nociones basicas de vuelo -...

NOCI ONES BASI CAS

DE VUELO

m anualvuelo.com © Miguel Ángel Muñoz


INTRODUCCIÓN

En m i época de alumno, ya lejana, para obtener la licencia de piloto privado solo contaba con los manuales oficiales, que en m i opinión, compart ida por ot ros alumnos y por los propios inst ructores, dejaban bastante que desear. Por ot ra parte, conseguir libros o manuales de aviación en España resultaba una tarea bastante decepcionante, había m uy pocos y m uy caros, situación que cuando escribo esto no ha m ejorado m ucho. Una vez obtenido el t ítulo de piloto pr ivado, en un intento de profundizar algo más sobre lo aprendido, me dediqué a leer lo que caía en m is manos -que era poco- sobre este tem a, a preguntar a m is inst ructores, a buscar referencias en I nternet , y con este m aterial y algunos libros que compré en un viaje a Canadá elaboraba m is propias notas. En esas estaba cuando se m e ocurr ió ¿porque no organizarlas en páginas web y hacerm e m i propio m anual? La siguiente pregunta vino sola: ¿porqué no ponerlas a disposición de todos? Este es el resultado.

Este "manual" que voy elaborando en algunos ratos libres, que son pocos, recoge m i interpretación de lo que he leído y preguntado, tam izado por m i poca experiencia y escaso conocim iento, con el único propósito de servir de ayuda a aquellas personas que t ienen interés en conocer el pilotaje de aviones ligeros. Es MUY I MPORTANTE que el lector ent ienda que este "m anual" no es bajo ningún concepto sust ituto de una inst rucción profesional, ni puede tomarse como sust ituto de libros o manuales oficiales. Com o se advierte en cualquier programa " freeware", el uso de la información aquí dada por parte de cualquier persona se realiza bajo su propia responsabilidad y r iesgo.

En las páginas que siguen, se t rata de explicar no solo lo que hacen los aviones, sino porqué lo hacen, y los procedim ientos de vuelo de un avión. Con un pero: "nada en este m undo es perfecto" , y desgraciadam ente estas páginas NO son la excepción que confirma la regla. Por ot ra parte, no hay nada especial desde un punto de vista m eram ente inform át ico, es m ás, he procurado hacerlas lo m ás sencillas posibles para facilitar su lectura a t ravés de un medio como I nternet , e incluso mejor, los capítulos pueden "bajarse" en form ato pdf para imprim ir los y/ o leerlos con mayor comodidad.

La const rucción de estas páginas exige un t remendo esfuerzo por m i parte, a pesar de lo cual pongo voluntariamente este "manual" a disposición de la comunidad de amantes de la aviación sin ninguna clase de rest r icción para su uso personal y sin solicitar nada a cam bio. Precisam ente y para salvaguardar esta ausencia de rest r icciones es por lo que en ningún caso autorizo la ut ilización del "manual" con fines lucrat ivos y/ o comerciales, ni su dist r ibución, total o parcial, desde ot ros sit ios web.

Una imagen vale más que m il palabras. Las contenidas en este "manual" solo t ratan de most rar visualmente la información escrita para hacerla más inteligible y didáct ica; ello implica exagerar las medidas y proporciones para hacer hincapié en lo más relevante.

Este "manual" está est ructurado en secciones t ratando de seguir el mejor cr iter io a m i entender. Cada sección se subdivide a su vez en capítulos relacionados con el tem a principal objeto de la sección. Aunque procuro hacerlo lo mejor posible, no estoy libre de cometer errores o de que en una revisión posterior crea que puede mejorarse algún capítulo concreto. No puedo comprometerme a realizar un seguim iento de versiones, todo lo más a mantener el contenido últ imo.


Dedicatoria:

A Blanca, que conociendo m i sueño de volar me empujó todo lo posible por que lo realizara, a m is dos hijos, que añadieron ilusión, y a m is nietos a los que espero contagiar m i pasión por el vuelo.

En especial, a todos aquellos que en cualquier lugar del m undo dedican t iem po y esfuerzo a la noble tarea de divulgar libremente los conocim ientos. No me es posible mencionarlos a todos porque afortunadam ente son muchos.

PRINCIPIOS BASICOS

1 DESARROLLO DE LA SECCI ÓN.

El objet ivo perseguido en los capítulos correspondientes a esta sección, consiste en t ratar de explicar una serie de conceptos elem entales que perm itan com prender al lector de estas páginas los fundam entos del vuelo. El apelat ivo "básico" lo es en sus acepciones de "base" y de "esencial" . A cont inuación se expone un índice de lo t ratado en cada uno de estos capítulos:

1.1 LA ATMOSFERA. 1.1.1 Presión atm osfér ica. 1.1.2 Tem peratura del aire. 1.1.3 Densidad. 1.1.4 Atm ósfera t ipo. 1.2 PRI NCI PI OS AERODI NAMI COS. 1.2.1 Teorem a de Bernouilli. 1.2.2 Efecto Ventur i. 1.2.3 3ª Ley del Movim iento de Newton. 1.2.4 Porque vuelan los aviones. 1.2.5 Discut ible. 1.3 FUERZAS QUE ACTUAN EN VUELO. 1.3.2 Factores que afectan a la sustentación. 1.3.3 Cent ro de presiones. 1.3.4 Peso. 1.3.5 Cent ro de gravedad. 1.3.6 Resistencia. 1.3.7 Cont rol del piloto sobre la resistencia. 1.3.8 Em puje o t racción. 1.4 ESTRUCTURA DEL AVI ON. 1.4.1 Generalidades. 1.4.2 Las alas. 1.5 SUPERFI CI ES DE MANDO Y CONTROL. 1.5.1 Ejes del avión. 1.5.2 Superficies pr im arias. 1.5.3 Com pensadores. 1.5.4 Superficies secundarias. 1.6 ESTABI LI DAD. 1.6.1 Estabilidad estát ica. 1.6.2 Estabilidad dinám ica. 1.6.3 Am ort iguam iento vert ical. 1.6.4 Am ort iguam iento del alabeo. 1.6.5 Estabilidad longitudinal. 1.6.6 Estabilidad lateral. 1.6.7 Estabilidad direccional. 1.7 ANGULO DE ATAQUE. 1.7.1 El ángulo de ataque. 1.7.2 Relación con ot ros ángulos. 1.7.3 Angulo de ataque crít ico. 1.7.4 Relación ent re ángulo de ataque y velocidad.

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Principios básicos - 1

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1.8 LA PERDI DA. 1.8.1 Condiciones que afectan a la pérdida. 1.8.2 El factor de carga. 1.8.3 Diseños que atenúan la pérdida. 1.8.4 Síntom as de pérdida inm inente. 1.9 GUI ÑADA ADVERSA. 1.9.1 Causas que la producen. 1.9.2 Com o corregir la. 1.10 CONTROL DE ALTURA Y VELOCI DAD. 1.10.1 Mando de gases. 1.10.2 Volante de cont rol.

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PRINCIPIOS BASICOS

1 .1 LA ATMÓSFERA.

El objet ivo de estos pr im eros capítulos es t ratar de explicar de una m anera sencilla y con conceptos básicos porqué vuela un avión; es decir porqué un ingenio m ecánico (el avión) m ás pesado que el aire se desplaza a t ravés de un m edio concreto (el aire) , y que fuerzas y leyes que las gobiernan son las que hacen esto posible.

Con la vista puesta en este objet ivo, se detallan en este capítulo las propiedades, desde un punto de vista aerodinám ico, del m edio en que el avión se m ueve: la atm ósfera. En capítulos poster iores verem os sus característ icas desde un punto de vista m eteorológico, vientos, etc...

La atm ósfera es la capa gaseosa que rodea la t ierra, com puesta pr incipalm ente por una m ezcla de gases (78% de nit rógeno, 21% de oxígeno y 1% de ot ros gases) que denom inam os aire. A estos const ituyentes hay que añadir el vapor de agua concent rado en las capas m ás bajas, cuya cant idad depende de las condiciones clim atológicas y la localización geográfica, pudiendo variar ent re el 0% y el 5% . A m edida que aum enta el vapor de agua, los dem ás gases dism inuyen proporcionalm ente. Este elem ento gaseoso que denom inam os aire, t iene m uchas propiedades im portantes, pero para poder explicar porque vuela un avión, en este m om ento interesa cent rarse en las característ icas básicas que definen su com portam iento com o fluido: presión, tem peratura y densidad. Com o se verá a lo largo de varios capítulos, estos t res conceptos están int im am ente relacionados y afectan de form a m uy im portante al vuelo.

1 .1 .1 Presión atm osfér ica.

Se define com o presión a la cant idad de fuerza aplicada por unidad de superficie. De acuerdo con esta definición, presión atm osfér ica es la fuerza ejercida por la atm ósfera sobre una unidad de superficie, fuerza que se debe al peso del aire contenido en una colum na im aginaria que t iene com o base dicha unidad. La altura de esta colum na y por tanto el peso del aire que cont iene, depende del lugar en que nos encont rem os. A nivel del m ar la colum na que tenem os encim a es m ayor que en la cum bre del Aneto, la cual es a su vez m ayor que la que tendriam os en la cim a del Everest .

Esta circunstancia indica que una pr im era cualidad del aire es que la presión decrece con la altura, "a m ayor altura m enor presión".

La m agnitud de este decrecim iento es de 1 m ilibar por cada 9 m et ros de altura, o 1 pulgada por cada 1000 pies aprox. (1 m b por cada 9 m ts. o 1" por cada 1000 ft ) .

Debido precisam ente a esta propiedad, los aviones que vuelan por encim a de una alt itud determ inada deben estar provistos de sistem as de presurización de la cabina de pasajeros.

Para m edir la presión atm osfér ica, se puede ut ilizar un baróm et ro de m ercurio, un baróm et ro aneroide, o cualquier ot ro aparato m ás sofist icado; en los capítulos dedicados a inst rum entación verem os que algunos inst rum entos del avión basan su funcionam iento en la lectura de esta presión. Las unidades norm alm ente em pleadas en aviación son m ilibares (1 m b= 10 ³ dinas/ cm ² ) o pulgadas de m ercurio (1 pulgada del baróm et ro de m ercurio equivale aprox. a 34 m ilibares) .

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1 .1 .2 Tem peratura del a ire.

El calor del sol at raviesa la atm ósfera sin elevar significat ivam ente su tem peratura, pero la Tierra sin em bargo absorbe este calor, eleva su tem peratura, y la cede gradualm ente a las capas de aire en contacto con ella. En este ciclo cont inuo, cuanto m ás alejadas están las capas de aire de la t ierra m enos calor reciben de esta.

Debido a esto, una segunda cualidad del aire es que la tem peratura dism inuye con la altura, "a m ayor altura m enor tem peratura".

La m agnitud de este decrecim iento es de aproxim adam ente 6,5º C cada 1000 m et ros, o lo que es igual 1,98º C cada 1000 pies. Estas m agnitudes son validas hasta una altura de 11000 m ts. o 36.090 pies a part ir de la cual la tem peratura se considera constante a -56,5º C.

Aunque las m agnitudes dadas no se cum plen exactam ente al no ser el aire un gas ideal, estos valores m edios son los aceptados com o indicat ivos del com portam iento del aire.

Si calentam os una m asa de gas contenida en un recipiente, la presión que ejerce esta m asa sobre el recipiente se increm enta, lo cual dem uest ra que hay una relación directa ent re tem peratura y presión. Así, la presión del aire cálido es m ayor que la del aire fr io. Al escuchar las predicciones m eteológicas, asociam os ya de form a intuit iva altas presiones con calor y bajas presiones con fr io.

1 .1 .3 Densidad del a ire.

La densidad de cualquier cuerpo sea sólido, líquido o gaseoso expresa la cant idad de m asa del m ism o por unidad de volum en ( d= m / v) . Esta propiedad en el aire es en pr incipio m al asim ilada por poco intuit iva, pues es cierto que la densidad del aire es poca si la com param os con la del agua, pero es precisam ente esta diferencia lo que hace el vuelo posible.

Si se com prim e, una m ism a m asa de gas ocupará m enos volum en, o el m ism o volum en alojará m ayor cant idad de gas; es decir que la densidad aum enta o dism inuye en relación directa con la presión. Puesto que la presión dism inuye con la altura, según esta relación tam bién lo hará la densidad, o sea que "a m ayor altura m enor densidad".

Sabem os adem ás, que si se aplica calor a un cuerpo este se dilata y ocupa m ás volum en, de form a que en el m ism o volum en habrá m enos m asa, o lo que es equivalente su densidad será m enor. Así pues, al aum entar la tem peratura del aire dism inuye su densidad "a m ayor tem peratura m enor densidad".

Se plantea ahora un dilem a, porque si al aum entar la altura, por un lado dism inuye la presión (dism inuye la densidad) y por ot ro dism inuye la tem peratura (aum enta la densidad) , ¿cóm o queda la densidad?. Pues bien, influye en m ayor m edida el cam bio de presión que el de tem peratura, resultando que "a m ayor altura m enor densidad". En capítulos poster iores de detalla com o afecta la densidad al rendim iento general del avión.

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1 .1 .4 Atm ósfera t ipo.

La atm ósfera t ipo o atm ósfera estándar, conocida com o atm ósfera I SA ( I nternat ional Standard Atm osphere) , es una atm ósfera hipotét ica basada en m edidas clim atológicas m edias, cuyas constantes m ás im portantes son:

• Unos valores en superficie al nivel del m ar de: • Tem peratura: 15º C (59º F) . • Presión: 760 m m o 29,92" de colum na de m ercurio, equivalentes a 1013,25 m b

por cm² . • Densidad: 1,325 kg. por m ³. • Aceleración debido a la gravedad: 9,8 m s/ segundo² . • Velocidad del sonido: 340,29 m s/ segundo.

• Un gradiente térm ico de 1,98º C por cada 1000 pies o 6,5º C por cada 1000 m ts. • Un descenso de presión de 1" por cada 1000 pies, o 1 m b por cada 9 m et ros, o 110 m b

por cada 1000 m ts.

Esta atm ósfera t ipo definida por la OACI sirve com o pat rón de referencia, pero m uy raram ente un piloto tendrá ocasión de volar en esta atm ósfera estándar.

De todos los valores anter iores, los m ás fam iliares en aviacion (en España) son: a nivel del m ar una tem peratura de 15º C y una presión de 1013 m b. o 29.92" , y una dism inución de 2º C de tem peratura y 1" de presión por cada 1000 pies de altura.

Sum ario:

• Las característ icas básicas del aire com o fluido son: presión, tem peratura y densidad. • Presión atm osfér ica es la fuerza que ejerce la atm ósfera por unidad de superficie. • Densidad del aire es la cant idad de m asa del m ism o por unidad de volum en. • Presión, tem peratura y densidad son inversam ente proporcionales a la altura. A m ayor

altura, m enor presión, m enor tem peratura y m enor densidad. • La densidad es tam bién inversam ente proporcional a la tem peratura. A m ayor

tem peratura m enor densidad. • La atm ósfera t ipo o estándar, conocida com o atm ósfera I SA, es una atm ósfera

hipotét ica basada en m edidas clim atológicas m edias.

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PRINCIPIOS BASICOS

1 .2 PRI NCI PI OS AERODI NAMI COS.

Aerodinám ica es la parte de la m ecánica de fluidos que estudia los gases en m ovim iento y las fuerzas o reacciones a las que están som et idos los cuerpos que se hallan en su seno. A la im portancia propia de la aerodinám ica hay que añadir el valor de su aportación a la aeronáut ica. De acuerdo con el núm ero de Mach o velocidad relat iva de un m óvil con respecto al aire, la aerodinám ica se divide en subsónica y supersónica según que dicho núm ero sea infer ior o superior a la unidad.

Hay ciertas leyes de la aerodinám ica, aplicables a cualquier objeto m oviéndose a t ravés del aire, que explican el vuelo de objetos m ás pesados que el aire. Para el estudio del vuelo, es lo m ism o considerar que es el objeto el que se m ueve a t ravés del aire, com o que este objeto esté inm óvil y es el aire el que se m ueve (de esta ult im a form a se prueban en los túneles de viento protot ipos de aviones) .

Es im portante que el piloto obtenga el m ejor conocim iento posible de estas leyes y pr incipios para entender, analizar y predecir el rendim iento de un aeroplano en cualesquiera condiciones de operación. Los aquí dados son suficientes para este nivel elem ental, no pretendiéndose una explicación ni exhaust iva ni detallada de las com plej idades de la aerodinám ica.

1 .2 .1 Teorem a de Bernoulli.

Daniel Bernoulli com probó experim entalm ente que " la presión interna de un fluido ( líquido o gas) decrece en la m edida que la velocidad del fluido se increm enta" , o dicho de ot ra form a "en un fluido en m ovim iento, la sum a de la presión y la velocidad en un punto cualquiera perm anece constante" , es decir que p + v = k . Para que se m antenga esta constante k , si una part ícula aum enta su velocidad v será a costa de dism inuir su presión p , y a la inversa.

El teorem a de Bernoulli se suele expresar en la form a p+ 1/ 2dv² = constante, denom inándose al factor p presión estát ica y al factor 1/ 2dv² presión dinám ica. (1)

p + 1/ 2 dv² = k; 1/ 2 dv² = pd

p= presión en un punto dado. d= densidad del fluido. v= velocidad en dicho punto. pd= presión dinám ica.

Enfocando este teorem a desde ot ro punto de vista, se puede afirm ar que en un fluido en m ovim iento la sum a de la presión estát ica (pe ) m ás la presión dinám ica (pd) , denom inada presión total (pt ) es constante: pt= pe+ pd= k ; de donde se infiere que si la velocidad de un fluido se increm enta, la presión estát ica dism inuye.

Se puede considerar el teorem a de Bernoulli com o una derivación de la ley de conservación de la energía. El aire esta dotado de presión p , y este aire con una densidad d f luyendo a una velocidad v cont iene energía cinét ica lo m ism o que cualquier ot ro objeto en m ovim iento (1 / 2 dv² = energía cinét ica) . Según la ley de la conservación de la energía, la sum a de am bas es una constante: p + (1 / 2 dv² ) = constante . A la vista de esta ecuación, para una m ism a densidad (asum im os que las part ículas de aire alrededor del avión t ienen igual densidad) si aum enta la velocidad v dism inuirá la presión p y viceversa.

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En resum en, que si las part ículas de aire aum entan su velocidad será a costa de dism inuir su presión y a la inversa, o lo que es lo m ism o: para cualquier parcela de aire, alta velocidad im plica baja presión y baja velocidad supone alta presión. Esto ocurre a velocidades infer iores a la del sonido pues a part ir de esta ocurren ot ros fenóm enos que afectan de form a im portante a esta relación.

1 .2 .2 Efecto Ventur i.

Otro cient ífico, Giovanni Bat t ista Ventur i, com probó experim entalm ente que al pasar por un est recham iento las part ículas de un fluido aum entan su velocidad.

1 .2 .3 3 ª Ley del m ovim iento de New ton.

Para cada fuerza de acción hay una fuerza de reacción igual en intensidad pero de sent ido cont rar io.

1 .2 .4 Porqué vuelan los aviones.

Un objeto plano, colocado un poco inclinado hacia arr iba cont ra el v iento, produce sustentación; por ejem plo una com eta. Un perfil aerodinám ico, es un cuerpo que t iene un diseño determ inado para aprovechar al m áxim o las fuerzas que se or iginan por la var iación de velocidad y presión cuando este perfil se sitúa en una corr iente de aire. Un ala es un ejem plo de diseño avanzado de perfil aerodinám ico.

Veam os que sucede cuando un aparato dotado de perfiles aerodinám icos (alas) se m ueve en el aire (dotado de presión atm osfér ica y velocidad) , a una cierta velocidad y con determ inada colocación hacia arr iba (ángulo de ataque) , de acuerdo con las leyes explicadas.

El ala produce un flujo de aire en proporción a su ángulo de ataque (a m ayor ángulo de ataque m ayor es el est recham iento en la parte superior del ala) y a la velocidad con que el ala se m ueve respecto a la m asa de aire que la rodea; de este flujo de aire, el que discurre por la parte superior del perfil tendrá una velocidad m ayor (efecto Ventur i) que el que discurre por la parte infer ior. Esa m ayor velocidad im plica m enor presión ( teorem a de Bernoulli) .

Tenem os pues que la superficie superior del ala soporta m enos presión que la superficie infer ior. Esta diferencia de presiones produce una fuerza aerodinám ica que em puja al ala de la zona de m ayor presión (abajo) a la zona de m enor presión (arr iba) , conform e a la Tercera Ley del Movim iento de Newton.

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Pero adem ás, la corr iente de aire que fluye a m ayor velocidad por encim a del ala, al confluir con la que fluye por debajo deflecta a esta últ im a hacia abajo, produciéndose una fuerza de reacción adicional hacia arr iba. La sum a de estas dos fuerzas es lo que se conoce por fuerza de sustentación, que es la que m ant iene al avión en el aire.

Com o hem os visto, la producción de sustentación es un proceso cont inuo en el cual cada uno de los pr incipios enum erados explican una parte dist inta de este proceso. Esta producción de sustentación no es infinita, sino que com o verem os en capítulos poster iores (1.7.3) t iene un lím ite.

1 .2 .5 Discut ible.

A estas alturas y la vista de los ingenios m ecánicos que vem os volar, cada vez m ás grandes y desarrollando m ayores velocidades, se podría deducir que la m ayoría de las cuest iones relat ivas a la aerodinám ica son m ás que conocidas. Seguram ente, a nivel de m odelos y ecuaciones m atem át icas así es, porque de ot ra form a no sería posible el espectacular desarrollo de la aeronáut ica. Pero ot ra cuest ión dist inta es cuando se t rata de ofrecer una visión desde el punto de vista de la física, al m enos una visión facilm ente com prensible para los que no poseem os los arcanos de esta ciencia.

Existen a este respecto al m enos dos puntos de vista, a veces enfrentados ent re sí y en ocasiones con virulencia, que reclam an para sí la explicación m ás coherente sobre el proceso de sustentación. Uno de ellos se apoya pr incipalm ente en el teorem a de Bernoulli (baja presión encim a del ala y alta presión debajo del ala) m ient ras que el ot ro se basa en las leyes de Newton (el flujo de aire deflectado hacia abajo "downwash" produce una reacción hacia arr iba) . Mi conocim iento de la física no llega a tanto, ni m ucho m enos, com o para terciar en la polém ica, pero lo que el sent ido com ún m e dicta, después de haber leido unos cuantos art ículos al respecto, es que posiblem ente se t rate de puntos de vista dist intos sobre un m ism o proceso com plejo. Eso sí, estoy de acuerdo con los "newtonianos" en que la explicación "bernoulliana" de que el aire se acelera por encim a del ala porque ha de recorrer m ayor distancia (m ism o t iem po de t ransición) y que por eso es necesario que la parte superior sea m as curvada que la infer ior, no t iene ninguna base cient ifica y es un absoluto error.

El tem a es excitante pero excede el propósito de este "m anual" , no obstante, a los interesados en profundizar en el m ism o les recom iendo visitar algunas de las páginas cuyos enlaces propongo en la sección de enlaces de interés.

Hay algunas teorías y explicaciones con respecto a la producción de sustentación que enfrentadas con los hechos y con pruebas realizadas resultan discut ibles. Para evitar confusiones conviene cont rastar algunos detalles.

Se m ant iene a veces, que un ala produce sustentación debido a que la form a del perfil ( curvado por arr iba y plano por abajo) obliga al aire que pasa por encim a del perfil a recorrer m ás distancia en el m ism o t iem po que el que pasa por debajo, y eso solo puede hacerse, lógicam ente, a m ayor velocidad. Resulta at ract ivo ¿verdad?.

Esta teoría im plica: pr im ero, que es necesario que un perfil tenga diferencia de curvatura ent re su parte superior e infer ior, y segundo, que la parcela de aire dividida por el perfil recorre este por arr iba y por abajo en el m ism o t iem po para encont rarse en la parte poster ior de dicho perfil. Sin em bargo, en vuelo invert ido la form a del perfil del ala es m ás curvada por abajo que por arr iba y sigue produciendo sustentación, y hay aviones acrobát icos con alas de perfil sim ét r ico (Pit ts, Decathlon) que vuelan perfectam ente, sin olvidar que ot ros perfiles sim ét r icos ( t im ones, estabilizadores, etc...) operan bajo los m ism os pr incipios aerodinám icos. Esto no parece concordar con la im plicación pr im era ¿no?.

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Por ot ro lado, las pruebas realizadas en túneles de viento m uest ran que la capa de aire que recorre la parte superior (a pesar de la m ayor distancia) lo hace en un t iem po sensiblem ente m enor que la capa que recorre la parte infer ior, adem ás de que am bas no vuelven a coincidir en la parte poster ior del perfil. ¿Adónde nos lleva esto?. A afirm arnos en que los pr incipios reseñados de porqué vuela un avión son válidos, con independencia de la sim et ría o asim et ría del perfil y de la diferencia de curvatura ent re las superficies superior e infer ior.

Por ejem plo, el ala usada por los herm anos Wright en su pr im er aeroplano era delgada, m uy curvada y algo cóncava por la parte infer ior. No tenía diferencia significat iva de curvatura ent re la parte superior e infer ior y sin em bargo producía sustentación debido a los m ism os pr incipios que las alas de hoy en día.

Si la sustentación dependiera únicam ente de la form a del ala, puesto que esta form a no cam bia con el vuelo, no habría form a de var iar la sustentación; el aeroplano solo soportaría su peso a una velocidad determ inada y adem ás sería inestable e incont rolable. Verem os m ás adelante com o el piloto regula la sustentación m ediante el cont rol del ángulo de ataque y la velocidad.

Para term inar, decir que los diseños de alas curvadas y con diferencia de curvatura ent re la parte superior e infer ior responden a razones em inentem ente práct icas, pues estos perfiles m ejoran la sustentación y t ienen m ejores característ icas ante la pérdida (Ver 1.3.2)

Sum ario:

• Según Bernoulli, alta velocidad im plica baja presión y viceversa. • Ventur i dem ost ró que un fluido al pasar por un est recham iento es acelerado. • A una fuerza de acción se le opone ot ra de reacción de igual intensidad pero de sent ido

cont rar io, dice la 3ª Ley del Movim iento de Newton. • Un ala es m uy efect iva cam biando la velocidad del aire: el que fluye por encim a es

acelerado m ient ras que el que fluye por debajo es retardado; incluso aunque el que pase por arriba tenga un cam ino m ás largo, alcanzará el borde de salida antes que el que pasa por abajo.

• La dism inución de presión por encim a del ala es m ucho m ás pronunciada que el aum ento de presión por debajo de la m ism a.

• Cada parcela de aire sufre un cam bio tem poral en su velocidad al ser incidida por el ala; al alcanzar el borde de salida tenderá a recuperar la velocidad del aire libre.

• Un ala m oviéndose a t ravés del aire produce un flujo circulator io proporcional al ángulo de ataque y la velocidad con que incide sobre este aire. Este flujo circulator io es m ás rápido por la parte superior que por la infer ior del ala. La diferente velocidad produce diferente presión y esta presión diferencial produce sustentación.

• La deflexión hacia abajo del flujo de aire en el borde de salida del ala, produce una fuerza de reacción hacia arr iba que tam bién genera sustentación.

• Es deseable, pero no im prescindible, que la parte superior del ala sea m ás curvada que la parte infer ior.

(1) . Más exactamente el teorema de Bernoulli dice: "Cuando en un fluido ideal se produce una corr iente estacionaria, a lo largo de la línea de corr iente se produce la ecuación p + dgh + 1 / 2 dv² = constante , siendo: p la presión en el punto considerado, d la densidad del fluido, g la aceleración de la gravedad, h la altura respecto a un nivel de referencia común a todos los puntos del fluido y v la velocidad del m ismo".

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PRINCIPIOS BASICOS

1 .3 FUERZAS QUE ACTÚAN EN VUELO.

Sobre un aeroplano en vuelo actúan una ser ie de fuerzas, favorables unas y desfavorables ot ras, siendo una tarea pr im ordial del piloto ejercer cont rol sobre ellas para m antener un vuelo seguro y eficiente. Aunque los expertos siguen debat iendo e invest igando sobre aerodinám ica, a nuest ro nivel solo necesitam os conocer algunos conceptos fundam entales, em pezando por las fuerzas que afectan al vuelo y sus efectos.

De todas las fuerzas que actúan sobre un aeroplano en vuelo, las básicas y pr incipales porque afectan a todas las m aniobras son cuat ro: sustentación, peso, em puje y resistencia. Estas cuat ro fuerzas actúan en pares; la sustentación es opuesta al peso, y el em puje o t racción a la resistencia.

Un aeroplano, com o cualquier ot ro objeto, se m ant iene estát ico en el suelo debido a la acción de dos fuerzas: su peso, debido a la gravedad, que lo m ant iene en el suelo, y la inercia o resistencia al avance que lo m ant iene parado. Para que este aeroplano vuele será necesario cont rarrestar el efecto de estas dos fuerzas negat ivas, peso y resistencia, m ediante ot ras dos fuerzas posit ivas de sent ido cont rar io, sustentación y em puje respect ivam ente. Así, el em puje ha de superar la resistencia que opone el avión a avanzar, y la sustentación superar el peso del avión m anteniéndolo en el aire.

1 .3 .1 Sustentación.

Es la fuerza desarrollada por un perfil aerodinám ico m oviéndose en el aire, ejercida de abajo arr iba, y cuya dirección es perpendicular al v iento relat ivo y a la envergadura del avión (no necesariam ente perpendiculares al hor izonte) . Se suele representar con la let ra L, inicial del térm ino inglés Lift = Sustentación.

Anter iorm ente hem os visto las leyes aerodinám icas que explican la sustentación; ahora verem os con detalle cuales son los factores que afectan a la m ism a, dando ent rada de paso a algunos conceptos nuevos.

Act itud del avión . Este térm ino se refiere a la or ientación o referencia angular de los ejes longitudinal y t ransversal del avión con respecto al hor izonte, y se especifica en térm inos de: posición de m orro (pitch) y posición de las alas (bank) ; p.ejem plo: el avión esta volando con 5º de m orro arr iba y 15º de alabeo a la izquierda.

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Trayectoria de vuelo . Es la dirección seguida por el perfil aerodinám ico durante su desplazam iento en el aire; es decir es la t rayector ia que siguen las alas y por tanto el avión.

Viento relat ivo . Es el flujo de aire que produce el avión al desplazarse. El viento relat ivo es paralelo a la t rayector ia de vuelo y de dirección opuesta. Su velocidad es la relat iva del avión con respecto a la velocidad de la m asa de aire en que este se m ueve. (1)

Es im portante destacar que no debe asociarse la t rayector ia de vuelo, ni por tanto el v iento relat ivo, con la act itud de m orro del avión; por ejem plo, una t rayector ia de vuelo recto y nivelado puede llevar aparejada una act itud de m orro ligeram ente elevada.

Ángulo de incidencia. El ángulo de incidencia es el ángulo agudo form ado por la cuerda del ala con respecto al eje longitudinal del avión. Este ángulo es fij o, pues responde a consideraciones de diseño y no es m odificable por el piloto. (2) (3)

Ángulo de ataque. El ángulo de ataque es el ángulo agudo form ado por la cuerda del ala y la dirección del viento relat ivo. Este ángulo es var iable, pues depende de la dirección del viento relat ivo y de la posición de las alas con respecto a este, am bos ext rem os cont rolados por el piloto. Es conveniente tener m uy claro el concepto de ángulo de ataque pues el vuelo está directa y est recham ente relacionado con el m ism o.

Es im portante notar que, tal com o m uest ra la fig.1.3.5, el ángulo de ataque se m ide respecto al viento relat ivo y no respecto de la línea del hor izonte. Dada la im portancia de este concepto, se profundiza en el m ism o en el capítulo 1.7.

En la fig.1.3.6 se m uest ran dist intas fases de un avión en vuelo, en cada una de las cuales podem os apreciar de una m anera gráfica los conceptos definidos: la t rayector ia; el viento relat ivo, paralelo y de dirección opuesta a la t rayector ia, y la sustentación, perpendicular al v iento relat ivo.

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1 .3 .2 Factores que afectan a la sustentación.

La form a del perfil del ala. Hasta cierto lím ite, a m ayor curvatura del perfil m ayor diferencia de velocidad ent re las superficies superior e infer ior del ala y por tanto m ayor diferencia de presión, o lo que es igual m ayor fuerza de sustentación. No obstante no hay que confundirse pensando que es necesario que el ala sea curvada por arr iba y plana o cóncava por abajo para producir sustentación, pues un ala con un perfil sim ét r ico tam bién la produce. Lo que ocurre es que un ala ligeram ente curvada ent ra en pérdida con un ángulo de ataque m ucho m ayor que un ala sim ét r ica, lo que significa que tanto su coeficiente de sustentación com o su resistencia a la pérdida son m ayores.

La curvatura de un ala t ípica m oderna es solo de un 1% o un 2% . La razón por la cual no se hace m ás curvada, es que un increm ento de esta curvatura requerir ía una superficie infer ior cóncava, lo cual ofrece dificultades de const rucción. Ot ra razón, es que una gran curvatura solo es realm ente beneficiosa en velocidades cercanas a la pérdida (despegue y aterr izaje) , y para tener m ás sustentación en esos m om entos es suficiente con extender los flaps.

La superficie alar. Cuanto m ás grandes sean las alas m ayor será la superficie sobre la que se ejerce la fuerza de sustentación. Pero hay que tener en cuenta que perfiles m uy curvados o alas m uy grandes increm entan la resistencia del avión al ofrecer m ayor superficie enfrentada a la corr iente de aire. En cualquier caso, tanto la form a com o la superficie del ala dependen del cr iter io del diseñador, que tendrá que adoptar un com prom iso ent re todos los factores según convenga a la funcionalidad del avión.

La densidad del aire. Cuanto m ayor sea la densidad del aire, m ayor es el núm ero de part ículas por unidad de volum en que cam bian velocidad por presión y producen sustentación ( factor d del teorem a de Bernoulli) .

La velocidad del viento relat ivo. A m ayor velocidad sobre el perfil, m ayor es la sustentación. La sustentación es proporcional al cuadrado de la velocidad ( factor v² del teorem a de Bernoulli) , siendo por tanto est e factor el que com parat ivam ente m ás afecta a la sustentación.

El ángulo de ataque. Si se aum enta el ángulo de ataque es com o si se aum entara la curvatura de la parte superior del perfil, o sea el est recham iento al flujo de aire, y por tanto la diferencia de presiones y en consecuencia la sustentación. No obstante com o se verá m ás adelante, un excesivo ángulo de ataque puede provocar la ent rada en pérdida. En la fig.1.3.7 se ve de form a general com o aum enta el coeficiente de sustentación (CL) con el ángulo de ataque hasta llegar al CL m áxim o, a part ir del cual la sustentación dism inuye con el ángulo de ataque. Los valores y la form a de la curva en la gráfica dependerán de cada perfil concreto.

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En resum en, la sustentación creada por el ala está en función de:

• El coeficiente aerodinám ico (Form a del perfil) . • La superficie alar. • La densidad del aire. • La velocidad del viento relat ivo. • El ángulo de ataque.

La fórm ula correspondiente sería: L= CL* q* S donde CL es el coeficiente de sustentación, dependiente del t ipo de perfil y del ángulo de ataque; q la presión aerodinám ica (1/ 2dv² siendo d la densidad y v la velocidad del viento relat ivo) y S la superficie alar.

Es obvio que el piloto solo puede tener influencia en la sustentación actuando sobre los factores velocidad y ángulo de ataque, pues el coeficiente aerodinám ico y la superficie alar están predeterm inadas por el diseño del avión, y la densidad del aire depende del estado de la atm ósfera. Más adelante se verá que el avión dispone de disposit ivos hipersustentadores ( flaps y slats) que accionados por el piloto m odifican la curvatura del ala y la superficie alar, pero estos disposit ivos están diseñados para posibilitar m aniobras a baja velocidad (aterr izaje, despegue, etc.) m ás que para aum entar la sustentación a velocidades norm ales de operación.

1 .3 .3 Centro de Presiones.

Se denom ina cent ro de presiones al punto teórico del ala donde se considera aplicada toda la fuerza de sustentación. La figura 1.3.8 m uest ra un ejem plo de dist r ibución de presiones sobre un perfil m oviendose en el aire. A efectos teóricos, aunque la presión actúa sobre todo el perfil, se considera que toda la fuerza de sustentación se ejerce sobre un punto en la línea de la cuerda ( resultante) .

La posición del cent ro de presiones se suele dar en % de la cuerda del ala a part ir del borde de ataque.

A m edida que aum enta o dism inuye el ángulo de ataque se m odifica la dist r ibución de presiones alrededor del perfil, desplazandose el cent ro de presiones, dent ro de unos lím ites, hacia adelante o at rás respect ivam ente. El m argen de desplazam iento suele estar ent re el 25% y el 60% de la cuerda, y puesto que afecta a la estabilidad de la aeronave es conveniente que sea el m enor posible.

Mediante m étodos em pír icos se ha dem ost rado que a m edida que se increm enta el ángulo de ataque, el Cent ro de Presiones se desplaza gradualm ente hacia adelante. En un punto m ás allá del ángulo de ataque para vuelo ordinario, com ienza a m overse hacia at rás de nuevo; cuando llega a un punto lo suficientem ente at rás, el m orro del avión cae porque el ala está en pérdida.

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1 .3 .4 Peso.

El peso es la fuerza de at racción gravitator ia sobre un cuerpo, siendo su dirección perpendicular a la superficie de la t ierra, su sent ido hacia abajo, y su intensidad proporcional a la m asa de dicho cuerpo. Esta fuerza es la que at rae al avión hacia la t ierra y ha de ser cont rarrestada por la fuerza de sustentación para m antener al avión en el aire.

Dependiendo de sus característ icas, cada avión t iene un peso m áxim o que no debe ser sobrepasado, estudiandose en un capitulo poster ior com o debe efectuarse la carga de un avión para no exceder sus lim itaciones.

1 .3 .5 Centro de Gravedad.

Es el punto donde se considera ejercida toda la fuerza de gravedad, es decir el peso. El C.G es el punto de balance de m anera que si se pudiera colgar el avión por ese punto específico este quedaría en perfecto equilibr io. El avión realiza todos sus m ovim ientos pivotando sobre el C.G.

La situación del cent ro de gravedad respecto al cent ro de presiones t iene una im portancia enorm e en la estabilidad y cont rolabilidad del avión (Ver 1.6.5) .

1 .3 .6 Resistencia.

La resistencia es la fuerza que im pide o retarda el m ovim iento de un aeroplano. La resistencia actúa de form a paralela y en la m ism a dirección que el viento relat ivo, aunque tam bién podríam os afirm ar que la resistencia es paralela y de dirección opuesta a la t rayector ia.

Desde un punto de vista aerodinám ico, cuando un ala se desplaza a t ravés del aire hay dos t ipos de resistencia: (a) resistencia debida a la fr icción del aire sobre la superficie del ala, y (b) resistencia por la presión del propio aire oponiéndose al m ovim iento de un objeto en su seno. La resistencia por fr icción es proporcional a la viscosidad, que en el aire es m uy baja, de m anera que la m ayoría de las veces esta resistencia es pequeña com parada con la producida por la presión, m ient ras que la resistencia debida a la presión depende de la densidad de la m asa de aire. Am bas resistencias crean una fuerza proporcional al área sobre la que actúan y al cuadrado de la velocidad. Una parte de la resistencia por presión que produce un ala depende de la cant idad de sustentación producida; a esta parte se le denom ina resistencia inducida, denom inandose resistencia parásita a la sum a del resto de resistencias.

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La fórm ula de la resistencia (en ingles "drag") t iene la m ism a form a que la de la sustentación: D= CD* q* S donde CD es el coeficiente de resistencia, dependiente del t ipo de perfil y del ángulo de ataque; q la presión aerodinám ica (1/ 2dv² siendo d la densidad y v la velocidad del viento relat ivo) y S la superficie alar.

La resistencia total del avión es pues la sum a de dos t ipos de resistencia: la resistencia inducida y la resistencia parásita.

Resistencia inducida. La resistencia inducida, indeseada pero inevitable, es un producto de la sustentación, y se increm enta en proporción directa al increm ento del ángulo de ataque. Al encont rarse en la parte poster ior del ala la corr iente de aire que fluye por arr iba con la que fluye por debajo, la m ayor velocidad de la pr im era deflecta hacia abajo a la segunda haciendo variar ligeram ente el viento relat ivo, y este efecto crea una resistencia. Este efecto es m ás acusado en el ext rem o del ala, pues el aire que fluye por debajo encuent ra una vía de escape hacia arr iba donde hay m enor presión, pero la m ayor velocidad del aire fluyendo por arr iba deflecta esa corr iente hacia abajo produciéndose resistencia adicional. Este m ovim iento de rem olino crea vórt ices que absorben energía del avión.

Representadas de form a gráfica la sustentación y la resistencia, la fuerza aerodinám ica se descom pone en dos fuerzas: una aprovechable de sustentación y ot ra no deseada pero inevitable de resistencia ( fig.1.3.14) .

De la explicación dada se deduce claram ente que la resistencia inducida aum enta a m edida que aum enta el ángulo de ataque. Pero si para m antener la m ism a sustentación ponem os m ás velocidad y m enos ángulo de ataque, la resistencia inducida será m enor, de lo cual deducim os que la resistencia inducida dism inuye con el aum ento de velocidad. La figura 1.3.15 nos m uest ra la relación ent re la resistencia inducida, la velocidad, y el ángulo de ataque.

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En la resistencia inducida tam bién t iene influencia la form a de las alas; un ala alargada y est recha t iene m enos resistencia inducida que un ala corta y ancha. ( fig.1.4.2)

Resistencia parásita . Es la producida por las dem ás resistencias no relacionadas con la sustentación, com o son: resistencia al avance de las partes del avión que sobresalen ( fuselaje, t ren de aterr izaje no ret ráct il, antenas de radio, etc.) ; entorpecim iento del flujo del aire en alas sucias por im pacto de insectos o con form ación de hielo; rozam iento o fr icción superficial con el aire; interferencia del flujo de aire a lo largo del fuselaje con el flujo de las alas; el flujo de aire canalizado al com part im ento del m otor para refr igerar lo (que puede suponer en algunos aeroplanos cerca del 30% de la resistencia total) ; etc... Tam bién, la superficie total del ala y la form a de esta superficie afecta a la resistencia parásita; un ala m ás alargada presenta m ayor superficie al v iento, y por ello m ayor resistencia parásita, que un ala m ás corta. Lógicam ente, cuanto m ayor sea la velocidad, m ayor será el efecto de la resistencia parásita. La resistencia parásita aum enta con la velocidad.

Si la resistencia inducida es un producto de la sustentación, y en la resistencia parásita t ienen influencia la superficie alar y la form a del ala, es obvio que práct icam ente todos los factores que afectan a la sustentación afectan en m ayor o m enor m edida a la resistencia.

1 .3 .7 Control del piloto sobre la resistencia.

La resistencia inducida depende del ángulo de ataque. Por lo tanto el piloto puede reducir la resistencia inducida si para lograr m ás sustentación increm enta la velocidad en vez de increm entar el ángulo de ataque. A m ayor velocidad m enor resistencia inducida. ( fig.1.3.15) El peso influye de form a indirecta en esta resistencia, puesto que a m ás peso m ás sustentación se necesita y por tanto m ayor ángulo de ataque para m antener la m ism a velocidad. Dism inuyendo el peso dism inuye la resistencia inducida.

Por el cont rar io, la resistencia parásita se increm enta con la velocidad del avión ( fig.1.3.16) . La única form a que t iene el piloto para dism inuir la es am inorar la velocidad, por que en lo dem ás, esta resistencia depende sobre todo del diseño del avión y el piloto no dispone apenas de capacidad de acción para m odificar la (m antener las alas lim pias, im pedir la form ación de hielo en las m ism as, . . .) .

Si con el aum ento de velocidad dism inuye la resistencia inducida y se increm enta la resistencia parásita, t iene que haber un punto en que la sum a de am bas ( resistencia total) sea el m enor posible. Este punto de velocidad viene tabulado por el fabr icante en el m anual del avión.

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A baja velocidad la m ayoría de la resistencia es inducida, debido al increm ento del ángulo de ataque para producir suficiente sustentación para soportar el peso del avión. A m edida que la velocidad sigue bajando, la resistencia inducida se increm enta rápidam ente y la resistencia parásita apenas t iene influencia. Por el cont rar io, a alta velocidad la resistencia parásita es la dom inante m ient ras que la inducida es irrelevante.

Resum iendo:

• A m ayor velocidad m enor resistencia inducida. • A m ayor ángulo de ataque m ayor resistencia inducida. • A m ayor velocidad m ayor resistencia parásita.

1 .3 .8 Em puje o t racción.

Para vencer la inercia del avión parado, acelerar lo en la carrera de despegue o en vuelo, m antener una tasa de ascenso adecuada, vencer la resistencia al avance, etc... se necesita una fuerza: el em puje o t racción. Esta fuerza se obt iene acelerando una m asa de aire a una velocidad m ayor que la del aeroplano. La reacción, de igual intensidad pero de sent ido opuesto (3ª ley del m ovim iento de Newton) , m ueve el avión hacia adelante. En aviones de hélice, la fuerza de propulsión la genera la rotación de la hélice, m ovida por el m otor (convencional o turbina) ; en reactores, la propulsión se logra por la expulsión violenta de los gases quem ados por la turbina.

Esta fuerza se ejerce en la m ism a dirección a la que apunta el eje del sistem a propulsor, que suele ser m ás o m enos paralela al eje longitudinal del avión.

Es obvio que el factor pr incipal que influye en esta fuerza es la potencia del m otor, pero hay ot ros elem entos que tam bién influyen com o pueden ser la form a y tam año de la hélice, octanaje del com bust ible, densidad del aire, etc. Se habla de potencia en C.V. en m otores convencionales, y de kilos o libras de em puje en reactores.

Puesto que potencia es equivalente a energía por unidad de t iem po, a m ayor potencia m ayor capacidad de aceleración.

La potencia es el factor m ás im portante a la hora de determ inar la tasa de ascenso de un avión. De hecho la tasa m áxim a de ascenso de un avión no está relacionada con la sustentación sino con la potencia disponible descontada la necesaria para m antener un vuelo nivelado.

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Notas:

Estas cuat ro fuerzas están definidas respecto a t res sistem as de coordenadas diferentes: la sustentación y la resistencia están definidas en relación al v iento relat ivo; el peso (gravedad) respecto al cent ro de la t ierra, y el em puje con respecto a la or ientación del aeroplano. Esta situación puede verse un poco m ás com plicada porque por ejem plo el em puje y la resistencia t ienen com ponentes vert icales que se oponen al peso, m ient ras la sustentación t iene un com ponente hor izontal.

Se puede pensar que las cuat ro fuerzas están definidas de una m anera anárquica, pero los conceptos y sus definiciones son los que son y adem ás son correctos. Hay m ucha histor ia e invest igación sobre ellos, y son m uy im portantes al analizar situaciones com plejas.

Pero no hay que alarm arse, dado que estos conceptos t ienen una im portancia relat iva. En vuelo ordinario (no acrobát ico) exceptuando los giros, incluso en ascensos y descensos, los ángulos son generalm ente pequeños, de m anera que el em puje es aproxim adam ente hor izontal, y los vientos relat ivos difieren de la hor izontal solo en unos pocos grados, de form a que la resistencia es aproxim adam ente hor izontal y la sustentación cercana a la vert ical.

Sim plificando: en vuelo recto y nivelado a velocidad constante las fuerzas que actúan hacia abajo se com pensan con las que actúan hacia arr iba, y las que actúan hacia delante se equilibran con las que actúan hacia at rás. Esto es cierto, se calculen com o se calculen las cont r ibuciones individuales de la sustentación, el peso, la resistencia y el em puje. Si una de estas fuerzas básicas cam bia de m agnitud haciendose m ayor que la opuesta, el avión se m overá en la dirección de la fuerza m ayor hasta un punto en que am bas estén de nuevo en equilibr io.

Por supuesto que la m anera en que las fuerzas se com pensan se refiere a un avión en vuelo; puede haber ot ros sistem as en que las fuerzas se com pensen de form a diferente: por ejem plo, el peso de un avión de despegue vert ical durante la m aniobra de tom a de t ierra no convencional, se com pensa con el em puje del m otor.

Pequeñas paradojas: En un ascenso a baja velocidad y m ucha potencia la sustentación es m enor que el peso pero el em puje soporta parte de dicho peso. Suena raro ¿verdad? pero es técnicam ente cierto. En un descenso a alta velocidad y baja potencia, la sustentación de nuevo es m enor que el peso, pero en este caso la resistencia está soportando parte del peso. Estas paradojas son puros tecnicism os consecuencia de las definiciones de las cuat ro fuerzas, pero no t ienen ningún im pacto en la técnica de pilotaje.

Sum ario:

• Las cuat ro fuerzas que actúan en vuelo son sustentación, peso, em puje y resistencia. Sustentación y em puje son favorables y opuestas a las desfavorables peso y resistencia.

• Generalizando, sustentación y peso son de com ponente vert ical en tanto em puje y resistencia son de com ponente hor izontal.

• La sustentación es perpendicular al v iento relat ivo. • Aunque la sustentación depende de var ios factores, los pr im ordiales son ángulo de

ataque y velocidad. • El coeficiente de sustentación es proporcional al ángulo de ataque hasta el CL m áxim o a

part ir del cual com ienza a dism inuir. • Teóricam ente, el cent ro de presiones es el punto del ala donde se supone ejercida la

sustentación, y el cent ro de gravedad es el punto donde se concent ra todo el peso del avión. La posición de uno respecto del ot ro t iene una gran im portancia según verem os en capítulos poster iores.

• El peso es siem pre perpendicular al cent ro de la Tierra.

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• La resistencia es paralela y de la m ism a dirección que el v iento relat ivo. Asim ism o es paralela y de dirección opuesta a la t rayector ia.

• La resistencia inducida es directam ente proporcional al ángulo de ataque e inversam ente proporcional a la velocidad.

• La resistencia parásita es directam ente proporcional a la velocidad. • La t racción o em puje se ejerce en la m ism a dirección que el eje de propulsión. • Potencia es energía por unidad de t iem po; a m ayor potencia m ayor capacidad de

aceleración. • La tasa de ascenso depende de la potencia disponible descontada la necesaria para

m antener un vuelo nivelado.

(1) . En el apartado dedicado a la resistencia (1.3.6) se verá que debido a la resistencia inducida no es exactamente

paralelo. (2) . La extensión de flaps por el piloto produce un cambio en la curvatura del ala y por añadidura en el ángulo de

incidencia. (3) . Algunos aviones m ilitares montan alas que perm iten variar el ángulo de incidencia: alas de incidencia variable.

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PRINCIPIOS BASICOS

1 .4 ESTRUCTURA DEL AVI ON.

En los capítulos anter iores se han descrito algunos aspectos del m undo en que se m ueve el avión ( la atm ósfera) , las leyes que explican el vuelo, las fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo, etc. En este capítulo se especifican de una form a general cuales son los com ponentes est ructurales de un avión y su nom enclatura, poniendo especial énfasis en su elem ento dist int ivo: las alas.

1 .4 .1 Generalidades.

Fusela je. Del francés " fuselé" que significa "ahusado", se denom ina fuselaje al cuerpo pr incipal de la est ructura del avión, cuya función pr incipal es la de dar cabida a la t r ipulación, a los pasajeros y a la carga, adem ás de servir de soporte pr incipal al resto de los com ponentes. El diseño del fuselaje adem ás de atender a estas funciones, debe proporcionar un rendim iento aceptable al propósito a que se dest ine el avión. Los fuselajes que ofrecen una m enor resistencia aerodinám ica son los de sección circular, elípt ica u oval, y de form a alargada y ahusada.

Alas. Son el elem ento pr im ordial de cualquier aeroplano. En ellas es donde se or iginan las fuerzas que hacen posible el vuelo. En su diseño se t ienen en cuenta num erosos aspectos: peso m áxim o a soportar, resistencias generadas, com portam iento en la pérdida, etc.. o sea, todos aquellos factores que proporcionen el rendim iento ópt im o para com paginar la m ejor velocidad con el m ayor alcance y el m enor consum o de com bust ible posibles.

Superficies de m ando y control. Son las superficies m ovibles situadas en las alas y en los em penajes de cola, las cuales respondiendo a los m ovim ientos de los m andos existentes en la cabina provocan el m ovim iento del avión sobre cualquiera de sus ejes ( t ransversal, longitudinal y vert ical) . Tam bién ent ran en este grupo ot ras superficies secundarias, cuya función es la de proporcionar m ejoras adicionales relacionadas generalm ente con la sustentación ( flaps, slats, aerofrenos, etc...) .

Sistem a estabilizador. Está com puesto en general por un estabilizador vert ical y ot ro horizontal. Com o sus propios nom bres indican, su m isión es la de cont r ibuir a la estabilidad del avión sobre sus ejes vert ical y hor izontal.

Tren de aterr izaje . Tiene com o m isión am ort iguar el im pacto del aterr izaje y perm it ir la rodadura y m ovim iento del avión en t ierra. Puede ser fij o o ret ráct il, y de t r iciclo (dos ruedas pr incipales y una de m orro) o pat ín de cola (dos ruedas pr incipales y un pat ín o rueda en la cola) . Hay t renes adaptados a la nieve (con pat ines) y al agua (con flotadores) .

Grupo m otopropulsor . Encargado de proporcionar la potencia necesaria para cont rarrestar las resistencias del aparato, tanto en t ierra com o en vuelo, im pulsar a las alas y que estas produzcan sustentación, y por últ im o para aportar la aceleración necesaria en cualquier m om ento.

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Este grupo puede estar const ituido por uno o m ás m otores; m otores que pueden ser de pistón, de reacción, turbopropulsores, etc. Dent ro de este grupo se incluyen las hélices, que pueden tener dist intos tam años, form as y núm ero de palas.

Sistem as auxiliares. Resto de sistem as dest inados a ayudar al funcionam iento de los elem entos anter iores o bien para proporcionar m ás confort o m ejor gobierno de la aeronave. Podem os m encionar por ejem plo, el sistem a hidráulico, el eléct r ico, presurización, alim entación de com bust ible, etc.

1 .4 .2 Las a las.

Los pioneros de la aviación t ratando de em ular el vuelo de las aves, const ruyeron todo t ipo de artefactos dotados de alas art iculadas que generaban corr ientes de aire. Solo cuando se const ruyeron m áquinas con alas fij as que surcaban el aire en vez de generarlo, fue posible el vuelo de m áquinas m ás pesadas que el aire. Aunque verem os que hay alas de todos los t ipos y form as, todas obedecen a los m ism os pr incipios explicados con anter ior idad.

Por ser la parte m ás im portante de un aeroplano y por ello quizá la m ás estudiada, es posiblem ente tam bién la que m ás term inología em plee para dist inguir las dist intas partes de la m ism a. A cont inuación se detalla esta term inología ( fig.1.4.2) .

Perfil. Es la form a de la sección del ala, es decir lo que veríam os si cortáram os esta t ransversalm ente "com o en rodajas" . Salvo en el caso de alas rectangulares en que todos los perfiles ( " rodajas") son iguales, lo habitual es que los perfiles que com ponen un ala sean diferentes; se van haciendo m ás pequeños y est rechos hacia los ext rem os del ala.

Borde de ataque. Es el borde delantero del ala, o sea la línea que une la parte anter ior de todos los perfiles que form an el ala; o dicho de ot ra form a: la parte del ala que pr im ero tom a contacto con el flujo de aire.

Borde de salida. Es el borde poster ior del ala, es decir la línea que une la parte poster ior de todos los perfiles del ala; o dicho de ot ra form a: la parte del ala por donde el flujo de aire perturbado por el ala retorna a la corr iente libre.

Extrados. Parte superior del ala com prendida ent re los bordes de ataque y salida.

I nt rados. Parte infer ior del ala com prendida ent re los bordes de ataque y salida.

Espesor. Distancia m áxim a ent re el ext rados y el int rados.

Cuerda. Es la línea recta im aginaria t razada ent re los bordes de ataque y de salida de cada perfil.

Cuerda m edia. Com o los perfiles del ala no suelen ser iguales sino que van dism inuyendo hacia los ext rem os, lo m ism o sucede con la cuerda de cada uno. Por tanto al tener cada perfil una cuerda dist inta, lo norm al es hablar de cuerda m edia.

Línea del 2 5 % de la cuerda. Línea im aginaria que se obtendría al unir todos los puntos situados a una distancia del 25% de la longitud de la cuerda de cada perfil, distancia m edida com enzando por el borde de ataque.

Curvatura. Del ala desde el borde de ataque al de salida. Curvatura superior se refiere a la de la superficie superior (ext rados) ; infer ior a la de la superficie infer ior ( int rados) , y curvatura m edia a la equidistante a am bas superficies. Aunque se puede dar en cifra absoluta, lo norm al es que se exprese en % de la cuerda.

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Superficie a lar . Superficie total correspondiente a las alas.

Envergadura. Distancia ent re los dos ext rem os de las alas. Por sim ple geom et ría, si m ult iplicam os la envergadura por la cuerda m edia debem os obtener la superficie alar.

Alargam iento. Cociente ent re la envergadura y la cuerda m edia. Este dato nos dice la relación existente ent re la longitud y la anchura del ala (Envergadura/ Cuerda m edia) . Por ejem plo; si este cociente fuera 1 estaríam os ante un ala cuadrada de igual longitud que anchura. Obviam ente a m edida que este valor se hace m ás elevado el ala es m ás larga y est recha. Este cociente afecta a la resistencia inducida de form a que: a m ayor alargam iento m enor resistencia inducida. Las alas cortas y anchas son fáciles de const ruir y m uy resistentes pero generan m ucha resistencia; por el cont rar io las alas alargadas y est rechas generan poca resistencia pero son difíciles de const ruir y presentan problem as est ructurales. Norm alm ente el alargam iento suele estar com prendido ent re 5: 1 y 10: 1.

Flecha. Angulo que form an las alas (m ás concretam ente la línea del 25% de la cuerda) respecto del eje t ransversal del avión. La flecha puede ser posit iva (ext rem os de las alas or ientados hacia at rás respecto a la raíz o encast re, que es lo habitual) , neut ra, o negat iva (ext rem os adelantados) . Para tener una idea m ás gráfica, pongam os nuest ros brazos en cruz com o si fueran unas alas; en esta posición t ienen flecha nula, si los echam os hacia at rás t ienen flecha posit iva, y si los echam os hacia delante t ienen flecha negat iva.

Diedro. Visto el avión de frente, ángulo en form a de "V" que form an las alas con respecto al horizonte. El ángulo diedro puede ser posit ivo, neut ro, o negat ivo. Volviendo a nuest ros brazos en cruz, en posición norm al tenem os diedro neut ro, si los subim os t ienen diedro posit ivo y si los bajam os t ienen diedro negat ivo.

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Form a. Las alas pueden tener las form as m ás variadas: est rechándose hacia los ext rem os ( tapered) o recta (st raight ) , en la parte del borde de ataque ( leading) o del borde de salida ( t railing) , o cualquier com binación de estas; en form a de delta, en flecha, etc. Si la velocidad es el factor pr incipal, un ala " tapered" es m ás eficiente que una rectangular (st raight ) porque produce m enos resistencia; pero un ala " tapered" t iene peores característ icas en la pérdida salvo que tenga torsión (ángulo de incidencia decreciente hacia el borde del ala) .

Según la colocación de las alas en el fuselaje, los aviones son de plano alto, plano m edio, o plano bajo. Asim ism o, según el núm ero de pares de alas, los aviones son m onoplanos, biplanos, t r iplanos, etc. Tam bién se dist inguen alas de geom et ría fij a ( la gran m ayoría) , de geom et ría var iable (que pueden variar su flecha) , y alas de incidencia var iable (que pueden variar su ángulo de incidencia) . Estos dos últ im os t ipos son de aplicación casi exclusiva en aviones m ilitares. Las alas pueden estar fij adas al fuselaje m ediante m ontantes y voladizos, con ayuda de cables, o estar fij adas sin m ontantes externos ni ayuda de cables (alas cant ilever, tam bién llam adas "ala en voladizo" o "ala en m énsula") .

Notas.

Com o es natural, a m edida que han ido pasando los años los diseños de las alas han ido sufr iendo m odificaciones, para adaptarse a nuevas necesidades. Las alas de aeroplanos ant iguos tenían el ext rados ligeram ente curvado y el int rados práct icam ente plano, con el m áxim o espesor en el pr im er tercio de la cuerda; con el t iem po, am bas superficies, int rados y ext rados, experim entaron cam bios en su curvatura en m ayor o m enor m edida y el punto de m áxim o espesor se fué desplazando hacia at rás. Actualm ente, los aviones suelen m ontar alas de flujo lam inar. Los aviones supersónicos han sufr ido cam bios m uchos m ás drást icos en los perfiles del ala, algunos incluso perdiendo la t ípica form a redondeada, y sus perfiles se han hecho sim ét r icos.

En los diseños de las alas hay invert ido m ucho t iem po de invest igación, de pruebas y errores, pero no existe el ala ideal. Las alas de cada aeroplano son producto de un com prom iso de los diseñadores con las posibles com binaciones de factores ( form a, longitud, colocación, etc.) .

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Adem ás de adaptarse a las característ icas, cualidades y uso para el que se diseña el aeroplano, su diseño las hará m ás o m enos sensibles a las pérdidas, a la am ort iguación de ráfagas de viento, a la estabilidad/ inestabilidad, etc.

Sum ario:

• Com o en cualquier ot ro aparato, cada uno de los elem entos est ructurales de un avión está diseñado con la vista puesta en el conjunto, de form a que este cum pla con la m ayor eficiencia posible el objet ivo para el cual se const ruye.

• Los fuselajes de sección circular, elípt ica u oval, y de form a alargada y ahusada ofrecen m enor resistencia.

• Las alas son el elem ento pr im ordial del avión, pues en ellas es donde se genera la fuerza de sustentación.

• No existe el ala perfecta. • El alargam iento del ala suele estar com prendido ent re 5: 1 y 10: 1. A m ayor

alargam iento m enor resistencia inducida. • Hay una am plia panoplia de form as y disposiciones de las alas en un aeroplano. • Las superficies de m ando y cont rol nos perm iten dir igir la t rayector ia de vuelo. Se

m ueven m ediante los m andos correspondientes en la cabina. • El sistem a estabilizador está com puesto generalm ente de un estabilizador hor izontal y

ot ro vert ical. • Adem ás de posibilitar el m ovim iento y rodadura del avión, el t ren de aterr izaje

am ort igua el contacto del avión con el suelo durante esta m aniobra. • El grupo m otopropulsor esta const ituido por uno o m ás m otores, de hélice, de reacción,

turbopropulsores, y en su caso las hélices, que t ienen dist intos tam años, form as, y núm ero de palas.

• Los sistem as de alim entación de com bust ible, eléct r ico, presurización, hidráulico, etc. com ponen el grupo de sistem as funcionales.

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PRINCIPIOS BÁSICOS

1 .5 SUPERFI CI ES DE MANDO Y CONTROL.

Adem ás de que un avión vuele, es necesario que este vuelo se efectúe bajo cont rol del piloto; que el avión se m ueva respondiendo a sus ordenes. Los pr im eros pioneros de la aviación estaban tan preocupados por elevar sus art ilugios que no prestaban m ucha atención a este hecho; por suerte para ellos nunca estuvieron suficientem ente alto y rápido com o para provocar o provocarse m ales m ayores. Una de las cont r ibuciones de los herm anos Wright fue el sistem a de cont rol del avión sobre sus t res ejes; su Flyer disponía de t im ón de profundidad, t im ón de dirección, y de un sistem a de torsión de las alas que producía el alabeo.

Por ot ro lado, es de gran interés contar con disposit ivos que, a voluntad del piloto, aporten sustentación adicional (o no-sustentación) facilitando la realización de ciertas m aniobras.

Para lograr una u ot ra funcionalidad se em plean superficies aerodinám icas, denom inándose pr im arias a las que proporcionan cont rol y secundarias a las que m odifican la sustentación.

Las superficies de m ando y cont rol m odifican la aerodinám ica del avión provocando un desequilibr io de fuerzas, una o m ás de ellas cam bian de m agnitud. Este desequilibr io, es lo que hace que el avión se m ueva sobre uno o m ás de sus ejes, increm ente la sustentación, o aum ente la resistencia.

1 .5 .1 Ejes del avión.

Se t rata de rectas im aginarias e ideales t razadas sobre el avión. Su denom inación y los m ovim ientos que se realizan alrededor de ellos son los siguientes:

Eje longitudinal. Es el eje im aginar io que va desde el m orro hasta la cola del avión. El m ovim iento alrededor de este eje ( levantar un ala bajando la ot ra) se denom ina alabeo (en ingles " roll" ) . Tam bién se le denom ina eje de alabeo, nom bre que parece m ás lógico pues cuando se hace referencia a la estabilidad sobre este eje, es m enos confuso hablar de estabilidad de alabeo que de estabilidad " t ransversal" . Eje t ransversal o lateral. Eje im aginario que va desde el ext rem o de un ala al ext rem o de la ot ra. El m ovim iento alrededor de este eje (m orro arr iba o m orro abajo) se denom ina cabeceo ( "pitch" en ingles) . Tam bién denom inado eje de cabeceo, por las m ism as razones que en el caso anter ior.

Eje vert ical. Eje im aginario que at raviesa el cent ro del avión. El m ovim iento en torno a este eje (m orro virando a la izquierda o la derecha) se llam a guiñada ( "yaw" en ingles) . Denom inado igualm ente eje de guiñada.

En un sistem a de coordenadas cartesianas, el eje longitudinal o de alabeo sería el eje "x" ; el eje t ransversal o eje de cabeceo sería el eje "y" , y el eje vert ical o eje de guiñada sería el eje "z" . El or igen de coordenadas de este sistem a de ejes es el cent ro de gravedad del avión.

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1 .5 .2 Superficies pr im arias.

Son superficies aerodinám icas m ovibles que, accionadas por el piloto a t ravés de los m andos de la cabina, m odifican la aerodinám ica del avión provocando el desplazam iento de este sobre sus ejes y de esta m anera el seguim iento de la t rayector ia de vuelo deseada.

Las superficies de cont rol son t res: alerones, t im ón de profundidad y t im ón de dirección. El m ovim iento en torno a cada eje se cont rola m ediante una de estas t res superficies. La diferencia ent re un piloto y un conductor de aviones es el uso adecuado de los cont roles para lograr un m ovim iento coordinado. Veam os cuales son las superficies de cont rol, com o funcionan, y com o las acciona el piloto.

Alerones. Palabra de or igen lat ino que significa "ala pequeña", son unas superficies m óviles, situadas en la parte poster ior del ext rem o de cada ala, cuyo accionam iento provoca el m ovim iento de alabeo del avión sobre su eje longitudinal. Su ubicación en el ext rem o del ala se debe a que en esta parte es m ayor el par de fuerza ejercido. El piloto acciona los alerones girando el volante de cont rol ( "cuernos") a la izquierda o la derecha, o en algunos aviones m oviendo la palanca de m ando a la izquierda o la derecha.

Funcionam iento: Los alerones t ienen un m ovim iento asim ét r ico. Al girar el volante hacia un lado, el alerón del ala de ese lado sube y el del ala cont rar ia baja, am bos en un ángulo de deflexión proporcional a la cant idad de giro dado al volante. El alerón arr iba en el ala hacia donde se m ueve el volante im plica m enor curvatura en esa parte del ala y por tanto m enor sustentación, lo cual provoca que ese ala baje; el alerón abajo del ala cont rar ia supone m ayor curvatura y sustentación lo que hace que ese ala suba. Esta com binación de efectos cont rar ios es lo que produce el m ovim iento de alabeo hacia el ala que desciende.

Supongam os por ejem plo que querem os realizar un m ovim iento de alabeo a la derecha: giram os el volante a la derecha; el alerón del ala derecha sube y al haber m enos sustentación esa ala desciende; por el cont rar io, el alerón abajo del ala izquierda provoca m ayor sustentación en esa ala y que esta ascienda.

Tim ón de profundidad. Es la superficie o superficies m óviles situadas en la parte poster ior del em penaje hor izontal de la cola del avión. Aunque su nom bre podría sugerir que se encarga de hacer elevarse o descender al avión, en realidad su accionam iento provoca el m ovim iento de cabeceo del avión (m orro arr iba o m orro abajo) sobre su eje t ransversal.

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Obviam ente, el m ovim iento de cabeceo del avión provoca la m odificación del ángulo de ataque; es decir que el m ando de cont rol del t im ón de profundidad cont rola el ángulo de ataque. En algunos aviones, el em penaje hor izontal de cola es de una pieza haciendo las funciones de estabilizador hor izontal y de t im ón de profundidad. El t im ón de profundidad es accionado por el piloto em pujando o t irando del volante o la palanca de cont rol, y suele tener una deflexión m áxim a de 40º hacia arr iba y 20º hacia abajo.

Funcionam iento: Al t irar del volante de cont rol, esta superficie sube m ient ras que al em pujar lo baja -en algunos aviones se m ueve la totalidad del em penaje hor izontal. El t im ón arr iba produce m enor sustentación en la cola, con lo cual esta baja y por tanto el m orro sube (m ayor ángulo de ataque) . El t im ón abajo aum enta la sustentación en la cola, esta sube y por tanto el m orro baja (m enor ángulo de ataque) . De esta m anera se produce el m ovim iento de cabeceo del avión y por extensión la m odificación del ángulo de ataque.

Tim ón de dirección. Es la superficie m óvil m ontada en la parte poster ior del em penaje vert ical de la cola del avión. Su m ovim iento provoca el m ovim iento de guiñada del avión sobre su eje vert ical, sin em bargo ello no hace virar el aparato, sino que se suele ut ilizar para equilibrar las fuerzas en los virajes o para cent rar el avión en la t rayector ia deseada. Suele tener una deflexión m áxim a de 30º a cada lado. Esta superficie se m aneja m ediante unos pedales situados en el suelo de la cabina.

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Funcionam iento: Al pisar el pedal derecho, el t im ón de dirección gira hacia la derecha, provocando una reacción aerodinám ica en la cola que hace que esta gire a la izquierda, y por tanto el m orro del avión gire (guiñada) hacia la derecha. Al pisar el pedal izquierdo, sucede lo cont rar io: t im ón a la izquierda, cola a la derecha y m orro a la izquierda.

El m anejo de los m andos de cont rol, según se ha visto es bastante intuit ivo:

• Alabeo a la derecha -> volante a la derecha. • Alabeo a la izquierda -> volante a la izquierda. • Morro abajo (m enor ángulo de ataque) -> em pujar el volante. • Morro arr iba (m ayor angulo de ataque) -> t irar del volante. • Guiñada a la derecha -> pedal derecho. • Guiñada a la izquierda -> pedal izquierdo.

Al basarse los m andos de cont rol en pr incipios aerodinám icos, es obvio que su efect iv idad será m enor a bajas velocidades que a altas velocidades. Es conveniente tener esto en cuenta en m aniobras efectuadas con baja velocidad. El que las superficies de cont rol estén lo m ás alejadas posible del Cent ro de Gravedad del avión no es casualidad, sino que debido a esta disposición su funcionam iento es m ás efect ivo con m enor m ovim iento de la superficie y m enos esfuerzo. Norm alm ente, en cada m ovim iento del avión se em plea m ás de uno de estos cont roles para que este m ovim iento sea coordinado.

1 .5 .3 Com pensadores.

El piloto consigue la act itud de vuelo deseada m ediante los m andos que actúan sobre las superficies de cont rol, lo cual requiere un esfuerzo físico por su parte; im aginem os un vuelo de un par de horas sujetando los m andos y presionando los pedales para m antener el avión en la posición deseada. Para evitar este esfuerzo físico cont inuado, que podría provocar fat iga y falta de atención del piloto, con el consiguiente r iesgo, el avión dispone de com pensadores. Estos son unos m ecanism os, que perm iten que las superficies de cont rol se m antengan en una posición fij ada por el piloto, liberándole de una atención cont inuada a esta tarea. Aunque no todos los aviones disponen de todos ellos, los com pensadores se denom inan según la función o superficie a la que se aplican: de dirección, de alabeo, o de profundidad.

1 .5 .4 Superficies secundarias.

Es posible dism inuir la velocidad m ínim a que sost iene a un avión en vuelo m ediante el cont rol de la capa lím ite, m odificando la curvatura del perfil, o aum entando la superficie alar. Las superficies que realizan una o m ás de estas funciones se denom inan superficies hipersustentadoras.

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Las superficies pr im arias nos perm iten m antener el cont rol de la t rayector ia del avión, las secundarias se ut ilizan en general para m odificar la sustentación del avión y hacer m ás fáciles m uchas m aniobras. Las superficies secundarias son: flaps, slats y spoilers o aerofrenos.

Flaps. Los flaps son disposit ivos hipersustentadores, cuya función es la de aum entar la sustentación del avión cuando este vuela a velocidades infer iores a aquellas para las cuales se ha diseñado el ala. Situados en la parte inter ior t rasera de las alas, se deflectan hacia abajo de form a sim ét r ica (am bos a la vez) , en uno o m ás ángulos, con lo cual cam bian la curvatura del perfil del ala (m ás pronunciada en el ext rados y m enos pronunciada en el int rados) , la superficie alar (en algunos t ipos de flap) y el ángulo de incidencia, todo lo cual aum enta la sustentación (y tam bién la resistencia) .

Se accionan desde la cabina, bien por una palanca, por un sistem a eléct r ico, o cualquier ot ro sistem a, con var ios grados de calaje (10º , 15º , etc..) correspondientes a dist intas posiciones de la palanca o interruptor eléct r ico, y no se bajan o suben en todo su calaje de una vez, sino gradualm ente. En general, deflexiones de flaps de hasta unos 15º aum entan la sustentación con poca resistencia adicional, pero deflexiones m ayores increm entan la resistencia en m ayor proporción que la sustentación. En la figura se representan unas posiciones y grados de calaje de flaps com o ejem plo, pues el núm ero de posiciones de flaps así com o los grados que corresponden a cada una de ellas varía de un avión a ot ro.

Hay varios t ipos de flaps: sencillo, de int rados, flap zap, flap fowler, flap ranurado, flap Krueger, etc...

• Sencillo. Es el m ás ut ilizado en aviación ligera. Es una porción de la parte poster ior del ala.

• De int rados. Situado en la parte infer ior del ala ( int rados) su efecto es m enor dado que solo afecta a la curvatura del int rados.

• Zap. Sim ilar al de int rados, al deflectarse se desplaza hacia el ext rem o del ala, aum entando la superficie del ala adem ás de la curvatura.

• Fowler. I dént ico al flap zap, se desplaza totalm ente hasta el ext rem o del ala, aum entando enorm em ente la curvatura y la superficie alar.

• Ranurado. Se dist ingue de los anter iores, en que al ser deflectado deja una o m ás ranuras que com unican el int rados y el ext rados, produciendo una gran curvatura a la vez que crea una corr iente de aire que elim ina la resistencia de ot ros t ipos de flaps.

• Krueger. Com o los anter iores, pero situado en el borde de ataque en vez del borde de salida.

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Los flaps únicam ente deben em plearse en las m aniobras de despegue, aproxim ación y aterr izaje, o en cualquier ot ra circunstancia en la que sea necesario volar a velocidades m ás bajas que con el avión " lim pio" .

Los efectos que producen los flaps son:

Aum ento de la sustentación.

Aum ento de la resistencia.

Posibilidad de volar a velocidades m ás bajas sin ent rar en pérdida.

Se necesita m enor longitud de pista en despegues y aterr izajes.

La senda de aproxim ación se hace m ás pronunciada.

Crean una tendencia a picar.

En el m om ento de su deflexión el avión t iende a ascender y perder velocidad.

Slats. Son superficies hipersustentadoras que actúan de m odo sim ilar a los flaps. Situadas en la parte anter ior del ala, al deflectarse canalizan hacia el ext rados una corr iente de aire de alta velocidad que aum enta la sustentación perm it iendo alcanzar m ayores ángulos de ataque sin ent rar en pérdida. Se em plean generalm ente en grandes aviones para aum entar la sustentación en operaciones a baja velocidad (aterr izajes y despegues) , aunque tam bién hay m odelos de aeroplanos ligeros que disponen de ellos.

En m uchos casos su despliegue y repliegue se realiza de form a autom át ica; m ient ras la presión ejercida sobre ellos es suficiente los slats perm anecen ret raídos, pero cuando esta presión dism inuye hasta un determ inado nivel (cerca de la velocidad de pérdida) los slats de despliegan de form a autom át ica. Debido al súbito increm ento o dism inución (según se ext iendan o replieguen) de la sustentación en velocidades cercanas a la pérdida, debem os ext rem ar la atención cuando se vuela a velocidades bajas en aviones con este t ipo de disposit ivo.

Spoilers o aerofrenos. Al cont rar io que los anter iores, el objet ivo de esta superficie es dism inuir la sustentación del avión. Se em plean sobre todo en reactores que desarrollan altas velocidades y sirven para frenar el avión en vuelo, perder velocidad y facilitar el aterr izaje, ayudar a frenar en t ierra, y en algunos aviones com o com plem ento de los alerones para el cont rol lateral y los virajes en vuelo.

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Las superficies secundarias ( flaps, slats, spoilers) siem pre funcionan en pareja y de form a sim ét r ica, es decir el accionam iento del m ando correspondiente provoca el m ism o m ovim iento (abajo o arr iba) de las superficies en las dos alas (excepto en los m ovim ientos de los spoilers com plem entando a los alerones) .

Al afectar a la sustentación, a la form a del perfil, y a la superficie alar, el que funcione una superficie y no su sim ét r ica puede suponer un grave inconveniente. Asim ism o, t ienen un lím ite de velocidad, pasada la cual no deben accionarse so pena de provocar daños est ructurales.

Ha habido accidentes de aviones com erciales debido al despliegue inadvert ido de alguna de estas superficies en vuelo, lo cual ha llevado a m ejorar los diseños, incorporando elem entos que eviten su accionam iento a velocidades inadecuadas.

En los aviones com erciales, todos estas superficies (pr im arias y secundarias) se m ueven por m edios eléct r icos e hidráulicos. La razón es obvia; su envergadura hace que las superficies de cont rol sean m ayores; están m ás alejadas de los m andos que las cont rolan, y adem ás soportan una presión m ucho m ayor que en un avión ligero. Todo esto reunido hace que se necesite una fuerza ext raordinaria para m over dichas superficies, fuerza que realizan los m edios m encionados.

Sum ario:

• Los t res ejes de m ovim iento del avión son: longitudinal, lateral o t ransversal y vert ical. • Se llam a alabeo al m ovim iento sobre el eje longitudinal, m ás propiam ente llam ado eje

de alabeo. • Cabeceo se denom ina al m ovim iento sobre el eje t ransversal, tam bién llam ado eje de

cabeceo. • La guiñada es el m ovim iento sobre el eje vert ical o eje de guiñada. • Los alerones producen el m ovim iento de alabeo debido a la diferencia de sustentación

producida por su m ovim iento asim ét r ico. Están situados en la parte poster ior del ext rem o del ala, y se accionan girando a un lado u ot ro el volante o palanca de m ando.

• El t im ón de profundidad, situado en el em penaje hor izontal de cola, provoca el m ovim iento de cabeceo cuando el piloto t ira o em puja el volante de cont rol.

• El m ovim iento de cabeceo del avión provoca la m odificación del ángulo de ataque. El m ando de cont rol del t im ón de profundidad es el m ando de cont rol del ángulo de ataque.

• La guiñada es producida por el m ovim iento del t im ón de dirección, situado en el em penaje vert ical de cola, al accionarse los pedales de cont rol.

• Los com pensadores facilitan el m antenim iento del avión en una posición y t rayector ia determ inadas.

• Las superficies secundarias afectan generalmente a la sustentación del avión, por lo cual tam bién se denom inan superficies hipersustentadoras ( flaps y slats) .

• En estas superficies secundarias se incluyen los flaps, slats, spoilers o aerofrenos, etc. • Las superficies secundarias se em plean únicam ente en las m aniobras de despegue y

aterr izaje, o cuando por ot ra razón es necesario m antener una baja velocidad. • Las superficies secundarias funcionan por pares y de form a sim ét r ica, y t ienen un lím ite

de velocidad a part ir del cual no deben desplegarse so pena de provocar su rotura.

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PRINCIPIOS BÁSICOS

1 .6 ESTABI LI DAD.

La palabra equilibr io (equilibr ium ) es m uy ant igua, y t iene la m ism a raíz que el nom bre de la constelación Libra ( representada en el zodiaco por una balanza) , que debe su nom bre a la circunstancia de que en los equinoccios la duración del día y de la noche es la m ism a, y que en t iem pos de Hiparco el equinoccio de otoño se presentaba cuando el sol se proyectaba en esa constelación (hoy se proyecta en Virgo) .

El equilibr io define el estado de un cuerpo o sistem a cuando la resultante de las fuerzas que actúan sobre el es nula.

Según la 1ª Ley del Movim iento de Newton, un cuerpo en reposo t iende a estar en reposo, y un cuerpo en m ovim iento t iende a perm anecer en m ovim iento en línea recta salvo que se le aplique una fuerza externa. Un cuerpo que no esté acelerando ni decelerando se dice que está en equilibr io: un avión aparcado está en equilibr io; en vuelo recto y nivelado a velocidad constante está en equilibr io; en ascenso o descenso recto a velocidad constante tam bién está en equilibr io. Ahora bien, en un giro a velocidad y altura constante no está en equilibr io puesto que el avión está acelerando hacia el cent ro del giro.

1 .6 .1 Estabilidad estát ica.

Por estabilidad se ent iende la respuesta de un sistem a cuando se le m ueve de una posición de equilibr io. En nuest ro caso, la estabilidad que nos interesa es la capacidad del avión para recobrar una posición de equilibr io después de sufr ir una perturbación que la haya m odificado ( turbulencia, ráfaga de viento, etc…) . La estabilidad se clasifica en t res t ipos: posit iva, neut ra y negat iva. La figura 1.6.2 representa esta clasificación por m edio de t res ruedas de bicicleta en estado de equilibr io.

Estabilidad posit iva significa que si un sistem a es desplazado de su posición de equilibr io, genera fuerzas tendentes a volver a la posición inicial. Tom em os la rueda de la izquierda en la figura 1.6.2 la cual t iene un cont rapeso abajo. Si aplicam os una fuerza que la haga girar en uno u ot ro sent ido esta rueda t ratará de volver a su posición inicial.

Estabilidad neutra se da cuando un sistem a desplazado de su posición de equilibr io no genera ninguna fuerza y perm anece equilibrado en esta nueva posición. Si giram os hacia uno u ot ro lado la rueda del cent ro de la figura, esta rueda se quedará en equilibr io en la nueva posición en que la dejem os.

Estabilidad negat iva es cuando un sistem a desplazado de su posición de equilibr io genera fuerzas que t ienden a desplazarlo aún m ás. Si m ovem os algo la rueda de la derecha de la figura, que t iene un cont rapeso arr iba, esta se irá desplazando cada vez m ás de la posición de equilibr io inicial.

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Estos ejem plos nos m uest ran adem ás, que la cant idad de fuerza a aplicar para sacar a un objeto de su posición de equilibr io, m antener el equilibr io en ot ra posición diferente, o recuperar la posición de equilibr io inicial, es m uy diferente según el t ipo de estabilidad. Volviendo al ejem plo de las ruedas de bicicleta, para sacarlas de su posición de equilibr io habrá que ejercer cierta fuerza en la rueda de la izquierda, m enos fuerza en la rueda del m edio, y m enos todavía en la rueda de la derecha. Para retornarlas a su posición anter ior, habrá que ejercer m uy poca fuerza en la rueda de la izquierda (pues t ratará de volver ella sola) , algo m ás en la rueda del m edio, y bastante m ás en la de la derecha.

De acuerdo con lo explicado, un avión será ESTABLE si separado de su posición de equilibr io t iende a recuperar la; NEUTRO si separado de su posición de equilibr io perm anece en esa nueva posición sin alejarse m ás ni volver a la posición inicial, e I NESTABLE si separado de su posición de equilibr io t iende a alejarse de ella cada vez m ás. Parece obvio que un aeroplano debería tener estabilidad posit iva, quizá neut ra, pero en ningún caso negat iva.

En un sistem a m ult idim ensional debem os considerar la estabilidad para cada uno de sus ejes por separado.

Por ejem plo considerem os un huevo sobre una m esa: un huevo ideal t iene estabilidad neut ra respecto a su eje de sim et ría, es decir que es libre de girar sobre dicho eje. Sin em bargo t iene estabilidad posit iva respecto de los ot ros ejes, puesto que si lo tum bam os hacia cualquier lado tenderá a recuperar su posición or iginal.

En un avión, que tam bién es un sistem a m ult idim ensional, la estabilidad se refiere a cada uno de los t res ejes de m ovim iento del m ism o: longitudinal, lateral y vert ical (1.5.1) .

1 .6 .2 Estabilidad dinám ica.

Sucede que las fuerzas tendentes a recuperar la posición de equilibr io pueden ser tan grandes que fuercen al sistem a a ir m ás allá de la posición inicial. En el ejem plo anter ior, al soltar el huevo que habíam os tum bado en la m esa, este irá m ás allá de su posición de equilibr io inicial oscilando a uno y ot ro lado, cada vez con m enor intensidad, hasta recuperar el equilibr io plenam ente. Pues bien, estabilidad dinám ica es la propiedad que am ort igua estas oscilaciones haciéndolas cada vez m enores en intensidad.

Un sistem a posee estabilidad dinám ica si el m ovim iento del sistem a produce una fuerza que se opone a ese m ovim iento. La rueda cent ral de la figura 1.6.2 apenas t iene estabilidad dinám ica, pues si la hacem os girar estará girando bastante t iem po debido a que la única fuerza que se opone a este m ovim iento es la fr icción del aire.

Tam bién la estabilidad dinám ica puede ser posit iva, neut ra, o negat iva; posit iva cuando las oscilaciones se am ort iguan cada vez m ás hasta parar las; neut ra cuando no se am ort iguan; y negat iva cuando se van haciendo cada vez m ayores.

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La figura 1.6.4 puede servirnos de m odelo para diferenciar am bos t ipos de estabilidad. El m uelle es un ejem plo de estabilidad estát ica posit iva, pues cuando se le est ire o com prim a, t ratará de volver a su posición de equilibr io, eso si oscilando a uno y ot ro lado hasta encont rar la.

El am ort iguador, es un ejem plo de estabilidad dinám ica posit iva. Al com prim irse, el aceite que cont iene es obligado a pasar hacia arr iba a t ravés de unos pequeños agujeros, suavizando este m ovim iento. Pero cuando el m uelle t ienda a recuperar la posición inicial, el aceite en la parte de arr iba será forzado a pasar hacia abajo a t ravés de los m ism os agujeros, suavizando de nuevo el m ovim iento y las oscilaciones. En cualquiera de los dos casos, la dificultad del aceite para pasar de uno a ot ro lado debido a su viscosidad es la fuerza que se opone al m ovim iento del am ort iguador.

La estabilidad estát ica se refiere a las fuerzas que se desarrollan dependiendo de la posición del sistem a, m ient ras que la estabilidad dinám ica se refiere a las que se desarrollan en función de la velocidad. En el caso del m uelle este reacciona cuando se le saca de su posición, m ient ras el am ort iguador crea una fuerza que es proporcional al m ovim iento del aceite.

Cuando un sistem a t iene estabilidad estát ica posit iva pero no suficiente estabilidad dinám ica (am ort iguación) surgen las oscilaciones.

Una m ala interpretación de la estabilidad, hace que al hablar de estabilidad refir iéndose a un avión se piense en este volando recto y nivelado. Realm ente la estabilidad se refiere a cualquier posición de equilibr io: aparcado, en vuelo recto y nivelado a velocidad constante, en descenso o ascenso a velocidad constante, etc...

1 .6 .3 Am ort iguam iento vert ical.

El propósito de este apartado es exam inar com o responde el avión a los m ovim ientos exclusivam ente vert icales, y explicar com o (salvo en situación cercana a la pérdida) resiste eficazm ente estos m ovim ientos.

Norm alm ente un aeroplano está en equilibr io, todas sus fuerzas están en balance, pero para conocer com o el avión m ant iene este equilibr io vam os a cent rarnos en el escenario expuesto en la figura 1.6.5.

I nicialm ente el avión está volando recto y nivelado, las fuerzas vert icales están en equilibr io. Pero en un m om ento dado hay un cam bio súbito en este equilibr io, por ejem plo se corta el v iento que teníam os de frente y la pérdida de velocidad provoca que la sustentación sea m enor que el peso. Esto debería provocar que el avión ent rase en una t rayector ia descendente, y puesto que estas fuerzas seguir ían desequilibradas, cada vez m ás rápidam ente. Sin em bargo no es esto lo que ocurre, pues tan pronto com o las alas inciden hacia abajo con una velocidad apreciable el ángulo de ataque es diferente. Sabem os que el ángulo de ataque es el form ado por la cuerda del ala y el viento relat ivo; no hem os cam biado nuest ra act itud y la cuerda del ala sigue la m ism a línea, pero el v iento relat ivo ha cam biado de dirección, viene de delante y abajo. Esto supone que tenem os m ayor ángulo de ataque luego m ayor sustentación, y este ext ra equilibrará de nuevo las fuerzas vert icales. Pero un m ayor ángulo de ataque tam bién im plica una m ayor resistencia, la cual equilibra la tendencia a acelerar. El resultado sería una t rayector ia descendente no acelerada.

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Este am ort iguam iento vert ical responde a la reacción inicial del avión, pues hay una segunda reacción (1.6.5) que provoca que el avión t rate de volver a la t rayector ia inicial.

El fuerte am ort iguam iento vert ical es la razón por la cual se asum e siem pre que la sustentación es igual al peso. Si las fuerzas estuvieran desequilibradas el avión debería acelerar hacia arr iba o abajo hasta que un nuevo ángulo de ataque las equilibrara, pero en la práct ica el balance se realiza tan rápidam ente que la diferencia ent re el peso y la sustentación no es apreciable.

No obstante, esta capacidad de am ort iguam iento no debería ser tom ada por el piloto com o una garant ía, pues tal com o m uest ra la fig.1.6.6 pudiera suceder que el nuevo ángulo de ataque exceda el ángulo de ataque crít ico y nos haga ent rar en pérdida. En este caso no solo no se increm enta la sustentación sino que dism inuye con la pérdida, por lo que las fuerzas se desequilibran m ás todavía y el avión ent ra en un descenso acelerado.

1 .6 .4 Am ort iguam iento del a labeo.

Antes hem os visto com o el avión responde al desequilibr io de las fuerzas puram ente vert icales. Ahora considerarem os com o responde al desequilibr io de fuerzas que causa el giro sobre el eje de alabeo, para lo cual nos servirem os de la situación planteada en la fig.1.6.7. Com o en el caso anter ior, inicialm ente estam os en vuelo recto y nivelado y con las fuerzas equilibradas. Pero supongam os que toda la carga que llevam os se m ueve repent inam ente al m ism o lado del avión, provocando un súbito desequilibr io del peso a soportar por cada ala. Aunque el m orro del avión se m ueve hacia delante en la m ism a t rayector ia, el ala con m enor peso se m ueve adelante y arr iba dism inuyendo su ángulo de ataque, m ient ras que el ala con m ayor peso se m ueve adelante y abajo aum entando su ángulo de ataque. El ala con ángulo de ataque dism inuido m inora su sustentación, en tanto el ala con el ángulo de ataque increm entado aum enta su sustentación; de esta m anera cada ala equilibra el diferente peso que soporta con diferente cant idad de sustentación.

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Com o en el caso del am ort iguam iento vert ical, puede suceder que el ala que aum enta su ángulo de ataque exceda el ángulo de ataque crít ico y ent re en pérdida, con lo cual no solo no aum enta su sustentación sino que la dism inuye cada vez m ás. Las fuerzas aerodinám icas no se oponen al m ovim iento sino que lo am plifican. Esta situación es m ucho m ás peligrosa que la pintada anter iorm ente, y es precisam ente la form a en que se ent ra en una barrena, un ala que sobrepasa el ángulo de ataque crít ico y ot ra que no.

Este am ort iguam iento es crucial para el vuelo, por lo que los diseñadores lo enfat izan en sus m odelos. Para ello diseñan las alas con un ángulo de incidencia decreciente hacia la punta ( torsión) , o dando dist inta curvatura a cada perfil del ala, o am bas cosas. De esta form a, todas las secciones del ala cont r ibuyen por igual a la sustentación y al am ort iguam iento vert ical, pero la sección de ala m ás cercana al fuselaje cont r ibuye m enos al am ort iguam iento al alabeo que la sección del ext rem o del ala. Así, cuando el ala entera alcance su m áxim o coeficiente de sustentación, la raíz estará en pérdida pero los ext rem os no, aportando una cant idad considerable de am ort iguación al alabeo.

1 .6 .5 Estabilidad longitudinal.

La estabilidad longitudinal, se refiere al m ovim iento del avión sobre su eje t ransversal (m orro arr iba/ abajo) y es la m ás im portante porque determ ina en gran m edida las característ icas de cabeceo del m ism o, part icularm ente las relat ivas a la pérdida. Lo confuso de esta definición se debe a la denom inación de los ejes del avión, tal com o se com entó en el apartado 1.5.1. Es m enos farragoso hablar de estabilidad sobre el eje de cabeceo.

De todas las característ icas que afectan al balance y cont rolabilidad del avión, la de m ayor im portancia es la estabilidad longitudinal. Es bastante inseguro y poco confortable que un avión m uest re tendencia a encabritarse o picar, cuando nuest ra atención se encuent ra ocupada en ot ra cosa.

Aunque es difícil obtener un grado exacto de estabilidad longitudinal para todas las condiciones de vuelo, es esencial conseguir un com prom iso aceptable para que el vuelo sea seguro y confortable. La estabilidad longitudinal del avión esta resuelta pr im ariam ente por el estabilizador hor izontal de cola ( fig.1.6.8) . Puesto a propósito en la parte m ás alejada de las alas, este estabilizador aerodinám ico genera las fuerzas necesarias para cont rarrestar el efecto de fuerzas externas. Al ser la parte m ás alejada del cent ro de gravedad cualquier fuerza, por pequeña que sea, ejercida sobre este disposit ivo tendrá un gran efecto de corrección (m ayor par de fuerza) .

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En la fig.1.6.8 tenem os una ¿balanza? con los brazos desiguales; en la parte izquierda está en equilibr io (600= 600) m ient ras que a la derecha observam os el dist into par de fuerza ejercido si le añadim os 1 kg. a cada plat illo (660> 630) .

Si una racha de viento nos levanta el m orro del avión, es porque viene por debajo de nuest ra t rayector ia de vuelo y afectará tanto a las alas com o a la cola del avión. Este cam bio del viento relat ivo supone un increm ento del ángulo de ataque (m ás sustentación) , m ás acusado en la cola debido a su m ayor distancia al cent ro de gravedad (com o en la ¿balanza? de brazos desiguales) , la cual se levantará volviendo a poner el m orro con la act itud anter ior y dism inuyendo el ángulo de ataque de las alas. Si la racha viene por arr iba habrá m enos ángulo de ataque, y el déficit de sustentación m ás acusado en la cola hará que esta baje volviendo a poner el avión en equilibr io.

Decalaje. Para m ejorar las característ icas de pérdida (Ver 1.8.3) , norm alm ente los aviones se diseñan de m anera que el estabilizador hor izontal de cola t iene m enor ángulo de incidencia que las alas. Esta diferencia de ángulos de incidencia ent re superficies aerodinám icas recibe el nom bre de decalaje. Veam os con un ejem plo el desarrollo de la estabilidad longitudinal explicado, incluyendo esta característ ica de diseño.

En la fig.1.6.9 se m uest ra un avión con decalaje= 2º . Supongam os pues, que estam os volando con un ángulo de ataque de 3º en las alas y 1º en el estabilizador ( im agen izquierda) y nos alcanza una ráfaga que viene 1º por debajo de nuest ra t rayector ia ( im agen derecha) . Esto supone, que aunque nuest ra act itud de vuelo no ha cam biado, las alas t ienen ahora 4º de ángulo de ataque y el estabilizador horizontal 2º , que se t raduce en un increm ento de la sustentación en las alas del 50% y del 100% en el estabilizador hor izontal, caso sim ilar al efecto de agregar 1 kg. en cada plat illo de la balanza del ejem plo anter ior.

El m ayor increm ento de sustentación en la cola junto con el m ayor par de fuerza, hará que esta se eleve y baje el m orro del avión, recobrándose una posición de equilibr io. Los núm eros de la figura representan superficies (3 y 6) , distancias al cent ro de gravedad (12 y 2) y ángulos de ataque (1º , 2º , 3º y 4º ) .

A la vista de este funcionam iento, es fácil com prender que la situación del cent ro de gravedad del avión con respecto al cent ro aerodinám ico es lo que ejerce m ayor influencia sobre su estabilidad longitudinal, aunque tam bién influyen los cam bios de velocidad, potencia, act itud, etc...( fig.1.6.10) .

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Si el C.G. y el C.A. están en el m ism o plano, el avión t iene estabilidad neut ra pues am bas fuerzas t ienen el m ism o punto de aplicación; si el C.G. esta adelantado con respecto al C.A. el avión es estable y tenderá a picar (m orro abajo) , y por últ im o si el C.G. esta ret rasado con respecto del C.A. el avión es inestable y t iende a encabritarse (m orro arr iba) .

La m ayoría de los aviones t ienen el Cent ro de Gravedad adelantado con respecto al Cent ro Aerodinám ico. El Cent ro de Gravedad de cada avión viene tabulado por el fabr icante, lo m ism o que sus lím ites de desplazam iento, la carga m áxim a perm it ida, etc… y es im perat ivo, para un ópt im o cont rol y estabilidad del aeroplano, que el Cent ro de Gravedad se m antenga dent ro de los lím ites perm it idos por su diseñador, pues lo cont rar io puede provocarnos ser ios problem as en el cont rol y estabilidad del avión. En el capítulo dedicado a la carga y cent rado del avión se explica con m ayor detalle los efectos del cent ro de gravedad desplazado respecto del cent ro aerodinám ico.

Se m alinterpreta la estabilidad longitudinal al pensar en un avión estable con respecto al horizonte, lo cual es adem ás una cualidad poco deseable; un avión debe ser longitudinalm ente estable a dist intos ángulos de ataque.

Merece la pena m encionar, aunque sea brevem ente, lo siguiente: tanto el flujo de aire que desplaza la hélice, com o el que fluye hacia abajo por el borde de salida del ala inciden sobre la cola del avión afectando a la estabilidad longitudinal. Al extender flaps, el flujo del borde de salida se hace m ás pronunciado, e incide sobre el estabilizador horizontal de form a dist inta según la situación de los planos del avión. Si el avión es de plano bajo, este flujo incidirá sobre la parte infer ior del estabilizador haciendo que la cola suba y el m orro baje; si el avión es de plano alto incidirá sobre la parte superior del estabilizador, bajando la cola y haciendo subir el m orro.

1 .6 .6 Estabilidad lateral.

La estabilidad lateral se refiere a la m ost rada por el avión sobre su eje longitudinal. Un avión que t iende a volver a su posición de alas niveladas después de que una ráfaga de viento levante o baje una de ellas se dice que es lateralm ente estable. Nuevam ente, sería m enos confuso de entender si se habla de estabilidad sobre el eje de alabeo.

La estabilidad lateral del avión viene proporcionada básicam ente por el diseño en ángulo diedro de las alas, por el cual los ext rem os de las alas están en un plano m ás alto que la parte anclada al fuselaje. El efecto estabilizador de este diseño, ocurre cuando un ala es bajada súbitam ente por una ráfaga de aire y debido a ello el avión se desliza sobre esa ala. Este deslizam iento produce un aum ento del ángulo de ataque del ala bajada con respecto del ala que está m ás alta; este increm ento produce sustentación adicional en el ala bajada haciendo que esta suba y recupere el equilibr io.

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1 .6 .7 Estabilidad direccional.

La estabilidad direccional concierne al m ovim iento del avión sobre el eje vert ical. Si el eje longitudinal del aeroplano t iende a seguir la t rayector ia de vuelo, bien en vuelo recto o en giros, se dice que es direccionalm ente estable. m ás claro de com prender si hablam os de estabilidad sobre el eje de guiñada.

El elem ento que proporciona estabilidad direccional al avión es el estabilizador vert ical de cola, que t iene el m ism o funcionam iento aerodinám ico que los dem ás estabilizadores. Si una racha de viento alcanza al avión por un costado, el m ayor par de fuerza ejercido por el estabilizador vert ical hará que la cola t rate de or ientarse hacia la ráfaga, m oviendo el m orro al lado cont rar io y recuperando de esta form a la t rayector ia.

Notas:

Aunque se ha invert ido un gran cant idad de t iem po, dinero y esfuerzo para diseñar aviones que m antengan un estado de equilibr io, el piloto debe ser capaz de interrum pir ese equilibr io para m aniobrar el avión. Supongam os que estam os en vuelo recto y nivelado; si deseam os hacer un giro debem os actuar sobre los m andos correspondientes, con lo cual rom pem os una situación de equilibr io para ir a ot ra posición dist inta; lo m ism o si querem os subir , bajar o volver de nuevo a vuelo recto y nivelado.

De lo visto en este capítulo, se deduce que un aeroplano estable es fácil de volar; ahora bien esto no significa que el piloto deba depender enteram ente de la estabilidad del avión para volver a la condición de vuelo or iginal. I ncluso en los aeroplanos m ás estables, se requiere el uso de los cont roles de vuelo para retornar a la act itud de vuelo deseada.

Un avión bien diseñado requiere m enos esfuerzo para cont rolar lo. Un avión tendrá un t ipo de estabilidad según la función para la cual se ha diseñado. Si es estable se com portará con nobleza aun a costa de presentar esfuerzo en los m andos, ya que t ratará de volver a su posición de equilibr io; por el cont rar io, un avión inestable tendrá un com portam iento nervioso ya que cualquier m ovim iento sacará al avión con facilidad de su posición de equilibr io, característ ica esta que lo hace idóneo para el vuelo acrobát ico.

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Sum ario:

• Equilibr io es el estado de un cuerpo o sistem a cuando la resultante de las fuerzas que actúan sobre él es nula.

• Estabilidad es la respuesta de un sistem a cuando se le m ueve de una posición de equilibr io.

• En un sistem a m ult idim ensional debem os considerar la estabilidad para cada uno de sus ejes por separado.

• Hay dos t ipos de estabilidad: estabilidad estát ica, denom inada habitualm ente estabilidad sin m ás, y estabilidad dinám ica o am ort iguam iento.

• La estabilidad puede ser posit iva, negat iva o neut ra. • Cuando un sistem a t iene estabilidad estát ica posit iva pero no suficiente estabilidad

dinám ica (am ort iguación) surgen las oscilaciones. • La estabilidad en un avión se refiere a cada uno de los t res ejes del m ism o:

longitudinal, lateral y vert ical. • Un avión t iene una gran capacidad de am ort iguam iento vert ical. • El am ort iguam iento al alabeo es crucial para el vuelo, y su desarrollo se consigue

dándole " torsión" a las alas. En este diseño el ángulo de incidencia va decreciendo de la raíz del ala hacia el ext rem o.

• Los estabilizadores funcionan bajo los m ism os pr incipios aerodinám icos que las alas. • La estabilidad longitudinal del avión esta resuelta pr im ariam ente por el estabilizador

hor izontal de cola. • Recibe el nom bre de decalaje la diferencia de ángulos de incidencia ent re superficies

aerodinám icas. • La situación del cent ro de gravedad del avión con respecto al cent ro aerodinám ico t iene

una gran influencia sobre la estabilidad longitudinal. • Un avión debe ser estable longitudinalm ente a dist intos ángulos de ataque, no respecto

al hor izonte. • El diseño en ángulo diedro de las alas es el que básicam ente proporciona estabilidad

lateral al avión. • El elem ento que proporciona estabilidad direccional al avión es el estabilizador vert ical

de cola.

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PRINCIPIOS BASICOS

1 .7 ÁN GULO DE ATAQUE.

En este capítulo se detalla con m ás profundidad un concepto fundam ental en av iación, el ángulo de ataque, cuya definición ya v im os en el capít u lo 1 .3. En dicho capítulo se definía el ángulo de ataque com o el ángulo agudo form ado por la cuerda del ala y la dirección del v iento relat ivo, o sea, el ángulo con el cual el aire incide sobre las alas.

1 .7 .1 El ángulo de a t aque .

El ángulo de ataque es quizá uno de los conceptos m ás usados e im portantes en aviación, debido a que m uchos de los núm eros cr ít icos relat ivos al rendim iento del av ión están ínt im am ente relacionados con el ángulo de ataque.

− La pérdida ocurre con un determ inado ángulo de ataque. − El m ejor ángulo de ascenso es un ángulo de ataque. − La m ejor velocidad de ascenso se da con un ángulo de ataque concreto. − El m ejor rat io de planeo ocurre con un ángulo de ataque determ inado. − Cuando se com pensa en profundidad el avión, en realidad se está seleccionando un

ángulo de ataque. − La tasa de descenso m ás baja en planeo ocurre con un ángulo de ataque part icular .

En un sent ido real, el ángulo de ataque afecta a casi t odo: cam biando el ángulo de ataque el piloto cont rola la sustentación, la velocidad, la resistencia. . . El áng ulo de ataque cont rola directam ente la dist r ibución de presiones arr iba y abajo del ala.

Aunque la densidad del aire, la superficie alar , los factores de velocidad, etc.. . hacen var iar la sustentación y la resistencia de la m ism a m anera en cualquier perfil aerodinám ico, la var iación de sustentación y resistencia con dist intos ángulos de ataque es una caracter íst ica propia de cada uno de estos per f iles. El gráfico de la f ig.1.7.1 m uest ra un ejem plo de la var iación de los coeficientes de sustentación y resist encia en función del ángulo de ataque, para un per f il concreto.

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1 .7 .2 Percepción de l ángulo de a t aque .

Los herm anos Wright tenían un único inst rum ento en su pr im er aeroplano, un indicador del ángulo de ataque. Este consist ía en un sim ple palo que sobresalía hacia adelante en el borde de ataque del ala, con una t ira de tela en la punta; la t ira se alineaba con el v iento relat ivo, sirv iendo el palo com o re ferencia y tam bién com o sostén de la t ira en una región de aire no alterada por el ala. El ángulo ent re la t ira y el palo indicaba el ángulo de ataque.

Sin em bargo, hoy en día m uchos av iones no t ienen ningún inst rum ento que dé una indicación directa del ángulo de ataque. Aunque parezca ext raño, m uchos aviones de línea que t ienen sensores de ángulo de ataque, no t ienen disposit ivos que den esa inform ación a la t r ipulación, solo al piloto autom át ico. Por eso, desde el pr im er contacto con el av ión los inst ructores insisten en que el alum no perciba la act it ud del av ión (m orro arr iba, m orro abajo, m orro nivelado) por referencias v isuales, com o una form a de percibir de m anera indirecta el ángulo de ataque.

A pesar de esta carencia, debem os ser capaces de m antener el ángulo de ataque que llevam os en cada m om ento m ediante:

a. Nuest ras percepciones: debem os acostum brarnos a reconocer las posiciones de m orro, fij arnos en la posición de las alas, tom ar referencias con partes del aeroplano, etc. La idea de cont rolar la act itud del avión m ient ras se m ira fuera es m uy im portante. Es com ún encont rar estudiantes que vuelan bien m irando al frente, pero que descont rolan la act itud del avión cuando m iran a los lados; esto les hace com plicado m irar si hay ot ros t ráficos o encont rar los puntos de una ruta. Adem ás, siem pre existe la posibilidad de que uno o m ás inst rum entos se averíen y tengam os que cont rolar el ángulo de ataque basándonos en nuest ras sensaciones.

b. El indicador de velocidad, que nos da la m ejor inform ación sobre el ángulo de ataque.

Una regla que proporcionan algunos inst ructores para reconocer "grosso m odo" el ángulo de at aque es: "si el av ión t iene una act it ud de m orro ar r iba y está ascendiendo el ángulo de ataque es baj o, pero con esa m ism a act it ud si el av ión está descendiendo el ángulo de ataque es alt o" . Esta aseveración es cier ta, pero ! cuidado! porque es incom pleta, por ej em plo podem os estar descendiendo con una act it ud de m orro abajo y sin em bargo tener un ángulo de ataque alto.

Debem os tener claro que aunque la act it ud del av ión (m orro arr iba, abajo o nivelado) y e l ángulo de ataque están relacionados, no son lo m ism o. La act it ud se m ide respecto al hor izonte, el ángulo de ataque respecto a la dirección del v iento relat ivo. En cualquier situación donde el v iento relat ivo no es hor izontal debem os ser precavidos.

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1.7 .3 Re lación con ot ros ángulos.

A pesar de la dif icultad de percibir el ángulo de ataque, hay ot ros ángulos relacionados con el m ism o que nos ayudan a percibir lo. Estos son: ángulo de act it ud, de incidencia, y de ascenso/ descenso. La fórm ula que relaciona estos ángulos es la siguiente:

Act itudº + I ncidenciaº = Ataqueº + Ascensoº

Quizá el caso m ás sencillo sea el vuelo recto y nivelado a velocidad constante; la act itud es 0º , el ángulo de ascenso es 0º y el ángulo de ataque es igual al ángulo de incidencia.

Norm alm ente el ángulo de incidencia es constante, por lo que el ángulo de ataque depende solo de la act itud y la dirección de vuelo (ascenso/ descenso) . Si los inst ructores insisten durante las lecciones práct icas en que aprendam os a percibir y cont rolar la act it ud del av ión, se debe precisam ente a que de esta m anera percibim os y cont rolam os indirectam ente el ángulo de ataque, tal com o se ha explicado. Sin em bargo, en las m aniobras con f laps (despegue y aterr izaje) se ha de tener en cuenta que desplegar los t iene el efecto de increm entar la incidencia en var ios grados. Al aum entar uno de los valores de la izquierda de la fórm ula ( incidencia) , o m inoram os e l ot ro valor ( act it ud) para seguir m anteniendo la igualdad, o la sum a de la derecha (ataque + ascenso) aum entará en la m ism a cant idad. Resum iendo: la percepción del ángulo de ataque por la act itud habitual en vuelo cam bia cuando se t ienen los f laps extendidos, y este cam bio de percepción es m ayor cuanto m ayor es el grado de deflexión de los f laps.

1 .7 .4 Cam biando e l ángulo de a t aque .

En 1.5.2 v im os com o el volante de cont rol provoca el m ovim iento de cabeceo del avión (m orro arr iba o abajo) . Este m ovim iento de cabeceo hace var iar el ángulo de ataque; o sea que el ángulo de ataque se cont rola m ediante el volante de cont rol. En el capítulo 1.1.10 verem os el efecto que t iene la var iación del ángulo de ataque sobre la velocidad y la altura.

Para realizar un cam bio en el ángulo de ataque, sim plem ente levante o baje el m orro del aeroplano actuando sobre el volante de cont rol. Una vez conseguida la act itud adecuada para el nuevo ángulo de ataque, libere un poco la presión y m ueva el com pensador hasta notar que no es necesar io ejercer fuerza sobre el volante, lo que se llam a "volar sin m anos" .

Si un aeroplano es desplazado del ángulo de ataque para el cual está com pensado, por ejem plo por una ráfaga de aire, intentará volver a su posición de equilibr io, pero no lo conseguirá inm ediatam ente sino que oscilará hasta encont rar la. Estas oscilaciones son suaves y pueden corregirse fácilm ente actuando sobre el volante de cont rol. En aire no turbulent o Vd. puede com pensar el av ión y dejar lo solo, pero si el aire es turbulento provocará bastantes oscilaciones y tendrá que intervenir sobre los m andos de form a m ás frecuente.

Aunque el com pensador ahorra esfuerzo y facilit a el t rabajo, no es un procedim i ento adecuado iniciar un cam bio de act itud, velocidad o ángulo de ataque con el com pensador, pues ello provocará un m ontón de oscilaciones. Haga los cam bios m ediante el volante de cont rol y una vez conseguidos, actúe sobre el com pensador para deshacerse de la presión sobre los m andos.

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Conclusión: La form a m ejor y m ás sim ple para que un avión vuele con un ángulo de ataque constante es com pensar lo y dejar lo solo. Un aeroplano, por su propia est ructura y diseño, está com pensado para un ángulo de ataque definido. Los estudiantes pr im er izos, t ienen la sensación equivocada de que ha de desarrollarse una gran habilidad y estar interv iniendo en los m andos cont inuam ente para m antener el aparato bajo cont rol.

Ot ra sensación equivocada de los aspirantes a piloto, es que hay que m antener los cont roles f irm em ente suj etos, hasta el punto de que algunos baj an de las clases práct icas con los nudillos blancos. Producto de este "agarrotam iento" en los m andos, es que cada vez que se m ira a algún lugar que no sea al frente, el av ión realiza un m ovim iento incont rolado; si el piloto m ira hacia at rás, t ira a la vez de los m andos y el av ión se encabr ita; si m ira a un lado y abajo, allá que va el avión, etc. Un piloto exper im entado sujeta ligeram ente los m andos y los m ueve con suavidad y firm eza.

1 .7 .5 Angulo de a t aque cr ít ico.

Se denom ina ángulo de ataque cr ít ico a aquel que produce la m ayor sustentación y a part ir del cual un aum ento del ángulo de ataque no se t raduce en un increm ento de la sustentación.

Sabem os que la sustentación se produce por la diferencia de presiones ent re las par tes super ior e infer ior del ala, m ás la reacción hacia ar r iba que produce la acción del f lu j o de aire deflectado hacia abajo en el borde de salida del ala. A m edida que se increm enta el ángulo de ataque la diferencia de presiones es m ayor debido a que presentam os a la corr iente de aire una m ayor curvatura; adem ás, al ser m ayor el ángulo del aire deflectado en el borde de salida, m ayor es la reacción hacia arr iba, por t anto tenem os m ás sustentación ( y t am bién m ás resistencia) . Pero este proceso no es infinito. Cuando el ángulo de ataque excede el ángulo cr ít ico com ienza a dism inuir la sustentación hasta producirse la ent rada enpérdida.

El gráf ico de la f ig.1.7.4 m uest ra que el coef iciente de sustentación (CL) es una función sencilla del ángulo de ataque, y com o este coeficiente va aum entando con el ángulo de ataque hasta un punto ( ángulo de ataque cr ít ico) a par t ir del cual com ienza a dism inuir . Cada per f il t iene su propio ángulo de ataque cr ít ico.

1 .7 .6 Re lación ent re ángulo de a t aque y ve locidad.

En 1.3.2 vim os la fórm ula de la sust ent ación (L= CL* q* S) donde CL es el coef iciente de sustentación, directam ente proporcional al ángulo de ataque; q la presión aerodinám ica (1 / 2 dv² donde d es la densidad y v la velocidad del v iento relat ivo) y S la superficie alar . Com o en vuelo norm al la sustentación es siem pre m uy cercana al peso y puesto que la superficie alar es invar iable ( salvo que se ext iendan flaps) , la fórm ula anter ior podría escr ibirse: Sustentación (L) = Coeficiente de sustentación (CL) * 1/ 2dv² (q)

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La igualdad reflejada en esta fórm ula pone de relieve que:

1. En la sustentación total producida L los pr incipales ingredientes son la velocidad y el ángulo de ataque, relacionados de form a que,

2. Para m antener una m ism a cant idad de sustentación, si la velocidad v dism inuye, el coeficiente de sustentación CL ( que depende del ángulo de ataque) debe increm entarse y v iceversa, tal com o m uest ra el gráfico de la fig.1.7.6.

Puesto que los gráf icos de las f iguras 1.7.5 y 1.7.6 t ienen en com ún el coef iciente de sustentación, com binando am bos vem os la correspondencia ex istente ent re velocidades y ángulos de ataque, t al com o se m uest ra en la f ig.1.7.7; a m ayor coeficiente de sustentación mayor ángulo de ataque y m enor velocidad; cuando este coeficiente ha alcanzado su m áxim o la velocidad está en el m ínim o; este m ínim o es la velocidad de pérdida (Vs) .

¡OJO! . Este gráfico solo t rata de m ost rar la relación ent re velocidad y ángulo de ataque, y asum e condiciones estándar en cuanto a sustentación necesar ia y a los factores que afectan a la velocidad (densidad, et c. . . ) . Por ej em plo, en condiciones de m ayor necesidad de sustentación, com o por ej em plo en un v iraj e cerrado, la curva de velocidad se desplazar ía hacia la izquierda ( la velocidad de pérdida es m ayor) .

Una idea intuit iva que podem os ext raer tanto de la fórm ula anter ior com o de este últ im o gráfico, es que altas velocidades im plican bajos ángulos de ataque m ient ras que bajas velocidades im plican ángulos de ataque altos. Teniendo en cuenta que el factor velocidad, v en la fórm ula, interv iene elevado al cuadrado, se com prende que volar con velocidades m uy bajas ( ver 5.10) im plica un coeficiente de sustentación (CL) m uy elevado, o sea ángulos de ataque m uy pronunciados.

Si a un coeficiente de sustentación determ inado le corresponde un ángulo de ataque y una velocidad concreta, podem os afirm ar que para una m ism a cant idad de sustentación, a cada ángulo de ataque le corresponde una velocidad del indicador y v iceversa, lo cual nos corrobora que el indicador de velocidad es realm ente un buen indicador del ángulo de ataque.Con una excepción: hay un am plio rango de ángulos de ataque cercanos al ángulo cr it ico que producen el m ism o coeficiente de sustentación, circunstancia que se observa en las f ig.1.7.5 y 1.7.7 donde vem os que la curva se hace casi plana en las cercanías del ángulo de ataque cr it ico. Estos ángulos corresponden a velocidades m uy cercanas a la velocidad de pérdida.

En casi todos los regím enes de vuelo, incluyendo especialm ente la aproxim ación final, el indicador de velocidad nos da la m ejor inform ación sobre el ángulo de ataque. Pero durante la recogida en el aterr izaje, estam os en velocidades cercanas a la pérdida y este indicador no nos dice nada que necesitem os conocer.

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1 .7 .7 Notas.

En el rango de ángulos de ataque correspondientes a vuelo norm al (ent re unos 3º y 10º ) sucede que:

− El coeficiente de sustentación es proporcional al ángulo de ataque. − El coeficiente de resistencia inducida es proporcional al cuadrado del ángulo de ataque. − El coeficiente de resistencia parásita es esencialm ente constante.

Con ángulos de ataque m ás altos, lo anter ior deja de tener validez. El coeficiente de resistencia parásita aum enta m uy rápidam ente, y el de resistencia inducida se increm enta algo, no hay en estos casos razones de proporcionalidad.

Sum ar io:

− El ángulo de ataque es el ángulo agudo form ado por la cuerda del ala y la dirección del v iento relat ivo.

− La var iación de la sustentación y la resistencia con el ángulo de ataque es propia de cada perfil aerodinám ico. Lo m ism o el ángulo de ataque cr ít ico.

− Act itudº + I ncidenciaº = Ataqueº + Ascenso. − Angulo de ataque cr ít ico es aquel que produce la m ayor sustentación y a part ir del cual

un aum ento del ángulo de ataque no se t raduce en un increm ento de la sustentación. − El coeficiente de sustentación es un rat io que m ide básicam ente la efect iv idad del ala

para convert ir la presión aerodinám ica en sustentación; es un núm ero dim ensional y no t iene unidad de m edida. Se com pone de un valor f ij o según el t ipo de perfil ( coeficiente aerodinám ico) m ás ot ro var iable con el ángulo de ataque. Este coeficiente aum enta con el ángulo de ataque hasta llegar al CL m áxim o a part ir del cual com ienza a dism inuir .

− Un ala t ípica puede tener un coeficiente de sustentación de alrededor de 1.5 sin extender flaps; es m uy difícil conseguir un coeficiente m ayor de 2.5 incluso con flaps extendidos.

− El coeficiente de sustentación (CL) es una función sim ple del ángulo de ataque. − En la sustentación total producida los pr incipales ingredientes son la velocidad y el

ángulo de ataque. − Para la m ism a sustentación, si la velocidad dism inuye el coeficiente de sustentación

debe increm entarse y v iceversa. − Para una m ism a cant idad de sustentación, a cada ángulo de ataque le corresponde una

velocidad y v iceversa. − El indicador de velocidad es el disposit ivo que m ejor inf orm ación nos da sobre el ángulo

de ataque, excepto en velocidades cercanas a la pérdida. − La aseveración "con una act itud de m orro arr iba si el avión está ascendiendo el ángulo

de ataque es bajo y si esta descendiendo el ángulo de ataque es alto" es cier ta, pero !ojo! incom pleta.

− Por su est ructura y diseño, si se com pensa un avión para un ángulo de ataque específico, este debe m antener lo sin necesidad de estar haciendo correcciones cont inuam ente.

− Sujetar los m andos con suavidad y f irm eza. El volante de cont rol adem ás de servirnos para efectuar m odificaciones en el ángulo de ataque debe servirnos para "sent ir" los cam bios de ángulo de ataque.

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PRINCIPIOS BASICOS

1 .8 LA PÉRDI DA.

En este capítulo verem os com o se produce una situación que, no cont rolada y según en que circunstancias se produzca, puede ent rañar un alto r iesgo para la integr idad física de los pasajeros y del aparato: la pérdida.

Qué es la pérdida. La pérdida (en inglés stall) es el efecto provocado por la incapacidad del ala para seguir produciendo sustentación, y se produce cuando el avión vuela con un ángulo de ataque m ayor que el ángulo de ataque crít ico. No hay nada m ágico en el ángulo de ataque crít ico, la sustentación no cae a cero, es m ás, en este punto es donde se alcanza el coeficiente m áxim o de sustentación. Lo que sucede es que pasado este ángulo cr it ico dism inuye la sustentación y la resistencia se increm enta dando lugar a la ent rada en pérdida.

Com o se produce. Para tener una idea de com o se produce la pérdida físicam ente, veam os pr im ero unos conceptos sencillos sobre fluidos:

Flujo lam inar. Es un flujo en el cual el fluido puede ser considerado que se m ueve en capas uniform es denom inadas lam inas.

Flujo turbulento. En este t ipo de flujo las lám inas fluyen desorganizadas, tanto en su dirección com o en su velocidad. En el espacio libre el flujo no interactua con los objetos, pero si un objeto está cercano al flujo del fluido, interactua con el m ism o cam biando sus característ icas de velocidad com o verem os seguidam ente.

El flujo puede perm anecer lam inar en tanto las lam inas no interactuan lo suficiente para causar m ovim ientos secundarios ent re ellas, pero en caso cont rar io la m ezcla libre y aleator ia de las lám inas hacen el flujo turbulento.

El flujo puede cam biar de lam inar a turbulento en base a:

1) Un cam bio en la velocidad del flujo.

2) Alteraciones del propio flujo

3) Rugosidad de la superficie sobre la que fluye.

4) Los gradientes de presión. Cuando la presión estát ica decrece con la distancia a lo largo del flujo, las alteraciones en el flujo se am ort iguan; cuando esta presión aum enta, las alteraciones se am plifican. La reducción de presión estát ica en la sección delantera del ala ayuda a m antener el flujo lam inar. ( 1.8.3)

5) Ot ros factores: densidad del fluido (P) , su velocidad (V) , la longitud (L= cuerda del ala en este caso) y el coeficiente de viscosidad (u) , que los ingenieros relacionan en un núm ero dim ensional llam ado núm ero de Reynolds R= ( PVL) / u .

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Cuando un fluido fluye sobre una superficie, debido a la fr icción, la capa m ás cercana a la superficie se det iene com pletam ente. Encim a de esta capa se form an ot ras, cada una de las cuales t iene m enos fr icción que la anter ior y por tanto m ayor velocidad. Así hasta que a part ir de una capa concreta no hay fr icción y las capas t ienen la velocidad libre del fluido.

Al conjunto de capas que van desde la que t iene velocidad cero ( la m ás cercana al ala) hasta la que t iene velocidad libre se le llam a capa lím ite, y a la distancia ent re la pr im era y la últ im a espesor de la capa lím ite.

El espesor de la capa lím ite suele aum entar a m edida que el fluido se m ueve a lo largo de la superficie. La cant idad de este aum ento depende de la viscosidad del fluido, la velocidad del flujo, la suavidad/ rugosidad de la superficie, y la form a de esta.

A la capa lím ite cuyo flujo es lam inar se le suele llam ar capa lím ite lam inar que a veces se abrevia com o capa lam inar, m ient ras que si el flujo es turbulento la capa recibe el nom bre de capa lím ite turbulenta, abreviada com o capa turbulenta.

Cuando la capa lím ite com ienza a fluir por el borde de ataque del ala lo hace en form a de capa lam inar, pegada al ala y m uy fina; pero a m edida que fluye hacia el borde de salida esta capa se va haciendo capa turbulenta, m ás separada del ala y con m ás grosor.

Mient ras la capa es lam inar, se m ant iene pegada al ala y produce sustentación, pero al convert irse en turbulenta aum enta su separación del ala y no produce sustentación. El punto en el cual la capa lam inar se va convir t iendo en turbulenta e increm enta su grosor se denom ina " t ransición a turbulencia" o " t ransición de capa lím ite" .

Ya estam os en condiciones de saber com o ent ra en pérdida un ala. Con m oderados ángulos de ataque el flujo de aire sigue el contorno de la superficie del ala y el punto de t ransición a turbulencia se m ant iene cercano al borde de salida (1) ; pero a m edida que el ángulo de ataque se increm enta (2) , el f lujo de aire t iene m ayor dificultad para seguir el contorno del ala debido al intenso cam bio de dirección y el punto de t ransición se va desplazando hacia el borde de ataque (3) ; cuando el ángulo de ataque es m ayor que el ángulo crít ico, el punto de t ransición está tan adelantado que apenas hay capa lam inar y casi toda es turbulenta (4) . En ese m om ento la presión diferencial se ha reducido y la resistencia se ha increm entado, hasta el punto de que no hay sustentación suficiente para soportar el peso del aeroplano y el ala ent ra en pérdida.

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Porqué se produce. La pérdida es un fenóm eno exclusivam ente aerodinám ico que se produce por un excesivo ángulo de ataque. Conviene recordar que el ángulo de ataque está form ado por la cuerda del ala y la dirección del viento relat ivo, la cual no t iene porqué coincidir con la dirección a la que apunta el m orro del avión.

Velocidad de pérdida. Según vim os anter iorm ente, los aviones no t ienen norm alm ente indicadores de ángulo de ataque pero si indicador de velocidad, que nos da una buena inform ación sobre el ángulo de ataque; por eso se habla de velocidades de pérdida y com o tales vienen tabuladas en los m anuales. En estos, el const ructor indica la velocidad que corresponde al ángulo de ataque que provoca la ent rada en pérdida, según el grado de alabeo y el peso del avión.

La velocidad que corresponde al ángulo de ataque que provoca la ent rada en pérdida para cada una de estas situaciones, aum entada en un 5% a 10% , se denom ina velocidad de pérdida.

1 .8 .1 Condiciones que afectan a la pérdida.

El peso del avión. Las velocidades de pérdida tabuladas por el fabr icante son para un peso determ inado del avión, es decir que por debajo de esa velocidad un avión con el peso dado ent ra en pérdida. Pero si el peso es m ayor, la ent rada en pérdida se producirá antes pues antes se dará el déficit de sustentación. En definit iva, al aum entar el peso del avión este ent rará en pérdida a una velocidad con la cual no hubiera ent rado con un peso infer ior.

La densidad del aire. Si el aire es m enos denso se produce m enos sustentación y por tanto se ent ra antes en pérdida. Por la m ism a razón cuanto m ayor sea la altura (m enor densidad) antes se ent rará en pérdida.

La configuración del avión. Los disposit ivos hipersustentadores ( flaps o slats) aum entan la sustentación del avión, con lo cual la velocidad de ent rada en pérdida con ellos extendidos es m enor que con el avión " lim pio" (disposit ivos sin extender) .

El factor de carga. Se detalla a cont inuación.

1 .8 .2 El factor de carga.

El factor de carga es la relación que existe ent re la carga total soportada por las alas y el peso bruto del avión con su contenido (Carga soportada / Peso bruto del avión = Factor de Carga) .

Com o el peso se debe a la fuerza de la gravedad, el factor de carga se suele expresar en térm inos de relación con ella: en "g" . Así un factor de carga de 3 "ges" significa que la carga sobre la est ructura del avión es de 3 veces su peso actual. Por ejem plo: si el avión pesa 1000 kg. se está soportando una carga de 3000 kg. (1000* 3= 3000) .

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Este factor puede ser posit ivo o negat ivo. Es posit ivo (g posit iva) cuando la fuerza es hacia abajo, y es negat ivo (g negat iva) cuando es hacia arr iba; en las g posit ivas el peso del piloto aum enta quedando "pegado" al asiento, m ient ras que en las g negat ivas el peso dism inuye y el piloto " flota" en el asiento.

El factor de carga es im portante por dos razones: Por la sobrecarga est ructural im puesta a las alas, que pueden llegar a rom perlas, y porque la velocidad de pérdida se increm enta en proporción al factor de carga.

Durante el vuelo, las alas del aeroplano deben soportar todo el peso de este; en la m edida en que se m ueva a una velocidad constante y en vuelo recto, la carga im puesta sobre las alas es constante (1g) y un cam bio de velocidad en esta situación no produce cam bios apreciables en el factor de carga. Pero si el cam bio es de t rayector ia, hay una carga adicional al peso del avión, m ás acusada si este cam bio se hace a alta velocidad y bruscam ente. Esta carga adicional se debe a la fuerza cent rífuga, que es la fuerza de inercia que se m anifiesta en todo cuerpo cuando se le obliga a var iar de dirección (horizontal o vert ical) . Por tanto cualquier cam bio de t rayector ia del avión im plica en m ayor o m enor m edida una fuerza cent rífuga que increm enta el factor de carga. Cualquier fuerza aplicada a un avión que lo saque de su t rayector ia produce tensión sobre su est ructura, el total del cual es el factor de carga.

El factor de carga en vuelo recto. Si en vuelo recto y nivelado se t ira bruscam ente del volante o palanca de cont rol hacia at rás, el avión se encabritará (m orro hacia arr iba) y ent rará en una t rayector ia de curva hacia arr iba lo cual increm enta el factor de carga.

El factor de carga en los virajes. En cualquier avión, a cualquier velocidad, si se m ant iene una alt itud constante durante un giro coordinado, el factor de carga para un determ inado grado de alabeo es el m ism o.

La figura revela un factor im portante en los virajes: el factor de carga se increm enta t rem endam ente a part ir de un alabeo de 50º . Es im portante recordar que las alas deben producir sustentación igual al factor de carga pues de ot ra m anera sería im posible m antener la alt itud.

Aunque un avión puede ser alabeado a 90º , un giro a alt itud constante con esta inclinación es im posible m atem át icam ente para aviones convencionales. A algo m ás de 80º el factor de carga supera los 6 Gs que es generalm ente el lím ite est ructural en aviones diseñados para vuelo acrobát ico.

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Para aviones convencionales ligeros el m áxim o alabeo en un giro a altura constante es de 60º . Un increm ento de 10º supone 1 G de carga adicional, que pone al aeroplano m uy cerca del punto de tensión que puede provocarle daños est ructurales.

Factor de carga en turbulencias. Aunque los aviones están diseñados para soportar ráfagas de considerable intensidad, la aceleración im puesta por estas supone un increm ento del factor de carga, part icularm ente sobre las alas. Este increm ento es proporcional a la velocidad del avión. Por eso en condiciones de turbulencia m oderada o ext rem a conviene reducir la velocidad del avión a la velocidad de m aniobra especificada por el fabr icante.

Relación ent re el factor de carga y la pérdida. La velocidad de pérdida se increm enta en un factor igual a la raíz cuadrada del factor de carga; es decir que si un avión t iene una velocidad norm al de pérdida de 50 kts, ent rará en pérdida a 100 kts si se le aplica un factor de carga de 4g (50* V¯ 4= 100) . Por ejem plo, sabem os que en un giro de 60º el peso del avión se duplica (2g) , y por tanto la velocidad necesaria para producir sustentación se m ult iplica por V¯ 2, es decir por 1.4142; si en vuelo norm al el avión ent ra en pérdida a 65 kts, en un giro de 60º ent raría en pérdida a 92 kts (65* 1.4142) . El aum ento de la velocidad de pérdida debe ser tenido m uy en cuenta en m aniobras donde el factor de carga sufre un gran increm ento (giros cerrados, espirales, etc.) . Por la m ism a razón, no debe hacerse tam poco una pérdida intencionada por encim a de la velocidad recom endada, ni efectuar m ovim ientos bruscos a alta velocidad, p.ejem plo: levantar el m orro de form a súbita.

Categorías. Todos los aeroplanos están diseñados cum pliendo unos requerim ientos de esfuerzo, en función del uso que se vaya a hacer del m ism o. La clasificación según estos requisitos se denom ina categorías. Para obtener su cert if icación por las autor idades com petentes, el esfuerzo est ructural ( factor de carga) debe ser conform e a los estándares prescritos. Las categorías y el m áxim o factor de carga para cada una de ellas son las siguientes (según la F.A.A) :

• Norm al : 3.8 G. • Ut ilit y : 4.4 G. • Acrobat ic : 6 G.

1 .8 .3 Diseños que atenúan la pérdida.

Para m antener la capa lam inar fluyendo sobre la superficie del ala tanto com o sea posible, se ha desarrollado el t ipo de ala de flujo lam inar. Este diseño está relacionado con el punto de t ransición. El ala de flujo lam inar es a veces m ás fina que una convencional, el borde de ataque es m ás punt iagudo y la sección m ás cercana al m ism o sim ét r ica, pero lo m ás im portante de todo, el punto de m áxim o espesor está m ucho m ás at rás que en un ala convencional. La dist r ibución de presiones es m ucho m ás uniform e y el flujo de aire es acelerado m uy gradualm ente desde el borde de ataque al punto de m áxim o espesor.

No es deseable que el ext rem o del ala ent re en pérdida lo pr im ero, sobre todo si el ext rem o de un ala ent ra en pérdida antes que el ot ro, lo cual no es infrecuente. En un ala con buena característ ica de pérdida, la raíz (pegada al fuselaje) debe ent rar en pérdida antes que el ext rem o. Este t ipo de pérdida decrece la tendencia al alabeo e increm enta el cont rol lateral en las cercanías de la pérdida (Ver 1.6) . Para conseguir este efecto, las alas se diseñan con ángulo de incidencia decreciente hacia los ext rem os ( " torsión") , lo que retarda la ent rada en pérdida de estos con respecto a la raíz del ala, o insertando una t ira "st r ip" de m etal en el borde de ataque m ás cercano a la raíz del ala, de form a que cuando se alcanza un determ inado ángulo de ataque, la t ira rom pe el flujo de aire haciendo que la raíz ent re en pérdida antes que el ext rem o del ala.

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Otra buena característ ica es que al ent rar en pérdida el m orro caiga abajo, lo cual nos ayudará en la recuperación. Esto se consigue dando al estabilizador hor izontal de cola un ángulo de incidencia m ucho m enor que a las alas (decalaje) . De esta m anera cuando un excesivo ángulo de ataque deja las alas sin sustentación suficiente, la cola sigue teniendo sustentación, haciendo que el avión caiga de m orro y sea m ás fácil la recuperación de la pérdida.

Adem ás de la resistencia a la pérdida, en el diseño de las alas hay que tener tam bién en cuenta el factor de carga a soportar, y llegar a un com prom iso de m anera que el ala ent re en pérdida antes de que sobrepase el factor de carga m áxim o, puesto que es prefer ible tener un avión en pérdida (que es recuperable) que sin alas (que es irrecuperable) .

Efecto de los flaps. Al extender los flaps se cam bia la curvatura del perfil del ala (Flaps 1.5.3) lo cual produce unos efectos ya conocidos (Efecto que producen los flaps 1.5.3) . Pero adem ás, la parte del ala donde están instalados vuela con m ayor ángulo de incidencia y por tanto con m ayor ángulo de ataque, que la parte del ala sin flaps. A consecuencia de esto, la sección del ala con flaps debe ent rar en pérdida antes que el resto del ala. Esta es la razón por la cual los fabr icantes colocan los flaps en la raíz del ala. Puede parecer paradój ico, pero es 100% cierto que aunque la sección de ala con flap es int r ínsecam ente m ás resistente a la pérdida, ent rará en pérdida antes que el resto del ala.

1 .8 .4 Síntom as de pérdida inm inente.

Ya se ha dicho que puesto que la gran m ayoría de aviones no t ienen ningún indicador que inform e al piloto del ángulo de ataque, el indicador de velocidad es el que m ejor inform ación proporciona al respecto. Este indicador debe ser la pr im era guía para reconocer la posibilidad de ent rada en pérdida. Pero adem ás, ot ros sintom as de que el avión está próxim o a ent rar en pérdida son:

• Un progresivo decrecim iento en la efect iv idad de los m andos, especialm ente t im ón de profundidad y alerones. Los m andos de estas superficies de cont rol se vuelven blandos y perezosos.

• Bataneo (zarandeo) de la celula debido al flujo de aire turbulento en las alas. • Señal acúst ica y/ o lum inosa del indicador de aviso de pérdida. Estos disposit ivos se

act ivan norm alm ente m erced a una aleta m etálica insertada en el borde de ataque del ala. El flujo norm al de aire m ant iene esta aleta abajo, pero en la proxim idad de la pérdida, el cam bio del flujo de aire la desplaza hacia arr iba, cerrando un contacto eléct r ico que act iva los avisadores acúst icos y/ o lum inosos de la cabina.

• Estos indicios se producen antes de la ent rada efect iva en pérdida. Muchos perfiles ent ran en pérdida con un ángulo de ataque de 18-20º , de m anera que los sintom as se producen alrededor de los 17-18º .

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En el capítulo correspondiente de la sección de m aniobras, se explica com o pract icar pérdidas y la recuperación de las m ism as.

Notas:

En las tablas y gráficos de los m anuales de operación, los fabr icantes indican las velocidades de pérdida para un peso, configuración, y grados de alabeo ( factor de carga) determ inados ( la fig.1.8.4 es un ejem plo) . Sin em bargo, a pesar de que la densidad del aire es un factor que afecta a la sustentación no se m enciona en dichas tablas, y esto t iene una explicación. Com o verem os en el capítulo de inst rum entación correspondiente, el indicador de velocidad es básicam ente un m edidor de presión. La presión que m ueve la aguja de este indicador es la m ism a que la que m ant iene las alas del avión en vuelo, es decir que este indicador no m ide la velocidad del avión con respecto al suelo sino la velocidad aerodinám ica (1/ 2dv² ) , así que la var iación de densidad que afecta a la sustentación afecta por igual al indicador de velocidad. El indicador de velocidad nos está haciendo un favor al funcionar así, y a este respecto debem os confiar en él puesto que hace por nosot ros las correcciones adecuadas debido a los cam bios de densidad. De m odo que cuando el fabr icante especifica velocidades de pérdida ya t iene en cuenta este detalle, y se refiere a valores dados por la lectura de este inst rum ento ( I AS= I ndicated Airspeed) .

Sum ario:

• La pérdida se produce en el ángulo de ataque crít ico, que es el punto en el cual un increm ento de ángulo de ataque no se t raduce en un aum ento de la sustentación.

• La sustentación no cae a cero en la pérdida. De hecho el coeficiente de sustentación t iene su valor m áxim o en la pérdida.

• En la pérdida, apenas hay capa lam inar, casi toda es turbulenta. • La velocidad de pérdida es la que corresponde al ángulo de ataque que provoca la

ent rada en pérdida, m ás un m argen de seguridad del 5% a 10% . • La velocidad de pérdida no es un valor único; varía con el peso del avión, la densidad

del aire, la configuración del avión y el factor de carga. • El factor de carga t iene una enorm e influencia en la pérdida. La velocidad de pérdida se

increm enta en un factor igual a la raíz cuadrada del factor de carga. • Las velocidades de pérdida tabuladas por los fabr icantes se refieren a situaciones

estándar. Si la situación real es diferente, la velocidad de pérdida tam bién es diferente. • El am ort iguam iento vert ical en la pérdida cae a cero. Si el avión está bien diseñado, la

raíz del ala ent rará en pérdida antes que el ext rem o, y quedará un poco de am ort iguam iento al alabeo.

• I gualm ente, un buen diseño im plica que en situaciones norm ales aunque las alas ent ren en pérdida, la cola del avión no lo hará.

• Un hecho m uy im portante es que si el avión no está en pérdida, tam poco ent rará en barrena.

• En función del factor de carga soportado, los aviones son de categoría: Norm al, Ut ilit y y Acrobat ic.

• La velocidad de pérdida con flaps extendidos es m enor que con ellos ret raídos.

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PRINCIPIOS BÁSICOS

1 .9 GUI ÑADA ADVERSA.

Recordem os que guiñada es el m ovim iento que realiza el avión en torno a su eje vert ical. (1.5.1) Cualquier m ovim iento de guiñada del avión, independientem ente del or igen, que tenga un efecto cont rar io al deseado por el piloto se denom ina guiñada adversa. Para cont rarrestar su efecto y m antener el cont rol direccional del avión el piloto actúa sobre el t im ón de dirección por m edio de los pedales. (Fig.1.5.7)

1 .9 .1 Causas que la producen.

Son varias las causas que producen la guiñada adversa, pero la m ayoría están producidas por el efecto de la hélice:

Efecto tuerca. El m otor hace girar la hélice en un sent ido, asi que según la 3ª Ley de Newton, la totalidad del avión intentará girar en el sent ido opuesto (acción- reacción) . Com o en la inm ensa m ayoría de los aviones la hélice gira en el sent ido de las agujas del reloj ( v isto desde la cabina) , la fuerza de reacción se ejercerá sobre el lado izquierdo del avión en sent ido cont rar io al giro de la hélice. Adem ás, en condiciones de alta potencia m ient ras el avión está en el suelo (carrera de despegue) , este efecto hace que la rueda izquierda soporte m ás peso que la derecha, lo cual aporta m ás fr icción, m ás resistencia y aum ente la tendencia a guiñar a la izquierda.

Este efecto tuerca es apenas percept ible en vuelo recto y nivelado con velocidad de crucero.

Debe tenerse en cuenta que el efecto tuerca no causa directam ente la guiñada. El efecto tuerca causa el intento de giro del avión y este causa la guiñada. En el diseño del avión, esta guiñada no deseada se neut raliza a veces dándole al ala izquierda un ángulo de incidencia ligeram ente m ayor y por tanto algo m ás de sustentación.

Estela de la hélice. Recibe este nom bre la m asa de aire desplazada hacia at rás por la hélice, cuyo tam año es el de un cilindro de aproxim adam ente el diám et ro de la hélice. Esta estela recibe un m ovim iento rotator io en la m ism a dirección del giro de la hélice. El resultado es que la estela incide solo sobre un lado de superficies del avión tal com o el estabilizador vert ical, lo cual em puja a este hacia la derecha y hace que el avión guiñe a la izquierda. Por ot ro lado, si el avión es de plano bajo, la estela de la hélice incide sobre la parte infer ior del ala izquierda em pujándola hacia arr iba, m ient ras que en el ala derecha incide sobre su parte superior em pujándola hacia abajo. Este efecto am ort igua en parte el m ayor peso sobre la rueda izquierda provocado por el efecto tuerca visto antes. Si el avión es de plano alto el efecto es el cont rar io.

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Para com pensar esta guiñada, algunos diseñadores desplazan ligeram ente respecto del eje longitudinal, el estabilizador vert ical, la dirección de em puje del m otor, o am bos.

Em puje asim ét r ico. Este efecto es apenas percept ible en aviones norm ales y se hace algo m ás acusado cuando se vuela con grandes ángulos de ataque y con alta potencia. Supongam os un avión con act itud de m orro arr iba pero volando horizontal; en este caso, la pala derecha de la hélice (vista desde la cabina) se m ueve hacia abajo y un poco hacia adelante respecto de la dirección de vuelo, m ient ras que la pala izquierda se m ueve hacia arr iba y un poco hacia at rás. La pala derecha t iene algo m ás de velocidad relat iva que la izquierda lo cual produce un efecto de guiñada a la izquierda. Al em puje asim ét r ico tam bién se le denom ina factor "P".

Precesión giroscópica. Cuando a un objeto girando en el espacio se le aplica una fuerza, el objeto reacciona com o si la fuerza se aplicara en la m ism a dirección pero en un punto desplazado 90º de donde se aplica la fuerza. Es com o reacciona una peonza (o sim ilar) girando cuando se le pone un dedo en un lado (Ver 2.2.2) . La m asa de aire desplazada por la hélice girando a gran velocidad es suscept ible de precesionar. Así cuando levantam os, bajam os, desplazam os a la derecha o la izquierda, el m orro del avión, tenem os precesión giroscópica sobre la hélice y su estela, lo cual da lugar a guiñada adversa.

Resistencia en los alerones. Este efecto, al cont rar io que los ot ros no está provocado por la hélice. Sabem os com o funcionan los alerones: un ala sube debido a que t iene m ás sustentación por el alerón abajo m ient ras que la ot ra baja al tener m enos sustentación por el alerón arr iba. Ahora bien, el ala que sube t iene m ás sustentación pero tam bién m ás resistencia inducida, m ient ras que la que baja t iene m enos sustentación pero tam bién m enos resistencia inducida. Por tanto un ala tendrá ligeram ente m ás velocidad que la ot ra lo cual dará lugar a guiñada adversa. Algunos const ructores, ponen rem edio a este efecto m ediante una deflexión diferencial de los alerones, de m anera que el alerón que baja lo haga con un ángulo m enor que el que sube y com pense algo la m ayor resistencia inducida del ala con el alerón abajo.

1 .9 .2 Com o corregir la .

Puesto que el t im ón de dirección es el m ando de guiñada (Ver 1.5.2) , para corregir la guiñada adversa basta con aplicar este m ando en sent ido cont rar io y en proporción suficiente, es decir , presionar el pedal del lado cont rar io a la guiñada adversa. En la m ayoría de las ocasiones esta guiñada no deseada se produce hacia el lado izquierdo, por lo que lo habitual es aplicar pie derecho para corregir la.

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Notas:

La guiñada adversa producida por la hélice, se increm enta en proporción directa a la potencia, velocidad y el ángulo de ataque. En situaciones de alta potencia, poca velocidad y alto ángulo de ataque este efecto es m ucho m ás pronunciado (despegues, ascensos, etc) . La guiñada producida por la resistencia en los alerones es m ás acusada en situaciones de velocidad reducida o cuando se aplica gran cant idad de deflexión (o abruptam ente) a los alerones

Sum ario:

• El m ovim iento de guiñada no provocada por el piloto se denom ina guiñada adversa. • La m ayoría de los efectos de guiñada adversa se producen por el m ovim iento de la

hélice. • Este efecto se hace m ás acusado con baja velocidad y alta potencia del m otor. • La guiñada adversa se corr ige pisando el pedal del lado cont rar io a la guiñada (pie

cont rar io) . • En casi todos los casos que se produce este efecto, el avión suele guiñar a la izquierda.

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PRINCIPIOS BÁSICOS

1 .1 0 CONTROL DE ALTURA Y VELOCI DAD.

Cuando se pilota un aeroplano, es fundam ental: (1) cont rolar la velocidad y (2) cont rolar la alt itud.

Esto sería fácil si el avión tuviera unos cont roles ideales, de m anera que m oviendo uno cam biara la velocidad sin cam biar de alt itud, o m oviendo ot ro cam biara la alt itud sin cam biar de velocidad. Pero este t ipo de cont roles en un avión es un sueño im posible en la práct ica, así que veam os com o los cont roles reales afectan a la velocidad y la alt itud de un avión real.

Existe una cont roversia, clásica ent re pilotos, sobre que m ando en la cabina cont rola pr im ariam ente la velocidad y cual la alt itud. Unos dicen que el volante ( "cuernos") cont rola la alt itud y el m ando de gases la velocidad. Ot ros sugieren justam ente lo cont rar io: que el volante cont rola la velocidad y el m ando de gases la alt itud. ¿Quién afirm a lo correcto?. Ninguno, porque cualquiera de las dos afirm aciones supondría que los aviones t ienen un m ando que cont rola exclusivam ente la alt itud y nada m ás, y ot ro que cont rola únicam ente la velocidad. No existe un avión con unos cont roles así.

La única respuesta cierta es que:

• El volante de m ando cont rola la act itud de m orro del avión y por extensión el ángulo de ataque.

• El m ando de gases cont rola la potencia. Esta potencia se puede ut ilizar para superar la resistencia, para acelerar, o para ascender.

• Ni uno ni ot ro cont rola la alt itud o la velocidad de form a independiente.

En general, un piloto que intenta cont rolar velocidad y alt itud por separado acaba por no cont rolar o una u ot ra, o ninguna, siendo la velocidad casi siem pre la que sale peor parada, tornándose a veces tan baja que se corre el r iesgo de ent rar en pérdida.

En vuelo recto y nivelado, algo tan sim ple com o cam biar de velocidad m anteniendo la m ism a alt itud supone una secuencia de ajustes en ambos m andos. Podem os aprender a hacer estos ajustes de dos m aneras: una a base de prueba y error hasta descubrir cual es la form a correcta, y ot ra m ejor y m ás sencilla: sabiendo com o responde el avión al m ovim iento de los m andos para que esta secuencia sea obvia y com prendida, lo que hará nuest ro vuelo m ás fácil y seguro. I ntentem os esto últ im o.

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1 .1 0 .1 Mando de gases.

El m ando de gases cont rola la potencia, así de sim ple. Se requiere potencia para:

• Mantener el em puje suficiente para vencer la resistencia. • El ascenso requiere m ás potencia que el vuelo recto y nivelado. • Para acelerar el avión en la m ism a t rayector ia se necesita m ás potencia que en vuelo

no acelerado.

Con el avión com pensado en vuelo recto y nivelado y una potencia m oderada, si aplicam os m ás gases sucede una cosa m uy cur iosa: el avión no acelera (en m uchos aviones incluso decelera ligeram ente) sino que levanta ligeram ente el m orro y com ienza a ascender. Esto es algo nuevo para los aspirantes a piloto: si en un autom óvil piso el acelerador (aum ento la potencia) y este acelera ¿porque en un avión no?. Por la sencilla razón de que m ient ras un autom óvil solo puede t ransform ar el aum ento de energía en sent ido horizontal (acelerando) , un avión puede t ransform arla en sent ido horizontal o en sent ido vert ical (ascendiendo) , y debido a su concepción aerodinám ica el avión t ransform a precisam ente este increm ento de energía en sent ido horizontal: ascendiendo. Obviam ente, el m ovim iento cont rar io de este m ando (quitar gases) no hace que el avión decelere ( la velocidad incluso aum enta ligeram ente) sino que baje algo el m orro y descienda.

Fijándonos en el gráfico de la fig.1.10.2, que m uest ra un ejem plo de relación ent re potencia y tasa de ascenso, observam os que para una m ism a velocidad, p.ejem plo 85 nudos, con el 65% de potencia aplicada la tasa de ascenso es nula, m ient ras que con el 80% de potencia la tasa de ascenso es posit iva; es decir , que si volam os recto y nivelado a 85 nudos, al aum entar la potencia del 65% al 80% sin cam biar de velocidad, el avión ascenderá con una tasa determ inada. De la m ism a m anera, recto y nivelado a 110 nudos, reducir la potencia del 80% al 65% supone una tasa de ascenso negat iva; el avión descenderá. Podem os im aginar el abr ir gases com o t irar de la curva del gráfico hacia arr iba, m ient ras que cortar los es com o dejar la caer.

Aum entar la potencia hace que el avión ascienda m ient ras que reducir la hace que descienda. Este es el com portam iento aerodinám ico norm al y natural del m ando de gases. Se puede afirm ar entonces que "el m ando de gases es el m ando de cont rol pr im ario sobre la altura". La tasa de ascenso o descenso (en pies por m inuto " fpm ") es proporcional al aum ento o dism inución de potencia realizado.

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1 .1 0 .2 Volante de control.

En el capítulo 1.5.2 vim os com o actúa el volante de cont rol sobre el t im ón de profundidad: al t irar hacia at rás de este m ando o em pujar lo hacia adelante, varía la sustentación en la cola y ello provoca el m ovim iento de cabeceo del avión. Por lo tanto, al m over el volante de cont rol: (1) la act itud de m orro del avión cam bia.

Si la act itud de m orro es dist inta, el avión estará incidiendo el v iento relat ivo con un ángulo diferente. Tenem os pues que adem ás: (2) cam bia el ángulo de ataque.

El cam bio del ángulo de ataque afecta a la resistencia (1.3.6) y la velocidad (1.7.4) . Un m ayor ángulo de ataque supone m ás resistencia y m enos velocidad, y viceversa. Esto im plica que adem ás: (3) cam bia la velocidad.

Estas respuestas, que const ituyen el efecto pr im ario e inm ediato del avión al m ovim iento del volante de cont rol, perm iten afirm ar que "el volante de cont rol ejerce el cont rol pr incipal sobre la velocidad", aunque este m ando no es exactam ente un cont rol de velocidad. Para ganar velocidad hay que em pujar el volante hacia delante (dism inuir el ángulo de ataque) y para perderla hay que t irar del volante hacia at rás (aum entar el ángulo de ataque) . El aum ento o dism inución de velocidad dependerá de la cant idad de m ovim iento im puesto a este cont rol. La fig.1.10.5 m uest ra el efecto pr im ario de t irar del volante de cont rol; lógicam ente el m ovim iento cont rar io, em pujar el volante de cont rol, provocará el efecto cont rar io.

Mem oricem os la afirm ación anter ior, aunque con ciertas reservas. Hem os cam biado la relación de fuerzas y esto hace cam biar la velocidad, cierto. Pero tam bién hem os cam biado los parám etros pr incipales que afectan a la sustentación (ángulo de ataque y velocidad) y esto t iene efectos secundarios.

Para com prender m ejor estos efectos secundarios, veam os que sucede cuando t iram os del volante de cont rol sin cam biar la potencia:

• Se acentúa la act itud de m orro arr iba y aum enta el ángulo de ataque. • La velocidad dism inuye, el avión decelera. Este es el efecto pr im ario. • Prim er efecto secundario: debido al increm ento del ángulo de ataque el avión

ascenderá. • Segundo efecto secundario:

• Si los nuevos parám et ros son m ás eficientes el avión sigue ascendiendo. • Si son m enos eficientes el avión ent rará en descenso.

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En la fig.1.10.6 tenem os un ejem plo de este efecto secundario. Volam os a 90 nudos con la potencia puesta al 75% (1) y t iram os de "cuernos"; el efecto pr im ario consiste en reducir la velocidad, por ejem plo hasta 70 nudos, y elevarse un poco (2) ; com o los nuevos parám et ros son m ás eficientes el avión ent rará en ascenso con una tasa constante. Volvem os a t irar de "cuernos; de nuevo la velocidad decrece, por ejem plo hasta 53 nudos, y ascendem os unos pies, pero ahora los nuevos parám et ros son m enos eficientes y el avión ent rará en un descenso constante (3) .

Si el volante de m ando cont rola la velocidad pero provoca efectos secundarios en la altura, un cam bio de velocidad m anteniendo la altura requerirá m over el volante de cont rol y adem ás ajustar el m ando de gases.

Entonces, que sent ido t iene la cont roversia sobre que m ando cont rola que cosa?. Tiene y m ucho. La noción de que el volante de cont rol es el m ando de arr iba/ abajo puede ser m uy peligrosa. Veam os cual es la razón.

La m ayoría del t iem po de vuelo se consum e en régim en de crucero, recto, nivelado y con una potencia adecuada. En este régim en, es fact ible recuperar unos pies de altura t irando del volante de cont rol únicam ente. El avión perderá velocidad (efecto pr im ario) y ascenderá. Una vez a la altura deseada se em puja el volante de cont rol y el avión volverá paulat inam ente a la velocidad inicial. No hay m ayores problem as en esta form a de actuar, y es usual por la com odidad que supone tocar solo un m ando. En el caso de la figura 1.10.6 es com o estar volando a 90 nudos y ascender unos pies a 70 nudos para después recuperar la velocidad inicial.

Pero hay ot ra parte. Supongam os ahora que la velocidad que tenem os es baja, únicam ente unos nudos por encim a de la velocidad de pérdida. Con la noción de que el volante de cont rol es el m ando de arr iba/ abajo, si t iram os del m ism o ascenderem os unos pies com o antes (efecto secundario) pero a costa de m inorar tanto la velocidad (efecto pr im ario) que t ras ese pequeño ascenso el avión ent ra en un rápido descenso, o incluso peor, ent ra en pérdida. Esta reacción t iene un nom bre: "globo", y se da con cierta frecuencia en la recogida durante el aterr izaje, com o pueden confirm ar los aspirantes a piloto. A pocos pies sobre la pista se t ira de cuernos en exceso, el avión se frena, asciende unos pies y entonces cae rápidam ente.

En la fig.1.10.7 vem os esto reflejado. Estam os volando a 68 nudos con una potencia algo baja, y t iram os de cuernos (1) ; com o siem pre, la velocidad decrece, p.ejem plo hasta 52 nudos, y ascendem os unos pies. Pero con esta nueva velocidad ent ram os en descenso, o lo que es peor, en pérdida (2) .

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La peligrosidad de la noción del volante de cont rol com o m ando de arr iba/ abajo, se acentúa especialm ente durante el despegue y el aterr izaje, porque en am bos casos adem ás de tener al avión con poca velocidad se está a baja altura y puede ser que no haya opción a recuperar una pérdida.

Parece que la cuest ión está m uy clara. Pero no debe estar lo tanto cuando se siguen produciendo accidentes por pérdida/ barrena. Si quiere tener una pérdida/ barrena garant izada t ire de "cuernos" un poco, luego m ás, y m ás. Si por el cont rar io t iene apego a su seguridad, en velocidades bajas m ire el indicador de velocidad antes de t irar de "cuernos".

No es habitual, pero pudiera suceder que se quiera perder altura actuando sobre el volante de cont rol. Cuidado, que podem os rebasar la velocidad m áxim a del avión.

En un capítulo poster ior verem os com o actuar sobre estos m andos para: (1) acelerar/ decelerar sin cam biar de alt itud; (2) ascender/ descender sin cam biar de velocidad, y (3) perder/ ganar alt itud y velocidad a la vez.

Sum ario:

• El volante de cont rol es el m ando pr im ario sobre la velocidad. • Para ganar velocidad se hace picar el avión em pujando este volante hacia adelante,

m ient ras que para reducir la se levanta el m orro t irando hacia at rás del volante de cont rol.

• La velocidad perdida/ ganada depende de la cant idad de m ovim iento sobre los "cuernos".

• El m ando de gases es el m ando pr im ario sobre la altura. • Para ganar altura se abren m ás gases, y para perderla se cortan gases. • La tasa de ascenso o descenso (en pies por m inuto " fpm ") es proporcional a la cant idad

de potencia increm entada/ dism inuida respect ivam ente. • Se pueden ganar unos pies actuando solo sobre el volante de cont rol, siem pre y cuando

se tenga potencia y velocidad suficiente para asum ir tem poralm ente la pérdida de velocidad.

• En situaciones norm ales, la form a m ás sencilla de cont rolar velocidad y alt itud consiste en obtener la velocidad deseada m ediante el volante de cont rol, com pensar el avión para esta velocidad, y sin m over el volante de cont rol actuar sobre los gases para cont rolar la alt itud.

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