremos en el caso siguiente, a este ángulo relativamente grande se obtiene el mayor valor de sustentación”. De estos tres casos, vemos como al aumentar el ángulo de ataque, la sustentación aumenta, porque uno de sus parámetros ha aumentado, es el coeficiente de sustentación.

Cuarto caso: Ángulos Excesivamente Grandes – mas de 20° - 30°

El ángulo es ahora muy grande. En el Intrados hay mas líneas de corriente de aire produciendo una alta resistencia al avance, y en el Extrados las partículas aumentarán más su velocidad, pero el perfil esta ahora más lejos de la dirección del aire, por lo tanto dada su alta velocidad, no alcanzan a pegarse produciéndose su regreso en forma de turbulencia. SUSTENTACIÓN CASI CERO

Esto produce sobre el perfil que la Resultante Aerodinámica disminuya su valor, tiene tendencia a la horizontal o sea gran Resistencia al Avance y poca componente vertical con tendencia a cero, o sea que la Sustentación se vuelve CASI CERO. Teniendo en cuenta los cuatro casos anteriores, observamos que la sustentación es incrementada al aumentar el ángulo de ataque. O sea, que al aumentar el ángulo de ataque aumentamos el Coeficiente de Sustentación CL produciéndose un aumento en la magnitud de la Sustentación. Sin embargo esto es válido hasta un determinado ángulo, o ángulo máximo; ya que por encima de este en forma instantánea la sustentación pasa de un valor máximo a casi cero. Si representáramos estas variaciones en una gráfica sería más ilustrativo, y vemos claramente como a medida que aumentamos el ángulo de ataque aumenta igualmente CL; pero al sobrepasar el ángulo máximo; CL se vuelve cero.

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En la fórmula:

Si CL tiende a cero, la sustentación también tiende a valer cero. Esta situación se conoce como Desplome o Pérdida (STALL).

Otro aspecto que juega un papel muy importante en la cantidad de sustentación producida por un ala es su posición en el fuselaje. Encontramos aeronaves con el ala parte superior del fuselaje. Estas sustentación que los demás tipos pues la parte superior del fuselaje ala y produce también succión.

colocada en la producen mas de aeronaves, tiene forma de

Las aeronaves con alas bajas, son las segundas en la calidad de la sustentación, pues su parte inferior tiene forma de Intrados y produce sobrepresión. Hay aeronaves con alas medias. Son las que menor sustentación producen pues se encuentran interrumpidas por el fuselaje.

D. VELOCIDAD DEL AIRE La Velocidad del Aire que rodea al perfil en movimiento (Viento Relativo), es lo que produce el efecto de sustentación y es por tanto el factor más importante. En vuelo el piloto debe controlar perfectamente la velocidad de este aire, sin embargo se efectúan algunos cálculos de velocidad precisos para efectos de tiempo y distancia en vuelo que trataremos mas adelante en el estudio del velocímetro. (Air speed). A una mayor velocidad del aire el efecto de succión en el Estrados y sobrepresión en el Intrados es más significativo aumentando los vectores resultantes de la diferencia de presiones y por tanto consiguiendo una Sustentación mayor.

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DIRECCIÓN DE LA SUSTENTACION Recordemos que la Sustentación y la resistencia alar, son perpendiculares por ser componentes de una resultante. Igualmente, sabemos que la Resistencia al Avance va en sentido contrario al movimiento. Un concepto que hemos definido como opuesto al movimiento es el Viento Relativo. Por, tanto el Viento Relativo es paralelo y en la misma dirección de la Resistencia al Avance.

Todo este análisis nos lleva a demostrar que si el viento relativo es paralelo a la Resistencia alar, quien a su vez es perpendicular a la Sustentación, por lo tanto la SUSTENTACION ES PERPENDICULAR AL VIENTO RELATIVO. La actitud de la aeronave entonces no tiene influencia alguna sobre la dirección de la sustentación, únicamente la dirección del movimiento. Como en un Perfil Alar vimos que sobre el Extrados se producen fuerzas mayores que en el Intrados es importante establecer la proporción de fuerzas en cada una de las superficies del perfil. Experimentalmente se ha demostrado que el 75% de la fuerza de sustentación se produce en el EXTRADOS y el 25% en el INTRADOS.

PUNTO DE APLICACIÓN DE LA SUSTENTACIÓN La Sustentación se aplica teóricamente en un punto ubicado en la cuerda alar llamado CENTRO DE PRESIÓN () donde también se originan la RESULTANTE AERODINÁMICA (RA) y la RESISTENCIA ALAR (Da).

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RESISTENCIA AL AVANCE

ORIGEN DE LA RESISTENCIA AL AVANCE Todo cuerpo que se desplaza con referencia a otro con el cual está en o directo, debe recibir una oposición a su movimiento. La densidad del medio en donde se desplaza es de suma importancia, ya que entre más denso sea el medio, más resistencia opone al movimiento. Trate de avanzar en el aire, en el agua entre aceite o contra algo sólido. Una bola de cristal sobre un vidrio. En el aire se desplaza fácilmente. Cubra el vidrio con una capa de agua y verá que se frena mas fácilmente y si lo hace con aceite se frenara más aún. Por último intente que la bola atraviese el vidrio y verá el resultado. Total imposibilidad de movimiento. Una aeronave que se desplaza en una masa de aire, también recibe de ella fuerzas que van en contra de la dirección del movimiento. Las diferentes partes externas del avión, recibirán de la masa de aire fuerzas en contra de su movimiento, pero además hay factores que intervienen que no son solamente las partes externas del avión, como son su forma, su estructura, etc. Por tanto deducimos que el origen de la Resistencia al Avance esta basado en la Densidad del Aire en el punto donde esta volando el avión (Densidad Media Atmosférica).

MAGNITUD DE LA RESISTENCIA AL AVANCE La Resistencia al Avance depende básicamente de los mismos factores que la sustentación, pero puede ser clasificada de acuerdo a la forma como se produce en cuatro diferentes tipos de resistencia:

D = Da + Dp + Di + Df

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Da = Resistencia Alar Dp = Resistencia Parásita Df = Resistencia por Fricción Di = Resistencia Inducida Analizaremos cada una de ellas para establecer que factores intervienen.

Da : RESISTENCIA ALAR

Anteriormente, se estableció que la componente vertical de la resultante aerodinámica se llama Sustentación; y la componente horizontal RESISTENCIA ALAR. Por tanto si Da es una componente de la Resultante Aerodinámica al igual que L, dependerá de los mismos factores, por tanto:

Si recordamos que a medida que aumentamos el ángulo de ataque, la parte inferior del ala (Intrados) hace mas “cara” al aire, deducimos fácilmente entonces que Cd aumentara con el ángulo de ataque, lo que hace aumentar Da. Se diferencia de CL en que es de menor magnitud y que al sobrepasar el ángulo máximo de sustentación no se disminuye sino que siempre aumenta.

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DP = RESISTENCIA PARASITA Es la que producen todas las partes externas del avión que no producen sustentación. Las únicas partes que producen sustentación en un avión son las alas, por tanto todas las áreas frontales del avión excepto las alas producen resistencia parásita. La mínima resistencia parásita se obtendría, dándole a las partes externas y frontales de la aeronave una forma que reduzca esa área. El proceso de disminuir el área frontal equivalente se llama fuselar. Al reducir el área frontal la resistencia parásita disminuye.

Las ruedas del avión por su función no podrían fuselarse, pero se pueden envolver en una carena dejando descubierta solo la parte necesaria para el rodaje. Esto reduce considerablemente el área frontal “ cuando el tren de aterrizaje no es retráctil ”.

Df = RESISTENCIA POR FRICCION

Todo cuerpo que se mueve en una determinada fluido, es envuelto por él, creando una capa que le resta capacidad de movimiento. Esta capa se llama “Capa limite o superficial”. En una aeronave, esta fuerza es debida a la forma misma de ella pero puede incrementarse si las superficies externas no son bien pulidas o si presentan irregularidades.

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Por ejemplo, los remaches que sirven para unir las diferentes láminas que forran el avión, presentan al paso del aire resistencia en forma de pequeños remolinos. Igualmente la suciedad o pequeñas abolladuras del fuselaje incrementarían el valor de la capa límite, aumentando así la resistencia por fricción.

Di = RESISTENCIA INDUCIDA En las superficies Extrados e Intrados de las alas se produce una depresión y una sobrepresión respectivamente. Mientras las superficies del ala soporten esa diferencia de presiones, no hay inconveniente, pero al llegar a la punta de las alas, la sobrepresión encontrará la depresión provocándose un remolino llamado VORTICE (VORTEX).

Este remolino crea una fuerza en el ala en forma circular, y simultáneamente una fuerza que se opone al movimiento llamada RESISTENCIA INDUCIDA. Para algunas aeronaves no es conveniente esta fuerza por lo cual se hace indispensable disminuirla al máximo. Para esto se utilizan dos herramientas: 1. TORSIÓN DEL ALA: Es la variación del ángulo de incidencia desde el encastre hacia la punta del ala. Este diseño es muy utilizado en aeronaves que trabajan a un rango de velocidad bastante amplio y pueden mantener una Sustentación suficiente para el vuelo aun a bajas velocidades mientras que reducen su coeficiente de sustentación a altas velocidades. Esto es debido a que a bajas velocidades gran parte de la envergadura del ala tiene ángulo de ataque produciendo sustentación aun hacia la punta del ala. A altas velocidades se produce sustentación desde el encastre del ala hasta cierto punto en la envergadura cuando el ángulo ya es muy reducido e inclusive pasa a ángulo negativo produciendo el efecto contrario a la sustentación, ocasionando que se elimine parte de la sustentación que a altas velocidades sería innecesaria.

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2. WING LET: Son dispositivos de punta de ala que evitan que la succión generada en el estrados se encuentre con la presión producida en el intrados. Estos pueden ser: a. Tip Tank (Tanques de Punta de Ala)

b. Long Horn (Cachos Largos)

c. Terminaciones desvanecidas o redondeadas.

En todos los casos el objetivo es evitar que se encuentre la sobrepresión del Intrados y la depresión del Extrados. Según lo analizado, la resistencia inducida (Vórtices) representa un problema significativo tanto para las aeronaves que la producen como para las aeronaves que maniobran atrás de ellas. Se han clasificado las estelas turbulentas de las aeronaves así: LIGERA

(L)

menos de 7000 Kg.

MEDIANA

(M) de 7000 a 136000 Kg.

PESADA

(H) mas de 136000 Kg.

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Es conveniente observar algunas precauciones a tener con las estelas turbulentas en las diferentes fases del vuelo: DURANTE EL DESPEGUE: Nunca despegar detrás de una aeronave con estela turbulenta igual o mayor. Si es necesario hacerlo, despegar después de un tiempo prudencial (5 minutos)) y / o despegar de un punto antes del punto donde levanto ruedas la aeronave precedente y abandonar inmediatamente la trayectoria. ASCENSO: Nunca ascender en la trayectoria de una aeronave con estela turbulenta igual o mayor. CRUCERO: Mantener una separación no inferior a 5 NM o 2 minutos respecto a la aeronave precedente. DESCENSO: Mantener una senda de descenso por encima de la de la aeronave precedente. ATERRIZAJE: Sentar ruedas en un punto adelante del punto de sentada de ruedas de la aeronave precedente.

DIRECCIÓN DE LA RESISTENCIA AL AVANCE Podemos observar en todos los casos que la resistencia al avance tiene la misma dirección que el viento relativo, es decir contraria al movimiento y perpendicular a la sustentación.

PUNTO DE APLICACIÓN DE LA RESISTENCIA AL AVANCE Como la Resistencia al Avance se produce en diferentes punto de la aeronave no es posible determinar un punto de aplicación exacto. Por tanto, La Resistencia alar se aplica al centro de presión, La resistencia Parásita se aplica a las superficies frontales, la Resistencia por Fricción se aplica a la piel del avión Y la Resistencia Inducida a la punta de los planos.

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RESUMEN Después de establecer las cuatro fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo, vale la pena resumir el origen, la magnitud, la dirección y el punto de aplicación de ellas; y así poder buscar que dependencia hay entre ellas, o que relación puede existir.

FUERZA PESO (Weight) TRACCIÓN (Thrust)

ORIGEN

Gravedad

MAGNITUD

W = masa x g

Eq – Ec – Em - Ek T = m (aire) x a

SUSTENTACIÓN (Lift)

Diferencia de Presiones

RESISTENCIA AL AVANCE (Drag)

Densidad Atmosférica

D = Da+Dp+Df+Di

DIRECCIÓN

Geocéntrica

PTO. DE APLICACIÓN Centro de Gravedad

Adelante en sentido del eje longitudinal

Eje Longitudinal

Perpendicular al Viento Relativo

Centro de Presión

Contraria al Movimiento

Todo el Avión

Como podemos observar, ninguna depende de la otra, las cuatro fuerzas son TOTALMENTE INDEPENDIENTES desde el punto de vista de origen, magnitud, dirección y punto de aplicación. Pero si analizamos sus efectos, quizá encontremos relación. La gravedad (peso) es la fuerza conque nos atrae la tierra. Es la fuerza que nos impide volar. La tracción es una fuerza que nos permite desplazarnos. La sustentación nos permite elevarnos. La resistencia al avance se opone al desplazamiento. Ahora con este análisis es fácil ver la interrelación en sus efectos: La sustentación vence la gravedad y la resistencia al avance va contra la tracción. Consideremos la sustentación y el peso. Pueden ser: L > W en cuyo caso el avión ascendería L = W en cuyo caso el avión mantiene un nivel L < W en cuyo caso el avión baja si está en vuelo o no puede levantarse

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Consideremos ahora tracción y resistencia al avance. Pueden ser: T > D en cuyo caso tenemos velocidad acelerada, o sea incremento en la velocidad. T = D en cuyo caso la velocidad seria constante T < D en cuyo caso habría desaceleración en la velocidad. Analizadas así las fuerzas, tendríamos un caso ideal en que T = D y L = W Este caso se llama Vuelo Aerodinámico o de Equilibrio de las Fuerzas. El vuelo de balance entre las fuerzas sería “Vuelo horizontal, nivelado y a velocidad constante”.

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SUPERFICIES HIPERSUSTENTADORAS

Al hablar de superficies hipersustentadoras, podemos separar el prefijo HIPER, el cual significa en aumento, incremento. Por lo tanto hipersustentación significa aumento de sustentación. Para explicar este fenómeno, debemos recordar la fórmula de la magnitud de sustentación.

La Densidad atmosférica no puede ser alterada por el piloto. El ángulo de ataque, de quien depende el Coeficiente de Sustentación (CL) si puede ser cambiado por el piloto. La Superficie Alar se puede aumentar ligeramente con el uso de Flaps y Slats. La Velocidad es independiente de las superficies del avión ya que depende de la tracción. Superficies hipersustentadoras, son superficies especiales colocadas en las alas que permiten aumentar la curvatura o combadura del ala, aumentando el ángulo de ataque, sin cambiar la actitud del avión, produciendo un aumento en el coeficiente de sustentación que trae como resultado un aumento en la fuerza de sustentación. Las superficies hipersustentadoras se dividen en dos: Las de borde de salida llamadas (FLAPS) y Las de borde de ataque llamadas RANURAS (SLAT)

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FLAPS

Si movemos el FLAP un pequeño ángulo hacia abajo, podemos deducir que la cuerda geométrica cambia de posición. Podría considerarse como si el avión hubiera cambiado de actitud subiendo la nariz, pero realmente fue parte del perfil que se movió hacia abajo, eso produce que el ángulo formado entre el viento relativo y la cuerda geométrica (Angulo de Ataque) sea mayor, o sea que el Coeficiente de sustentación es mayor por lo cual la sustentación también va a aumentar. Si sobrepasamos esa máxima posición, en lugar de incrementar la sustentación, estaría incrementando la resistencia alar. Esto implicaría disminución de velocidad que podríamos considerar como un freno aerodinámico. No se pierde totalmente la sustentación como en el caso visto en capítulos anteriores, ya que el perfil en si sigue actuando, pero la velocidad disminuye por incremento de la resistencia alar. Estas características nos permiten usarlas a discreción y necesidad, ya sea para incrementar la sustentación por aumento de CL o para freno aerodinámico por incremento de CD.

TIPOS DE FLAPS Básicamente hay cuatro tipos de Flaps:

En el Flap tipo común o simple (Plain Flap), al ser operado produce cambios tanto en el INTRADOS como en el EXTRADOS.

En el Flap tipo partido (Split Flap), se produce cambio únicamente en el INTRADOS, y el EXTRADOS permanece igual.

En el Flap tipo Ranurado (Slotted Flap), al ser operado, deja un espacio por donde debido a la diferencia de presiones en el perfil alar, pasa aire del Intrados hacia el Extrados produciendo efecto como un segundo perfil. En el Flap tipo Fowler, comúnmente utilizada en aeronaves a reacción, el Flap sale de dentro del perfil aumentando relativamente la superficie alar, y además puede seguir operándose para ser usada como la aleta ranurada.

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Los hemos descrito en orden de eficiencia. El menos eficiente es el Común, luego el Partida, luego el Ranurada y el más eficiente el Fowler. Cuando estudiamos el coeficiente de Sustentación, efectuamos una curva que mostraba la variación del coeficiente de sustentación cuando aumentábamos el ángulo de ataque. Al llegar al ángulo máximo, CL tiende a cero. Si con el uso de Flaps hemos aumentado el ángulo de ataque sin alterar la posición de la aeronave, podríamos hacer una comparación. Si usamos Flaps, sin mover la actitud de la aeronave hemos ya ganado algunos grados, por lo tanto es lógico establecer que: “CON EL USO DE ALETAS, EL COEFICIENTE MAXIMO DE SUSTENTACION TENDRA UN MAYOR VALOR QUE SIN USARLAS Y A UN ANGULO DE ATAQUE MENOR”.

Esto significa que el desplome se presenta a un ángulo menor que sin utilizarlas. Con los diferentes tipos de Flaps, según su rendimiento, el coeficiente CL adquiere un mayor valor, y además el desplome se presenta a un ángulo de ataque menor. VENTAJAS Y EFECTOS EN VUELO EFECTO 1 - Aumenta el coeficiente de sustentación y por tanto la magnitud de la sustentación sin que sea necesario utilizar tanto ángulo de ataque. VENTAJA 1. A menor esfuerzo de la aeronave, mayor rendimiento aerodinámico. La otra ventaja desde el punto de vista operativo es que permite despegar en pistas más cortas ya que la sustentación mínima se obtiene a menor velocidad. EFECTO 2 - Si utilizamos los Flaps en un gran ángulo, el coeficiente de Resistencia Alar Da, aumenta produciendo gran resistencia alar o sea freno aerodinámico. VENTAJA 2 - Con los dos efectos en vuelo vistos hasta ahora, podemos aproximar a menos velocidad y frenar aerodinámicamente, lo que nos permite aterrizar en pistas más cortas.

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EFECTO 3 - Con el uso de Flaps, al incrementar la Sustentación y disminuir velocidad, en caso de un descenso, podemos aumentar el régimen de descenso, o sea aumentar el ángulo de planeo sin incremento de velocidad. Se conoce ángulo de planeo como el ángulo formado entre un plano horizontal y el viento relativo. PERMITE SALVAR OBSTACULOS EN LA APROXIMACION VENTAJA 3 - De acuerdo al efecto anterior, podemos salvar obstáculos durante la aproximación final, en las pistas en que existan, muy comunes en un país como Colombia que es bastante montañoso y con pistas construidas en lugares donde los obstáculos están por todos lados.

RANURAS (SLAT’S) Son las ubicadas en el Borde de ataque de las alas. Estas pueden ser actuadas de modo Manual o Dinámico. En las dinámicas, el piloto no tiene control sobre ellas; cuando el ángulo de ataque de una aeronave esta próxima al de desplome, las líneas de aire que pasan por el Intrados y Extrados, producen la fuerza suficiente para que la superficie (SLAT) se active dejando una RANURA entre el borde de ataque y el resto del perfil. Las manuales funcionan operadas por el piloto, y producen el mismo efecto que las dinámicas. Generalmente la utilizan aeronaves a reacción que pueden despegar con un alto ángulo Pitch para producir un ascenso rápido sin entrar en Pérdida.

Debido a la diferencia de presiones en el perfil, por la ranura, el aire del INTRADOS pasa hacia el EXTRADOS por haber allí baja presión, cambiando además la dirección del viento relativo, para permitir que en el perfil se aumente el efecto Venturi y se evite el desplome (STALL).

TIPOS DE SLATS En el Slat tipo Flap Frontal (Nose Flap), la sección de Borde de ataque se curva al estilo del flap común. Este tipo de Slat no deja ranura, pero es muy útil ya que al curvarse produce una aceleración de la corriente de aire hacia el extrados aumentando la sustentación en ese sector del ala.

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El Slat de corredera (SLAT), al desplazarse permite que la corriente de aire que se dirigía al INTRADOS se filtre por la ranura hacia el EXTRADOS aumentando la succión y por tanto la Sustentación. El Slat Krujer, al desplazarse afecta la superficie inferior del borde de ataque. Actúa como una pared que obstaculiza el paso de gran porción de aire hacia el INTRADOS desviándole hacia el EXTRADOS. Su diseño le permite ser más efectivo en cuanto a Resistencia al avance. Existen también SLATS fijos (SLOTS) que son utilizados en algunas aeronaves de baja velocidad y de despegues y aterrizajes cortos STOL (Short Take off or Landing).

CONCLUSION: El uso de Flaps y Slats tienen como objetivo, aumentar los coeficiente CL y CD que a su vez permiten mayor sustentación, o freno aerodinámico, dependiendo de la forma de utilización. Estas características nos permiten: 1- Más sustentación con menos ángulo de ataque 2- Despegar en pistas más cortas 3- Aterrizar en pistas cortas 4- Salvar obstáculos en despegue y aproximación final, aumentando el ángulo de ascenso o el planeo sin aumento de velocidad. La incorrecta utilización de estas superficies, ha producido infinidad de accidentes, ya que generalmente se utilizan en las fases criticas del vuelo como son el aterrizaje y el despegue. La velocidad de la aeronave en cada caso es crítica, lo que hace tener muy presente la capacidad de sustentación Igualmente en estas fases, la aeronave se encuentra muy cerca de la superficie, lo que no da tiempo a maniobrar en caso de una pérdida de sustentación.

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EQUILIBRIO Y ESTABILIDAD

EQUILIBRIO Se dice que un cuerpo esta en equilibrio cuando la sumatoria de Fuerzas o el resultado de los MOMENTUMS que actúan sobre él es CERO. MOMENTUM. Es el producto de una fuerza multiplicado por su BRAZO, siendo brazo la distancia que hay entre un punto de referencia y el punto de aplicación de la fuerza

CLASES DE EQUILIBRIO Existen tres clases de equilibrio:

Equilibrio Estable Equilibrio Inestable Equilibrio Indiferente

Equilibrio Estable: Se dice que un cuerpo tiene equilibrio estable, cuando al sacarlo de su condición de equilibrio este genera fuerzas o Momentum que lo regresan a su posición anterior. Un ejemplo de equilibrio estable puede ser un péndulo, una cuerda de guitarra o una esfera dentro de otra.

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Equilibrio Inestable: Cuando al apartar a un cuerpo de su posición de equilibrio, se producen fuerzas o, momentums que lo alejan de su posición anterior, se dice que tiene equilibrio inestable. Un ejemplo de este equilibrio puede ser un TOBOGAN.

Equilibrio Indiferente: Cuando al apartar a un cuerpo de su posición de equilibrio, N0 se producen fuerzas o momentums que lo alejen o lo acerquen se dice que tiene equilibrio indiferente. Es el caso de los dados, al sacarlos de su posición de equilibrio, inmediatamente adoptan otra similar.

ESTABILIDAD Es la capacidad que tiene un cuerpo para mantener su equilibrio o regresar al en caso de que sea alterado. Existen dos clases de estabilidad:

Estabilidad Estática: Si una aeronave volando en equilibrio, por cualquier motivo se afecta este, y sin mover los mandos la aeronave regresa directamente al equilibrio, se dice que tiene estabilidad estática.

Estabilidad Dinámica: Si una aeronave volando en equilibrio, por cualquier motivo se le afecta este, y sin mover los mandos la aeronave regresa al equilibrio con una oscilación amortiguada, se dice que tiene estabilidad dinámica.

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Si una aeronave es muy estable, tendrá tendencia a mantener el equilibrio, o sea que no será fácil alterarle la dirección, subir o bajar. Esto significa que le quitara Maniobrabilidad. Esto indica que la Estabilidad es inversamente proporcional a la Maniobrabilidad. Como cada aeronave es construida para un determinado propósito y de acuerdo a ello tiene su grado de estabilidad. Existe en su construcción un parámetro muy importante:

RELACION DE ASPECTO: Es la relación que existe entre la Envergadura que es la distancia entre punta y punta y de ala y la Cuerda Aerodinámica Media que es el promedio que resulta de todas las cuerdas del ala.

La longitud de la CAM depende del tipo de ala. En la de tipo Rectangular todas las Cuerdas son iguales y cualquiera puede ser la CAM. En los demás tipos de ala debido a que las longitudes de cuerda son diferentes solo existirá una CAM que es el promedio de todas las cuerdas del ala. (Este dato es suministrado por el fabricante del avión) Cuanto mayor sea la relación de aspecto de una aeronave, menor será su maniobrabilidad y viceversa. Una aeronave de combate o fumigadora debe ser de baja relación de aspecto y poca estabilidad para que sea maniobrable. Una aeronave de pasajeros o carga, debe ser relativamente estable, con el fin de que durante un vuelo no sea muy fácil alterar su equilibrio, como en el caso de la turbulencia.

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ESTABILIDAD EN LOS EJES DEL AVION Establecimos que las aeronaves tienen tres ejes y que sobre cada eje se puede ejecutar un movimiento. Si un eje de una aeronave permanece en equilibrio, será estable en ese eje. Tomemos cada uno por separado y analicemos su comportamiento.

Estabilidad Longitudinal: Una aeronave tiene alas; donde se produce la sustentación; sobre el eje longitudinal se pueden presentar alteraciones que producirán falta de estabilidad en el eje longitudinal.

Para conseguir la estabilidad Longitudinal, en las aeronaves se ha dispuesto una superficie “FIJA” llamada Estabilizador Horizontal.

Cuando la aeronave esta en vuelo, el viento relativo pasará por esta superficie tanto en su parte superior como inferior, produciendo fuerzas hacia arriba y hacia abajo que se oponen a un posible movimiento del eje longitudinal. Algo similar a la quilla de una tabla de Surf.

La quilla de la tabla de Surf evita que esta tienda a cambiar la dirección, manteniendo un movimiento rectilíneo. Sin la quilla es muy difícil mantener la dirección. Sin embargo, aun con el estabilizador horizontal, la aeronave puede tener inestabilidad longitudinal o sea que aunque normalmente debería volar horizontal, puede haber tendencia al cabeceo. El principal factor que afecta la estabilidad longitudinal es un “centro de gravedad mal ubicado”, ya sea que este muy adelante (cabeceo hacia abajo) o muy atrás (Cabeceo hacia arriba). Esto puede corregirse con mas superficies auxiliares llamadas aletas compensadoras. La Estabilidad longitudinal se obtiene alrededor del eje lateral.

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Estabilidad Direccional: Una aeronave bajo condiciones normales, debería volar en una determinada dirección. Para esto cuenta con una superficie fija llamada Estabilizador Vertical.

Este al igual que el horizontal, debido al viento relativo produce fuerzas iguales de tal manera que impiden que la aeronave produzca fácilmente el movimiento de guiñada, que le haría perder su estabilidad direccional. Igualmente, el avión cuenta con un ángulo en las alas llamado el Ángulo de Flechamiento. Este ángulo es formado entre el eje lateral y el borde de ataque del ala. Al igual que una flecha, conduce la dirección de la aeronave hacia un embudo de aire, repartiendo uniformemente este por los bordes del ala, disminuyendo a su vez la resistencia al movimiento. La Estabilidad Direccional se obtiene entonces con el ángulo de flechamiento y el estabilizador vertical. Aunque con menor importancia, los Dispositivos de Punta de Plano que se utilizan para eliminar el vortice, también pueden contribuir a la consecución de Estabilidad Direccional. La principal causa que produce inestabilidad direccional, puede ser una fuerza de tracción mal empleada, cuando se trata de aeronaves con más de una planta motriz. Si la fuerza producida por uno de ellos es mayor que la de los otros se producirá tendencia a guiñada. La estabilidad direccional se obtiene entonces alrededor del eje vertical.

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Estabilidad Lateral: Si el eje lateral, bajo condiciones normales de vuelo, no permanece en equilibrio, se presenta una inestabilidad lateral.

La Posición de los Planos en el fuselaje, permite que las aeronaves de ala alta, tengan mayor estabilidad lateral, seguidamente las de ala baja y por último las de ala media. Esto debido a que en caso de presentarse un movimiento de inclinación, la aeronave tiende a resbalar hacia el lado del plano que se inclina. El aire que llega al plano en descenso incide de mayor forma que el que llega al plano en ascenso donde el fuselaje genera una sombra o nulo, perdiendo este algo de sustentación. Entonces el plano que desciende produce mas sustentación que el que asciende, esto detiene la posible rotación y contribuye a que los planos se nivelen, es decir aumentan la estabilidad lateral. Con el “Empenaje”, que esta compuesto por el estabilizador vertical y el horizontal en conjunto, se consigue la Estabilidad Lateral. Si una aeronave tiende al Alabeo las fuerzas que actúan sobre el empenaje lo impedirán. Además de estas superficies, el Ángulo Diedro es una herramienta indispensable en el diseño del avión para conseguir su Estabilidad Lateral. Este ángulo distribuye el aire uniformemente en la parte inferior del ala, permitiendo la estabilidad lateral, llevando el avión como en “BANDEJA”. Algunas aeronaves de muy alta velocidad y poca masa, como los aviones Jet tipo ejecutivo, presentan alta inestabilidad lateral. Contribuyen a solucionar este problema los dispositivos de punta de plano tipo “Long Horn”. Su función es la misma del estabilizador vertical, pero dado que se ubican lejos del fuselaje, producen un gran momentum que los hace más efectivos para impedir la tendencia al Alabeo. La principal causa que produce inestabilidad lateral es un mal consumo de combustible. Por estar los tanques en las alas, si se consume combustible solamente de un tanque, la otra ala tendrá mas peso, produciéndose así una tendencia al banqueo. La estabilidad lateral se obtiene alrededor del eje longitudinal.

CONCLUSION: La estabilidad y el equilibrio están directamente relacionados con la maniobrabilidad de una aeronave. Cuanto más estable sea, menos maniobrable será. La estabilidad para los tres ejes, se obtiene con superficies fijas llamadas en conjunto Empenaje y formas especiales dadas en el diseño de la aeronave.

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ORGANOS DE MANDO Y SUPERFICIES DE CONTROL Los órganos de mando son dispositivos que operados por el piloto, transmiten su acción a las superficies de control, para que por momentums aerodinámicos se produzcan los movimientos del avión alrededor de los tres ejes. Existen órganos de mando tipo CONVENCIONAL que constan de un bastón y dos pedales, y NO CONVENCIONAL que constan de una barra, un Semivolante y dos pedales.

Son superficies de control, las partes móviles de superficies fijas que permitan los momentums aerodinámicos para producir los movimientos del avión alrededor de los tres ejes. Las superficies de control son 3: a) TIMON DE PROFUNDIDAD:

Parte móvil del estabilizador horizontal.

b) TIMON DE DIRECCION:

Parte móvil del estabilizador vertical.

c) ALERONES:

Partes móviles ubicadas hacia la punta de las alas en el borde de salida.

Cada una de estas superficies es movida por los órganos de mando.

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MOVIMIENTOS: En el sistema convencional, el bastón puede moverse adelante, atrás, derecha, izquierda, o en forma combinada. Al mover el Bastón o el Semivolante hacia delante o hacia atrás la superficie “Timón de Profundidad” o “Elevador” se moverá así: “HACIA ADELANTE”: Baja el timón de profundidad. “HACIA ATRAS”

Sube el timón de profundidad.

Si a determinada velocidad, la corriente de aire producida por el movimiento golpea la superficie de control timón de profundidad, estando arriba, produciría sobre esta una fuerza hacia abajo. Considerando el punto de referencia o de apoyo del avión el Centro aerodinámico, esta fuerza esta aplicándose a una distancia que sería el brazo produciéndose un momentum; la cola del avión baja y la nariz sube produciéndose un “Cabeceo” hacia arriba. Si el timón de profundidad se encuentra hacia abajo (Bastón adelante) la fuerza tendría dirección hacia arriba lo que produciría que la cola suba y la nariz baje. Como el momentum es producido por la fuerza del aire sobre la superficie, el momentum es de tipo aerodinámico. Al mover el Bastón o el Semivolante hacia la derecha o izquierda, se moverán los “Alerones” así:

Hacia la IZQUIERDA sube el Alerón izquierdo y simultáneamente baja el derecho. Hacia la DERECHA sube el Alerón derecho y simultáneamente baja el izquierdo.

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Si tomamos ahora el movimiento de los Alerones, cuando el Alerón izquierdo está arriba y el Alerón derecho abajo, la corriente de aire producirá en ellos una fuerza hacia arriba en el derecho y hacia abajo en el izquierdo que con respecto al eje longitudinal producirán un doble momentum llamado PAR que conduciría a un movimiento alrededor del eje longitudinal de Bank o Alabeo a la izquierda (Bastón o Semivolante a la izquierda) y si el que sube es el derecho, y el que baja es el izquierdo las fuerzas se invertirían produciéndose un Bank o Alabeo hacia la derecha (Bastón o Semivolante a la derecha). Es importante anotar, que la cantidad de rotación o movimiento lateral que se haga al Bastón o al Semivolante, únicamente subirá o bajará más los Alerones, pero no producirá más o menos Bank, solo que será más rápido el movimiento si la superficie se mueve más, ya que las fuerzas que actúan serán mayores. Esto nos dice que para hacer un Bank de por ejemplo 30° no es necesario mover el Bastón o el Semivolante 30°. Cualquier cantidad que se mueva por muy pequeño que sea podrá producir un ángulo de Bank hasta producir 360° si se permite. Igualmente podemos asegurar que si después de efectuar un Bank de un ángulo determinado colocamos el Bastón o Semivolante en la posición normal o “Cero”, la aeronave no retornará a su posición horizontal, sino que se mantendrá en la última posición de Bank que tenía. Para poder regresar los planos a la posición horizontal, habrá que mover el Bastón o el Semivolante en sentido opuesto para producir un momentum que permita regresar las alas a la posición horizontal. Al pisar los Pedales se moverá el “Timón de Dirección” así:

Al pisar el PEDAL DERECHO el Timón de Dirección se mueve a la derecha, el aire le golpea ocasionando que la cola se mueva a la izquierda y la nariz a la derecha. Al pisar el PEDAL IZQUIERDO el Timón de Dirección se moverá a la izquierda, la cola a la derecha y la nariz a la izquierda. Realmente los Órganos de Mando, sirven únicamente para mover las Superficies de Control. El efecto que se puede producir sobre ellas, depende del aire en movimiento que se presente durante un vuelo. Si la velocidad de la aeronave fuera muy rápida, la fuerza sobre la superficie sería mayor, lo que a su vez implica que el piloto deberá hacer mas esfuerzo para poder mover la superficie. Para evitar esfuerzos exagerados por parte del Piloto se han diseñado Sistemas de Transmisión de movimiento desde los Órganos de Mando hacia las Superficies de Control.

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SISTEMAS PARA MOVER LAS SUPERFICIES DE CONTROL. Estos sistemas tienen como objetivo “Disminuir el esfuerzo del piloto”. Los sistemas son: a) b) c) d) e)

Manual o directo Mecánico Hidráulica Eléctrico Aerodinámico

El sistema en su forma más simple, consiste en una barra (Bastón) que va unido a las diferentes superficies de control por medio de un cable (Guaya) metálico para mayor resistencia, con un resorte que tiene como objetivo mantener la tensión del cable constante. a) En el sistema MANUAL o DIRECTO, la fuerza efectuada por el piloto es transmitida por medio del cable a la respectiva superficie de control.

Si la velocidad del móvil es muy grande, el piloto deberá hacer una gran fuerza para vencer la resistencia del aire en movimiento, por esto existen sistemas que multiplican la fuerza efectuada por el piloto. b) SISTEMA MECANICO: Utilizando la polea a diferencial, en la cual el número de poleas multiplica la fuerza efectuada por el piloto, se obtendrá mayor facilidad y menor esfuerzo. c) SISTEMA HIDRAULICO: Las Bombas Hidráulicas utilizan el sistema de vaso comunicante y la proporción de las áreas donde se efectúa la fuerza. Si en un área se hace una fuerza f1, a través del liquido hidráulico se transmite esa fuerza por partes iguales, produciendo en un área más grande una fuerza mayor.

d) SISTEMA ELECTRICO: El principio de funcionamiento de un motor eléctrico, basado en la inducción de corriente eléctrica por un campo magnético, permite al piloto sin ningún tipo de esfuerzo mover una superficie de control, ya que bastaría operar un Servo para que el motor produzca la fuerza enrollando un cable ya sea para subir o bajar la respectiva superficie.

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e) SISTEMA AERODINÁMICO: Como su nombre lo indica, será el aire el que produzca la fuerza necesaria para producir el movimiento de la superficie. Podríamos comparar este sistema, con el deporte de “JUDO” en el cual se usa la fuerza del oponente (en este caso seria el aire) que será aprovechada para producir el movimiento.

En este caso, contamos con unas pequeñas Superficies Auxiliares de Control (COMPENSADORES) ubicadas en el borde de salida de las Superficies Principales de Control (Timón de profundidad y Timón de dirección y Alerones).

Su objetivo principal es producir momentums que compensen la falta de equilibrio: Por Inestabilidad Longitudinal (Centro de gravedad muy adelante o atrás) o Inestabilidad Direccional (mala distribución de la fuerza de tracción o viento atmosférico que produce deriva) e Inestabilidad Lateral (Mal consumo de combustible y mala distribución de la fuerza de tracción).

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Al usar un compensador, este produce el momentum que haga falta para conseguir el equilibrio cuando este se ha perdido. Si un avión esta pesado de cola, este no mantendrá la posición horizontal de vuelo cuando los órganos de mando se encuentre en posición neutra, por existir un momentum de cola que no permite que la suma sea “CERO” (Equilibrio). Por tanto debemos producir un momentum de sentido contrario que compense esta falta de balance. El compensador ubicado en el elevador se mueve hacia arriba, el aire que le golpea obliga al elevador a moverse hacia abajo, el aire golpea el elevador subiendo la cola y bajando la nariz. Sin embargo, los Compensadores pueden utilizarse igualmente para producir movimientos en las Superficies de Control (Esto se recomienda solo en caso de falla de los Órganos de Mando). El método consiste en mover el Compensador en sentido contrario al que se quiera mover la Superficie de Control; o sea que si quiere subir el Timón de Profundidad, deberá mover el Compensador del Timón de Profundidad hacia abajo. La fuerza del aire al golpear o sobrepresionar el Compensador que se encuentra abajo, produce una fuerza hacia arriba que ocasiona el movimiento de la Superficie de Control. El compensador tiene una superficie más pequeña, lo que implica que el aire en movimiento va a efectuar menos resistencia que la superficie de control que tiene más área. El sistema de movimiento del compensador, que es TOTALMENTE independiente de los órganos de mando, siempre será un sistema mecánico, eléctrico o hidráulica, que aumenta la fuerza efectuada por el piloto.

CONCLUSION: Los Órganos de Mando, transmiten su acción a las Superficies de Control para que estas con la fuerza del aire produzcan momentums aerodinámicos que conlleven a los movimientos del avión en los tres ejes. Cada Superficie de Control es movida por una operación en los Órganos de Mando. El Bastón o el Semivolante moverá el Timón de Profundidad hacia arriba o hacia abajo si se mueve hacia atrás o hacia adelante respectivamente. El Bastón o el Semivolante moverá los Alerones si este se mueve a la derecha, el Alerón del ala derecha subirá y simultáneamente el de la izquierda bajara y si se mueve a la izquierda, el Alerón izquierdo subirá y el derecho bajará simultáneamente. Con los Pedales moveremos el Timón de Dirección hacia la derecha o izquierda si pisamos el Pedal derecho o izquierdo respectivamente. Con el Timón de Profundidad y por momentums aerodinámicos, produciremos movimiento alrededor del eje lateral llamado Pitch o Cabeceo; con los Alerones alrededor del eje longitudinal llamado Bank o Alabeo y con el Timón de Dirección alrededor del eje vertical llamado Yaw o Guiñada. Debido a la fuerza que ejerce el aire sobre las diferentes Superficies de Control, el esfuerzo del piloto debe ser mayor cuanto mayor sea la velocidad del avión, por tanto se hace indispensable DISMINUIR EL ESFUERZO DEL PILOTO, y esto se obtiene con los sistemas mecánicos, hidráulicos, eléctricos y aerodinámicos. Este último utiliza los Compensadores que son Superficies Auxiliares móviles de las Superficies Principales de control cuyo objetivo es producir momentums de compensación para la Estabilidad Longitudinal. Direccional y Lateral. Si se usan para mover las Superficies de Control, deberán moverse en sentido contrario al que se pretenda mover la Superficie de Control.

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INSTRUMENTOS

Las primeras aeronaves diseñadas por el hombre eran maquinas sencillas, que debido a sus características, solo permitían un control simple de sus movimientos y la posición de esta respecto al terreno solo se podía llevar a cabo con referencia visual. A medida que la tecnología y el desarrollo aeronáutico permitió la construcción de aeronaves más complejas, surgió la necesidad de diseñar dentro de la aeronave Instrumentos que permitieran el control de funcionamiento de los motores y también una referencia de posición espacial, control de comportamiento y actitud de la aeronave, sin la necesidad de mirar hacia fuera, eliminando la necesitad de observación del exterior lo cual es imposible en condiciones de mal tiempo y oscuridad. En la actualidad una aeronave cuenta con diferentes tipos de indicadores (Instrumentos) que permiten el monitoreo y control de los sistemas, del vuelo y de la navegación. Si clasificamos entonces los instrumentos de acuerdo a su utilidad encontraríamos cuatro grupos principales de instrumentos: a. Instrumentos del Motor: Permiten el control de la planta motriz. Algunos de ellos son: Tacómetro (RPM) Presión de isión (MP) Control de temperatura Control de Aceite Control de Combustible Amperímetros, etc.

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b. Instrumentos de Vuelo:


Permiten el control de Actitud y comportamiento de la aeronave. Son seis: Velocímetro (Air Speed) Altímetro Indicador de Velocidad Vertical (VSI) Horizonte Artificial Indicador de Rumbo Indicador de Virajes

c. Instrumentos de Navegación:

Permiten el control de la posición geográfica de la aeronave por medio de radioayudas en tierra, en el espacio o por medios autónomos. Algunos de ellos son:

Buscador Automático de Dirección (ADF) Radiofaro Direccional de muy alta frecuencia (VOR) Indicador Radio Magnético (RMI) Indicador de Situación Horizontal (HSI) Sistema de Posicionamiento Global (GPS), etc.

Son aquellos instrumentos que controlan los d. Instrumentos Misceláneos: demás sistemas de la aeronave y que no están incluidos en los anteriores grupos, entre ellos encontramos: Indicadores de presión Hidráulica, Presiones Neumáticas, Oxigeno, Reloj, etc. En Aerodinámica trataremos el grupo correspondiente a los Instrumentos de Vuelo.

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INSTRUMENTOS DE VUELO Estos se dividen en dos Sistemas:

a. Sistema Pitotstático b. Sistema Giroscópico

SISTEMA PITOTSTÁTICO Este sistema funciona en base al TUBO DE PITOT que compara Presión Estática y Dinámica. La Presión Estática es la presión que tiene la atmósfera en el punto donde se encuentra la aeronave y la Presión Dinámica es la presión de impacto del aire (Viento Relativo) producida por el movimiento de la aeronave.

Los instrumentos que funcionan con este sistema son: Velocímetro (Air Speed). Altímetro (Altimeter). Indicador de Velocidad Vertical (Vertical Speed Indicator).

VELOCIMETRO La función del Velocímetro AIRSPEED (también llamado Anemómetro) es medir la velocidad de la aeronave en relación a la masa de aire en que se desplaza o la velocidad del aire en movimiento. El velocímetro es un Manómetro diferencial muy sensible que mide la diferencia entre la presión Estática y la presión Dinámica.

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El movimiento del Tubo Pitot a través del aire crea una presión de impacto llamada Presión Dinámica. El Velocímetro está calibrado de acuerdo a las condiciones de la “Atmósfera Tipo” al nivel del mar. La velocidad indicada por un Velocímetro que no tenga error instrumental ni de posición o de instalación solamente será igual a la velocidad verdadera (TAS) de la aeronave cuando esta vuele al nivel del mar (MSL) en condiciones estándar o a cualquier nivel con tal que en él la presión sea 29,92 pulgadas de Mercurio o 1.013,2 milibares y la temperatura +15°C. La presión Dinámica va del tubo pitot al interior de un diafragma que se encuentra en el interior de la caja del instrumento. La presión Estática obtenida de las tomas estáticas, va al exterior del diafragma en el interior de la caja del instrumento. De forma mecánica el instrumento compara las dos presiones permitiendo que el diafragma se expanda o contraiga. Por un sistema de palancas y engranajes es conectado a una manecilla indicadora que sobre una carátula indicará en la escala dibujada aumento o disminución de la Velocidad Indicada (IAS).

Siempre que la aeronave esté en vuelo la presión Dinámica será mayor que la presión Estática; por esta razón el diafragma se expande, siendo muy flexible, y habiendo en el interior una presión mayor que en su exterior, aumentará el volumen en proporción directa a la diferencia de presiones. La carátula del instrumento esta diseñada con una escala de velocidad en Nudos (Knots) y muestra unas marcas en colores que tienen un significado especial:

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VELOCIDADES La atmósfera es un fluido incomprensible en su comportamiento y muy variable en sus características de densidad, presión y temperatura lo que ocasiona un cambio constante en su densidad, afectando directamente el desarrollo del vuelo de las aeronaves que se desplazan dentro de su masa. Aspectos tan relevantes como la altitud del vuelo, la presión atmosférica y las corrientes de viento pueden resultar en una alteración importante en los estimados de vuelo y consumos de combustible, afectando directamente los costos de operación y el desarrollo del control de tránsito aéreo. Es por eso que en la actualidad la planeación de vuelos de gran escala lleva consigo un impresionante estudio previo de las presiones y corrientes de viento que son vitales para la llegada a tiempo al destino y con los mínimos costos de operación.

DEFINICIONES MILLA NAUTICA Es la unidad de medida que equivale a un minuto de arco de círculo máximo terrestre medido al nivel medio del mar (MSL). Esta distancia equivale aproximadamente a 1860 m.

NUDO En Inglés KNOT (KNOTS en plural), es una unidad de VELOCIDAD, que equivale a una milla náutica por hora Si una aeronave expresa su velocidad como 320 Knots, esto nos indica, que por cada hora de vuelo, la aeronave está recorriendo 320 Millas Náuticas.

M.P.H. Millas por hora (MILES PER HOUR, en Inglés), es una unidad de VELOCIDAD, que equivale a una milla terrestre (1.609 m) por hora. Si una aeronave expresa su velocidad como 240 MPH indica que por cada hora de vuelo, la aeronave está recorriendo 240 millas terrestres.

NUMERO MACH Es la razón existente entre la velocidad verdadera de la aeronave y la velocidad del sonido a la misma altitud en que vuela la aeronave. La velocidad del sonido varía con la altitud y la temperatura. Se considera aproximadamente 583 Kt al nivel en que vuelan los reactores (Alrededor de 25.000 pies). En la actualidad es importante el conocer correctamente el concepto de número mach, ya que de acuerdo a reglamentaciones de OACI se está utilizando como un medio muy eficaz para mantener separaciones longitudinales entre aeronaves, por los servicios de Tránsito Aéreo en específicas áreas de aplicación.

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Conociendo la velocidad verdadera de la aeronave y utilizando el promedio de número mach (583 Knots) podemos conocer, en forma aproximada, la velocidad de cualquier aeronave, expresada en número mach. Veamos :

Ejemplo:

Una aeronave está desarrollando una velocidad verdadera de 480 Knots. ¿ Cómo expresará su velocidad en número MACH ? Para resolver este problema, efectuamos una sencilla regla de tres:

Normalmente el numero MACH se expresa máximo con dos dígitos después del punto (o coma). Por lo tanto la respuesta será: “Se lee punto ochenta y dos de MACH “

NOTA: Para obtener el número mach o su equivalencia en Knots en forma más precisa, se utiliza el computador de vuelo. Este implemento es de gran utilidad para los pilotos y permite efectuar cálculos de corrección de la velocidad por los diferentes factores que lo afectan; temperatura, presión, viento, Cálculos de estimados, consumos de combustible, etc.

VELOCIDAD En física se conoce velocidad como el espacio recorrido en la unidad del tiempo:

Sería fácil de medir si un vehículo parte de un punto A hacia un punto B separados una determinada distancia; sabiendo el tiempo gastado durante su recorrido de ese lugar, dividimos la distancia por el tiempo y obtenemos la velocidad. Pero no podríamos averiguar la velocidad instantánea por este método.

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En los automóviles hay un aparato llamado velocímetro (Air Speed) que muestra la velocidad instantánea. ¿Cómo lo hace? Veamos: Las ruedas giran a determinadas revoluciones en la unidad del tiempo de acuerdo a los movimientos del cigüeñal. La rueda tiene un radio determinado o sea que en una revolución recorre una distancia igual a 2ΠR. Conociendo las revoluciones de la rueda en un minuto, sabemos cuantos 2Π R recorremos en ese minuto, que al multiplicar por 60 daría la velocidad por hora. Pero nadie hace esa multiplicación. Con un sistema de cable en rotación en o con el eje o la caja de velocidades, podemos producir una corriente eléctrica que deflecte una aguja que sobre una escala nos indique el valor de la velocidad. Pero, en el avión que las ruedas no están en o con el suelo ¿cómo hacemos para establecer las revoluciones?, ¿Podríamos pensar en las rotaciones del motor?.Cuando estamos quietos, el motor esta girando, por lo tanto nos indicaría una velocidad aunque no nos estemos moviendo. La única manera sería midiendo la cantidad de aire que vamos encontrando durante el movimiento. El instrumento que nos permite medirlo es el tubo de Pitot:

TUBO DE PITOT Es en un tubo que debe colocarse en un lugar del avión de frente hacia la dirección del movimiento. Este tubo establece la diferencia entre la presión de aire que entra por la boca (Toma de Presión Dinámica) y la Presión Estática de la atmósfera. Entre mayor sea la velocidad del avión, que sería la misma velocidad de la masa de aire pero en sentido contrario, mayor será la presión dinámica, lo que hará mover una cápsula en forma de acordeón (aneroide), o moverá por diferencia de presión una aguja que sobre una escala indicaría esa velocidad. Sin embargo esto no es tan sencillo. Pensemos que a mayor altitud hay menos densidad o sea que por la boca del tubo Pitot entrará menos masa de aire a medida que aumentemos la distancia vertical sobre el nivel del mar. Igualmente si la temperatura del aire varía, y la presión también, habrá indicaciones incorrectas. Si además el aire está en movimiento (Viento), va a producir más o menos indicación si lo recibimos de frente o de cola.

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Por esta razón en aviación la velocidad es algo muy inexacto y se necesita calcular algunas velocidades básicas: IAS CAS TAS GS

(Indicated Air Speed) (Calibrated Air Speed) (True Air Speed) (Ground Speed)

Velocidad Velocidad Velocidad Velocidad

indicada calibrada verdadera de tierra.

IAS: (Indicated Air Speed) - Velocidad Indicada del Aire. Es la que muestra el instrumento y es realmente la velocidad de la masa de aire que va encontrando la aeronave durante su movimiento en la atmósfera. Como es el único tipo de velocidad que podemos medir en el avión directamente, todas las velocidades que tienen que ver con la operación de esta, serán expresadas siempre en KIAS (Knots Indicated Air Speed) Velocidad del Aire Indicada en Nudos. CAS : (Calibrated Air Speed) - Velocidad Calibrada del Aire. Es la misma Velocidad Indicada, corregida por errores del instrumento. La diferencia de esta con la Velocidad Indicada es suministrada por el fabricante en el manual de operación del avión. Se expresa en KCAS (Knots Indicated Air Speed). Su uso en vuelo no es importante, solo se utiliza para efectuar cálculos más exactos de Velocidad Verdadera TAS. TAS : (True Air Speed) Velocidad Verdadera del Aire. Es la Velocidad Calibrada corregida por altitud, presión y temperatura. Es la velocidad real del avión con respecto a un punto fijo en el aire. Como a mayor altura la densidad del aire es menor, se necesitara recorrer una mayor distancia para recoger la misma cantidad de aire que a más baja altura, por lo tanto para obtener la misma velocidad indicada (IAS) la aeronave deberá ir a una mayor Velocidad Verdadera (TAS). También es importante entender que a mayor altura habrá una menor resistencia al avance por existir una menor densidad atmosférica, lo que permite a la vez un mejor rendimiento del avión. Es por esto que al volar a una mayor altura la aeronave tiene una mayor Velocidad Verdadera, gasta menos tiempo y combustible para llegar a su destino. Con el computador de navegación se puede calcular la Velocidad Verdadera, sin embargo en forma muy aproximada se puede efectuar el cálculo incrementando la CAS o en su defecto la IAS en un 2% por cada 1.000 de altitud:

En este caso por ser un cálculo aproximado no se tiene en cuenta la variación de temperatura y presión reales pero la diferencia no es muy substancial.

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Ejemplo:


¿Que tiempo tardara una aeronave en recorrer un tramo de 150 NM si vuela a una velocidad de 250 KIAS y a 18.000 pies de altitud?

1. Calculamos la TAS aumentando la IAS en 2% por cada mil pies de altitud:

TAS = 250 + (5 x 18) TAS = 250 + 90 TAS = 340 Knots

2. Calculamos el tiempo dividiendo la distancia por la velocidad:

GS :

(Ground Speed) Velocidad con respecto a tierra

velocidad del viento Es la Velocidad Verdadera TAS corregida por dirección y atmosférico. Es la velocidad real de desplazamiento de la aeronave con respecto a un punto en tierra. Esta velocidad es la que nos permite calcular a que hora estaremos cruzando sobre un punto de notificación o llegando a un destino y la duración del vuelo.

A una misma velocidad verdadera (TAS) una aeronave con viento de cola tardara menos tiempo en llegar a su destino ahorrando a su vez combustible y disminuyendo los costos. Su velocidad de tierra GS será mayor.

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Por el contrario una aeronave que vuela con viento de frente tardara mas tiempo en llegar. Su Velocidad de Tierra será menor.

Ejemplo:

¿Que tiempo tardara una aeronave en recorrer un tramo de 150 NM si vuela a una velocidad de 290 KIAS Rumbo 060° y a 21.000 pies de altitud si encuentra viento de los 06020KT?

1. Calculamos la TAS aumentando la IAS en 2% por cada mil pies de altitud:

TAS = 290 + (5,8 x 21) TAS = 290 + 122

2. Calculamos la GS sumando o restando a la TAS el Viento.

El avión lleva rumbo 060° y el viento viene de los 060° por lo tanto es viento de frente y se resta: GS = 412 – 20

3. Calculamos el tiempo dividiendo la distancia en la GS.

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Pero no todas las veces el viento viene de frente o de cola, a veces el viento es cruzado o diagonal a la trayectoria del avión. En estos casos afecta tanto a la velocidad como a la trayectoria de desplazamiento. A una aeronave le es calculada una TAS y una trayectoria determinada, pero esta encuentra viento el cual no es exactamente de frente ni de cola, al cabo del tiempo calculado para pasar por un punto la aeronave se encontrará en una posición diferente. Teóricamente estos casos son interesantes de resolver: Ejemplo:

Una aeronave sale del punto A al punto B separados 340 NM con una velocidad de 250 KIAS, una altitud de 17.000 Ft. y Rumbo 310° si encuentra viento en calma, ¿Cuánto tiempo tardará en llegar al punto B?

1. Calculamos la TAS

TAS = 250 + (5 X 17) TAS = 250 + 85 TAS = 335 Knots

2. Como el Viento esta en calma, la TAS es Igual a la GS GS = 335 Knots

3. Calculamos el EET (Estimated Enroute Time) tiempo estimado en ruta.

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Ahora, ¿qué sucedería en el ejemplo anterior si la aeronave encontrase en ruta un Viento de los 27020KT?

Si analizamos la trayectoria de la aeronave, esta se desviaría hacia la derecha de la ruta y experimentaría una disminución en la GS debido al viento el cual viene de frente a la izquierda. Según el calculo hecho anteriormente, al cabo de 1 Hora y 6 minutos ¿donde se encontraría la aeronave? Este ejercicio se puede desarrollar ya sea utilizando el triangulo de vientos del Computador de Navegación, o mediante un simple procedimiento trigonométrico: 1. El ángulo formado entre el rumbo de la aeronave y la dirección del viento es de 40° y podemos imaginar un triangulo rectángulo donde la hipotenusa (h) sea la trayectoria normal, el Cateto adyacente (ca) sea la trayectoria desviada por el viento y el cateto opuesto la distancia de desviación al punto planeado inicialmente. Entonces tendríamos:

2. La función trigonométrica Coseno dice que:

3. Si despejamos Cateto Adyacente (Ca) podemos averiguar la distancia que recorrería la aeronave al cabo de 1 Hora y 6 minutos:

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4. La función trigonométrica Seno dice que:

5. Si despejamos Cateto Opuesto (co) podemos averiguar la distancia a la que se encontraría la aeronave del punto planeado inicialmente:

EJERCICIO DE PRACTICA 1. Una aeronave vuela de un punto A hacia un punto B separados 80 NM con un rumbo de 045° velocidad 180 KIAS y altitud 15.000 ft. a. ¿Cuál será su EET con viento en calma? b. Cual será su EET con viento de los 35014KT

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ALTIMETRO La función del Altímetro es medir la distancia vertical desde la aeronave hasta un punto de referencia (Isobara) obteniendo por tanto las lecturas de Elevación, Altura, Altitud y Nivel de Vuelo. En su parte interna el instrumento tiene un juego de aneroides o diafragmas a los cuales llega directamente la Presión Estática o atmosférica desde las tomas de Estática del exterior del avión. Los diafragmas se expanden o contraen a medida que la presión estática aumenta o disminuye. La presión interna del instrumento es de una Atmósfera Estándar cuando en la ventanilla de Kollsman aparece la lectura de 29,92 pulgadas de mercurio Hg. Si aparece en la ventanilla de Kollsman una lectura diferente, la presión interna del instrumento será la equivalente a dicha presión. La lectura del instrumento será la distancia vertical desde la aeronave hasta la isobara que aparece en dicha ventanilla.

El Altímetro en si consta de las siguientes partes: a. Una carátula marcada con los números de 1 a 0 en diez unidades. Entre números hay cinco líneas menores. b. Tres agujas: La mas larga indica cien pies por cada número. La mediana indica mil pies por cada número. La más pequeña conectada a un indicador en forma de triangulo indica diez mil pies por cada número. c. Una perilla y una ventanilla para ajuste de la presión de referencia.

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¿Qué lectura presentan los siguientes altímetros?

ALTIMETRÍA Es la técnica utilizada para medir las distancias verticales. En aviación se usan cuatro tipos de distancias verticales:

Elevación Altura Altitud Nivel de Vuelo

Para obtener en el Altímetro cualquiera de estas lecturas se debe ajustar en la ventanilla de Kollsman la presión de referencia adecuada (Isobara). La escala va desde 28,10” a 31,00” Hg. ISOBARA: Es la línea que une puntos de igual presión. Al ajustar en el Altímetro una presión cualquiera, la lectura será la distancia vertical desde el punto donde se encuentra el avión hasta la posición de la isobara ajustada.

El Altímetro efectúa la comparación entre la Presión Atmosférica del punto donde esta el avión y la presión de la isobara ajustada en la ventanilla de Kollsman. La diferencia es expresada en Pies ( ft ) de acuerdo a la Gradiente Normal de cambio Atmosférico:

“Por cada mil pies que se asciende la Presión disminuye aproximadamente 1” Hg (Pulgada de Mercurio) y la Temperatura 2° centígrados”.

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a. Elevación: Es la distancia vertical desde un Punto en el terreno hasta el Nivel Medio del Mar MSL. Para obtener esta lectura en el Altímetro se debe ajustar en la ventanilla de Kollsman la Presión que en ese momento se encuentra al Nivel Medio del Mar: QNH. b. Altura:

Es la distancia vertical desde un Punto en el Aire hasta un Punto en el terreno. Para obtener esta lectura en el Altímetro se debe ajustar en la ventanilla de Kollsman la Presión que en ese momento se encuentra en el terreno: QFE.

c. Altitud:

Es la distancia vertical desde un Punto en el Aire hasta Nivel Medio del Mar MSL. Para obtener esta lectura en el Altímetro como en el caso de la Elevación, se debe ajustar en la ventanilla de Kollsman la Presión que en ese momento se encuentra al Nivel Medio del Mar: QNH.

d. Nivel de Vuelo (FL): Es la distancia vertical desde un Punto en el Aire hasta La Isobara estándar 29,92” Hg o 1013,2 mb. Para obtener esta lectura en el Altímetro, se debe ajustar en la ventanilla de Kollsman la Presión 29,92” Hg o 1013,2 mb: QNE. Si observamos el siguiente gráfico, la Presión Atmosférica exterior en el punto donde esta volando el avión es de 10,20” Hg y La Elevación del Aeródromo es de 8.360 ft. Conociendo la presión existente en el Terreno 21,74” Hg, podemos calcular la Altura restando: 21,74” Hg - 10,20” Hg = 11,54” Hg x 1.000 = 11.540 ft Conociendo la presión existente en el Nivel Medio del Mar (MSL) 30,10” Hg, podemos calcular la Altitud restando: 30,10” Hg - 10,20” Hg = 19,9” Hg x 1.000 = 19.900 ft La altitud se puede calcular también sumando la altura y la elevación del campo.

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Restando a la Presión Estándar o QNE la Presión Exterior obtenemos Nivel de Vuelo: 29,92” Hg - 10,20” Hg = 19,72” Hg x 1.000 = 19.720 ft “El Nivel de Vuelo siempre se da en tres dígitos y representa niveles exactos”. Por tanto la aeronave se encuentra próxima al Nivel de Vuelo FL 200 (20.000). De acuerdo a las Regulaciones Aeronáuticas, las aeronaves trabajan con Altitudes en espacios Aéreos controlados y/o por debajo de la Altitud de Transición (En Colombia es de 18.000 ft.) Se trabajan Niveles de Vuelo en espacios Aéreos no controlados y/o por encima del Nivel de transición (En Colombia es de FL 190). El espacio comprendido entre la altitud de transición y el Nivel de Transición se llama Capa de Transición y es donde se debe efectuar el cambio de QNH a QNE y Viceversa.

INDICADOR DE VELOCIDAD VERTICAL También llamado Variómetro o Climb, el VSI es un instrumento que indica la velocidad con que se asciende o se desciende, y se expresa en pies por minuto. Esta velocidad es llamada Régimen o Rata de ascenso o descenso. Es en sí un manómetro diferencial muy sensible constituido básicamente por una caja hermética dentro de la cual hay una cápsula flexible o diafragma, un tubo capilar, un sistema de transmisión y la manecilla indicadora. La presión atmosférica entra a través de la toma estática siguiendo por un tubo que se bifurca, tomando una parte hacia el diafragma y la otra hacia el tubo capilar, este tubo produce un efecto de retardo en el paso de la presión; esta presión retardada llega al interior de la caja del instrumento. Cuando el avión desciende, va encontrando presiones mayores. Estas presiones llegan inmediatamente hasta el interior del diafragma, no así al interior de la caja del instrumento debido al efecto de retardo del tubo capilar. Mientras dure el descenso y por unos segundos mas, la presión que existe en el interior del diafragma es mayor que la presión que actúa sobre el diafragma de afuera hacia adentro en el interior del instrumento, dando por resultado que el diafragma se expanda. Esta expansión es directamente proporcional a la velocidad vertical o régimen de descenso. En el ascenso sucede exactamente lo contrario. Poco tiempo después de nivelar el avión, se igualarán las presiones interna y externa del diafragma y la manecilla regresará a cero. Las indicaciones del instrumento son muy exactas en atmósfera en calma. En aire turbulento sus indicaciones son erróneas.

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SISTEMA GIROSCÓPICO Este sistema funciona en base a GIRÓSCOPOS. Son dispositivos que debido a su construcción e inercia de giro mantienen una Posición espacial, sirviendo como plano de referencia para la guía en el control de actitud. La construcción de un giróscopo básico es la siguiente: 1. Se utiliza una rueda de construcción metálica, con el fin de que por su masa mantenga una alta Inercia de giro alrededor de su eje. 2. Al eje de la rueda se le coloca un marco o aro que gire frontalmente sin afectar el plano de rotación que en este caso es vertical. 3. Adicionando un segundo marco o aro anclado de la parte superior del anterior, se consigue también girar horizontalmente sin afectar el plano de rotación. 4. Un tercer marco descompondrá aun más el momentum que pueda llagar al eje del giróscopo permitiendo una mayor libertad de movimiento exterior sin afectar el plano de giro de la rueda (Giróscopo)

Cuando el giróscopo no esta en rotación, cualquier movimiento de los aros exteriores afectara su plano de rotación, pero, cuando el giróscopo a alcanzado altas revoluciones, mantendrá su plano de rotación debido a su inercia de giro, a este efecto físico le denominamos “Rigidez Espacial”. Ahora, ¿Cómo conseguimos hacer rotar el giróscopo a las revoluciones necesarias para que este efecto suceda?

En los instrumentos del avión lo conseguimos de dos formas: La primera es de modo eléctrico, induciendo una corriente a un magneto que haga revolucionar al giróscopo lo necesario para mantener la Rigidez Espacial. Esto se consigue a aproximadamente 21.000 revoluciones por minuto.

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La segunda forma de conseguir la rotación del giróscopo es por medio de una columna de aire que golpea a la rueda, la cual a su vez es dentada de tal forma que se produzca el efecto de giro de la Rueda de Pelton.

La Bomba de Vacío es la encargada de producir el movimiento del aire. Esta Bomba empieza a funcionar en el momento en que se prenden los motores del avión por ser una bomba mecánica anclada al motor. La succión generada por la Bomba de vacío a manera de una aspiradora, hace que se forme una columna de aire que se desplaza desde el filtro de aire pasando por los instrumentos, luego por la bomba y finalmente expulsado por el separador de aire – aceite.

Al pasar por un instrumento, el aire hace que el revoluciones necesarias para obtener su rigidez espacial.

giróscopo

se acelere alcanzando las

Sin embargo un movimiento muy fuerte del avión puede ocasionar que el plano de rotación del giróscopo se altere lo cual hace que los instrumentos den lecturas erróneas. A este fenómeno se le denomina “Presesión Giroscópica”. Para evitar que esto llegue a suceder, es necesario bloquear los instrumentos giroscópicos antes de iniciar maniobras fuertes tales como acrobacias. Los instrumentos traen un botón de bloqueo para este fin. Otros instrumentos auto corrigen su presesión por medio de levas o pesos muertos o por la misma dirección de la columna de aire.

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HORIZONTE ARTIFICIAL En el vuelo visual, la aeronave puede mantenerse en un vuelo recto e incluso controlar la inclinación del viraje o controlar los ascensos y descensos mediante la observación del Horizonte Natural. Pero ¿ Qué sucede si en un momento cualquiera penetramos en una nube y perdemos el o con el terreno?. El Horizonte Artificial fue diseñado para reemplazar al horizonte natural en condiciones como falta de visibilidad por mal tiempo, vuelo nocturno y para vuelos por instrumentos. Consta de las siguientes partes: 1. Una Guía que simula el avión. 2. Una Carátula anclada a un giróscopo, la cual simula el horizonte natural o sea la línea que divide tierra / aire. Esta viene en colores oscuros para simular tierra y colores claros para aire.

3. Líneas de ángulo de Cabeceo (Pitch) dibujadas en la carátula para guía de inclinación longitudinal. 4. Líneas de ángulo de Alabeo (Bank) dibujadas en la carátula para guía de inclinación lateral. 5. Guía de ángulo de Alabeo (Bank) Utilizando entonces estas guías, podemos determinar la actitud del avión sin necesidad de mirar hacia el exterior. Por ejemplo:

Vuelo Recto y Nivelado (Se mantendría el rumbo y la altitud)

Viraje a la derecha a nivel (20° Bank) (Se mantiene la altitud y aumenta el rumbo)

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Viraje a la Izquierda (20° Bank) en descenso (05° Pitch) (Se pierde altitud y disminuye el rumbo)

Viraje a la Izquierda (20° Bank) en ascenso (10° Pitch) (Se gana altitud y disminuye el rumbo) Viraje a la derecha de (90° Bank) en descenso mas de (25° Pitch) (Se pierde altitud y aumenta el rumbo rápidamente) Estas condiciones son propias de una barrena y ocasionan presesión giroscópica, descalibrando el instrumento.

INDICADOR DE RUMBO Este instrumento es utilizado tanto en vuelo visual como en vuelo por instrumentos y su objetivo es el de informar al piloto la dirección de vuelo o Rumbo Magnético. Los

primeros

aviones

venían equipados tan solo con una Brújula Magnética sencilla como indicador de rumbo, pero esta presentaba algunos problemas típicos tales como oscilación, errores por aceleración y desaceleración e interferencias por descargas de estática producidas por los sistemas del avión o tormentas eléctricas en mal tiempo. Si se sigue el rumbo con esta guía solamente, se pueden presentar errores en la dirección de vuelo, los cuales son significativos si la distancia a recorrer es considerable. Para

eliminar estos problemas, se diseño un sistema denominado “Fluxe Gate” que es un sensor de magnetismo terrestre el cual es colocado hacia la punta de un plano, con el fin de anular la interferencia producida por los sistemas eléctricos del tablero del avión.

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El “Fluxe Gate” envía una señal eléctrica a una Brújula Remota ubicada en el tablero de instrumentos. Pero aun así, se continúan presentando los errores de brújula debidos a aceleración y desaceleración, oscilación y descargas de estática por tormentas. Por esta razón, utilizando la cualidad de los Giróscopos respecto a su rigidez espacial, se diseño el Giróscopo Direccional, el cual al mantener un plano de rotación, permite que al colocar una carátula con la rosa de los vientos, se pueda obtener una lectura más fiable que la de la brújula. Pero, por ser un giróscopo, este instrumento se ve afectado por la presesión al efectuar maniobras bruscas o virajes prolongados. Por lo cual tiene una perilla de ajuste que debe utilizarse para igualar la lectura del Giróscopo Direccional con la de la Brújula cuando el avión esta en tierra o en vuelo recto y nivelado. Este procedimiento debe hacerse en lapsos de vuelo no superiores a 15 minutos y al terminar cualquier maniobra que pueda ocasionar presesión.

Otras partes del instrumento son:

un Avión Guía el cual esta dibujado en el vidrio del instrumento, Una Línea de fe o Puntero de Rumbo que se encuentra al frente del avión guía y muestra el rumbo de la aeronave, Una Perilla para ajuste de Rumbo (HDG Heading) la cual se utiliza para ajustar el rumbo a seguir como guía solamente o para ser usado con el director de vuelo, lo cual permite que la aeronave mantenga el rumbo automáticamente.

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Con el avance de la aviónica, se diseño el Indicador de Situación Horizontal (HSI), el cual es un Giróscopo Direccional que auto corrige la presesión tomando lectura del “Fluxe Gate” y adiciona un indicador de navegación VOR y consta de las siguientes partes:

INDICADOR DE VIRAJES Llamado también coordinador de virajes, este instrumento se utiliza para equilibrar las fuerzas centrífuga y centrípeta en los virajes. Se puede encontrar en dos presentaciones:

Palo y Bola Avión y Bola

El Indicador de Virajes consta de dos partes:

Indicador de Inclinación (Palo o Avión) Indicador de Centrífuga / Centrípeta (Bola)

El indicador de Inclinación, funciona mediante un Giróscopo Eléctrico e indica a que lado se esta inclinando la aeronave en un viraje. Trae dos marcas de derecha e izquierda L / R que se utilizan para efectuar virajes coordinados a régimen estándar, es decir 3° por segundo, para completar un giro de 360° en dos minutos.

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En aeronaves de alta velocidad (Por encima de 300 KIAS) los coordinadores de virajes vienen calibrados para hacer giros de 360° en cuatro minutos, pues de hacerlo en 2 minutos la centrífuga sería muy grande, incomodando a los pasajeros y ocasionando problemas con los amarres de la carga, ejerciéndose una elevada inercia de giro. El indicador de Centrífuga / Centrípeta, es una Bola dentro de un tubo con un líquido amortiguador, la cual actúa a manera de nivel, mostrando al piloto el equilibrio de las fuerzas de viraje. En un viraje a la derecha, si hay un exceso de fuerza Centrípeta, la bola se desviara hacia el centro del viraje, es decir a la derecha, si no se corrige esta posición, el viraje será muy lento y el radio de viraje se aumentará significativamente. A este viraje se le denomina DESLIZ. En un viraje a la Izquierda, si hay un exceso de fuerza Centrífuga, la bola se desviara hacia fuera del viraje, es decir a la derecha, si no se corrige esta posición, el viraje será muy rápido y el radio de viraje se reducirá significativamente. A este viraje se le denomina DERRAPE.

Con los conocimientos previos entonces podemos analizar la actitud y comportamiento de una aeronave por medio de su tablero de instrumentos. Ejemplo: Observando el tablero 01 de Instrumentos de Vuelo podemos decir que: La aeronave tiene una velocidad de 70 Nudos Indicados KIAS, esta efectuando un viraje de 18° a la izquierda y con ascenso de 15°, al momento esta ascendiendo a través de 13.190 pies, el indicador de virajes indica viraje coordinado a la izquierda, tiene rumbo 45°, asciende a un régimen de 350 pies por minuto

Tablero 01

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Ejercicios:


Analice los tableros de Instrumentos de Vuelo 2 y 3 y describa la actitud y comportamiento de la aeronave.

Tablero 02

Tablero 03

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MANIOBRAS Básicamente maniobrar significa controlar con las manos. En este capitulo nos referiremos a las maniobras básicas y normales que debe efectuar un piloto para volar una aeronave normalmente. Genéricamente se llama maniobrar a efectuar Rollos, Picadas, Ochos, Looping, etc. Sin embargo eso es acrobacia, y estos movimientos que no se efectúan en un vuelo normal. Las maniobras consideradas básicas son: PLANEO, VIRAJE, DESPLOME.

PLANEO Una aeronave se considera en vuelo de planeo cuando en vuelo no existe la fuerza de TRACCION. Esto nos plantea un gran problema debido a que la sustentación, parte vital del vuelo, depende en gran medida de la velocidad, y esta se adquiere por la fuerza de tracción. Sin embargo, debemos pensar en otra fuente de energía. Recordemos el principio de continuidad “LA ENERGIA NI SE CREA NI SE DESTRUYE, UNICAMENTE SE TRANSFORMA”. Si no contamos con la energía calorífica del hidrocarburo, ni con el motor que la transforma en mecánica, ni con la rotación de una hélice que la transforma en “Cinética” o sea velocidad, necesitaremos otro tipo de energía para ser transformada en VELOCIDAD. ¿ Cual ? En física existe un tipo de energía llamada “Energía Potencial”, que es la energía que adquiere un cuerpo sumergido en un fluido o en este caso en base a la altura sobre el terreno. Por lo tanto es sencillo deducir que para cambiar energía Potencial por Cinética debemos cambiar ALTURA por VELOCIDAD. Esto nos hace concluir que para planear hay que perder altura, desde una altura previamente alcanzada. Para comprender el planeo es importante definir algunos conceptos: a) ALTURA DE PLANEO: Distancia vertical desde un objeto considerado como punto (avión) hasta un punto sobre la superficie de la tierra desde el momento en que comienza el planeo, o sea desde el momento en que se suspende la fuerza de tracción.

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b) ANGULO DE PLANEO: Angulo formado entre un plano horizontal y la trayectoria del avión (viento relativo). Es importante anotar que la actitud de la aeronave no afecta el ángulo de planeo, ya que podemos descender con nariz arriba, abajo o en actitud horizontal. c) DISTANCIA DE PLANEO: Distancia HORIZONTAL recorrida desde el momento en que se inicia el planeo, hasta el punto en que se termina. d) TRAYECTORIA DE PLANEO: Derrota recorrida durante el vuelo de planeo. Esta será normalmente recta, pero puede ser de forma circular si el piloto desciende efectuando círculos. A medida que la aeronave desciende, la sustentación aumentará por el aumento de la densidad atmosférica, lo cual hace que la trayectoria no sea recta desde el inicio hasta el final en cuanto a pérdida de altitud. e) RELACION DE PLANEO: Es la relación entre la Sustentación (L) y la resistencia total al avance (D). Si una aeronave tiene una relación de planeo 5/1, la sustentación para cierta velocidad es 5 veces mayor que la resistencia durante un planeo normal, la aeronave recorrerá en forma longitudinal 5 veces más longitud que la perdida en forma vertical o sea si desciende 5 metros, avanzara en forma horizontal 5 x 5=25 metros. Esta relación de planeo depende del tipo de aeronave y de su construcción. El piloto no la puede alterar en vuelo normal. Solo si el piloto aumenta la resistencia al avance con frenos aerodinámicos, reducirá la capacidad de planeo, pero no la relación de planeo.

¿ COMO EFECTUAR EL MEJOR VUELO DE PLANEO? El objetivo es alcanzar la mayor distancia de planeo; para obtenerla, ante todo se debe tener en cuenta perder la mínima altura posible, para mantenernos más tiempo en vuelo, o sea transformar la mínima energía potencial posible en energía cinética. Para gastar la mínima energía potencial es fácil concluir que si: La mínima velocidad debe ser mantenida, esta velocidad se llama “Mínima Velocidad de sustentación” Analizando la formula, esta tendrá su mínimo valor cuando CL obtenga su máximo valor. Por lo tanto la primera conclusión es que en planeo hay que usar “Máximo Angulo de Ataque”. Como se vio en el capitulo de superficies hipersustentadoras, el máximo CL se obtiene con aletas, pero estas a su vez incrementan la resistencia al avance, lo que produciría una disminución de la capacidad de planeo por el efecto de freno aerodinámico. Por lo tanto “no es aconsejable

utilizar aletas (FLAPS) durante el planeo”. Se puede concluir igualmente que a menor ángulo de planeo, mayor distancia de planeo, por tanto para obtener mas distancia de planeo hay que utilizar mínimo ángulo de planeo. ¿ Cuál será ese mínimo ángulo ?

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Cuanto mayor sea el ángulo de planeo, se perderá mas altura, lo que implica mayor velocidad, el mínimo ángulo de planeo será el que nos permita mantener la “Mínima Velocidad de sustentación”. Observamos nuevamente la fórmula de Sustentación “L”:

Sabemos que a medida que perdemos altura, la densidad atmosférica aumenta, aumentando así la sustentación. Si mantenemos la velocidad de descenso constante, al aumentar la sustentación, el ángulo de planeo disminuirá perdiéndose menos altura en la unidad del tiempo.

CONCLUSION : Teniendo en cuenta todos los parámetros anteriores, la mejor manera de efectuar un vuelo de planeo será: Con máximo ángulo de ataque, Velocidad mínima de sustentación “CONSTANTE” para mínimo ángulo de planeo. El ángulo de planeo disminuirá a medida que aumente la densidad atmosférica por perdida de altura, lo que nos da MAXIMA DISTANCIA DE PLANEO.

A MAYOR ALTURA MAYOR DISTANCIA A MAYOR VELOCIDAD MENOR DISTANCIA A MAYOR PESO MENOR DISTANCIA A MAYOR RELACION DE PLANEO MAYOR DISTANCIA

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VIRAJES

Una aeronave se considera en viraje, cuando cambia su dirección en forma constante. Se puede cambiar constantemente de dirección, pero no siempre recorrer el mismo ángulo en el mismo tiempo. Si una aeronave esta en viraje, dependiendo del radio del mismo, recorrerá distancias y ángulos en diferente o igual tiempo. Las dos aeronaves de la gráfica presentan diferente velocidad. Las dos recorren los mismos 180° en un minuto, es decir presentan la misma Velocidad Angular, “ángulo por unidad de tiempo”. La aeronave con 200 Nudos recorre mas arco de circulo, es decir, presenta una mayor Velocidad Tangencial “Arco recorrido por unidad de tiempo”. a) Velocidades iguales, bank iguales, diferentes pesos. La aeronave mas pesada tendrá mas radio de viraje. b) Pesos iguales, bank iguales, velocidades diferentes. La aeronave de mayor velocidad tendrá mas radio de viraje. c) Velocidades iguales, pesos iguales, bank diferente. La aeronave de mayor bank tendrá menor radio de viraje. Para analizar el viraje, también es importante recordar las Leyes de Newton.

1ª. Ley : Todo cuerpo tiende a mantener su dirección de movimiento a menos que se le obligue a lo contrario. 3ª. Ley : A toda acción se produce una reacción. Aplicando estas leyes de la física a un avión en vuelo, si este lleva una dirección de línea recta, tenderá a mantener su dirección de vuelo. Si se le obliga a cambiar de dirección (guiñando) la aeronave producirá por reacción (3a. Ley) una fuerza que le obliga a mantener su dirección inicial. Si el movimiento fuese circular como se pretende en un viraje, este tendría un centro llamado Centro de Viraje. La fuerza producida tendría dirección opuesta a ese centro, por lo tanto se llama FUERZA CENTRIFUGA (que se fuga del centro).

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Esta fuerza es la que no nos permite cambiar de dirección, aunque este gire en su eje vertical. Su movimiento seguirá siendo en línea recta. Si queremos efectuar el cambio de dirección, se hace necesario crear una fuerza de sentido contrario que anule su efecto. Como la fuerza centrifuga se fuga del centro, la fuerza de sentido opuesto que sea capaz de contrarrestarla será hacia el centro, y recibe el nombre de CENTRIPETA. Para analizar esta fuerza, podemos efectuar un paralelo con un carro que deslizándose en una carretera, cambie su dirección en una curva. El peso (w) del carro, será perpendicular a la superficie de rodamiento y la componente fuerza centrifuga, perpendicular al peso. La resultante (R) tiende a sacar el vehículo de la carretera. Solo la fricción de las ruedas con el suelo mantiene el carro en la vía. Si la fuerza centrifuga se hace mayor, la resultante (R) será más horizontal. Para solucionar este inconveniente, se “inclinan las vías o carreteras en un ángulo llamado peralte (ejemplo un velódromo), que permite que la resultante entre el peso y la fuerza centrifuga sea perpendicular a la superficie de rodamiento, produciéndose una mayor fricción entre ruedas y vía, permitiendo efectuar un cambio de dirección a mas velocidad.

Pasando al vuelo de una aeronave, no podemos cambiar la inclinación del aire, pero en ese caso cambiamos la inclinación del avión. Esto trae reacciones en el avión, que permiten la fuerza que habrá de oponerse a la fuerza centrifuga. Las alas al efectuar Bank, producen un efecto de “QUILLA” en el aire, al igual que los barcos en el agua producen una fuerza que impiden que el barco se desplace en forma lateral. Si tenemos en cuenta que en el Bank, la “dirección” de la fuerza de sustentación cambia hacia el lado del viraje, podemos establecer la magnitud de la Fuerza

Centrípeta. El Vector Sustentación se descompone en vector Vertical o Sustentación Relativa, y será la fuerza que se opone al peso y vector horizontal o Fuerza Centrípeta que se opone a la fuerza centrifuga.

Consideremos las fuerzas que actúan en el vuelo durante un viraje. Si la aeronave antes de iniciar el viraje se encontrara en vuelo recto y nivelado, la fuerza W es igual a la fuerza L.

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Al efectuar el Bank, el Peso W sigue teniendo la misma magnitud al igual que la Sustentación L ya que esta depende de la densidad atmosférica, el coeficiente CL de sustentación, la Superficie alar S que es constante y la velocidad V que no se ha alterado. Al permanecer estos factores constantes, el valor de L permanecerá sin cambio. Ha sido alterada únicamente su dirección. Esto trae como consecuencia que Lv disminuya entre mayor sea el Bank y la Fuerza ta aumente. Bajo esta circunstancia, el peso W será cada vez mayor que Lv, ocasionando así que el avión pierda altura. Además la Fuerza ta se hará mayor que la Centrifuga, produciendo un efecto hacia el centro de giro. A medida que el ángulo de Bank aumenta, la Sustentación relativa disminuye, hasta el punto que si se efectúa un Bank de 90°, la componente vertical de la sustentación será cero. La resultante del movimiento será perdida de altura y dirección hacia el lado del viraje. Pueden entonces presentarse en cuanto a fuerza centrifuga y centrípeta las siguientes situaciones: a) Si la fuerza centrífuga es mayor que la centrípeta: muy poco Bank. En este caso, la aeronave tiende a salirse de la trayectoria ideal de viraje. A esto se llama Derrape. El coordinador de virajes indicara el palo hacia el lado del bank y la bola hacia el lado opuesto. b) Si la fuerza centrifuga es igual a la centrípeta: Bank perfecto. En este caso, la aeronave efectúa una trayectoria perfectamente circular. Este es un viraje Coordinado. El coordinador de virajes indicará el palo hacia la dirección del bank y la bola centrada. Se ha establecido una velocidad angular estándar para efectuar un viraje. Se conoce como viraje estándar el que se efectúa a una velocidad angular de 3°/segundo o sea recorrer una circunferencia ( 360 grados ) en dos minutos, o invertir la dirección de vuelo ( 180 grados ) en un minuto.

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Para efectuar esa maniobra, cada tipo de aeronave, dependiendo de su velocidad o su peso, deberá efectuar un Bank mayor o menor para que la fuerza centrífuga sea igual a la centrípeta. Si un Avión para efectuar un viraje estándar, debe hacer un Bank mayor de 25°, no deberá cambiar de dirección a 3°/segundos, mantendrá los 25° de Bank, independiente de la velocidad angular inferior. Por tanto un viraje se considera estándar, cuando la velocidad angular es 3°/ segundos o 25° de Bank, LO QUE RESULTE MENOR. c) Si la fuerza Centrifuga es menor que la centrípeta: excesivo bank. En este caso, la trayectoria de la aeronave es hacia el centro del viraje; esta maniobra será un Desliz. El coordinador de virajes mostrará el palo hacia el lado del viraje y la bola hacia el mismo lado. Durante el viraje, y debido a la fuerza centrífuga, un cuerpo se ha sometido a una fuerza adicional a la gravedad. Si hacemos girar un balde de agua, la fuerza centrífuga empuja el agua hacia el fondo. Si conseguimos un movimiento circular vertical, cuando el balde se encuentre en la parte superior, el agua no se derramara, ya que la fuerza centrifuga la empuja hacia arriba con más fuerza que la gravedad, y cuando este en el punto inferior, la fuerza de gravedad se suma a la centrífuga, aumentando el peso del agua. Realmente lo que aumenta es la gravedad que ahora no es solo la terrestre. Si W = M x G y G aumenta, aumenta W. Con este aumento de peso, en el avión las alas son las encargadas de soportar esta adición, y si se sigue aumentando, llegara un limite en que la estructura de las alas no soporta más fuerza y se rompe. Se llama CARGA ALAR ( Ca) a la cantidad de peso que soportan las alas, por unidad de superficie. Teniendo en cuenta que durante un viraje la Fuerza Centrifuga altera el valor de G, el peso aumentará. La formula para Hallar el valor de Carga Alar en un viraje es:

El concepto FACTOR DE CARGA, nos da la capacidad estructural de una aeronave. Se define como: “ La relación entre la fuerza máxima de sustentación y el peso total”. El FACTOR DE CARGA en un viraje se puede hallar por la formula:

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Al efectuar una aeronave un viraje de 60°, la gravedad se duplicaría, lo que alteraría su carga alar.

Ejemplo: ¿ Que Carga Alar soportaría una aeronave en un viraje de 60° si su Peso es de 2000 lb. Su Envergadura 55 ft. y su CAM 14 ft?

Ejercicio: ¿ Que Carga Alar soportaría una aeronave en un viraje de 45° si su Peso es de 2800 lb. Su Envergadura 45 ft. y su CAM 12 ft? Las alas, van sujetas al fuselaje, por vigas, cuadernas, costillas, etc. que transmiten los esfuerzos a todo lo largo de las diferentes partes, por tanto hemos de considerar los esfuerzos estructurales que se han producido durante el aumento de peso en el viraje. Una aeronave con un factor de carga 4 significa que su estructura es capaz de sostener cuatro veces su peso. Este factor de carga es crítico, cuando se vuela en turbulencia severa, por los diferentes aumentos de fuerza en la estructura de la aeronave.

DESPLOMES (PÉRDIDAS) Y BARRENAS Los accidentes atribuidos a Desplomes (Pérdidas) y Barreras, han creado un malentendido acerca de estas maniobras. Estas son reacciones normales de la aeronave al uso de los controles por el piloto. Un avión en sí mismo evitará la maniobra, pero si es forzado a ella, se recobrará por sí mismo. Una aeronave se considera en DESPLOME o PÉRDIDA cuando las alas pierden la fuerza de sustentación. Si el avión gira durante la caída, el desplome se convierte en BARRENA.

CAUSAS: Si el desplome es falta de sustentación, debemos analizar la formula de magnitud.

La densidad atmosférica, varia con la altura, es posible que a determinada altura, la densidad sea muy poca, pero puede compensarse con velocidad. La superficie alar es constante, no afecta el desplome.

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El coeficiente CL varía con el ángulo de ataque, a mayor ángulo de ataque, CL aumenta hasta un ángulo limite que al sobrepasarlo CL vale cero. La Velocidad es el factor más importante para la consecución de la Sustentación. Por tanto deducimos: a) Que el desplome puede producirse por un Angulo excesivamente grande, o por una Velocidad inferior a la mínima de Sustentación. b) Que el desplome no se produce en un avión por si mismo, Se produce por una mala operación de la aeronave por parte del piloto. Un ángulo de ataque excesivo y una velocidad inferior a la mínima de Sustentación son las causas de que la Pérdida se produzca. Muchos aviones están ahora equipados con dispositivos de alarma de desplome que avisan al piloto la proximidad a este. En aviones que no están equipados con este dispositivo, el instrumento más confiable con que se puede contar para detectar un desplome, es el velocímetro. Excepto en casos de desplome causados por altos factores de carga debidos a vueltas cerradas y subidas abruptas, hay una relación definida entre la velocidad del aire y las condiciones de desplome. En efecto, cualquier buen piloto que vuele un avión con el cual no este familiarizado, ascenderá a una altura suficiente y chequeará las características de desplome del avión, en relación con la velocidad del aire indicada. Si la velocidad es muy baja, los órganos de mando no serán efectivos, ya que el movimiento del avión alrededor de cualquier eje es debido a un momentum aerodinámico. Si la velocidad es muy poca la fuerza es pequeña y el momentum no es suficiente para producir el respectivo movimiento. Los órganos de mando pierden eficiencia dependiendo de la cantidad de momentum requerido. Durante un cabeceo, se mueve todo el peso del avión, durante la guiñada ese peso se mueve lateralmente y durante el bank, solamente hay que mover las alas. Por tanto durante un desplome, lo primero que pierde eficiencia es el timón de profundidad, luego el timón de dirección y por último los alerones. Durante los desplomes de prácticas, si se cierra el acelerador completamente, el motor pudiera pararse, para evitar esto, solo se debe cerrar parcialmente. Los desplomes no intencionales suceden mas frecuentemente cuando se esta girando. Esto se debe a que el avión entrara en desplome a una velocidad mayor al dar una vuelta que en vuelo recto. Estos desplomes pueden no dar ningún aviso y frecuentemente se conviertan en barrenas. Cuando un avión gira, la dirección de la sustentación no es vertical, sino inclinada hacia la horizontal. Así, la fuerza sustentadora desarrollada por las alas jala al avión hacia un lado, así como hacia arriba. Si el avión debe mantener su altitud durante el giro, la porción de la sustentación hacia arriba debe ser adecuada para soportar el peso del avión. Consecuentemente, en un giro la sustentación total desarrollada por el ala debe ser mayor que la cantidad requerida para vuelo recto.

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La porción de la sustentación total que jala el avión hacia un lado (con referencia al suelo), es quien obliga al avión a seguir una trayectoria circular. Al hacerlo se opone a la fuerza centrifuga. Obviamente, la velocidad mínima requerida para la sustentación para mantener la altitud en vuelo recto, no es suficiente para proporcionar la sustentación en un giro. La sustentación extra para el giro debe ser proporcionada por un aumento en la velocidad. Mientras más fuerte sea el bank, mayor debe ser la velocidad. Esta relación permite conocer la velocidad necesaria para evitar el desplome en un ángulo determinado de bank. Un método para conocer la velocidad de desplome para cualquier avión en un giro, es por medio de la siguiente tabla. Angulo de Bank 20 30 40 50 60 70 80

factor 1.03 1.07 1.14 1.25 1.41 1.71 2.40

Velocidad de Desplome 50 KIAS 52 Kts 54 Kts 57 Kts 62 Kts 71 Kts 85 Kts 120 Kts

De acuerdo al ángulo de bank, multiplique el factor por la velocidad normal de desplome del avión en vuelo recto y nivelado. La columna 3 muestra los resultados de la computación para un avión con velocidad normal de desplome de 50 KIAS. Se debe notar que la velocidad de desplome aumenta rápidamente a medida que el ángulo de banK se acerca a la vertical. A 90°, la sustentación de las alas actúa horizontalmente y no hay sustentación vertical para mantener la altura en un giro. La tabla anterior muestra el principio de las velocidades de desplome aumentadas en los giros, pero no es completamente confiable como guía, debido a que los pilotos muy pocas veces se dan cuenta del ángulo de bank exacto. Además, los deslizamientos, derrapes, condiciones de vientos fuertes y un manejo abrupto de los controles, producirán desplomes aún a una velocidad por encima de la calculada. El piloto debe entonces complementar el conocimiento obtenido por la tabla, “sintiendo” su avión: la actitud de la nariz, el sonido del motor, la manera de responder de los controles y especialmente la cantidad de presión ejercida en el control del elevador.

RECUPERACION DE DESPLOMES y BARRENAS La prevención de un desplome, o la recuperación, puede hacerse siempre dejando de aplicar presión hacia atrás en el control del elevador, o moviendo el bastón ligeramente hacia adelante. La adición de potencia también servirá. En un giro, un desplome puede ser impedido nivelando las alas, cuando ocurra un desplome a baja altitud, un piloto debe evitar su reacción normal de jalar el control del elevador. Debe reducir el ángulo de ataque y aumentar la potencia inmediatamente. Desafortunadamente, generalmente los desplomes inadvertidos ocurren a altitudes muy bajas para recobrarse. Cuando el avión entra en barrena, el piloto deberá dejar de aplicar presión hacia atrás en el control de elevador, reducir la potencia, luego analizar el sentido de giro del avión, pisar el pedal contrario al giro y cuando el giro cese, aplicar potencia y nivelar suavemente.

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APUNTES IMPORTANTES

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CUESTIONARIO DE AERODINAMICA DE ALA FIJA No.01 Defina Aerodinámica. De acuerdo a su función, clasifique las partes de una aeronave. Enumere cinco componentes del Grupo Transportador. Enumere cinco componentes del Grupo Sustentador. Enumere cinco componentes del Grupo Estabilizador. Cuales son las características del tren convencional? Defina energía Calorífica, Mecánica, Cinética, Potencial Defina Masa, Volumen, Densidad Defina Fuerza, Trabajo, Potencia Defina Momentum ¿Que explica la primera ley de movimiento de NEWTON? ¿Que explica la segunda ley de movimiento de NEWTON? ¿Que explica la tercera ley de movimiento de NEWTON? Mediante un dibujo demuestre los Ejes Imaginarios de la Aeronave y los Movimientos que esta realiza alrededor de cada uno de ellos. Mediante un dibujo demuestre la Fuerzas que actúan sobre la Aeronave en vuelo. De la Fuerza Peso Diga: Origen, Magnitud, Dirección y Punto de Aplicación. Que es centro de Gravedad? De la Fuerza Tracción diga: Origen, Magnitud y Punto de Aplicación ¿Porque la dirección de la Fuerza de Tracción es la misma del eje longitudinal? ¿Que es velocidad de maniobra VA? Que explica el Teorema de Bernouilli respecto a las presiones generadas en un Perfil Aerodinámico? Que es presión dinámica? Que es presión estática? Porcentualmente como se produce la sustentación en los planos? Que es resultante Aerodinámica y cuales son sus componentes? Mediante un dibujo demuestre las partes de un Perfil Alar

¿Que es un Angulo de Ataque? ¿Que es un Angulo de Incidencia? ¿En que actitud de vuelo el Angulo de ataque es Igual al Angulo de Incidencia? ¿Que es densidad media atmosférica y que relación tiene respecto a la altitud? La densidad atmosférica depende de 3 factores que son: __________ , ___________ , ____________ ¿Que es superficie alar? ¿Que es envergadura? ¿Que es cuerda aerodinámica media CAM? Enumere cuatro tipos de planos de acuerdo a su forma. ¿Porque se genera mas sustentación en aeronaves de ala alta que en alas medias o bajas? ¿Que relación tiene el ángulo de ataque con el Coeficiente de Sustentacion CL? ¿Porque se produce la perdida de sustentacion STALL? ¿Cuales son las superficies hipersustentadoras? enumere 2 tipos de cada una de ellas. Diga cinco usos o ventajas de las Superficies hipersustentadoras. Que efecto tiene la torsión de los planos (Disminución de ángulo de incidencia hacia las puntas)? De acuerdo a la segunda ley de NEWTON, la aceleración de un cuerpo es directamente proporcional a ____________________________ e inversamente proporcional a ___________________________. Enumere cuatro tipos de energía aplicados a Aerodinámica Mediante un dibujo con vectores, demuestre las fuerzas que actúan sobre una aeronave en vuelo. La atmósfera tipo o estándar esta determinada por tres factores que son: Explique la gradiente normal de cambio de presión en la atmósfera: El angulo de ataque es el ángulo formado entre: El eje longitudinal y el viento relativo El eje longitudinal y la cuerda alar El viento relativo y la cuerda alar El eje longitudinal y el eje lateral Angulo de incidencia es el ángulo formado entre: El eje longitudinal y el viento relativo El eje longitudinal y la cuerda alar El viento relativo y la cuerda alar El eje longitudinal y el eje lateral

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