Aerodinamica

Ejes de Referencia

Ejes de la Aeronave, los movimientos alrededor de los ejes de la aeronave, son efectos de las superficies de control.

Los ejes en la aero nave son 3,3 lineas imaginarias que pasan a traves de la aero nave , cuyo origen es el CG (Centro de Gravedad) y perpendiculares entre si . Pasan a traves del CG a un angulo de 90° de cada eje .

Lateral aXIs

Longitudinal aXIs

Normal or vertical axis I

I

I

I Centre of Gravity

Eje Longitudinal (Eje XX )

Ubicado en el plano vertical de simetria y corre desde la Proa hasta la Popa de la aeronave.

Momento de Alabeo se origina en este eje , los alerones controlan el alabeo sobre el Eje Longitudinal. Moviendo el mando a la derecha causamos que el aler6n derecho suba y el aler6n izquierdo baje . EI aler6n derecho disminuye la combadura del ala, resultando en menor levantamiento (sustentaci6n) en la ala derecha, el aler6n izquierdo aumenta la combadura del ala 10 que resulta en el aumento de levantamiento (sustentaci6n) en el ala izquierda , 10 que causa al avi6n girar a la derecha. Y 10 contrario pasa si movemos el mando ala izquierda.

*Combadura(Camber): Inflexi6n que toman algunos cuerpos s6lidos cuando se encorvan , curvatura del ala

1

Guiiiada Adversa

Cuando el aleron izquierdo baja, origina levantamiento (sustentacion) haciendo que el ala izquierda se eleve , 10 cual produce resistencia al avance . Esta resistencia hace que el ala sea lenta ligeramente. Esto resulta en que la aeronave guiiie hacia ellado en que el aleron bajo , desde la perspectiva del piloto , la guiiiada es en direccion opuesta al alabeo. La guiiiada adversa es resultado de la diferencia en resistencia al avance y una ligera diferencia en la velocidad de la ala derecha e izquierda , esta se vuelve mas pronunciada a bajas velocidades , ya que a bajas velocidades la presion aerodimlmica sobre las superficies de control es menor y grandes fuerzas sobre los controles es requerida.

Eje Vertical (Eje ZZ)

Adverse Yaw

Esta ubicado tambien en el plano vertical de simetria , el momenta alrededor de este eje se denomina Momento de Guiiiada, considerado positivo al girar a la derecha.

Momento de Guiiiada , se produce por el efecto de la presion de flujo de aire que acrna sobre el timon de direccion que es accionado por los pedales. Cuando se usa el pedal a la izquierda se hace que el timon se mueva ala izquierda , 10 cual altera el flujo de aire alrededor del estabilizador vertical/timon, y crea un movimiento de levantamiento lateral, 10 que hace que el estabilizador vertical se mueva a la derecha y la nariz a la izquierda, ocasionando un momento de guifiada/giro.

2

Eje Lateral 0 Transversal (Eje YY)

Es perpendicular al plano de simetria de 1a aero nave , los momentos alrededor de este eje son los Momentos de Cabeceo.

Momento de Cabeceo , el elevador(borde de salida) 0 timan de profundidad controla el momenta de cabeceo , si se mueve el mando hacia a delante , el elevador baja y el flujo de aire sobre esta superficie ejerce una fuerza que produce un momenta que tiene a bajar 1a nariz del avian. El momenta de cabeceo ocurre sobre el CG , y 1a fuerza del momenta es determinada por la distancia entre el CG y la superficie horizontal de la cola.

Controles de Vuelo

Los controles primarios de vuelo son los Alerones , Elevadores y Timan de Direccian , estas deb en tener suficiente superficie , para lograr el movimiento de estas superficies , se dispone de dos sistema de mando que son :

-Columna central de control: forma de bastan 0 volante y tiene 4 posiciones extremas , hacia delante y hacia atnis , a la derecha y a la izquierda.

-Sistema de un par de pedales

Las Fuerzas en Vuelo

Durante el vuelo hay 4 fuerzas actuando sobre el avian, estas son: Levantamiento / Sustentaci6n, Peso de la Aeronave , Traccian / Empuje , y Resistencia a1 Avance. Estas fuerzas estan en equilibrio en vuelo no acelerado (el avian no esta acelerando 0 desacelerando , mantiene una velocidad constante). En vue10 recto y nivelado , vuelo no acelerado ,1evantamiento equivale a peso y empuje a resistencia 3a1 avance.

Levantamiento / Sustentacian es 1a fuerza ascendente creada por el efecto del flujo de aire sabre y debajo del ala , Peso es la fuerza que se opone a este levantamiento par 1a fuerza descendente de la gravedad. Peso es 1a fuerza de la gravedad que actlia de manera vertical hacia el centro de la tierra.

Traccian / Empuje es la fuerza que impulsa al avian a traves del aire y varia segun la cantidad de empuje producida par e1 motor, opuesta a esta fuerza es la Resistencia al Avance, causada par la ruptura del flujo de aire en las alas , fuselaje y otras partes de la

Sustentaci6n

. m

Peso

aero nave.

3

Origen de Levantamiento / Resistencia (II A vance

Circulacion Inducidal Capa Limitante en Cuerpos Fuselados

La Presion Estatica al ejercerse sobre la superficie de un cuerpo produce fuerzas aerodimlrnicas , si tanto la masa del aire como el cuerpo estuvieran inrnoviles , la presi6n sobre este seria igual a la presi6n estatica de la atmosfera libre.

Una vez que la masa de aire se mueve con respecto al cuerpo ,0 el cuerpo con relaci6n al aire , se introduce la Presi6n Dinamica, esta presi6n dinarnica se convierte totalmente en Presion Estatica que sumada a la Presion Estatica Ambiente , se obtiene la Presion Total. Pero en un fluido real tenemos viscosidad y friccion , el fluj o alrededor de un cilindro rotando , difiere del flujo alrededor de un cilindro estacionario debido a la resistencia causada por dos factores , Viscosidad y Friccion.

Viscosidad, es la propiedad de un tluido que causa resistencia a tluir , el aire tiene propiedades viscosas , por 10 que se resistira a fluir en cierta rnedida.

Fricci6n, es la resistencia que una superficie u objeto eneuentra euando se mueven sobre otro , y existe entre un fluido y la superficie sobre la eual tluye.

Por efecto de viscosidad resulta que inmediatamente adyacente a la superficie del objeto , el aire se desaeelera , es deeir el tlujo de aire no es libre por la friccion con el cuerpo y hay una pequefia capa de aire adyaeente al cuerpo que tiene una velocidad menor, a esta capa se Ie denomina "CAPA LIMITE", la cual afectara la distribucion de la presion por el hecho de afectar la velocidad , este efecto desaeelerador no es simetrico , progresa de adelante hacia atn'ts.

Levantamiento / Sustentacion

Para lograr la generaci6n de levantamiento / sustentacion , se introduce el concepto de la circulacion de flujo de aire. La rotacion de un cilindro produce tlujo de aire hacia arriba en la region frontal y hacia abajo en la region posterior , al aumentar la ve locidad local en la superficie superior del ciJindro , disminuye la presion en esa region, la presion negativa aumenta en valor negativo , al disminuir la veloeidad la veloeidad local en la parte inferior se incrementa la presion, esto haee que la presion negativa inferior disminuya en valor negativo , existiendo una fuerza aerodinamica resultante de abajo haeia arriba 0 sea un levantamiento .

.....................•.....•......•..... _ ...... ...... - .....•............. .• . .

( +)~.

Efecto Magnus en el Perfil Alar

Ala circulaci6n inducida por la rotaci6n mecanica se denomina "Efecto Magnus" , un efecto similar puede producirse en los cuerpos fuselados 0 perfiles aerodinamicos . En el perfil se produce turbulencia en el borde de saluda , pero en menor grado.

La carga limite hace variar la distribuci6n de lapresi6n estitica y produce una fuerza aerodimimica resultante hacia atras y colineal a las Ifneas de corriente libres , esta fuerza se demoniza Resistencia al A vance, esta se suma a la resistencia al avance producida por la fricci6n. Un efecto similar al "Efecto Magnus" se logra si se inclina el perfil en un cierto angulo Hamada "Angulo de Ataque", can respecto a las lineas de corriente .

Flujo Ascendente Aumento de Ve loc i dad

~---V

R o<r-=~ ~~" ~, .. - '"'---. -~ < ~ -- - - ~ ~~,-~

Disminuci6n de velo~7 da d L o c a. l r ---.-..-~

Cue rda

V R

0( : Angu lo de Ataqu

Como se origina ellevantamiento

Sobre la superficie superior (Trasd6s/Extrad6s) , las lineas de corriente se acercan entre si debido a que son obligadas a un cambio de direccion mas brusco, esto aumenta la velocidad del tlujo y trae como consecuencia una disminuci6n de presi6n estatica . En la superficie inferior (Intrados) hay una disminucion de la velocidad local del aire y un aumento de presion estatica. El punto de velocidad cero queda atnls del punto frontal del perfil y sobre la combadura inferior , existiendo una regi6n de presi6n mayor que la estatica ambiente en la parte delantera de la superficie inferior y esta presi6n se reduce hacia el borde de salida.

"SUCTION" PU\K DUE TO !\GCELEfUHED FLOW AROUND LEADiNG EDGE PROFILE (iNCREASING KI~JETiC ENERGyANfr- .......

DECREAS!~IG s-rA.iIG PRESSURE) ! ' .. I " I " I " I , I I L I I I 1 \ 1 I

LIFT FORCE

FLOw DECELERATING

\ , \ i \ \ \

(-)

UVNASH IN FRO~fT OF /,EROFOil SEC/\USC O~ LOWER PRESSURE ON fOP SUHFACE

......

\ \ \ \ \

Principio de BernuIIi

El principio de Bernulli sostiene que conforrne la velocidad de un fluido en movimiento incrementa, la presion dentro del fluido disminuye , este principio explica 10 que pasa en el aire que pasa sobre la superficie superior del ala, por 10 tanto la presion en la parte superior del ala es menor que la parte inferior. Cuando el aire fluye en una superficie alar a un angulo de ataque , el aire fluyendo sobre la superficie superior sera forzado a moverse mas rapido que el aire que se mueve a trabes de la superficie inferior, esto hace que se incremente la velocidad en la parte superior y disminuya la presion, esto genera un cambio de presiones entre la parte inferior y superior, donde la parte inferior tiene una presion mayor. La manera en la que el aire fluye debajo del ala, una presion positiva resulta, particularrnente en angulos de ataque pronunciados, en un punto cerca del borde de ataque , el flujo de aire es virtual mente detenido (punto de estancamiento) y despu6s incrementa su velocidad gradualmente , conforrne a Benulli , donde el flujo de aire fue desacelerado en la parte inferior del ala, y una presion ascendente positiva fue creada. Aqui el principio de Bemulli y las Leyes de Newton aplican cuando se genera levantamiento en un ala. Lo mismo sucede cuando se usan angulos de ataque negativos.

r······_··················· ····· ······, "

Dynamic Pressure

Static P rE';ssure

re) rAt. PRESSURE

Leyes de Newton

(100 kt)

52 m/s

1656 N/rn z

101325 N/m2

102981 NJm ~

Primera Ley 0 Ley de fa Inercia

{200 kl)

104 m/s

6 624 Nlrn 2

96357 N/rn 2

'102981 Nim 2

(100 kt)

52 mis

1656 Nlm 2

101325 N!m 2

:1 102981 Nfrn

"To do cuerpo persevera en su estado de reposo 0 movimiento uniforrne y rectilineo a no ser que sea obligado a cambiar su estado por fuerzas impresas sobre 61".

Esto significa que nada comienza 0 detiene un movimiento hasta que alguna fuerza exterior cause a hacerlo.

Segunda Ley 0 Ley de Fuerza

"Fuerza es igual al cambio en impulso por cambio en tiempo. Para una masa constante , fuerza equivale masa por aceleracion".

Cuando un cuerpo se mueve en base a una fuerza constante , resulta en aceleracion inversamente proporcional ala masa del cuerpo.

7

Tercera Ley 0 Ley de Accion y Reaccion

"Toda acci6n ocurre siempre una reacci6n igual y contra ria"

Cuando el aire llega a la parte inferior del ala, a un angulo de ataque positivo , este es desviado hacia abajo , 0 cuando en un avi6n la propela se mueve y empuja al aire , posteriormente el aire empuja la propela en direcci6n opuesta , hacia adelante. En un turborreactor el motor empuja el chorro de gases calientes hacia atnis ; la fuerza es igual y opuesta y empuja el motor y fuerza al avi6n hacia delante.

Terminoiogia de Perfiles Aerodinamicos

a) Perfil Aerodinamico IAlar, es la forma de la secci6n transversal, de las diferentes partes fuseladas de la aeronave , como es el ala y cuya caracteristica principal es la de producir flujos laminares dentro de un fluido.

b) Cuerda, la cuerda de un perfil, es la linea recta que une el punto maximo delantero del perfil (borde de ataque) con el punto maximo trasero (borde de salida).

c) Longitud de Cuerda

d) Linea de Curvatura Media, es la linea formada por los puntos equidistantes entre la superficie superior 0 combadura superior y la superficie inferior 0 combadura inferior, o sea es la linea que divide en dos partes el perfil.

e) Flecha Maxima, Es la distancia de separaci6n entre la Cuerda y la Linea de Curvatura Media.

f) Localizaci6n de la Flecha Maxima, con respecto al borde de ataque.

g) Espesor Maximo del Perfil, es la distancia maxima entre la combadura superior y la combadura inferior.

h) Localizaci6n del Espesor Maximo, con respecto al borde de ataque

Generilted by C<lmScanner from intslg.cOm.

Los perfiles aerodimimicos pueden ser simetricos y asimetricos, un perfil simetrico es aquel en el cualla linea de curvatura media coincide con la cuerda , 0 sea no existe flecha maxima.

NACA (Comite Consultor Nacional para la Aeromiutica)

Perfil de 4 cifras

4412

Primera cifra , Porcentaje en unidades que indica la flecha maxima del perfil en funci6n de la longitud de la cuerda (4%C).

Segunda cifra , ,Porcentaje en decenas que indica la localizaci6n de la flecha maxima en decima de la longitud de la cuerda (40%).

Dos ultima cifras , indica en porcentaje el espesor maximo del perfil en funci6n de la longitud de la cuerda (12%).

Perfiles de cinco cifras

En estos perfiles la designaci6n es la misma , solo que la tercera cifra indica, cuando es o , que la parte trasera de la linea de curvatura media es una linea recta, y es 1 , cuando 1 aparte trasera de esta linea es una curva c6ncava.

Angulo de Ataque

Es el angulo formado entre la Cuerda del ala y la direcci6n del Viento Relativo , el viento relativo es directamente opuesta a la trayectoria de la aero nave. Cambiando el angulo de ataque , el piloto puede controlar ellevantamiento / sustentaci6n , velocidad aerodinamica y resistencia a1 avance.

FiGure 2·8. Pressure distribution on an airfoil.

9

Ecuacion del Levantamiento / Sustentacion

E1 coeficiente de 1evantamiento (Cd se eleva si el angulo de ataque es incrementado. Si la densidad del aire incrementa, ellevantamiento incrementa, y 10 contrario sucede cuando 1a densidad del aire es reducida, por ejemplo cuando ascendemos a altitudes mayores , 0 en un despegue en un dia caluroso. Para cada cantidad de levantamiento , hay una especifica combinaci6n de angulo de ataque y velocidad ; cuando la densidad del aire disminuye , el avi6n debe volar ya sea a un angulo de ataque pronunciado 0 a una velocidad mayor para generar la misma cantidad de levantamiento a una altitud mayor.

Si el angulo de ataque y otros factores se mantienen constantes y la velocidad aerodinamica es duplicada , ellevantamiento I sustentaci6n sera 4 veces mayor.

Hay una correspondiente velocidad indicada para cada lingulo de ataque para generar suficiente levantamiento para mantener altitud. Para generar la misma cantidad de levantamiento Isustentaci6n al incrementar la altitud , se debe volar un avi6n a una mayor Velocidad Verdadera para cualquier angulo de ataque determinado. El coeficiente de levantamiento es 1a relacion entre la presion de levantamiento (LIS) y 1a presion dimimica.

2 L=C L.V.p/2.S

L ,Levantamiento

C L ,Coeficiente de levantamiento (Es la relacion de la presion dellevantamiento y la presion dimimica y el area. Es especifico para un perfil alar en particular, es proporcional al angulo de ataque)

V ,Velocidad (pies por segundo)

p ,Densidad del aire (por pies cubico)

S ,Area de la superficie del ala (pies cuadrados)

Control del Levantamiento

Existen 4 maneras que se usan normalmente para controlar ellevantamiento. Incrementando la velocidad generamos mayor levantamiento gracias a que hacemos que mas mo1ecu1as de aire actuen sobre el ala, y cambiando el angulo de ataque cambiamos el coeficiente de levantamiento. Los otros 2 metodos consisten en cambiar el perfil / forma del perfil alar, 0 variando el total de su area.

Flaps I Aletas y los dispositivos del borde de ataque son ejemplos de como estos metodos son usados en vuelo. El metodo mas usado es el de cambiar el angulo de ataque , incrementando10 hacemos que el ala incremente ellevantamiento pero hasta cierto punto , en el cual el flujo de aire se empieza a separar y 1a cantidad de levantamiento comienza a disminuir. Este incremento en levantamiento tambien causa un incremento en Resistencia a1 A vance Inducida , el cual desacelera el avion a no ser de que el empuje sea incrementado. Tambien cuando nuestra velocidad disminuye , el angulo de ataque debe ser incrementado para mantener la altitud.

El angulo de ataque al cual un ala entra en perdida I desplome permanece constante a pesar del peso, presi6n dimlmica , angulo de banqueo I alabeo 0 actitud de cabeceo.

10

Dispositivos Hipersustentadores

Utilizados para incrementar el coeficiente de levantamiento a bajas velocidades , uno de ellos son los Flaps 0 Aletas , las cuales son de un 15% a 25% de la longitud de la cuerda. Estos dispositivo s nos perrniten cambiar la combadura y area del ala, incluso algunos de estos dispositivos retrazan la separaci6n del flujode aire y una velocidad de desplome I perdida baja. La deflexi6n de estas aletas I Flaps produce el objeto de un aumento en la combadura , incrementando ellevantamiento / sustentaci6n y resistencia al avance. Los Flaps incrementan el coeficiente de levantamiento y reducen la velocidad de desplome I perdida , 10 cual permite al ala producir el mismo levantamiento I sustentaci6n a bajas velocidades . Lo contrario sucede cuando se elevan los Flaps, se incrementa la velocidad de perdida.

Temeos varios tipos de Flaps:

a) Aleta comun 0 aleta plana b) Aleta partida (split) c) Aleta tipo ZAP d) Aleta ranurada (Gourge) e) Aleta tipo Fowler

11

1

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ALETA PARTIDA 0) ,J

~~~~ ALETA RANUElADA d)'

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Generated by CcullScanner frolll intsig ,COlli

En el despegue una deflexion total hacia debajode las aletas podni permitir despegar a baja velocidad , pero el aumento de resistencia al avance retardara la aceleracion de la aeronave a esta velocidad. Durante la carrera en la pista con Flaps / aletas en posicion neutral se tendni baja resistencia y se permitira una rapida aceleracion , pero el movimiento de los Flaps / aletas hacia abajo en los ultimos segundos antes del despegue introducini un gran esfuerzo en la estructura de la aero nave.

Con aleta tipo Fowler se obtiene el maximo aumento del coeficiente de levantamiento con minimo aumento en la resistencia al avance , la efectividad de estas aletas dependera de su tamafio 0 sea la relacion de la cuerda de la aleta con la cuerda del ala y la flexion de la misma. La deflexion de las aletas no unicamente producen efectos en la resistencia al avance y en la sustentacion , sino que tambien afecta al momenta longitudinal que actUa sobre el centro de gravedad de la aeronave. Al bajar los Flaps / aletas e producen momentos tendientes a bajar la nariz de la aero nave.

Otros sistemas hipersustentadores consisten en aditamento cercanos 0 en el borde de ataque , ya sea de tipo fijo y tipo automatico 0 movil. Estos dispositivos tambien pueden incrementar la combadura del ala , incrementar el area del ala 0 retardar el separamiento del flujo de aire en angulos de ataque pronunciados.

a) Slot / Ranura Fija , que es un dispositivo fijo, el Slot / Ranura Fija no incrementa la combadura del ala , pero permite un mayor coeficiente de levantamiento / sustentacion porque el desplome / perdida es retrasado.

b) Slats / Ranura Automatica , son la porcion del borde de ataque que se mueven hacia delante y abajo para crear una trayectoria para el aire similar a la del Slot , los Slats permiten que el aire debajo del ala fluya arriba del ala , retrasando la separacion del flujo de aire. Cambia el angulo de ataque de desplome / perdida a un angulo mayor.

c) Flaps del borde de ataque 0 Krueger Ftap, normalmente incrementa la combadura del ala as! como su area , se encuentran comunmente en Jets. La funcion primaria de los Flaps del borde de ataque en la configuracion de aterrizaje durante el flare antes de toea es de prevenir la separacion del flujo de aire.

leading edge devices

~ nose flap or drooping flap

Resistencia al A vance

Producida por la distribuci6n de presiones y de las fuerzas correspondientes resulta una fuerza aerodimimica resultante colineal a la direcci6n de las Ifneas de corriente producida por la disimetrfa (falta de simetria) de las fuerzas parciales y por la fricci6n entre el aire y la superficie exterior del cuerpo. Esta fuerza denominada Resistencia al A vance no tiene componente perpendicular a la direcci6n de las Ifneas de corriente , no existiendo por 10 tanto Levantamiento.

Generdt.ed by CClmScd.nner froID 1nt.:::Ilg.c:om.

Resistencia al avance es la fuerza que resiste el movimiento de una aeronave a traves del aire. Todo cuerpo que se muevo dentro de una masa de aire , encuentra una determinada resistencia al movimiento , la cual puede reducirse considerablemente si la forma del cuerpo permite el paso de la masa de aire sin producir cambios bruscos en su direccion , estas formas son Fuseladas , si el cuerpo no tiene forma fuselada , como en el caso del cilindro , las lineas de corriente al perder contacto can la superficie del cuerpo originan turbulencia, 10 cual absorbe energia del fluido en movimiento y por 10 tanto aumenta la resistencia al avance. Limita la velocidad. EI coeficiente de resistencia al avance es la relaci6n entre la presi6n de resistencia al avance(O/S)y la presion dimimica.

t . CUERPO CIUNDRICO.

poca ~ ~ ~ Turbulenei&

VR~~.·.~. =-· ;);:,~ _ ;t~""1&~'-;. 0

Poc& Re:us-

•

\ tencia 301 A van -

Resistencia Parasita

ce

CUERPO FUSELADO FIGURA No. 14 •

Existe resistencia al avance de todas las partes que estan expuestas al flujo de aire como son fuselaje , tren de aterrizaje , motores , empenaje , antenas , etc .. .. ,esta resistencia no esta asociada con la produce ion de levantamiento / sustentacion , esta resistencia es independiente del angulo de ataque , pero varia con la velocidad del flujo. Duplicando 1a ve10cidad cuadriplicamos la Resistencia Paras ita.

I a) Resistencia de Perfil / Fonna , generada por la aeronave debido a su fonna y flujo de aire a su alrededor , fonna estela por la separacion del flujo de aire y la viscosidad del fluido.

b) Resistencia de Interferencia , Cada elemento exterior de un avion en vuelo posee su capa limite, pero por su proximidad estas pueden llegar a interferir entre sl, 10 que conduce a la aparicion de esta resistencia. Por ejemplo la mezcla de aire sobre estructura , como el ala y el empenaje.

15

*c) Resistencia Adicional, es la resistencia provocada por los componentes de un avian que no producen sustentacion, como por ejemplo el fuselaje 0 las gondolas de los motores.

d) Resistencia por Friccion Superficial 0 Rozamiento , es la que se produce en el avian debido a la viscosidad del aire , ya que por efecto de esta caracteristica del mismo , se produce un rozamiento entre este y las superficies exteriores del avi6n ; si las superficies son rugosas y asp eras , existira un mayor rozamiento del aire , a pesar de que las superficies parezcan lisas , esto retarda el movimiento del flujo y produce resistencia al avance 0 provocando el cambio de flujo laminar a turbulento.

Cuando Resistencia al Avance y Empuje / Tracci6n son equivalentes , la aeronave viaja a una velocidad constante.

Resistencia Inducida

Originada por la distribuci6n asimetrica de las presiones estaticas locales. Esta resistencia se produce en el ala completa del avi6n debido a que cuando este se desplaza , existe una presione estatica que actua obre la combadura inferior y que es mayor a la que actUa en la combadura superior, por 10 tanto el aire se desplaza de la zona de mayor a la de menor presion por las puntas del ala, formando una circulaci6n de aire que se llama V6rtice / Wingtip Vortices.

EI aire que pasa por la superficie inferior tiene un movimiento relativo hacia atras y un movimiento hacia las puntas del ala 0 sea hacia fuera.

Movimiento Hacia Afuera

~ ~

~ 0MOVimiento ~ ..... Hacia atrAS

En cambio la sllperficie superior, el aire tiene lin componente de movimiento hacia atnis Y lIna componente del aire de las puntas con lin movimiento hacia el empotre del ala 0

sea hacia delante.

MOVlMIENTO HA­CIA ADENTRO

MOVIMlENTO HACIA ATRAS

Comoconsecuencia de este doble movimiento del aire, la alta presion se line a la baja presion arriba del ala en el borde de salida y en las puntas del ala, produciendo vortices o circulaci6n lateral.

Circulac i6n Longitudinal

COlnponente hacia abajo

"'rlCi rculacion la-1'" ' t.~r a 1 po r v6 r t i -

'.' ," de de punta " '.'''''-

La circulacion longitudinal que es la que produce el levantamiento tiene dos componentes, una que es la componente ascendente del aire delante del ala y una descendente detnis de la misma la que es incrementada por los vortices de punta. Existiendo por 10 tanto una mayor velocidad en el borde de salida que en el borde de ataque, y de acuerdo con el teorema de Bernulli , en el borde de ataque existe una mayor presion que produce empuje hacia atf(is 0 sea una resistencia al avance lIamada "Resistencia Inducida" .

Los Vortices tiene el efecto de desviar la corriente de aire hacia abajo , creando un aumento en la corriente descendente, ala velocidad descendente que es incrementada por los vortices de punta se Ie llama Velocidad Inducida 0 Deflexionada. Bajas velocidades es igual a mas Resistencia Inducida. Conforme ellevantamiento / sustentacion incrementa con el incremento del angulo de ataque la Resistencia Inducida aumenta, esto es porque conforme el angulo de ataque se vuelve pronunciado , hay mayor diferencia en las presiones , y por 10 tanto mayor tlujo / circulacion lateral, esto causa vortices mas violentos. La intensidad de los vortice es directamente proporcional al peso de la aeronave e inversamente proporcional a la envergadura del ala y velocidad. Pesada , LerHa y Configuracion Limpia requerira de un mayor angulo de ataque por 10 tanto vortices mas fuertes. Los vortices de punta pueden exceder el regimen de alabeo en una aeronave , especialmente cuando se vuela en la misma direccion en la viaja la aeronave generadora. Vientos de cola ligeros con acuartelamiento se pueden mover los vortices dentro de la zona de toque y mantener el vortice de viento sobre la pista. Los vortices de punta tienten a hundirse debajo de la trayectoria de vuelo de una aeronave que los genera.

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Resistencia al A vance del Ala (Resistencia Inducida)

En esta resistencia es de consideraci6n la variaci6n del angulo de ataque , cuando este es pequeno la resistencia al avance es pequefio y producida par la fricci6n, con un angulo de ataque mayor, la diferencia de presiones es mayor y se obtiene mayor levantamiento y por 10 tanto mayor resistencia al avance ya que ahora existe mas turbulencia.

L

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Resistencia al A vance Total

Es la suma de las resistencias parasitas e inducidas.

DAAG TOTAL DRAG

LiD (,""".

!A.S

~fecto de 1'ierra

Este fenomeno esta asociado con la reduccion de la Resistencia Inducida durante despegues y aterrizajes , esto sucede sobre todo cuando el avion vuela dentro de una distancia sobre la superficie que equivale a su propia envergadura del ala 0 menor. EI terreno altera las 3 dimensiones del patron del flujo de aire alrededor de la aeronave, esto causa una reduccion en vortices de punta y una reduccion en downwashlflujo descendente y upwashlflujo ascendente , el terreno restringe la deflexion de la corriente de aire descendente, entonces la Resistencia lnducida disminuye, esto es debido a los cambios en el patron del flujo ascendente/upwash adelante del ala y del flujo descendente/downwash y vortices de punta detnis del ala. Resistencia fnducida es solo aproximadamente la mitad de su valor usual cuando el ala esta a 10% de su envergadura sobre el terreno. Mientras haya mayor tlujo descendente/downwash , sent mas dificil para el ala empujar la masa de aire abajo. Con la Resistencia fnducida es posible despegar a una menor velocidad, ya que la potencia requerida para producir levantamiento/sustentacion es reducida, pero conforme ascendemos fuera del efecto de tierra, necesitaremos mayor potencia( empuje/traccion) ya que el tlujo de aire regresa a su normalidad y la resistencia inducida se incrementa. Cuando dejamos el efecto de tierra tendremos que:

-Incrementar nuestro angulo de ataqlle para mantener el coeficiente levantamiento/sustentaci6n

-Experimentaremos un incremento en la Resistencia Indllcida y por 10 tanto mayor potencia es requerida

-Experimentaremos un decrecimiento en estabilidad

-Experimentaremos una disminuci6n en la presi6n estatica y un incremento en la velocidad aerodinamica

Amilisis de Despegue

EI despegue de una aeronave, dividido en forma general, se com pone de un tramo de carrera en la pista y un tramo de ascenso hasta librar una altura determinada.

a) Recorrido Horizontal 0 Carrera de Aceleraci6n Reeorrido durante el eual la aeronave opera a un angulo de ataque eonstante y las ruedas del tren de aterrizaje estan en contacto con el piso de la pista y la velocidad va aumentando.

b) Recorrido de Tracci6n

Periodo muy corto en el cual se allmenta el angulo de ataque para facilitar el despegue

c) Recorrido de Ascenso

1

.- I ,

Reeorrido en el cualla aeronave se va elevando en forma constante hasta pasador por encima del nivel de la pista a una altura de 15mts (50ft)

a

I --;Jt-

I I

I

b-J- -c

Fuerzas que actuan en el Despegue

Levantamiento(D)

Resistencia al A vance producida por el aire(D)

Tracci6n(T)

Peso de la aeronave(W)

Resistencia por fricci6n de la pista con las ruedas del tren de aterrizaje(Fp)

Reacci6n del terreno sobre la rueda(N)

D

Distancia de Despegue

L

w

F p

La aceleraci6n experimentada por un cuerpo varia directamente con la fuerza desbalanceada e inversamente a la masa del cuerpo.

T

La distancia de despegue es funci6n de la aceleraci6n y la velocidad , la fuerza que produce la aceleraci6n en la carrera de despegue es la resultante de la tracci6n menos la resistencia al avance total.

Es importante notar que la distancia varia directamente al cuadrado de la velocidad e inversamente a la aceleraci6n.

La minima distancia de despegue es de interes en la operaci6n de cualquier aero nave porque define los requerimientos de las pistas.

La velocidad de despegue debeni de ser de 1.95 a 1.25 veces la velocidad de desplome 0

velocidad minima de control.

Es importante que se conserve un anguio de ataque adecuado durante la carrera y al iniciar el ascenso , ya que un angu lo de ataque excesivo aumentaria la resistencia al avance y se retardarfa 0 se imposibilitarfa el despegue.

El coeficiente de fricci6n , entre las llantas y el piso no varia en forma apreciable con la velocidad , pero en cambio la fuerza por fricci6n si varia debido a la disminuci6n de la fuerza normal sobre las llantas. Esta fuerza normal sobre las llantas es igual al peso de la aero nave cuando la velocidad es cero, y se nulifica cuando se inicia el ascenso ya que en ese punto el levantamiento es igual al peso. Por este motivo la fuerza por fricci6n disminuye lineal mente con el cuadrado de la velocidad. En las aeronaves de helice, la tracci6n que produce esta , disminuye mas nipidamente que el aumento de la resistencia al avance total.

Efecto de los sistemas hipersustentadores

Para que sea mas efectivo , durante el despegue , un maximo aumento del coeficiente de levantamiento con el minima aumento de la resistencia al avance. La deflexi6n de los Flaps/ Aletas produce el efecto de un aumento de la combadura agregado a la parte posterior de la cuerda.

Si inmediatamente despues del despegue se retraen 0 se sub en los Flaps/ Aletas , podra suceder que la aeronave n tenga la suficiente velocidad para obtener ellevantamiento necesario sin Flaps, 0 sea que se deben subir las aletas hasta que se ha obtenido la suficiente velocidad para contrarrestar la disminuci6n de la sustentaci6n, una retracci6n prematura puede causar el desplome/perdida. Al subir los Flaps, es necesario aumentar el angulo de ataque del ala para conservar el mimo coeficiente de levantamiento.

Efecto del peso en la distancia de despegue

Afecta a la fuerza de levantamiento y por 10 tanto al angulo de ataque , asi como a la fuerza de resistencia al avance y la fuerza normal sobre el terreno de la pista.

Un aumento en el peso total produce:

a) Aumenta la velocidad de despegue b) Aumenta la masa que debe acelerarse c) Aumenta la resistencia al avance total

La distancia de despegue sera mayor mientras mas peso tenga la aeronave. Un incremento en peso requerira proporcionalmente mayor levantamiento/sustentaci6n ya que la fuerza que se opone allevantamiento es peso. En crucero este mayor levantamiento/sustentaci6n sera provisto por un angulo de ataque pronunciado para mantener la sustentaci6n , durante el despegue una aero nave pesada debe acelerar a una mayor velocidad para generar ellevantamiento/sustentaci6n requerido , ya que una aeronave pesada requerira de una mayor fuerza ascendente. Tambien un peso adicional reduce la aceleraci6n durante la carrera de despegue, ya que una masa mas pesada requerira mayor fuerza para moverla, como dice la 3ra Ley de Newton , cuando un cuerpo se mueve en base a una fuerza constante , resulta en aceleraci6n inversamente proporcional a la masa del cuerpo, esto incrementara la distancia de la carrera de despega ya que para alcanzar la velocidad requerida se necesitara una mayor distancia para que el empuje mueva la pesada masa que es mas dificil de desplazar por su peso. Despues de despegar , la pesada aeronave asciende con mayor lentitud y su techo de servicio es bajo , esto es porque hay diferencia entre Potencia Requerida y Potencia Disponible. Si se excede el peso permitido en una aeronave puede causar que la aeronave se vuelva inestable y dificil de controlar.

23

*Potencia, la tasa de hacer el trabajo

Efecto del Viento en la Distancia de Despegue

Durante el despegue puede encontrarse con diferentes condiciones de viento , las cuales afectan la distancia de despegue.

El viento de [rente, que al despegar permite que la aeronave alcance la ve locidad verdadera de despegue a una velocidad absoluta( con relaci6n al terreno) menor ; en algunos aviones , un viento de frente de 10 nudos puede reducir la distancia de despegue aproximadamente en un 10% .

Vz ...

Vv ..

Vt

Vz -,

En la condici6n de tener un viento de cola, necesariamente la aeronave tiene que alcanzar una velocidad absoluta mayor para lograr la velocidad verdadera de despegue.

- v V

Donde:

V2 = Velocidad absoluta de despegue con viento

V 1= Velocidad verdadera de despegue sin viento

v v= Velocidad del viento

Efecto de la Pendiente de Pista

EI peso de la aeronave tiene una componente horizontal que es paralela a la pista. Esta componente del peso se suma a la fuerza acelerada durante un despegue cuesta abajo y si el despegue se efectlia cuesta arriba la componente se suma a la fuerza de la resistencia al avance. EI valor de la componente horizontal esta en funci6n directa con la pendiente de la pista. Un gradiente positivo (cuesta arriba) incrementa la distancia del despegue porque el avi6n acelera cuesta arriba y por 10 tanto acelera despacio , ya que se necesitara mayor fuerza para mover el avi6n cuesta arriba debido al componente horizontal del peso. Tambien las condiciones de la pista pueden afectar el despegue , normalmente superficies rugosas (pasto , tierra, grava ) incrementan la distancia de despegue.

D~._ ~_-~=-_

W H

Efecto de la Velocidad de Despegue r Cuando se efecrua el despegue a una velocidad ~~:fr~'?~ la indicada puede provo carse un desplome 0 que la velocidad ascensional sea demasiado baja en un principio. Si la velocidad es inferior se requerini un angulo de ataque demasiado grande y en algunos casos la aeronave no podra sostenerse a este angulo de ataque y velocidad fuera del efecto de tierra, pudiendo despegar pero no ascender. Si la aeronave alcanza en tierra una velocidad excesiva , la velocidad ascensional es mayor en un principio , pero se aumentara apreciablemente la distancia de despegue.

Efecto de la Elevaci6n Densimetrica

La altitud densimetriilla 0 Altitud de Densidad (Density Altitude), es la altitud en la atmosfera estandar que corresponde a un valor determinado de densidad del aire , es Altitud de Presi6n corregida por temperatura no estandar , el motor se desempefiara como si estuviera a esa altitud.

La variaci6n de la elevaci6n Densimetrica afecta la performancia/desempefio, rendimiento del despegue; un aumento en la elevaci6n Densimetrica aumenta la velocidad verdadera de despegue y disminuye la tracci6n1empuje asi como la fuerza aceleradora resultante.

A una elevaci6n mayor la aeronave seguin'! despegando a la misma velocidad indicada (equivalente) , sin embargo la velocidad verdadera sera mayor a mayor elevaci6n , para que el aumento de velocidad contrarreste la disminuci6n de la densidad del aire, ya que se requiere una determinada presi6n dinamica para despegar al angulo de ataque y coeficiente de levantamiento conveniente. La Altitud de Densidad incremente cuando :

-El aire esta en una temperatura elevada, las moleculas de aire se expanden y estan mas separadas.

7 -Mayor altitud , conforme la altitud incrementa, tambien la presi6n atmosferica , una reducci6n en presi6n hace que las moleculas esten separadas.

-Alta humedad, se refiere a la cantidad de vapor de agua contenido en el aire , mayor temperatura, mayor cantidad de vapor de agua puede contener, aire caliente y humedo hacen que el aire sea ligero.

Si el aire es menos denso , reduce

-Potencia , porque el motor toma menos aire

-Empuje/Tracci6n , porque las propela/alabes es menos efectiva con aire poco dense

-Sustentaci6n1Levantamiento , porque el aire menos denso 0 fino ejerce menor fuerza sobre la superficie alar

Un aumento de elevaci6n produce una disminuci6n de la potencia disponible en los motores reciprocos no sobrealimentados , mientras que en los motores sobrealimentados la potencia disponible aumenta ligeramente hasta alcanzar la altitud critica.

26

• .. •

• .. .. • •

Precesi6n Girosc6pica y Rigidez en el Espacio

Cuando la rotacion de un cuerpo no se hace alrededor de un eje fijo sino que se hace alrededor de un eje movil el cuerpo se denomina trompo 0 giroscopio, si el punto fijo es en el centro de gravedad , el objeto se denomina giroscopio. Un giroscopio puede asumir cualquier posicion en el espacio , sin embargo este sistema no muestra propiedades dimimicas si no esta girando el rotor; pero al hacerlo , el sistema se convierte en un giroscopio y exhibe sus dos propiedades fundamentales; La Inercia 0

Rigidez giroscopica y Presesion.

La Rigidez en el Espacio/giroscopica , es la cualidad que tiene un pesado rotor que gira de conservarse constantemente en el mismo plano de rotacion , debido a la fuerza de Inercia creada en el rotor al girar.

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--------------------------------------------------------------------------- ----

EI rotor permanece en la misma posici6n a pesar del movimiento de la base.

Presesi6n ?r l. ( .e s '. ~/'I '.

La presesi6n es la reacci6n que experimenta por efecto de una fuerza que tiende a cambiar el plano de rotaci6n del rotor. En esta reacci6n toma lugar 90° del punto de aplicaci6n de la fuerza y se cuentan en el sentido de giro del rotor. Puede decirse que la Presesi6n es el efecto resultante debido a la fuerza aplicada y la rigidez del giroscopio. La proporci6n en la que el giroscopio precesiona es inversamente proporciona a la velocidad del rotor y proporcional a la fuerza aplicada.

La fuerza aplicada en un rotor se manifestara 90° en direcci6n de Ia rotaci6n.

28

Tendencias de la aeronave a girar a la izquierda

En toda aero nave cuya helice gira ala derecha , existe una marcada tendencia de la aeronave a efectuar un viraje hacia la izquierda durante la carrera de despegue y el ascenso , esta tendencia es muy marcada en aeronaves cuyo tren de aterrizaje consiste de patin 0 rueda de cola ademas del tren de aterrizaje principal. Las causas principale~ son:

a) La precesi6n girosc6pica de la helice b) El par motor c) La estela de la helice

Efecto de la precesion giroscopica de la helice

La helice en rotaci6n exhibe las caracterfsticas de un giroscopio , rigidez girosc6pica ; precesi6n ; el momento producido por el incremento de levantamiento en el empenaje horizontal se transmite a la helice. En las aeronaves con tren de aterrizaje de tipo trici< (rueda de nariz) , no existe el efecto de precesi6n girosc6pica hacia la izquierda duran el despeglle ya que no es necesario aplicar control para levantar la cola.

Empuje Asimetrico (P-Factor)

Resulta de cuando el avi6n se vuela a angulos de ataque pronunciados , ya que la pala de la helice descendente toma una "bocanada" mayor de aire que la pala descendente, la gran toma de aire es causada por un angulo de ataque elevado de la pala descendente , esto crea Empuje Asimetrico, esto causa al avi6n a guifiar a la izquierda . El empuje asimetrico es mas pronunciado cuando el motor opera en configuraciones de alta potencia , y cuando el avian vuela en angulos de ataque pronunciados, esto produce angulos de ataque desiguales.

:~-.- • • ¥¥ . • . ,.

AsymmelriCOIl thrus tQCCUiS M fl an a rplane IS flown at a. hlgh angle

:' attack,. This C!luses lJr~evefl anglBs of rt~ bet.~Ben the ascoMlng and ~~-Cll!'ldir,g propeller bja~~$. canS$ql,lcntl}~ less .111 rust IS produf;ed f;toll-l me ascendin.g blade on the lej~ I h~t1 from tn>B descendmg bfade on the t191lt. "fhiS pIoduces a tendency f<lt the airplane 10 yaw to the left.

DESCENCHNG BtACe

Torque / Efecto del par motor i

Cuiando la helice gira en sentido a las manecillas del reloj , causa una reacci6n que tiende a girar el avion en direccion opuesta sobre su eje longitudinal, esto es causado por la 3ra Ley de Newton, aparecera una misma magnitud para la par pero de sentido contrario. Para equilibrar la tendencia del fuselaje a girar en sentido opuesto ala rotacion de la Mlice , es necesario por medio de los alerones crear un momento de manera de subir la semiala a la izquierda , esto se logra moviendo el mando a la derecha , el aleron derecho sube y el aleron izquierdo baja. En la mayorfa de las aeronaves el aler6n de la semiala que baja produce mayor resistencia al avance que el aleron que sube , por 10 tanto el control que equilibra la tendencia de giro del fuselaje produce un par de fuerzas aerodinamicas en el plano del ala, tendiente a hacer virar a la aeronave hacia la izquierda. Esta tendencia es mayor a bajas velocidades , altas potencias y elevados angulos de ataque.

Ie 349. Torque is the opposite illn P.rflalRri nil fhe·turnino oropeit¢f.

LongitudInal

/AxiS

Flujo Aerodinamico Espiral

La helice en rotaci6n produce un flujo de aire en direcci6n trasera , que envuelve ala aeronave. Debido al sentido de rotaci6n de la Mlice (sentido de las manecillas del reloj) la estela de aire que sale de ella en forma helicoidal, baja dellado derecho del fuselaje y sube por ellado izquierdo, pegando el empenaje vertical por todo ellado izquierdo. Lo anterior produce un momenta alrededor del e.G teniente a hacer guifiar a la aeronave al lado izquierdo.

La correcci6n para este momenta se hace mediante el control de pedales requerido para mantener a la aeronave alineada con las semialas niveladas.

Propeller Rotajion I .

Flujo Aerodinamico de la Helice

Figure 3-52.. As the slipstrearn produced by Ihe ptrt peller rotation wraps around tfI(~ iuselage, itsllif:W IMt side of th e vertical fin cauf,tn; the tail of the /llf' plane to move to the righi, arid {f,i'; (lOse to yaY/lett about its vert ical axis.

Si se reduce la potencia durante el vuelo , tendremos una tendencia de que la nariz baje, esto ocurre debido a la reducci6n del flujo de aire de las alas y de la Mlice , que reduce la efectividad del elevador. Este efecto no es valida para los empenajes en forma de T.

Eficiencia de la Helice, velocidad maxima en vuelo nivelado

La forma de las palas de la h€lice tiene efecto en el desempefio de la Mlice, muchas tienen una forma elfptica para distribuir las cargas. Con Mlices de paso variable permiten cambiar el angulo de ataque de la pala , y como en las alas, elevados angulos de ataque producen mas resistencia inducida, para el despegue las palas deben estar en configuraci6n a un paso bajo y altas RPM para obtener mayor potencia del motor. En crucero tenemos que reducir el angulo de ataque y cambiarlo a un eficiente angulo que provea un alto coeficiente de levantamiento.

Correccion por Viento Cruzado

Normalmente las aeronaves de tipo pesado y con tren de aterrizaje tipo triciclo tienen mayor controlabilidad en la condici6n de viento cruzado. Durante la carrera de despegue una aeronave con viento cruzado, existe la tendencia de que la semi ala del lado del viento suba mas que la otra semiala y para contrarrestar esto , la tecnica aplicada deb era ser tal que evite que la semi ala dellado del viento suba , lograndose por medio del moviendo del mando para actuar los alerones , 0 sea la direcci6n del mando debe ser hacia la direcci6n del viento, esta t€cnica durante el ascenso inmediato al despegue no es apropiada ya que se aumenta la resistencia parasita y se incrementa el levantamiento requerido , aumentando la velocidad ala cualla aeronave se desploma.

Control de Velocidad y Altitud

EI control primordial de la velocidad de una aeronave es el angulo de ataque , cada velocidad esta relacionada con un coeficiente de levantamiento especifico y este coeficiente corresponde a un angulo de ataque determinado. Aumentando el angulo de ataque incrementamos el coeficiente de levantamiento , necesitandose una velocidad menor para mantener 0 recobrar el equilibrio y 10 contrario pasa si 10 disminuimos. EI cambio del angulo de ataque no solamente modifica el coeficiente de levantamiento , sino que modifica tam bien a la resistencia al avance del perfil. Si una aeronave esta yolanda a una velocidad constante en vuelo horizontal y se modifica la potencia del motor, se producira una velocidad ascensional 0 de descenso.

Moving Air ... , .......

Flight Path

Moving Air

......... -Flight Path

Smaller Angle Less Lift

Credit NASA

Scali

Angle of Attack ::::. a

33

Momentos Aerodimlmicos

La distribuci6n de las velocidades y presiones estaticas locales sobre la superficie de un perfil aerodimimico produce n solamente una fuerza aerodimimica resultante , si no tambien un Momento Aerodinamico. Momentos Aerodinamicos:

Centro de Presi6n (C.P), Este es el punto sobre la cuerda geometric a (cuerda) del perfil , en el cual actua la fuerza total resultante, este punto se determina en tanto por ciento de la cuerda del ala y su localizaci6n varia para cada tipo de perfil y angulo de ataque , se considera que es punto donde se concentra ellevantamiento.

-La cuerda Geometrica se usa para calcular el angulo de ataque. SI se usa la Cuerda Aerodinamica Media, estamos hablando de un Angulo de Ataque Absoluto , si la CAM se pone paralela al viento relativo es cero. I

En los perfiles simetricos (extrad6s e intrad6s tiene la misma convexidad y linea de curvatura recta) el Centro de Presi6n practicamehte no se mueve para diferentes angulos de ataque. Pero para angulos pr6ximos al de sus,entaci6n nula , es corriente pero no general que el c.p se mueva hacia el borde de ataque.

t~ ___ ~~5~ --

PERFIL SIMETRfCO

Para los perfiles asimetricos , el c.p tiene variaciones considerables. A medida que se aumenta el angulo de ataque , el c.p se mueve hacia el borde de ataque que al principio es muy despacio y despues aun mas despacio hasta Uegar a una posici6n de avance maximo en que se mantiene constante para sucesivos angulos de ataque pero que son menores al de levantamiento maximo; cuando se disminuye el angulo de ataque se produce un fen6meno contrario y el c.p se traslada hacia atras.

CP

• t Angle of Attack CG

CP

_I • t Angle of Attack

CP

• t Angle of Attack

Centro Aerodimimico (C.A)

Es un punto situado a 10 largo de la cuerda del perfil, alrededor del cual el momento aerodinamico es constante , a este punto tambien se Ie denomina Foco del perfil. Te6ricamente este punto se encuentra situado a una cuarta parte de la cuerda del perfil (25%) , pero la posici6n efectiva de los centros aerodimimicos puede estar comprendida entre el 22% y 27% del borde de ataque. Un Momento Aerodinamico sera el producto de multiplicar ellevantamiento resultante 0 total por la distancia de separaeion entre el Centro Aerodinamico y el Centro de Presion. El C.A tambien se define como el punta de la euerda en el eual efeetivamente oeurren los eambios de levantamiento.

35

\ , • Aerodynamic Center - ae Glenn

Research Center

Low Angle of Atta<:k

+

( + clQ<:kwi $e)

Aerodynamic force

High Angle of AHack

Aerodynaml c Force

coordinate system chord" c: chord .. c

Aerodynam ic Center For low speed, thin airfoils (flat plate) :

c ac = T

Moment about the aerodynamic center is constant with angle. Aerodynamic center does not move with angle.

Para un angulo de ataque igual a cero , ellevantamiento en el extrad6s es igual en magnitud , colineal y de sentido puesto al producido en el intrad6s de perfil simetrico.

L~vantamientu Positivo del Extrad.os (L + )

Le vantami en to NefJa ti vo del Intrad08 , (L- )

Pero con un angulo de ataque positivo , ellevantamiento de la combadura superior 0

extrados aumenta y en eI;intrados disminuye .

..

L (+) M: 0

. , ! 'Levantamiento

PositivQ (L +)

Levant&miento Negativo (L -)

L (-)

La localizacion del centro aerodinamico de un perfil tiene gran importancia en la estabilidad , 0 sea que para obtener estabilidad longitudinal, el centro de gravead debe estar adelante del centro aerodinamico.

Estabilidad

La estabilidad de una aeronave se refiere a la tendencia de mantener , sin variac ion alguna una condicion determinada de vuelo , regresando ala condicion original (sin intervencion del piloto) , si por cualquier causa perturbadora sale de ella.

EI Equilibro de una aeronave se obtiene en vuelo no acelerado (velocidad constante) cuando todas las fuerzas y momentos que actuan en la aeronave suman cero

La Estabilidad de una aeronave se refiere al comportamiento cuando es desviada aun ligeramente de su condicion de equilibrio ; es la caracterfstica de una aeronave en vuelo que causa que regrese a su condicion de equilibrio 0 vuelo recto despues de haber sido perturb ada.

De tal manera que el equilibrio es un estado mientras la estabilidad es una propiedad.

Un avion que es estable requerira menos esfuerzo para controlarlo.

Estabilidad Estatica

Se refiere a la tendencia inicial 0 direccion del movimiento, de regreso al equilibrio, se refiere a la tendencia inicial de la aeronave en respuesta a una perturbada en un dado angulo de ataque , banqueo 0 deslizamiento.

-Estabilidad Estatica Positiva, tendencia inicial de una aeronave a regresar a su estado original de equilibro despues de haber sido perturb ada, crea una fuerza y momenta que la restablezcan a su posicion origina.

-Estabilidad Est:Hica Neutral, tendencia inicial de la aeronave de permanecer en la nueva condicion despues de haber sido perturbada.

-Estabilidad Estatica Negativa, tendencia inicial de una aeronave a continuar lejos de su estado original de equilibrio despues de haber sido perturbada.

38

Estabilidad Dimimica

Se refiere ala respuesta de la aeronave con el tiempo cuando es perturbada a un angulo de ataque , deslizamiento 0 banqueo ; se refiere a la oscilacion de la aeronave alrededor de su posicion de equilibro despues de que es sacada de esta.

-Estabilidad Dinamica Positiva, la amplitud de la oscilacion disminuye con el tiempo y regresa a su estado de equilibro, la aeronave es dinamicante estable.

-Estabilidad Dinamica Neutral, una vez desplazado el objeto , no aumenta ni disminuye , es decir la oscilacion es constante como en el caso teorico de un pendulo en el vacfo (sin friccion) habrfa estabilidad dinamica neutral.

-Estabilidad Dinamica Negativa, con el tiempo , las oscilaciones aumentan, la aeronave es dinamicamente inestable.

Equilibrio , Controlabilidad y Maniobrabilidad

Para que una aeronave este en equilibrio , es necesario que las fuerzas y momentos que actuan en ella sumen cero. Esto se logra con el movimiento adecuado de los mandos 0

con un determinado ajuste de los "estabilizadores".

-Controlabilidad, es la capacidad de una aeronave de responder al control del piloto , especialmente a 10 que se refiere a la trayectoria y actitud.

-Maniobrabilidad, es la cualidad de una aeronave que Ie permite maniobrar facilmente y de soportar las tensiones impuestas por la maniobra. Depende del peso de la aeronave , inercia , tamafio , fuerza estructural , tamafio y localizaci6n de las superficies de control y de la potencia.

*CIAAC , la "controlabilidad" de una aeronave , tambien Hamada "maniobrabilidad" se refiere a la capacidad para responder al desplazamiento de un plano de control para obtener una determinada condici6n de vuelo requerida. Un alto grado de estabilidad tiende a dificultar el controlabilidad de una aeronave y la adecuada controlabilidad .

Estabilidad Longitudinal (cabeceo)

Estabilidad Longitudinal Estatica es la cualidad que hace de una aeronave estable sobre su eje lateral. Involucra el movimiento de cabeceo, una aeronave tiene estabilidad estatica longitudinal positiva si tiende a regresar a su angulo de ataque de equilibrio cuando es perturb ada.

Estabilidad Longitudinal Estatica 0 Inestabilidad de la aeronave depende de tres factores:

-Localizaci6n del ala can respecto al e.G

-Localizaci6n de superficies horizontales de la cola con respecto al C.G

- Area 0 y tamafio de las superficies del empenaje

La estabilidad estatica longitudinal depende de la relaci6n entre el angulo de ataque y los momentos origin ados alrededor del eje transversal del avi6n llamados momentos de cabeceo.

En el caso del ala es conveniente expresa el momenta en funci6n de la superficie alar y en funci6n de la cuerda aerodinamica media CAM (normalmente el e.G esta cerca del 20% de la CAM). La estabilidad longitudinal esta determinada principalmente por la localizaci6n del e.G en relaci6n al e.P (Centro de Presi6n). Referente a la estabilidad , el ala es componente principal de la aeronave y su contribuci6n depende de la localizaci6n de su Centro de presi6n (Iugar donde actuan los cambios de levantamiento). As! que, cuando el e.G no coincide con el e.p cualquier variaci6n del coeficiente de levantamiento producira un cambio en el momenta longitudinal, es decir ; el momenta longitudinal depende del cambio de levantamiento y la distancia entre el centro de presi6n y el centro de gravedad.

Si el e.G esta ubicado detras del C.P la curva tiene una pendiente positiva , indicando una condici6n de inestabilidad en el ala, por 10 anterior es importante que el centro de graved ad de la aeronave este adelante del centro de presi6n del ala y que el ala tenga un coeficiente de momento longitudinal positivo con el objeto de que pueda obtener el equilibrio.

Para tener estabilidad longitudinal necesitamos tener al C.G dentro de sus limites.

e.G Hacia Adelante

La nariz sera pesada , esto tiene a hacer parecer que la aeronave estable , aunque sus efectos adversos incluyan una mayor distancia de despegue y altas velocidades de desplome. Eventualmente esta condici6n empeora conforme el e.G se mueve mas hacia adelante hasta que la efectividad del estabilizador no sea suficiente para elevar la nariz. Tenemos un mal desempefio ya que para mantener al avi6n en su altitud necesitaremos de un angulo de ataque mayor para levan tar la pesada nariz , 10 cual genera resistencia al avance. Necesitaremos mayor fuerza en los controles.

40

e.G hacia atras 0 en popa

El C.G atras de los limites es mas peligroso que el C.G delante de los limites ya que la cola del avian se vuelve pesada y muy inestable en cabeceo sin importar la velocidad. El avian sera menos estable a cualquier velocidad , la efectividad del elevador sera men or ya que hay menos fuerza de palanca entre el e.G y el elevador , 10 cual dificultara la recuperacion de una condicion de barrena 0 desplome. La velocidad de perdida es baja ya que no requeriremos de un angulo de ataque pronunciado para mantener altitud y tambien nuestra autonomfa es mejor ya que a un angulo de ataque bajo tenemos menor resistencia al avance.

Cambios de levantamiento en el plano horizontal del empenaje

Un aumento de levantamiento del empenaje horizontal produce un momenta negativo alrededor del e.G de la aeronave , con 10 cual se tiene a regresar a la aeronave a su posicion original, esta contribucion a la estabilidad es funcion directa de la distancia entre el e.G de la aeronave y el e.p del empenaje horizontal y del cambio de levantamiento en el plano horizontal que se produce por la variacion del angulo de ataque.

C ···'r.,... .... ' 0 . .. : , . 'i ) . ~, .. ' PRESION · DE':'J EMPENAJE·

Compensamos la tendencia de la nariz pesada posicionando el estabilizador horizontal en un angulo de ataque negativo. Esto reduce la fuerza descendente , 0 levantamiento negativo en la cola, para contrarrestar la pesadez de la nariz. Esta fuerza descendente es Hamada fuerza de cola hacia abajo, y es la fuerza de balance en la mayorfa de las condiciones de vuelo.

Fuerzas adicionales son ejercidas en el estabilizador horizontal en las aeronaves con flujo de la h6lice y las alas. Los empenajes en forma de T no esta sujetos al mismo efecto de flujo porque el estabilizador horizontal esta arriba de estos flujos . A excepci6n de los empenajes en forma de T .La fuerza de los flujos de aire sobre el estabilizador horizontal esta relacionada con el angulo de ataque , velocidad del avi6n , configuraci6n de potencia en un avi6n monomotor Cualquier variaci6n en la intensidad del flujo de aire , como el cambio de potencia , afecta la contribuci6n del estabilizador horizontal ala estabilidad longitudinal.

Figure 5·11. Airpltlllc willi a "f~l(/i! drsigll fIf 11 hiS" AO,\ "nd an

qliCO.

Efectos de la Potencia

Si reducimos potencia durante el vuelo , tendremos una tendencia de que la nariz baje , esto ocurre debido ala reducci6n de flujo de aire de la salas y las helices las cuales reducen la efectividad del elevador. Esto es un factor desestabilizador. Adicionalmente , la extensi6n de Flaps, pueden incrementar el flujo de aire y es un efecto que debilita a la estabilidad longitudinal.

L

L

kHe Power

L

T

Full Power

43

Estabilidad Dimimica Longitudinal

Existe en una aeronave estabilidad dimimica cuando la amplitud de movimiento disminuye con el tiempo. EI grado de estabilidad se obtiene por el tiempo requerido par )( t1 c.> fa ala amplitud se reduzca a la mitad de su valor original. :; .. ,

Para el casp de estabilidad dinamica , los grados de libertad de movimiento que se considera~ cabeceo , translacional horizontal y translacional vertical, la estabilidad dinamica longitudinal se compone de tres maneras basicas de oscilaci6n

-La primera 0 modo denominado "FUGOID" de a estabilidad dinamica longitudinal es un periodo largo de oscilaci6n que produce variaciones apreciables en la actitud , velocidad y elevaci6n manteniendo casi con stante el angulo de ataque. Amortiguacion debil y el piloto tiene que contrarrestar la oscilacion con pequefios movimientos de los mandos.

-EI segundo modo de oscilacion es un movimiento de periodo muy corto (0.5 seg. a 5 seg.) que se considera como ocurriendo sin cambio de velocidad. Consiste de un oscilacion de la actitud del avion ya que este tiene a regresar a su posicion original debido a la estabilidad estatica , siendo la amortiguacion muy marc ada.

-EI tercer modo de la estabilidad dinamica ocurre cuando ellevador libre tiene una oscilacion de muy carto periodo (0.3 a 1.5) con una fuerte amortiguaci6n y el tiempo para amortiguarlo es de 0.1 seg.

Estabilidad Direccional (Vertical)

Estabilidad sobre el eje vertical, el principal contribuidor a la estabilidad direccional es la superficie vertical de la cola, la cual causa a un avion en vuelo a actuar a algo parecido a una veleta. La estabilidad estatica direccional depende del angulo de guifiada y los momentos de guifiada , as! como el angulo de deslizamiento.

EI angulo de guifiada de una aeronave (Y) corresponde al lingulo formado por el desplazamiento del eje longitudinal del avion con respecto a un azimut determinado y siendo positivo cuando la nariz es desplazada hacia la derecha del azimut de referencia.

Eje tongi tudina 1

r I e ~--~ . . I . 'j". I Angulo d~ gui -

I i'lada

/

EI cingulo que forma el eje longitudinal del avian con respecto a al direccian del viento relativo es el angulo de deslizamiento (B) 0 angulo de ataque direccional del avi6n, siendo positivo cuando el viento relativo esta deslazado ala derecha del eje longitudinal. Este cingulo es uno de los factores primordiales en la estabilidad direccional y latera. Cuando la aeronave esta sujeta a un cingulo de deslizamiento positivo y se produzca un momenta de guifiada positivo existira estabilidad estcitica direccional ya que el momento producido tratara de enfilar el avi6n con el viento relativo.

Vtento'Te\tl.t\ Vo -I" L~ I ~Ii '">1 ~ /

~ 3 I Angulo de

~ ",. l', ",\'li .. m,ortlO

\ I,

Las diversas componentes de la aeronave contribuyen en gran parte a la obtenci6n de la estabilidad estatica direccional , siendo el empenaje vertical una de las componentes que mas efectos produce sobre la estabilidad.

Cuando una aeronave ejecuta un deslizamiento se produce un cambio en el cingulo de ataque del estabilizador vertical, resultando un cambio de levantamiento en ese plano, esta fuerza de levantamiento 0 fuerza lateral sobre el empenaje vertical produce un momenta de guifiada alrededor del centro de graved ad del avi6n teniente a enfilar el avi6n hacia la direccian del viento relativo.

Viento Relati va

de Momen to de .

Cambio de Levanta- -. !"!11 ento de Co la

El area de la superficie vertical y los lados del fuselaje que quedan atras del C.G son los principales contribuidores que hacen que la aeronave apunte la nariz hacia el viento relativo.

Se puede asegurar una estabilidad direccional positiva haciendo que ellado de la superficie se mayor detnis del e.G que adelante.

La aleta dorsal frente al empenaje vertical tiene el efecto de conservar la estabilidad direccional a mayores angulos de deslizamiento. Este efecto de la aleta dorsal es debido a la mayor superficie que se presenta a grandes angulos de deslizamiento y al aumento del cingulo de desplome del empenaje vertical.

Control Direccional

EI control direccional se obtiene principalmente del timan de direccian el cual debe producir suficiente momenta de guifiada en las condiciones mas criticas. Estas son 5:

-Guifiada adversa / indeseable , causado por el alabeo del avian y la deflexian de los a1erones .

-Recobrada en barrena, el timon de direccion es el control principal para recobrar al avian de una barren a , requiriendose un fuerte momenta de guifiada a gran des angulos de ataque y la efectividad del empenaje vertical se reduce a grandes :ingulos de ataque.

-Rotacian de la estela de helice, en condiciones de alta potencia y baja velocidad , la estela de helice afecta la direccian del flujo en el empenaje vertical. EI timan de direccian debe proporcionar suficiente control para equilibrar este efecto y producir un deslizamiento nuio.

- Aterrizaje y despegue con viento cruzado, debeni poderse controla la tendencia de enfilarse con el viento cuando este es cruzado durante el despegue 0 aterrizaje. El timon de direccion debe tener la suficiente potencia de control para producir el angulo de deslizamiento requerido de acuerdo con la magnitud de los vientos cruzados.

Potencia asimetrica, en aviones de varios motores se debe preveer la posibilidad de falla de un motor a baja velocidad. La fraccion asimetrica es producida por un momenta de guifiada que es funcion del empuje asimetrico resultante y el brazo de palanca de ese empuje y el e.G. El timon de direccion debeni crear un momento de guifiada opuesta con el objeto de equilibrar el empuje asimetrico. El coeficiente de momenta de guifiada debido al empuje del motor sera maximo a bajas velocidades y la situacion critic a de control sera a baja velocidad con un motor parado y los restantes a maxima potencia. Si el avion se opera a una velocidad menor que la minima de control y falla un motor critico el avion tendra una guifiada incontrolable hacia el motor inoperativo .

Below Minimum ...----Control Spee

Center of Gravity

Rudder Force

Control y Estabilidad Lateral

. l;$

Thrust

Estabilidad sobre el eje longitudinal, 0 Estabilidad Lateral, es la tendencia de la aeronave ala condicion de alas niveladas. Las aeronaves normalmente tienen una pequefia resistencia hacia los con troles de alabeo , y se gira unos grados en vuelo coordinado y dejar los controles, el avion mostrara estabilidad neutral estatica durante el viraje.

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Si una de las alas desciende y la otra asciende , la estabilidad lateral ayudara a regresar a las alas en posicion nivelada, esta tendencia de resistir un giro lateral es posible por especificas caracteristicas de disefio.

Efecto Diedro / Dihedral

El disefio mas comun para la estabilidad lateral es conocido como ala diedro. Cuando el viento relativo viene de un lado, la semiala hacia el viento, aumenta su angulo de ataque y ellevantamiento, sucediendo 10 contrario en la otra semiala, esto produce un momenta de alabeo que tiene a levantar la semiala hacia el viento 10 cual es un efecto de estabilidad en un deslizamiento. El fuselaje tambien contribuye a la estabilidad lateral. En una configuracion de alta potencia y baja ve10cidad , el flujo de helice incrementa la efectividad del interior del ala, 10 que reduce el efecto Diedro.

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49

Efecto de la Flecha

El ala con flecha en un deslizamiento opera con una flecha menor en la semiala hacia el viento mientras que la otra mitad del ala opera con una flecha hacia atras aumenta, por 10 tanto la semiala que opera hacia el viento , al tener menor flecha haca atras recibe al viento mas de frente , 10 cual aumenta su levantamiento y la otra semiala tendra un disminuci6n de levantamiento. En este caso se dice que la flecha hacia atras del ala contribuye con un efecto de diedro positivo. El empenaje vertical es otra de las componentes del avi6n que puede propdrcionar una contribuci6n en la estabilidad lateral y a veces indeseable, debido que el centro de gravedad del avi6n queda abajo del empenaje vertical, la fuerza lateral sobre el empenaje vertical producira un momento de alabeo.

F le c ha efe cti va r e ducida e n el la do de l vto.

F\echa efeeU va a\r me ntad(.\ en e\ ala. del \a --do opuesto

Estabilidad Dimimica Lateral

Cuando una aeronave en vuelo entra en un deslizamiento se producen momentos de alabeo y guifiada simultaneos, por 10 que el movimiento dinamico lateral se estudiara considerando los efectos anteriores.

El acoplamiento de estos efectos produce tres posibles tipos de movimiento de la aeronave , siendo los siguientes:

Divergencia Direccional , Esta divergencia existe cuando al iniciar un deslizamiento se crean momentos tendientes a aumentar el deslizamiento Divergencia en Espiral, Esta divergencia existe cuando la estabilidad estatica direccional es muy grande con respecto a la estabilidad lateral, 0 sea con respecto al efecto del diedro ; la fuerte estabilidad direccional tiende a regresar la nariz del avion para enfilarlo con la direccion del viento relativo , mientras que, el debil efecto del diedro no logra el regreso del avion a la posicion de ala nivelada , es decir ; el avion vira hacia el viento pero queda con el ala inc1inada y se produce una espira que no es muy brusca. Modo Oscilatorio del Ala, Este modo oscilatorio es una oscilacion acoplada lateral y direccional.

Control Lateral

EI control lateral en una aeronave se obtiene produciendo un mayor levantamiento en una semiala con respeto allevantamiento de la otra , y se logra 10 anterior por medio de los alerones 0 superficies que disminuyen ellevantamiento (spoilers).

El momenta de alabeo creado por la diferencia de levantamiento puede utilizarse ya sea para acelerar la aeronave a algun movimiento de alabe 0 para controlar a la aeronave en un deslizamiento.

Control Longitudinal en Aterrizajes y Despegues

El control longitudinal durante la carrera de despegue y al aterrizar es de suma importancia , ya que una aeronave debe tener suficiente potencia de control; durante el despegue para proporcionar el angulo de ataque requerido y durante el aterrizaje para mantener las velocidades especificas de aterrizaje. Lo anterior se logra con el movimiento de los elevadores los cuales proporcionan el giro de la aeronave alrededor del eje lateral hasta a1canzar la actitud de despegue 0 mantienen a esta yolanda apenas por encima de la pista a una velocidad ligeramente superior a la de desplome. Debido a que durante la carrera de despegue se producen momentos negativos tendientes a bajar la nariz del avion como los producidos cuando CG esta adelante del tren principal, el peso produce un momenta alrededor del punto de aplicacion de las ruedas principales con la superficie. Para equilibrar este momenta negativo , el empenaje horizontal debe ser capaz de producir un momenta positivo de una magnitud tal que levante la nariz del avion cuando se a1canza la velocidad requerida para el despegue.

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FUerza aerodinc!rn.ica sobre 1a cola

, Levantami ento

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Pcz.f>O

Fuerza de Fricci6n

En el aterrizaje , al aproximarse la aeronave a la superficie de la pista se produce un cambio de flujo de aire debido al efecto de tierra, disminuyendo la velocidad inducida vertical y los vortices de punta de ala. Esta disminucion de la velocidad inducida vertical en el empenaje horizontal tiende a aumentar la estabilidad estatica , produciendo un momenta negativo debido ala reduccion de levantamiento negativo del empenaje , siendo necesario una mayor deflexion de las superficies de control para equilibrarse.

Flu}o hacia. abajo reducido POI' eJecta de tier ra

Efecto del Tren de Aterrizaje

En una aeronave con tren de aterrizaje convencional existe cierta tendencia de la aeronave a una rabeada si se efectua un viraje durante el rodaje. EI tren de aterrizaje convencional es aquel en el cuallas ruedas del tren principal estan ubicadas ligeramente del ante del e.G del avi6n y la rueda de cola esta ubicada apreciablemente atras.

Cuando la aeronave esta en rodaje y efectua cualquier viraje , la fuerza significativa producida por este , debe ser equilibrada por una fuerza lateral sobre las ruedas del tren principal y otra sobre la rueda de cola.

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Patrn de Cola

c Fuerza latera.l oue avudaal vi .. . . raJe .

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F'uerza de Cont r ol

e.G.

Cuando la aeronave tiene tren de aterrizaje del tipo triciclo en el cualla rueda de nariz esta adelante del e.G t las ruedas del tren principal aWlS del e.G del avian y se efectua un viraje durante el rodaje , si la rueda de nariz esta libre y se elimina la fuerza lateral sobre la misma , la fuerza lateral sobre el tren principal que en este caso actua atras del C-G , produce una tendencia de guifiada en sentido opuesto al viraje y la fuerza de control lateral debe aplicarse en sentido del viraje.

:Ftf E'RZ.~ VI:: CONTROL

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/ IJ

RUEDA DE NARIZ

FUERZ.A LATERAL QUE St: OPONE AL VlRAJE

Interaccion entre la Estabilidad Lateral y la Estabilidad Direccional.

Esta interaccian entre la estabilidad lateral y la estabilidad direccional pueden a veces llevar a efectos indeseados.

Dutch Roll, es una combinacion oscilatoria de alabeo/guifiada , causada por las acciones del piloto en los mandos 0 por rachas de viento (gusty winds). Ocurre cuando el efecto diedro de la aeronave es mas pronunciado que la estabilidad direccional. Despues de una perturbacion que resulta en un movimiento de guifiada y de deslizamiento , el efecto diedro hara que la aeronave haga un movimiento de alabeo lejos de la direccion de la guifiada inicial. Sin embargo, debido a la debil estabilidad direccional, el movimiento de alabeo puede exceder la posicion de alas niveladas y revertir el deslizamiento lateral. Este movimiento continua repitiendose , creando una oscilaci6n que puede ser sentida por el piloto de lado a lado meneando la cola de la aeronave. Si la estabilidad direccional es incrementada y la estabilidad lateral es disminuida , el movimiento de "Dutch Roll" sera adecuadamente suprimido , sin embargo, esto puede causar una tendencia a la Inestabilidad Espiral.

Inestabilidad Espiral

Esta asociada cuando una aeronave tiene una fuerte estabilidad direccional en comparacian con la estabilidad lateral. Cuando un avian es susceptible a una inestabilidad espira , es perturb ado de su condician de equilibrio y un deslizamiento lateral es introducido , la fuerte estabilidad direccional tiende a guifiar a la aeronave devuelta en la direccian del viento relativo, debido a la guifiada devuelta hacia el viento relativo , la ala exterior viaja mas nipido que la interior, esto resulta en un incremento de levantamiento gefierado por la ala exterior. EI movimiento de alabeo incrementa el lingulo de ataque , que incrementa el deslizamiento lateral. La nariz del avian bajara mientras el lingulo de alabeo continua incrementando; la inestabilidad espiral es normalmente corregida por el piloto , sin embargo, si no se corrige el movimiento , podrfa incrementase en una barrena pronunciada (tight spiral dive).

Como podemos ver , incIuso una aeronave bien disefiada tiene algunas caracterfsticas indeseables. Generalmente un efecto mayor de diedro reduce la inestabilidad espiral , mientras que con una mayor superficie vertical en el empenaje incrementa la inestabilidad espiral. Desde que el "Dutch Roll" es considerada una tendencia menos tolerable que la inestabilidad espiral , los disefiadores intentan minimizar esta tendencia , la cual compromete resultados en unos pequefios grados de inestabilidad espiral , la cual es considerada aceptable.

Desplomes / Perdida

EI fen6meno conocido como "desplome/perdida" en una aeronave ocurre cuando al ir incrementando el angulo de ataque del perfil del ala, llegando al momenta en el cuallas Hneas de corriente del aire no pueden seguir sobre la superficie superior trasera del perfil, produciendo turbulencia la cual disminuye la velocidad del aire en la combadura superior. Como consecuencia de la disminuci6n de la velocidad del flujo debido al gran angulo de ataque en la combadura superior existe un aumento de presi6n estatica local, con 10 cual se reduce ellevantamiento y se incrementa la resistencia al avance , provocandose as! un desplome. Un desplome puede ocurrir en cualquier inc1inaci6n , actitud 0 velocidad. En un desplome , la ala no deja de producir levantamiento/sustentaci6n , mas bien, no puede generar ellevantarniento/sustentaci6n necesario para mantener vuelo nivelado, si el ala dejara de producir levantarniento totalmente, I aeronave caerfa a la tierra, como sabemos cualquier lingulo de ataque arriba del coeficiente de levantamiento maximo provoca una separaci6n del flujo de aire en la superficie superior del ala, entonces el peso excede ellevantamiento y el avi6n acelera hacia abajo. Hay muchos factores que afectan la velocidad de desplome , la velocidad de desplome/perdida de una aeronave no es fija para todas las condiciones de vuelo. Pero una aeronave siempre entrara en desplome al mismo lingulo de ataque independientemente de la velocidad , peso, factor de carga 0 altitud de densidad. Cada aeronave en particular tiene su Angulo de Ataque Crftico (Angulo de Desplome) donde el flujo de aire se comienza a separar, el angulo varia de 16° a 20° dependiendo del disefio de la aeronave. Hay situaci6n en vuelo en las cuales el lingulo de ataque critico puede ser excedido:

-Bajas velocidades

-Altas velocidades

-Virajes

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Efecto de la Variaci6n del Angulo de Ataque , Espesor del Perfil y la Flecha

a)Efecto de la Variaci6n del Angulo de Ataque

EI coeficiente de levantamiento (Cd es funci6n de la forma del perfil y del angulo de ataque e independiente de la velocidad) d~nsidad , tamafio , peso , elevaci6n sobre el nivel del mar. En la.sl-gt:t1erIregraficRp'b«e'&~s notar que conforme aumentamos el angulo de ataque , el coeficiente de levantamiento CL aumenta en una forma casi lineal hasta poco antes de llegar al coeficiente de levantamiento maximo CLmax que corresponde a un angulo de ataque maximo efectivo determinado e inmediatamente despues de este CLmax , se produce una disminuci6n de este coeficiente y por consecuencia el desplome del perfil.

Tilt wltn respect to hO!liizontal plane

Turbulent. wake

SeparatJon point moves

""'""'- /.... sllghUy fon'iard

Maximum Uft

Separation point jumps . foJWard

Separated flow regaon expands S:-==~":::::::::_-.. and reduoe·s lift

Si la velocidad de una aeronave es baja requerira de un angulo de ataque mayor para mantener ellevantamiento necesario para mantener la altitud, eventualmente esto resultara en que el ala no produzca ellevantamiento necesario para sostener a la aeronave y esta comienza a descender. Resulta que las co/acterfsticas de desplome de una aeronave en particular depende del tipo del perfil del ala.

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b )Efecto del espesor y flecha del perfil

EI aumento del espesor en un perfil produce que se incremente tanto el coeficiente de levantamiento maximo CLmax como el angulo de desplome. Es evidente que al ir aumentando el espesor maximo, el angulo de desplome y el coeficiente de levantamiento CL aumentan.

La introduccion de una flecha en la linea de curvatura media de un perfil tam bien aumenta el angulo de ataque de desplome y el coeficiente de levantamiento maximo CLmax.

Posicion del C.G

Como hemos vista anteriormente , la posicion del e.G afecta a la velocidad de desplome , si el C.G esta muy adelante la velocidad de desplome/perdida aumentara , ya que para sostener la pesada nariz en vuelo se tendra que volar a un angulo de ataque mayor para producir ellevantamiento necesario, acercandonos al angulo de ataque de desplome. Si se tiene el e.G muy atras , la velocidad de desplome sera menor ya que no se necesita un angulo de ataque pronunciado , pero sera diffcil recuperar al avion de una condicion de barrena y desplome, ya que el momento efectuado por el e1evador es debil.

Centro de Gravedad , el punto sobre el que la aeronave se equilibra si fuera posible para suspender en ese punto. Es el punto teorico donde el peso total de la aeronave se sup one esta concentrado.

Bajas velocidades no necesariamente producen el desplome, el ala puede estar en un excesivo angulo de ataque a cualquier velocidad.

Peso Total, Factor de Carga, Potencia y la Posicion del e.G AFECTAN LA VELOCIDAD DE DESPLOME / PERDIDA.

El desplome ocurre al mismo angulo de ataque para un perfil alar en particular, independientemente del peso, factor de carga , actitud , velocidad 0 empuje / traccion .Sin embargo, cada uno de estos factores influyen en la velocidad de desplome. EI avion puede desplomarse a cualquier velocidad , en cualquier actitud y ajuste de potencia.

Caracteristicas del Desplome

Las diferentes formas del ala afectan de manera directa a la forma en que se produce el desplome del ala EI desplome se produce despues de alcanzar el CLmax y por 10 tanto la distribucion del coeficiente de levantamiento de cada secci6n del ala a 10 largo de la envergadura nos dara una indicaci6n de las secciones en las cua1es se iniciara el desplome.

Idealmente es conveniente que el desplome se inicie en las secciones del ala cercanas al empotre , produciendose en la regi6n cercana a la punta del ala a mayor angulo de ataque , esto con el objetivo de que los alerones mantengan su efectividad hasta un mayor angulo de ataque. Otra ventaja es que el desplome se produzca primeramente en la regi6n cercana al empotre y debido a que la turbulencia detras de la region desplomada provoca una vibraci6n del empenaje y de la porcion trasera del fuselaje , con 10 cual el piloto tiene una indicacion previa, deseable , de la proximidad del desplome total. Al producirse el desplome en la regi6n del empotre del ala, se reduce la

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velocidad inducida hacia abajo sobre el empenaje horizontal, aumentando el angulo de ataque del empenaje , con 10 cual se produce un momenta aerodinamico negativo (tendiente a bajar la nariz del avion). El ala rectangular es la mas deseable desde el punto de vista de la produccion del desplome ya que este se produce primero cercano al empotre , con las ventajas ya mencionadas.

Para retardar el desplome de las puntas de las alas hay varios metodos , un metodo es el de disminuir el angulo de incidencia (angulo formado por el Eje Longitudinal y la Cuerda del Ala) desde el empotre hasta la punta del ala; con esto la punta del ala opera a menor angulo de ataque que el empotre.

Otro metodo es construyendo las secciones del ala cercanas a la punta con perfiles aerodinamicos de mayor espesor que los del empotre.

La flecha hacia atras del ala tiene un efecto similar a reducir el efecto de la disminucion de la cuerda desde el empotre hacia la punta. Tiene la tendencia de desarrollar fuertes corrientes de aire a 10 largo de la envergadura 0 con componentes a 10 largo de la envergadura. La anterior tendencia es debido a que las secciones 0 perfiles aerodinamicos de la region cercana a la punta de las alas queda a sotavento de las secciones 0 perfiles cercanas al empotre y por 10 tanto la presion estatica negativa de la superficie superior de la region cercana a la punta tiende a atraer a la capa limftrofe del aire des de el empotre hacia la punta, el resultado es un aumento de espesor de la cama limftrofe en la region cercana a la punta y como vimos anteriormente , el aumento del espesor de esta capa facilita 0 acelera la separacion del flujo de aire.

EI desplome de las puntas provocado por el flujo a 10 largo de las Demi-envergadura hace que el C.P del ala se mueva hacia enfrente y esto produce un momenta inestable tendiente a subir la nariz del avion. La flecha hacia atras de las alas reduce la pendiente de la curva de levantamiento contra angulo de ataque y tambien reduce el CLmax .

Al analizar la produccion del desplome en un ala, debemos recordad el efecto de las aletas. EI angulo de ataque de desplome disminuye cuando se aplica Flaps, siendo la disminucion maxima en los Flaps de tipo Fowler.

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Velocidad de Desplome , Efecto del Angulo de Banqueo , Estela de las Helices, Condiciones Especiales

El desplome de las aeronaves ocurre invariablemente a un determinado angulo de ataque , cualesquiera que sea el peso, presion dinamica , angulo de banqueo del ala. Sin embargo, la velocidad de desplome de la aeronave si depende del peso, angulo de banqueo y otros factores, ya que se debe producir un levantamiento determinado y este es el producto de la presion dinamica, superficie alar y el coeficiente de levantamiento. En general, el ala de una aeronave esta disefiada para que el1evantamiento no diminuya bruscamente en toda la superficie 0 sea que una parte del ala produzca turbulencia y en otra parte exista aun el flujo laminar 0 sea que existe un desplome parcial, la parte de la semiala que primeramente entra en desplome es la parte central, para que los organos de control lateral (alerones) que den fuera de la zona de turbulencia y por 10 tanto mantenga su efectividad. Resulta que cuando se esta proximo a un desplome y por alguna razon bajara una semiala , no se debera corregir este movimiento con el uso del aleron, ya que al . flexionar el aleron hacia abajo para subir la semiala cafda se produce un aumento del angulo de ataque en la seccion de la semiala donde este el aleron y si no estaba desplomada esta seccion de la semi ala , la deflexion del aleron provocara el desplome 0 10 incrementara.

Zona turbuLenta

Serniala

Por esta razon , cuando despues de un desplome baja una semiala , debeni utilizarse el timon de direccion ya que este sigue efectivo y se puede provocar un movimiento sobre el eje vertical del avi6n de manera que la semiala cafda se desplace hacia del ante , esto produce un incremento en ellevantamiento en la semiala cafda.

La velocidad minima de cualquier aeronave en particular es funci6n directa de la CARGA ALAR (peso sobre la superficie alar), ya que mientras mas grande sea la carga alar, mayor sera la velocidad minima, las variaciones del peso de la aeronave afectan la velocidad minima 0 velocidad de desplome.

EI efeclo de los Flaps es reducir la velocidad de desplome , aumentando la superficie y combadura del ala. Pero al retraerlos , la velocidad de perdida aumenta ; tendremos una

reducci6n en la resistencia al avance pero tambien reduce ellevantamiento, y el avi6n volara mas lejos pero caenl mas nipido.

Efecto del Angulo de Banqueo

Cuando una aeronave esta en crucero mientras no ace1era en cualquier direcci6n , se dice que tiene un factor de carga de 1 , 1 G significa que las alas solo estan sosteniendo el peso actual de la aeronave , el factor de carga se incrementara conforme el angulo de alabeo / banqueo incrementa, esto causar que el avi6n entre en desplome a una mayor velocidad. Cuando efectuamos un viraje , la direcci6n total de levantamiento es inclinada , esto se logra dividiendo las fuerzas de levantamiento , as! una fuerza seguira siendo vertical oponiendose al peso, mientras que otra sera horizontal, cuando se entra en un viraje , la componente vertical de levantamiento disminuye y la componente horizontal de levantamiento aumenta , la componente horizontal de levantamiento hace a una aeronave virar. Cuando se vira , el factor de carga resulta en 2 fuerzas : Fuerza Centrifuga y Gravedad. EI factor de carga es el peso adicional cargado por las alas debido al peso mas fuerza centrifuga. Cuando se entra en un viraje constante tenemos que alzar la nariz incrementando el angulo de ataque para compensar la perdida del componente horizontal de levantamiento y generar mas levantamiento para mantener nuestra altitud. Si el factor de carga aumenta , es decir el peso soportado por las alas aumenta a tal punto de que sea mayor allevantamiento se entrara en un desplome/perdida.

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Efecto de la Estela de las Helices

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EI flujo de la estela de la helice en una aero nave es importante cuando se vuela a baja velocidad y gran potencia, como sucede en el despegue. La presion dimimica es mayor que la presion dimimica del flujo libre y ellevantamiento resultante es mayor. Cuando la potencia y por 10 tanto la traccion es alta, el flujo inducido por las helices tiene un efecto que evita la separacion del flujo a grandes angulos de ataque y por 10 tanto se aumenta el coeficiente de levantamiento maximo y el angulo de ataque de desplome. Por 10 anterior, si una aeronave esta ascendiendo con potencia al coeficiente de levantamiento maximo y repentinamente se pierde potencia , existira una perdida de levantamiento y por 10 tanto un desplome.

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En vuelo a coeficiente de levantamiento altos es importante considerar el efecto de la potencia sobre la velocidad de desplome. Los factores mas importantes son la relaci6n entre tracci6n/empuje de Mlice y la inclinaci6n del vector representativo de la tracci6n. De 10 anterior resulta que si una aeronave esta volando al angulo de levantamiento maximo y tiene una inclinaci6n y una magnitud de tracci6n relativamente pequefia , el efecto sobre la velocidad de desplome es despreciable , pero su el avi6n tiene una gran inclinaci6n y una gran tracci6n , y se vuelve al angulo de levantamiento maximo, requerira una velocidad menor para obtener ellevantamiento y la aeronave tendra una velocidad de desplome apreciable menor.

La formaci6n de hielo 0 de escarcha sobre el ala produce una disminuci6n del angulo de ataque de desplome, ya que una deformaci6n del perfil y una perdida del coeficiente de levantamiento maximo con 10 cualla velocidad de desplome es mayor. Ellevantamiento es reducido drasticamente , alterando el desempefio de la aeronave, el hielo interrumpe el flujo de aire suave sobre las alas, haciendo que se separe antes.

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Desplome de Alta Velocidad

El angulo de ataque de desplome se puede obtener a cualquier velocidad , siempre y cuando por medio de controles 0 por cualquier causa extema Begue el angulo de ataque del ala al angulo de desplome. EI desplome de alta velocidad en una picada se alcanza facilmente ya que para recobrar la picada , la aeronave debe describir una trayectoria circular, apareciendo una fuerza centrifuga que se suma al peso, por 10 que, el levantamiento tiene que alcanzar val ores mayores al peso, y se requerira un angulo de ataque mayor. Mientras mas rapidamente se trate de hacer la recuperacion , mayor sera la fuerza centrifuga y por 10 tanto mas levantamiento sera requerido, pudiendose provocar el desplome a mayor velocidad.

Tipos de Desplome

Power-off StallslDesplome sin potencia

Este desplome se simula en condiciones en las que la aeronave esta configurada durante la aproximacion y aterrizaje.

Power-on StallslDesplome con potencia

Este tipo de desplome se puede provocar durante el despegue , ascenso e idas al aire cuando el piloto falla en mantener control debido a la retraccion prematura de los Flaps o un excesivo cabeceo.

l Accelerated StallslDesplome acelerado

Es causado por un abrupto 0 excesivo mot miento de control. Ocurren durante virajes pronunciados 0 una rapida recuperacion de picada involucrando un factor de carga alto.

Secondary StallslDesplome secunda rio

Ocurre cuando jalamos demasiado rapido de un desplome , esto pasa cuando aumentamos el angulo de ataque muy rapido 0 no 10 reducimos 10 suficiente durante la recuperacion. Si se usa demasiada presiorl hacia del ante durante la recuperacion de un desplome , podrfamos causar un Desplorde negativo G.

. I Crossed-control StallslDesplome con controles cruzados

Ocurre cuando los controles de vuelo son cruzados, es decir que la presion del timon de direccion esta siendo apJicada en una direccion , mientras que los alerones son apJicados en la direccion contraria. Esto pas a cuando ejecutamos mal nuestro viraje final para alinearnos con la pista, esto provoca que la aeronave reduzca su velocidad por el incremento de resistencia al avance y el deslizamiento.

Elevator Trim StalllDesplome por compensador de elevador

Ocurre cuando nos vamos al aire despues de una aproximaci6n. En este caso el Trim del avion es ajustado para la configuracion y baja velocidad de aproximacion , que es en la posicion de nariz arriba. Conforme la potencia es apJicada para la ida al aire, la tendencia norma es de que la nariz se eleve , y si no se usa presi6n positiva para contrarrestar el efecto del Trim, la nariz seguira subiendo.

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Recuperacion del Desplome

La prioridad despues de que ocurre un desplome es de recuperar control positivo de la aeronave. Si no nos recuperamos prontamente reduciendo el angulo de ataque , un desplome secundario 0 barrena puede resultar. Un desplome secundario es causado por la pobreza en la tecnica de recuperacion del desplome, como tratando de mantener vuelo antes de obtener velocidad. Si entramos en un desplome secundario , debemos aplicar los procedimientos de recuperacion.

-Disminuir el angulo de ataque

-Aplicar la maxima potencia disponible

-Ajustar la potencia requerida y mantener vuelo coordinado

La velocidad de des pi orne es afectada por el factor de carga. En cualquier situacion que involucre un gran factor d~ cargjl , com9 la recuperacion de una picada , la velocidad de desplome aumentara. 1\(.((:I<rti<f~d 5/~11 0'0.1.--.

Barrena

Una barren a puede ser definida como un desplome agravado , que resulta en que la aero nave descienda en una forma espiral. Una aeronave en desplome es un prerrequisito para una barrena. Sin embargo, cuando un desplome es efectuado es importante mantener coordinada la maniobra donde ambas alas estan igual 0 casi igualmente en desplome. En contraste , una barrena e una maniobra descoordinada con un ala mas desplomada que la otra , en este caso la ala que esta totalmente en desplome se cae antes que la otra y la nariz del avion guifiara en la direccion del ala que bajo.

Para entrar en barrena un avion debe estar en un desplome. Aunque ambas alas esten en la condicion de desplome durante la barrena , una ala es mas desplomada que la otra.

Esto ocurre normalmente mientras se excede el angulo de ataque de desplome mientras se hace sin coordinacion, la falta de coordinacion es normalmente causada por la poca 0

mucha presion del timon de direccion. Esto resulta en una condicion de controles cruzados. EI avion rotara en la direccion en la que el timon de direccion es aplicado. Tambien puede ser causada por la fuerza de guifiada ocasionada por la falla de motor en un bimotor , 0 por el C.G desplazado lateralmente por un desbalance en la carga de combustible.

Fases de una barrena

Incipient Spin/Barrena Incipiente

Es la primera fase, y existe desde el momenta en que la aeronave se desploma y la rotacion comienza hasta que la barrena es totalmente desarrollada.

Fully Developed Spin/Barrena Totalmente Desarrollada

Ocurre despues de la barrena incipiente , cuando se comienza las velocidades angulares de rotacion , velocidad , y descenso vertical son estabilizadas y la trayectoria de vuelo es casi vertical.

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Spin RecoveryIRecuperaci6n de Barrena

Es la etapa final, y es la fase cuando la aplicaci6n de la fuerza anti-barrena resulta en una desaceleraci6n de la rotaci6n con su eventual cese en conjunto a una disminuci6n del angulo de ataque abajo del CLmax '

Less Stalled

Figure 3·47. The incipient spin usually occurs rapidly in light airplanes (about 4 to 6 seconds) and consists of approximately the first two turns. At about the half-turn pOint, the airplane is pointed almost straight down but the angle of attack is usually above that of the stall because of the inclined flight path. As the one-turn point approaches, the nose may come back up and the angle of attack continues to increase. As the airplane continues to rotate into the second turn, the flight path becomes more nearly vertical, and the pitching, rolling. and yawing motions become more stabilized. This is the beginning of the fully developed spin. The last phase, recovery,

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Recuperacion de Barrena .:rei \~ -Mover el acelerador en la posicio? de~~para eliminar el empuje y minimizar la perdida de altitud.

-Alerones en posicion neutral.

-Aplicar tim6n de direcci6n en la direcci6n opuesta ala rotacion.

-Aplicar fuerza en el elevador hacia delante , aproximadamente a neutral para recuperar el flujo de aire .

-Conforme la rotacion cesa (el desplome ha cesado) poner en posici6n neutral el tim6n.

-Gradualmente regresar a vuelo recto y nivelado aplicando fuerza en el elevador para ascender y recuperarse de la picada.

Consideraciones de Peso y Balance

Pesos altos general mente pueden resulta en velocidades de giro lentas , pero conforme la barrena progresa , pesos mas pesados tienen a causar un incremento en la velocidad del giro y el tiempo de recuperacion sera mayor. Si tenemos el e.G en la parte trasera hacen que la barren a se vuelva plana/flat.

Tipos de Barrena

Normal

Se caracteriza por un movimiento ligero de nariz abajo y , alabeo y guifiada en la misma direccion.

Invertida

La aeronave esta girando al reyeS con la guifiada y alabeo ocurriendo en direcciones opuestas. La barrena invertida ocurre normalmente durante maniobras acrobaticas.

Plana

Este tipo de barrena puede ser mortal y peligrosa. Aquf la aeronave solo empieza a guifiar sobre su eje vertical con una posici6n de cabeceo aproximadamente nivelada con el horizonte. La recuperacion de esta barrena es virtualmente diffcil 0 imposible , excepto en aviones especializados en maniobras acrobaticas.

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ERECT SPIN

RQiHllldYaw in Same: Oirec1ion

Factor de Carga

INVERTEDSP1N

Roll Slid Ya'll i~ O"'p .' " .. "'.sIte DlreC\iol\!:l

El Factor de Carga es la relacion de carga soportada por las alas del avion con respecto al peso actual de la aeronave y su contenido.

Cuando una aeronave esta volando en lfnea recta a una velocidad constante , es decir cuando no esta acelerando en alguna direccion; todas las fuerzas que actuan en el avion estan en equilibrio, por 10 que tiene un factor de carga de 1 G , 10 que quiere decir que las alas solo estan soportando el peso actual de la aeronave. El factor de carga se mide en Gs (aceleracion de la graved ad) , una unidad de fuerza que equivale ala fuerza ejercida por la graved ad en un cuerpo que reposa e indica la fuerza a la cual el cuerpo esta sujeto cuando es acelerado. Cualquier fuerza aplicada sobre la aeronave que la mueva de su lfnea de vuelo recta, produce estres/tension sobre su estructura , y la cantidad de esta fuerza es el factor de carga.

Si la aeronave varia de la condicion de vuelo recto y nivelado (velocidad constante) , las fuerzas que actuan sobre el avion estanln desbalanceadas , la sum a de estas fuerzas nos dara una fuerza unica 0 un par de fuerzas que es la que produce la aceleracion. Una fuerza , igual en magnitud y de sentido contrario a la fuerza desbalanceada mantendra a la aeronave en equilibrio , esta fuerza representa la inercia 0 tendencia de la aero nave a permanecer en su estado original. Cuando estamos en una montana rusa , podemos sentir la fuerza resultante creada por la combinacion de la fuerza centrfpeta y la inercia que resultan en un incremento en la presion hacia el asiento. Esta presi6n es un incremento positivo en el factor de carga que causa la sensacion de sentimos mas pesados durante un giro.

Cuando empujamos el mando del avi6n hacia delante experimentaremos la sensaci6n de que nuestro peso ha disminuido repentinamente , esto es causado por la inercia tratando de mantener tu cuerpo moviendose hacia del ante mientras la aeronave desciende en picada alejandose de su trayecto original de vuelo. Si los efectos de la inercia y la fuerza centrfpeta son cancelados uno al otro , experimentaremos una sensaci6n de ausencia de peso de OG's. Si la inercia supera a la fuerza centrfpeta , pueden hacerse cargas de G's negativos.

Fuerza Centrfpeta, es la fuerza que busca el centro, dirigida hacia adentro hacia el centro de rotaci6n creado por la componente horizontal de levantamiento en un viraje.

Fuerza Centrifuga, es la fuerza dirigida hacia el exterior, que se opone a la fuerza centrfpeta , resultante del efecto de la inercia durante un viraje.

Inercia, es la propiedad de los cuerpos de resistirse al cambio del movimiento, es decir, es la resistencia al efecto de una fuerza que se ejerce sobre ellos. Como consecuencia, un cuerpo conserva su estado de reposo 0 movimiento uniforme en llnea recta si no hay una fuerza actuando sobre el.

Factores de Carga en Virajes

Una fuerza que actua sobre cierta masa creara una aceleraci6n proporcional. Mientras mas fuerza ejerzamos sobre los con troles de vuelo para cambiar la trayectoria de la aeronave fuera de su llnea recta, mayor aceleraci6n sentiremos. Este incremento en peso que sentimos durante el viraje es debido a la inercia de nuestro propio cuerpo que trata de continuar la trayectoria recta en vez de la trayectoria del viraje en la aeronave.

Conforme se aumenta el angulo de banqueo , la componente vertical de levantamiento disminuye mientras es mas ellevantamiento total en direcci6n horizontal. Para compensar la perdida en parte de la componente vertical de levantamiento en un viraje , temeos que incrementar el angulo de ataque.

En un viaje horizontal, el ala debe inclinarse de tal manera que la fuerza de levantamiento actue en una direcci6n oblicua a la vertical. La componente vertical del levantamiento balance el peso y la componente horizontal causa la aceleraci6n hacia adentro.

La fuerza que actua hacia el centro del viraje es la que causa la aceleraci6n radial y es Hamada fuerza centrfpeta, de sentido contrario ala fuerza centrfpeta es la fuerza centrifuga , la cual representa la tendencia de la aeronave a permanecer en su movimiento de lfnea recta.

Ellevantamiento en una la debe ser igual en magnitud y direcci6n opuesta a la sum a vectorial del peso y la fuerza centrifuga , por 10 tanto el factor de carga en un viraje es la relaci6n de este levantamiento con respecto al peso de la aeronave. Mientras el levantamiento de las alas ejercen una fuerza sobre cada parte del avi6n , incrementando el factor de carga. Un viraje pronunciado significa un gran componente horizontal de levantamiento , 10 cual corresponde a un mayor factor de carga. Mientras se pierde parte de la componente vertical de levantamiento por 10 que tambien debemos incrementar el angulo de ataque para compensar la perdida de la componente vertical de levantamiento y generar ellevantamiento requerido para mantener nuestra altitud, incrementando el levantamiento total de la aeronave imponemos cargas que deben ser soportadas por las alas. El peso adicional cargado por las alas es debido al peso mas la fuerza centrffuga.

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!fA.Nt<. ANGLE IN DeGREES

EI factor de carga constante generado durante un viraje coord ina y nivelado , no depende del regimen, velocidad 0 radio del giro, depende directamente del angulo de banqueo. EI factor de carga en una aeronave incrementara conforme el angulo de banqueo es aumentado, tambien la velocidad de desplome aumentara. Un cingulo de banqueo de 60° significa que el factor de carga es de 2 G's , 10 que significa que las alas estan soportando 2 veces el peso de la aeronave. Aumentando el factor de carga causara a una aeronave a desplomarse a una velocidad mas alta.

El factor de carga es la relaci6n entre ellevantamiento generado por las alas en cualquier momenta dividido por el peso total de la aeronave. Toma en cuenta los efecto de la aceleraci6n sobre los contenidos de la aeronave.

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Factores de carga en Picadas y Recobradas

Cuando una aeronave es recuperada de una picada , se somete al piloto a 3G's , esto significa que sera presionado hacia el asiento con una fuerza equivalente a 3 veces su peso. Si se empuja el mando hacia del ante , el movimiento del elevador sera hacia abajo, este movimiento hace que la cola de la aeronave se mueva hacia arriba y la nariz hacia abajo, si el movimiento del mando fue mas 0 menos rapido de manera que la cola del avi6n se levante subitamente , la cantidad de movimiento sostendra la aeronave hacia delante en una trayectoria horizontal.

La direcci6n relativa del aire sobre la parte superior del ala formara un angulo de ataque negativo y por consiguiente un levantamiento negativo. La cantidad de movimiento adopta ellugar del peso y actua horizontalmente hacia delante, Condici6n de vuelo invertido. Durante el vuelo invertido ,el vuelo se efectua a un lingulo de ataque negativo bastante grande y por consiguiente con gran resistencia al avance, de manera que la velocidad del aire sen! relativamente baja. Al entrar en una pic ada , el piloto mantiene la nariz del avi6n abajo , de 10 contrario con el aumento de la velocidad , la sustentaci6n adicional sacarfa a la aeronave de la picada. Si se jala bruscamente es po sible que el aire sea como se muestra y , y se llegue a un desplome secundario.

Durante el breve instante en que el flujote aire es como el mostrado en la figura, el coeficiente de sustentaci6n es mucho mayor que el considerado normalmente. EI coeficiente de sustentaci6n maximo y el factor de carga es muy grande. Por eso las salidas bruscas de las picadas son peligrosas. En la salida de una pic ada , la fuerza de sustentaci6n en el avi6n debe ser tal que, al descomponerse en dos componentes, una de ella equilibre al peso y la otra produzca aceleraci6n.

Por Rafagas de Viento

Cuando una aeronave se encuentra yolanda en condiciones variables de viento , severas cargas son producidas por repentinas nifagas vertic ales , estas cargas se vuelven mayores con el incremento de la velocidad. La aeronave puede encontrarse con componentes del viento , tanto horizon tales como verticales.

La Rafaga de Viento Horizontal, Modifica la presi6n dinamica del aire sobre la aeronave sin modificar el angulo de ataque en una forma apreciable.

RAFAGA HORIZON­TAL ... -e!-------~

... V

R

AUMENTO DiE PRESION DINAMICA

Rafaga de Viento Vertical

No produce una variacion apreciable en la presion dimimica pero si varia el cingulo de ataque, por 10 anterior, el factor de carga cambia relativamente poco con una rafaga horizontal, mientras que la rafaga vertical tiene un efecto apreciable en el factor de carga. Uno de los requerimiento de disefio de una aeronave es el de resistir las cargas producidas por una carga vertical de 30ftlseg.= 9. 14mts/seg. (generalmente lOmts/seg.). El factor de carga debido a una rafa vertical es muy grande cuando se esta volando a altas velocidades (cingulo de ataque pequefio).

RAFAGA VERTICAL

AUMENTO DEL ANGULO DE ATAQUE

Factor de Carga en Maniobra

Virajes

Como vimos , conforme se aumenta el angulo de banqueo aumenta , tambien 10 hara el factor de carga.

Desplomes

Es normal que cuando se entra en un desplome , no produce un factor de carga arriba de 1 G, conforme el desplome continua, este valor podrfa reducirse a 0 , donde parece que nada parece tener peso. El piloto podrfa experimentar una sensacion de "flotar libre en el espacio". Si se recupera del desplome empujando el mando hacia delante ,cargas negativas se producircin (esas que imponen baja carga sobre las alas y eleva al piloto de su asiento). Durante la recuperacion de un desplome , cuando 1evantamos la nariz, significantes factores de carga son provocados.

Barrenas

La recuperacion de una barrena implica altas velocidades , la nariz mas hacia abajo de 10 comtin y por 10 tanto mayores factores de carga. Los factores de carga en una barrena dependen de las caracterfsticas de la barrena.

Desplomes de Alta Velocidad

La unica manera de hacer que este desplome ocurra es con una velocidad mayor a la de desplome que involucre la imposici6n de factores de carga, esto puede ser logrado si se jala la columna de mando.

Factor de Carga Limite y Ultimo

La cantidad de estres/tensi6n , 0 factor de carga , que una aeronave puede soportar antes de causar dana estructural es expresado como el Factor de Carga Limite de la Aeronave. Encontramos estos limites de factor de carga se encuentran publicados en el manual de operaci6n de la aeronave en terminas de maximos G's positivos 0 negativos.

Diagrama V-g

Es la grafica que muestra los factores de carga limite para un aeronave en especifico con una variedad de velocidades. Se llama grafica V-g porque muestra V-velocidad contra G-cargas G 0 factor de carga. Las Hneas curvas son la maxima capacidad de levantamiento. Otros 2 puntos importantes en el diagrama es ,

1) El punto de intersecci6n del limite positivo de factor de carga y la linea de maxima capacidad de levantamiento. La velocidad en este punto es la minima velocidad a la cual el factor de carga puede ser sostenido aerodinamicamente. Cualquier velocidad mayor que esa , provoca una capacidad de levantamiento suficiente para danar la estructura de la aeronave , a altas velocidades la capacidad de 1evantamiento del ala es muy grande que el factor de carga puede exceder rapidamente ellimite de seguridad. Contrariamente cualquier velocidad menor a esta no provocara levantamiento positivo capaz de causar dana ala aeronave.

2) La intersecci6n del limite negativo de factor de carga y la linea de maxima capacidad de levantamiento negativo. Una velocidad mayor a esta puede provocar capacidad suficiente de levantamiento negativo que puede danar a la aeronave; una velocidad menor a esta no provoca suficiente levantamiento negativo capaz de danar a la aeronave por cargas excesivas de vuelo.

Ellimite de velocidad (linea roja) esta designada como un punto de referencia para la aeronave. Si se intenta volar a una mayor a esta , podrfamos causar dana estructural 0

falla estructural.

75

7

5

o

-1

-2

(10 100 120 140 160 leo 200 .220 240

)t1cti<:aleCl Air~peed MPH

Velocidad Maxima de ManiobraIManeuvering Speed

1) VA representa la maxima velocidad util en la que podemos hacer movimientos en los controles de forma abrupta sin causar dana al fuselaje. EI punto de intersecci6n del limite positivo de factor de carga y la linea de maxima capacidad de levantamiento. La velocidad en este punto es la minima velocidad a la cual el factor de carga puede ser sostenido aerodinamicamente. Cualquier velocidad mayor que esa , provoca una capacidad de levantamiento suficiente para danar la estructura de la aeronave , a altas velocidades la capacidad de levantamiento del ala es muy grande que el factor de carga puede exceder rapidamente ellimite de seguridad. Contrariamente cualquier velocidad men or a esta no provocara levantamiento positivo capaz de causar dana ala aeronave. Mientras la velocidad sea mayor , grandes cantidades de carga pueden ser impuestas antes que el desplome ocurra. Esta marcado en el diagrama V -g donde la curva de desplome intersecta al factor de carga limite positivo, si se opera debajo de esta velocidad de maniobra , y las cargas G incrementa mucho , el avi6n entrara en desplome antes de que se exceda algun factor de carga limite y danemos la estructura de la aeronave. VA normalmente no esta indicada en el velocfmetro , ya que puede variar con el peso total de la aeronave , V A disminuye (obtiene un valor menor) si el peso disminuye , ya que una aeronave ligera esta sujeta a una mayor aceleraci6n por turbulencia y rachas , puede ser maniobrada facilmente , se necesitara menor velocidad para exceder los factores de carga limite ya que no hay tanto peso, requiriendo menor velocidad y fuerza para desplazar la masa (2da Ley de Newton). La cantidad de exceso de carga que puede ser impuesta en el fuselaje depende la velocidad del avi6n.

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V NO es la maxima velocidad estructural en crucero durante operaciones normales , mientras VNE es la velocidad de nunc a se debe exceder, Never Exceed Speed. Arriba de VNE el disefio para los limites de factores de carga puede ser excedidos si rafagas de viento son encontradas , causando dafio 0 falla estructural.

Cargas al Aterrizar

Durante el aterrizaje de las aeronaves se producen fuertes cargas en el tren de aterrizaje , siendo mayores cuando l~ aeronave opera en su peso maximo 0

I cuando la velocidad vertical de descenso es relativamente ala al hacer contacto con la pista de aterrizaje. EI tren absorbe la energia vertical de la aeronave al hacer contacto con la pista y los amortiguadores del tren de aterrizaje deben disipar la energfa cinetica de la aerobave. EI factor de carga al aterrizar sera la relaci6n entre la fuerza sobre el amortiguador y el peso total de la aeronave. Se puede notar el efecto del recorrido efectivo del amortiguado, Ya que un mayor recorrido efectivo reduce el factor de carga; en cambio el efecto de la velocidad vertical puede producir un aumento en el factor de carga cuando la velocidad vertical es grande. Efectos Aeroelasticos Diversas componentes de la aeronave y los motores deben ser capaces de operar sin ruptura 0 deformaci6n permanente durante su vida de servicio. La repetici6n de las cargas en operaci6n pueden producir dafios por Fatiga en la estructura metalica.

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Los requerimientos de resistencia a la fatiga se basan en los efectos acumulativos de las cargas cfclica so repetidas a que esta sujeta la estructura. Se ha considerado ala estructura como infinitamente rfgida , pero existiran casos en los cuales se produzcan deformaciones 0 deflexiones el<isticas , las cuales afectaran las caracterfsticas aerodimimicas. La Rigidez , es la capacidad de resistir deflexiones 0 deformaciones La Resistencia , es la capacidad de resistir una carga Si se opera a peso maximo de despegue ese factor de carga producira deformaciones permanentes.

Amilisis de las actuaciones de los aviones

Vuelo Recto y Nivelado

Durante el vuelo , la fuerzas actuando sobre la aeronave son Levantamiento/Sustentacion , Peso, TraccionlEmpuje y Resistencia al A vance, durante el vuelo no acelerado (el avion no aumenta ni disminuye su velocidad , mantiene una velocidad constante) estas fuerzas estan en equilibro y Levantamiento equivale a Peso, TraccionlEmpuje a Resistencia al A vance. Hay una correspondiente velocidad indicada para cada angulo de ataque para generar suficiente levantamiento para mantener altitud. Para generar la misma cantidad de levantamiento Isustentacion al incrementar la altitud , se debe volar un avion a una mayor Velocidad Verdadera para cualquier angulo de ataque determinado.

Viraje

La Ira Ley de Newton dice que un objeto tiene a permanecer en movimiento en lfnea recta, a menos de que una fuerza exterior actue sobre el. Con el fin de hacer virar a un avian, tenemos que ejercer fuerza en los mandos, y esto causa una aceleracion. Antes de que un avian vire se debe superar la inercia , 0 la tendencia de continuar en lfnea recta. Esta fuerza se crea mediante el uso de alerones y la direccion total del levantamiento es inclinada, esto se logro dividiendo la fuerza de levantamiento, asf que una componente sigue siendo vertical para oponerse al peso, y otra actua horizontal. La componente horizontal de levantamiento hace a un avian virar. La fuerza centrifuga es la fuerza "contraria e igual" del avian al cambio en direcci6n y actua igual y contrariamente a la componente horizontal de levantamiento. Esto explica porque , en un viraje la fuerza que hace virar a la aeronave no viene del timan de direccion. El timon de direccion es usado para corregir cualquier desviacion entre la trayectoria recta de la nariz del avion con la cola. Un buen viraje es cuando la nariz y la cola del avian siguen el mismo trayecto sobre el recorrido. Si el timan de direccian no es usado , la nariz del avian guifiara afuera del viraje, por eso el timon se usa para traer la nariz de vuelta ala lfnea con el viento relativo. Si se aumenta la velocidad durante un viraje ,se aumenta el radio de accion , y la fuerza centrifuga es proporcional al radio de accion . En un viraje efectuado correctamente la componente horizontal de levantamiento es equivalente y opuesta a la fuerza centrifuga. Si se aumenta la velocidad aumenta el radio aumentara, este radio puede causar un incremento en al fuerza centrifuga, que debe ser balanceada con un incremento en la componente horizontal de levantamiento , o sea aumentando el angulo de banqueo.

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En un Viraje de Derrape, resulta del exceso de fuerza centrifuga sobre la componente horizontal de levantamiento, jalando ala aeronave hacia fuera del viraje. EI regimen de viraje es demasiado grande para el angulo de banqueo. La correcci6n del derrape involucra la reducci6n del regimen de viraje (disminuir potencia) 0 incrementar el angulo de banqueo , 0 una combinaci6n de amabas. Si el angulo de banqueo no es suficientemente grande para que la componente horizontal de levantamiento equilibre la fuerza centrifuga.

En un Viraje CoordinadolNormal, la fuerza centrifuga y la componente horizontal de levantamiento son iguales , y la nariz de la aeronave apunta en al direcci6n de la trayectoria del giro.

Figure 4 .. 29. NOl-w.nl, sUpping, ftnd skidding turn"',

Efecto de la velocidad Translacional

La Velocidad angular es directamente proporcional al angulo de banqueo e inversamente proporcional a la velocidad translacional de la aero nave , por 10 tanto un aumento en la velocidad translacional disminuye la velocidad angular del viraje. La posibilidad de que una aeronave determinada efectue un viraje a diferentes angulos de banqueo depende de varios factores , siendo estos:

a) Limite Aerodinamico b) Limite de Potencia c) Limite Estructural

Ellimite aerodinamico nos da el radio de viraje minima que puede obtenerse de una aeronave en particular cuando se opera al coeficiente de levantamiento maximo. Si la velocidad translacional se aumenta arriba de la velocidad de desplome y la aeronave mantiene operando al coeficiente de levantamiento maximo, podra efectuarse un viraje cuyo radio dependera de la velocidad al cuadrado, sin embargo el aumento de velocidad translacional aumentara el angulo de banqueo y el correspondiente factor de carga.

Para disminuir el radio de viraje es necesario aumentar el angulo de banqueo , pero el aumento del factor de carga nos dara un radio de viraje limite que puede resistir la aeronave por razones estructurales. Por 10 tanto existe un angulo de banqueo maximo correspondiente al factor de carga limite que puede resistir la aeronave. A la velocidad de desplome , por razones aerodinamicas , el radio de viraje es grande y por razones estructuraIes el radio de viraje es el minima absoluto, 0 sea que habra un radio de viraje minima para una determinada velocidad translacional , limitada por el angulo de banqueo como por la tracci6n y potencia disponible.

Una reducci6n de velocidad debajo de la de maniobra, el radio de viraje no podni reducirse debido a que es necesario reducir el angulo de banqueo y por razones aerodinamicas la aeronave no podra sostenerse con ese angulo de banqueo a una velocidad menor que al de maniobra.

Radio de Acci6n y Regimen de Viraje I Velocidad Angular

Dos mayores componentes definen el desempefio durante un viraje, estas son radio del viraje/acci6n y regimen de viraje.

Rate of Turn I Velocidad Angular

Regime/Rango de Viraje, se refiere a la cantidad de tiempo que Ie tomara a un avi6n virar a un especifico numero de grados(hablando de rumbo). Si se vuela a la misma velocidad y angulo de banqueo , cada aeronave virara al mismo regimen/velocidad angular. Si la velocidad es aumentada y el angulo de banqueo se mantiene , el regimen de viraje Ivelocidad angular disminuira, y 10 contrario ocurrira si se mantiene una velocidad constante pero el angulo de banqueo incrementa, esto resultara en un rapido regimen de viraje.

Radius of Turn

Radio de Acci6n1Viraje, la cantidad de distancia horizontal que una aeronave usa para completar su viraje. El radio de acci6n tambien depende de la velocidad de la aeronave y su angulo de banqueo. La relaci6n es opuesta al regimen de viraje , si la aeronave incrementa su angulo de banqueo pero mantiene su velocidad , el radio de acci6n disminuye.

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When ang!e.qftJaOk' ishela oorlst~nt; a sJo~ei &lrsjJeed\Mlf . r€sulUn asmaU@.f, tom malus and ':c

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Techo de Operacion

Es la altitud de presion donde el maximo regimen de ascenso es de 100 f.p .m , para aeronaves con 2 motores , el techo de operacion con un motor inoperativo es la altitud de presion donde el avion solo puede ascender 50 f.p.m con la helice horizontal.

Potencia Requerida y Potencia Disponihle

Ciclo Otto

Admision, En esta carrera el embolo se mueve del punto muerto superior (PMS) al punto muerto inferior (PMI) estando la valvula de admision abierta para admitir una mezcla de combustible-aire variable a una presion y temperatura consideradas constantes.

Compresion, En esta carrera se efectua la compresion de la mezcla aire-combustible. EI espacio que queda entre la cara superior del embolo aillegar al punto muerto superior y la cabeza interior del cilindro constituye el volumen de la camara de explosion.

Explosion y Trabajo, Cuando salta la chispa electrica en la bujfa e infama la mezcla caliente y comprimida. La rapidez de la combustion se produce tan rapidamente que no hay cambio apreciable en el volumen, aumentando la presion la energfa se desarrolla y se devuelve en forma de trabajo mecanico originado por una expansion.

Escape y Barrido de Gases Quemados, En este punto se abre la valvula de escape, la presion cae hasta la presion atmosferica de tal modo rapida que se considera a volumen constante desalojando calor hacia el exterior.

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EI Power

El inicio de la compresion se realiza a una presion menor que la presion atmosferica , de tal modo que el punto del fin de compresion queda abajo del teorico.

Presion Media Efectiva Indicada

Sobre el embolo del motor, durante la carrera de expansion actuan 2 presiones.

a) La presion que actua sobre la cabeza del embolo, debido a los gases de combustion

b) La presion atmosferica que actua en el interior del embolo.

Presion de Expa.nai6n

"p:re(lidu Atmosf~rica VISTA EN CORTE

La presion que empuja hacia abajo al embolo , es la diferencia entre la presion de explosion y la presion atmosferica , a esta presion se Ie llama presion efectiva.

Carga sobre el Embolo, Por definicion la fuerza que actua sobre el embolo sera el producto de la presion media efectiva indicada por el area del cilindro.

Trabajo por Carrera, Por definicion el trabajo realizado es el producto de una fuerza por la distancia recorrida.

Potencia, Es el trabajo realizado en la unidad de tiempo.

Potencia y Traccion requerida , variaciones con la altitud

La resistencia al avance total define la magnitud de la traccion requerida para mantener el vuelo recto y nivelado, no acelerado.

La Potencia Requerida depende de la TraccionlEmpuje requerida y de la velocidad translacional. La Potencia Total Requerida se considera como la suma de la potencia inducida requerida y la potencia parasita requerida.

Variacion de la Potencia con la Altitud y la Temperatura

La variacion de la potencia con la altitud esta relacionada con el efecto de la presion atmosferica, a nivel de mar, la proporcion de oxigeno por metro cubico de aire tiene cierto valor, el cual decrece a medida que disminuye la presion atmosferica.

La potencia indicada de un motor es afectada por esta disminucion de oxigeno , ya que siendo constante el volumen de los cilindros existe menor cantidad de oxigeno para quemar el combustible. La potencia indicada varia directamente con la presion atmosferica.

Variacion con la Temperatura, La temperatura de la mezcla explosiva en el caso del motor Otto que penetra al motor del cilindro , es propiamente la temperatura ambiente. La potencia de un motor de explosion varia en razon inversa a la temperatura absoluta.

Un cambio de elevacion puede producir tambien cambios apreciab1es en la traccion/empuje y potencia requerida. Un aumento de altitud provoca que la curva de traccion/empuje se desplace hacia la derecha 0 sea hacia la mayor velocidad.

Al aumentar la elevacion , la velocidad minima para mantener vuelo recto y nivelado va aumentando.

Efecto de la Elevacion sobre el Radio de Accion y Autonomia

Para obtener la mejor performancia en travesfas existen dos maneras generales para volar; una es la forma en que se obtiene la maxima distancia de vuelo para una carga determinada de combustible y la otra es volando de manera que una distancia fija se obtenga con el minimo con sumo de combustible.

EI radio de accion especifico maximo se obtiene con la relacion maxima de velocidad entre con sumo de combustible.

El concepto Radio de Accion involucra la consideraci6n de la distancia por volar, La Autonomfa involucra la consideracion del tiempo volado.

Aunque la velocidad verdadera es mayor con la elevacion , la aeronave , si se vuela al mismo peso y al mismo coeficiente de levantamiento , requerira una velocidad equivalente al nivel del mar que a los 22,000ft. La resistencia al avance de la aeronave a mayor altitud es identica ala resistencia al avance a nivel del mar. Pero al aumentar 1 velocidad verdadera , resulta una potencia mayor requerida.

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Un cambio de elevaci6n produce cambios identicos en la velocidad verdadera y en la potencia requerida , la proporci6n entre estos factores no cambia y por 10 tanto no cambia el radio de acci6n especifico. Para obtener la mayor autonomfa las aeronaves deben operarse en configuraciones limpias y condiciones tales que la potencia requerida sea la menor.

Influencia del Cambio de Peso y Potencia sobre las Performancia de la Aeronave

Un aumento en el peso de la aeronave , aumenta la resistencia al avance inducida debido a que es necesario incrementa ellevantamiento para sostener a la aeronave 0

aumentar su velocidad translacional, la resistencia inducida esta en funci6n del levantamiento y este a su vez aumenta con el angulo de ataque. El aumento en la resistencia al avance inducida producida por el incremento del peso, tambien aumenta la tracci6n y potencia requerida. La resistencia inducida predomina a bajas velocidades translacionales asf como la potencia inducida requerida. Por 10 tanto el efecto del peso a estas velocidades sera mayor y cuando se opere a altas velocidades , el efecto del peso producira variaciones poco apreciables en la potencia, debido a que en estas velocidades predomina la resistencia al avance paras ita.

Un cambio de peso afecta ala velocidad translacional, 0 sea que se tiene que operar a un velocidad diferente para conservar el mismo valor promedio del coeficiente de levantamiento y angulo de ataque del ala.

En vuelo recto y ni velado no acelerado , la aeronave se opera a un determinado coeficiente de levantamiento , pero si se Ie varia su peso, debera variar su velocidad translacional proporcionalmente al aumento del peso.

Variacion de la Potencia y Traccion Requerida

Con respecto a la potencia requerida , existe una condici6n similar cuando se aumenta el peso y se desea seguir conservando el mismo coeficiente de levantamiento. Volando a un determinado coeficiente de levantamiento , cualquier cambio del peso de la aeronave produce un cambio en la tracci6n requerida.

Performancia en Ascenso , Variacion de la Velocidad Ascensional

Durante el ascenso la aeronave aumenta su energfa potencial debido al aumento de altitud. Para aumentar la energfa potencia se requiere una erogaci6n de energfa propulsiva en exceso de la requerida para mantener vuelo recto y nivelado, 0 bien la erogaci6n de energfa cinetica de la aeronave. Normalmente se asciende convirtiendo energfa propulsiva a energfa potencial.

La performancia de la aeronave en ascenso , no acelerado , es una condici6n de vuelo en que la aeronave esta en equilibrio pero variando su altitud.

Velocidad Ascensional

Cuando la potencia disponible es menor que la requerida se produjera un regimen de descenso.

Por 10 anterior, para una condici6n de vuelo no acelerado , el control de la potencia del motor, es el control fundamental para ascender 0 descender.

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La velocidad ascensional sera cera, cuando la potencia disponible sea igual a la potencia requerida.

El exceso de potencia maxima se obtiene a una velocidad translacional determinada y es precisamente a esta velocidad translacional en la cual se obtiene la maxima velocidad de ascenso. Un aumento 0 disminucion de esta velocidad translacional , disminuye la velocidad de ascenso.

La performancia en ascenso de una aeronave convencional de motor reciproco y Mlice se ve afectada por varios factores , siendo los mas criticos ; el peso de la aeronave , elevacion Densimetrica y la performancia del motor.

Efecto del Peso Sobre el Radio de Accion

La variacion del radio de accion especifico con velocidad translacional se ve afectado por tres factores principales , el peso de la aeronave , la elevacion Densimetrica y las caracteristicas aerodinamicas .

El termino "control de crucero" de una aeronave comunmente empleado , implica que la aeronave se esta operando de manera de mantener la condicion recomendada para una larga travesia , a traves de toda la ruta. El peso total de la aeronave va diminuyendo durante la travesia debido al consumo del combustible y por 10 tanto la velocidad translacional optima as! como la elevacion y el control de potencia optimo podrei variar.

Al irse consumiendo el combustible y disminuyendo el combustible y disminuyendo el peso de la aeronave , la velocidad translacional y el control de potencia optimas pueden disminuir 0 la elevacion optima puede aumentar. Adicionalmente , el radio de accion especifico optimo aumentara.

La condicion de maxima autonomia se obtiene a la velocidad translacional don de la potencia requerida es minima ya que en esta condicion el motor consume el minimo de combustible por hora par a mantener a la aeronave en vuelo recto y nivelado a velocidad constante.

Cuando el peso del comestible es un porcentaje pequeno del peso total de la aeronave y el radio de accion es pequeno, el procedimiento para controlar el crucero puede simplificarse esencialmente utilizando velocidad con stante y un control de potencia tambien constante a traves de la travesia . Sin embargo, cuando la travesfa es larga y la aeronave tiene un peso de combustible que es un porcentaje apreciable del peso total, debe llevarse un control adecuado de la velocidad translacional y de los cambios de potencia.

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Vuelo Descendente

Un planeo con demasiada pendiente es comunmente llamado pic ada. Durante el vuelo de planeo se considera que la Mlice no produce tracci6n.

Fuerza que Aetnan en el Planeo

-Levantamiento

-Resistencia al A vance

-Peso de la aeronave

En el angulo que forma la trayectoria de planeo con respecto a la horizontal es llamada angulo de planeo.

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La relaci6n LID (lift/drag) es conocida como fineza , y de la formula anterior se puede observar que la tangente del angulo de planeo , que es inversamente proporcionai a la fineza de la aeronave. EI punto bajo de la Resistencia Total es la velocidad optima de pianeo.

Valid fora given altitude, weight, and configuration ..

MINIMUM DRAG

OR (VD) MAX

AIRSPEED (MPH)

Distancia Horizontal de Planeo

PARASITE DRAG

Manteniendo el menor angulo de planeo , se puede recorrer la mayorfa distancia horizontal en un descenso , el piloto puede entonces a1canzar una pista de aterrizaje de emergencia y aterrizar. La distancia horizontal verdadera que se puede a1canzar es una funcion de la altitud de la aeronave cuando el motor se para.

LID

La relacion Levantamiento a Resistencia al A vance, fineza (LID) puede ser usada para medir la eficacia del planeo de una aeronave. EI angulo de ataque resultante en una menor Resistencia al A vance del avion sera dada en maxima finesa 0 la maxima relacion levantamiento - resistencia al avance LlDmax.

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Velocidad de Planeo

A cierto peso, la fineza maxima 0 la maxima relaci6n Levantamiento - Resistencia al A vance LID max correspond era a una determinada velocidad. Esta velocidad es Hamada velocidad optima de planeo. En mucho casos , esta velocidad nos dar la distancia maxima de planeo, durante un paro de motor. Mantener la velocidad de planeo es extremadamente importante ya que cualquier otra velocidad diferente a la velocidad optima de planeo generara mayor resistencia al avance. Si nuestra velocidad es mayor, la resistencia parasita aumentara ; y si descendemos muy lentamente la resistencia inducida aumentara.

Maximo Rango

Se puede decir que la velocidad que produce el mejor rango de planeo durante un paro de motor, podrfa ser la mas eficiente en terminos de economfa de combustible. Si volamos a LlDmax , podremos ir a la maxima distancia posible por cantidad de combustible quemado. Eficiencia no se equipara con velocidad. Sin embargo es importante recordar que la velocidad para LlDmax varia con el peso total de la aeronave.

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El angulo de ataque para LlDmax no varia significativamente , ya que el peso determina la eantidad de levantamiento que debe ser generado para el vuelo recto y nivelado , la velocidad que produce ese levantamiento varia con el peso. Conforme el peso de la aeronave disminuye , la velocidad para LlDmax tam bien disminuini.

Factores que Afectan el Planeo

En general, manteniendo la velocidad optima de planea nos asegurara un optimo planeo , sin embargo, algunos faetores pueden afeetar la efieieneia del planeo. Estos faetores que afectan el planeo son peso, configuraci6n de la aeronave y viento.

Peso

Variaeiones en peso no afectan el radio de planeo de una aeronave , sin embargo, hay velocidades especificas las cuales son optimas para un peso determinado. Dos aeronaves aerodinamicamente identic as con diferentes pesos pueden planear la misma distancia desde la misma altitud. Esto se logra si la aeronave pesada es volada a una veloeidad mayor que la aeronave ligera. Tambien las aeronaves pesada se hundiran mas rapido y a1canzaran el terreno pronto, pero viajara la misma distancia que la aeronave ligera , solo que su descenso sera mas rapido.

Configuraci6n

Una vez establecido en un estado de equilibrio para una veloeidad eonstante de descenso , la eficiencia del planeo sera afectada si inerementamos la resisteneia al avance. Por ejemplo , si bajamos el tren de aterrizaje , la resistencia paras ita y total incrementaran, 10 cual reducira LlDmax y el radio de planeo. Para mantener la velocidad que se mantenfa antes de bajar el tren de aterrizaje , debemos de bajar la nariz del avi6n mas.

LAN:JING C.ONFIGURATION PoWer Ofl Airspeed l OS k1s

Viento

Un viento de frente siempre reducira el rango de planeo mientras que un viento de cola siempre incrementa la distancia que podrfamos planear. En condiciones de viento calma , podemos usar la velocidad optima de planeo para condiciones sin viento sin impaetos signifieativos en el rango de planeo.

Sin embargo con un fuerte viento de frente 0 viento de cola (viento mayor a125% de la velocidad de planeo) , la velocidad optima de planeo , puede no ser encontrada a LlDmax

y tendremos que hacer ajustes para maximizar el recorrido sobre el terreno.

Andlisis del Aterrizaje de un A vion

EI aterrizaje de una aeronave se compone de varias etapas , siento estas :

a) Distancia Necesaria para Pasar ,por encima de un obstaculo de 15 mts. /50 ft. En planeo .Distancia de planeo.

b) Distancia Necesaria para Nivelar la Aeronave ,perdiendo velocidad para man teneri a a una altura de la pista sensiblemente con stante y muy pequefia hasta que se produce el desplome. Distancia de transici6n.

c) Distancia Necesaria para la Carrera de Aterrizaje. Distancia de aterrizaje

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Es impartante que el control de la velocidad se haga con el angulo de ataque y el control de altitud se efectue con potencia. VREF (velocidad de referencia de aterrizaje) , si no hay V REF, la velocidad definida por la reglamentaci6n , durante la aproximaci6n al aterrizar es la que debe tenerse cuando la aeronave se encuentra a una altura de 15 mts. / 50 ft. Sobre la cabecera de la pista , la eual debe ser igual a 1.3 V so velocidad de desplome , 16gieamente es una funci6n del peso.

Mientras mayor sea el coeficiente de levantamiento maximo, menor sera la velocidad de desplome y la velocidad de aterrizaje.

La relaci6n entre el peso y la superfieie alar es conocida como Carga Alar, y es directamente proporcional a la velocidad de desplome. 0 sea que a mayor carga alar, mayor sera la velocidad de desplome y par eonsiguiente la velocidad de aterrizaje. Una de las soluciones praeticas es aumentar el eoeficiente de levantamiento maximo.

Los dispositivos que han dado grandes resultados y que modifican la combadura del perfil del ala son aquellos que haeen girar hacia abajo , tanto el borde de ataque como el borde de salida del perfil del ala.

Efecto de los Sistemas Hipersustentadores

Las aletas de ala colocada en el borde de salida (Flap) , aumentan el coeficiente de sustentacion del perfil y la resistencia al avance , por esto la aleta constituye un freno aerodinamico.

Cuando se reflexionan las aletas hacia abajo para el aterrizaje , la curva del coeficiente de levantamiento CL del ala muestra un aumento sobre la curva del ala basica , a iguales angulos de ataque , dependiendo este aumento del tipo de aleta que se usa.

En el caso de la aproximacion al aterrizaje , con aletas se experimenta los siguientes cambios:

-AI reflexionarse las aletas se aumenta la resistencia al avance y si se dese mantener la misma velocidad de translacional y de descenso se requerira un aumento de potencia.

-Cuando las aletas se bajan aumenta el momenta longitudinal tendiente a bajar la nariz de la aeronave requiriendose un reequilibrio de la aeronave.

-Con aletas abajo se requiere menor angulo de ataque para producir el mismo coeficiente de sustentacion.

Cada aeronave tiene especificada una velocidad limite para bajar las aletas , pudiendo causar daiios estructurales apreciables si la extension 0 retraccion de las aletas se hace a una velocidad mayor que la limite estipulada.

Los dispositivos hipersustentadores del borde de ataque del tipo fijo comunmente conocidos como Ranuras Aerodinamicas (Slots) a diferencia de las aletas , no afectan la linea de curvatura media 0 sea la combadura media del ala.

La ranura tipo movil automatica produce un cambio en el borde de ataque , similar a la deformacion del borde de salida producido por las aletas del ala de manera de aumentar la combadura media del perfil.

Fuerzas que Actuan en el aterrizaje , Distancia de Aterrizaje y Factores que Afectan la Distancia

La aceleracion de la aeronave durante la carrera de aterrizaje es negativa (desaceleraci6n) y debera considerarse en ese sentido . En cualquier instante durante la carrera de aterrizaje la aceleraci6n es una funci6n de la fuerza neta retardadora y de la masa de la aeronave. La fuerza retardadora de la aeronave es la producida por la resistencia al avance total, la fuerza de friccion y la tracci6n. Si consideramos que la aeronave se mantiene practicamente a un angulo de ataque constante desde el punto de contacto con la pista , los coeficientes de resistencia al avance y levantamiento seran constantes y las fuerzas de levantamiento as! como la de la resistencia al avance variaran con el cuadrado de la velocidad. La fuerza de friccion depend era del coeficiente de friccion entre las llantas y el piso y de la fuerza normal que se transmite de las llantas al piso y sera afectada tambien por la accion del frenado que se imponga a las llantas del tren de aterrizaje.

Si la accion del frenado se mantiene constante , el coeficiente de friccion no variara ya que practicamente es independiente de la velocidad y por 10 tanto la fuerza de fricci6n sera funci6n de la fuerza normal.

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Al aproximarse la aeronave a la velocidad cero , ellevantamiento se aproxima tam bien a cero y la fuerza normal sobre las llantas se aproxima al valor del peso de la aeronave , por 10 tanto; la fuerza de fricci6n aumentara de su valor minimo en el punto de contacto con la pista, hasta un valor maximo en el momenta en que la aeronave se detiene.

Factores que Afectan la Distancia del Aterrizaje

La distancia de aterrizaje variara directamente con el cuadrado de la velocidad de aterrizaje e inver,samente con la aceleraci6n durante la carrera de aterrizaje.

EI Efecto del Peso Bruto , en la distancia de aterrizaje es uno de los principales conceptos que determinan la distancia de aterrizaje de una aeronave. Un efecto del incremento del peso bruto , es que se requerira una mayor velocidad para soportar a la aeronave en el angulo de ataque y coeficiente de levantamiento durante el aterrizaje. Para la distancia minima de aterrizaje debera considerarse que, durante la carrera de aterriza predomina las fuerzas por fricci6n y frenado , y para la mayorfa de las configuraciones de las aeronaves la acci6n de frenado es la fuente principal de la desaceleraci6n.

EI Efecto del Viento , en la distancia de aterrizaje es de gran importancia. El principal efecto del viento en la distancia de aterrizaje es debido al cambio en la velocidad con respecto a la tierra y a dicha velocidad la aeronave aterriza. EI efecto del viento en la aceleraci6n durante la distancia de aterrizaje es identico al producido en la carrera de despegue.

Viento de Frente, la aeronave alcanza una velocidad verdadera de aterrizaje a una velocidad absoluta con respecto al terreno , menor; requiriendose mayor distancia con viento de cola, ya que en esta condici6n la aeronave tiene que alcanzar una velocidad absoluta mayor para lograr la velocidad verdadera de aterrizaje , 0 sea que ahora a, con viento de cola.

Efecto de la Pendiente de la Pista , en la distancia de aterrizaje es debida a la componente del peso a 10 largo de la trayectoria inclinada de la aeronave.

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Por esta razon la seleccion de la pista sera ordinariamente a favor de la direccion en la cual se tenga una pendiente hacia abajo y viento de frente en lugar de una pendiente hacia arriba y con viento de cola. Jeppesen, aterrizar en una pista con pendiente hacia arriba reduce la distancia de aterrizaje y 10 contrario pasa en una pendiente hacia abajo , la distancia de aterrizaje incrementa.

El Efecto de la Altitud de Presion y Temperatura Ambiente

Definido como Altitud Densimetrica es otra de las variables que afectan la distancia de aterrizaje. Un incremento en la altitud Densimetrica incrementara la velocidad de aterrizaje , ero no afectara a la fuerza neta retardadora. Ahora bien la aeronave aterrizara a la minima velocidad equivalente al nivel del mar, pero debido a la disminucion de la densidad del aire , la velocidad verdadera sera grande.

Efectos de la Resistencia al A vance

EI efecto aerodinamico de la resistencia al avance en la desaceleracion es importante en la primera reduccion de la velocidad en el punto de contacto.

A velocidades men ores que la velocidad de aterrizaje , la resistencia al avance es relativamente baja y los frenos proporcionan el principal medio para desacelerar.

Correccion por Viento Cruzado en la Aproximacion al Aterrizaje

Cuando se una nota una deriva producida por un viento cruzado, debeni efectuarse un viraje coordinado de manera de enfilar la nariz de la aeronave hacia el viento.

-Cuando esta la aeronave pr6xima a la pista , se debe virar la nariz de la aeronave de manera que su eje longitudinal coincida con la prolongaci6n del eje de la pista y ligeramente hacia el viento , en este ultimo tramo de la aproximaci6n se corrige la deriva del viento cruzado bajando la semiala que esta hacia el viento y metiendo pedal contrario para evitar que la aeronave vire en ese sentido y conservar la aeronave aline ada con la pista con el objeto de que al efectuarse el contacto , el tren de aterrizaje este alineado.

Se muestra que es preferible aumentar la velocidad de aproximaci6n , para evitar que la aeronave se desplome a una mayor velocidad y para tener mejor contabilidad de la aeronave. Durante la carrera de aterrizaje con viento cruzado, la aeronave debe mantenerse con control de alerones hacia el viento y en el caso de viento de ola , el piloto debe reflexionar los elevadores hacia debajo de manera , que el viento que pega por atnls , no tienda a subir la cola de la aeronave.

Condiciones de la pista

Durante el aterrizaje la efectividad del frenado puede ser importante. En una pista seca , se Ie permite a los frenos disipar la mayor cantidad de energfa sin derrapar las llantas , pero cuando la pista esta mojada , el maximo coeficiente de fricci6n entre las llantas y la pista desciende entre 30%-60% . Las llantas empiezan a desprenderse de la superficie y deslizarse a bajas fuerzas en los frenos ,por eso debemos usar los frenos de una forma delicada para maximizar el frenado y mantener control. Si la aplicaci6n es baja en los frenos se disipara la energfa mas lentamente , incrementando la carrera de aterrizaje . Pero la peor situaci6n es la de hydroplaning, que es cuando perdemos la efectividad del frenado , esta situaci6n se da cuando una delgada capa de agua separa las llantas de las superficie de la pista. Hydroplaning reduce la fricci6n mas que el hielo. La calidad de la acci6n de frenado es descrita con 10 terminos , buena, justaJrazonable , pobre 0 nula, 0

una combinaci6n de estos terminos. Si la acci6n de frenado se acerca a nula , sera casi imposible mantener control direccional y un fuerte viento cruzado podrfa empujarnos afuera de la pista.

01)'

Wet Pavement '

Smooth, C~ear Ice

Maximum braking on a dry runway results in the shortest ground roll.

Figure 12.-43. Braking effectiveness depends on the runway surface conditions,

Wet runways decrease the maximum braking coefficient, increasing ground roll distance.

The braking effect on smooth, clear Ice Is on Iy slightly better than a rol lout with no braking at all.

During hydroptaning. the lire loses rolling friction an d may stop rotating.