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Aerodinámica / Parte B

Updated: Feb 14, 2022

Principios básicos de las hélices


La hélice de un avión consta de dos o más palas y un cubo central al cual se unen las palas. Cada pala de la hélice es esencialmente un ala rotatoria. Como resultado de su construcción, las palas son perfiles aerodinámicos y produce las fuerzas que crean el empuje para tirar, o empujar, el avión en el aire. El motor suministra la potencia necesaria para hacer girar las palas de la hélice a través del aire a altas velocidades, y la hélice transforma la energía de rotación del motor en el empuje hacia adelante.


Una sección transversal típica de una pala de hélice se muestra en la Figura 4-35.




Esta sección o elemento de pala es un perfil comparable a una sección transversal de un ala de avión. Una superficie de la pala es convexo o curva, similar al extradós de un ala de avión, mientras que la otra superficie es plana como el intradós del ala.


La línea de la cuerda es una línea imaginaria trazada a través de la hoja desde su borde de ataque a su borde fuga. Al igual que en un ala, el borde de ataque es el borde grueso de la hoja que se encuentra con el aire cuando rota la hélice.



El ángulo de pala, generalmente medido en grados, es el ángulo entre la cuerda de la pala y el plano de rotación y se mide en un punto específico a lo largo de la longitud de la pala. [Figura 4-36]





Debido a que la mayoría de las hélices tienen una "cara" plana, la línea de la cuerda se suele dibujar a lo largo de dicha cara de la pala. El paso no es el ángulo de la pala, pero debido a que el paso es determinado en gran medida por el ángulo de la pala, los dos términos se usan indistintamente. Un aumento o disminución en uno se asocia generalmente con un aumento o disminución en el otro.


El paso de una hélice puede ser designado en pulgadas.


Una hélice designada como "74-48" sería de 74 pulgadas de largo y tiene un paso efectivo de 48 pulgadas. El paso es la distancia en pulgadas, que la hélice avanza a través del aire en una revolución si no hay deslizamiento. Cuando se especifica una hélice de paso fijo para un nuevo tipo de aeronave, el fabricante por lo general selecciona uno con un paso que funciona de manera eficiente a la velocidad de crucero prevista de la aeronave. Cada hélice de paso fijo debe ser un compromiso porque sólo puede ser eficiente en una determinada combinación de velocidad y revoluciones por minuto (rpm). Los pilotos no pueden cambiar esta combinación en vuelo.


Cuando el avión está en reposo en el suelo con el motor funcionando, o moviéndose lentamente en el comienzo del despegue, la eficacia de la hélice es muy baja debido a que a la hélice se le impide avanzar con la velocidad suficiente para permitir a sus palas de paso fijo llegar a su completa eficacia. En esta situación, cada pala de la hélice está girando en el aire a un AOA que produce relativamente poco empuje para la cantidad de energía necesaria para hacerla girar.



Para entender la acción de una hélice, considere en primer lugar su movimiento, que es de rotación y hacia delante. Como se muestra por los vectores de las fuerzas de la hélice en la figura 4-36, cada sección de una pala de la hélice se mueve hacia abajo y hacia adelante. El ángulo en el que el aire (viento relativo) golpea la pala de la hélice es el AOA. La desviación del aire producida por este ángulo hace que la presión dinámica en el lado del motor de la pala de la hélice sea mayor que la presión atmosférica, creando así el empuje.






La forma de la pala también crea empuje debido a que es convexa como la forma aerodinámica de un ala. A medida que el aire fluye a través de la hélice, la presión en un lado es menor que en el otro. Al igual que en un ala, se produce una fuerza de reacción en la dirección de la menor presión. El flujo de aire sobre el ala tiene menos presión y la fuerza (sustentación) está hacia arriba. En el caso de la hélice, la cual está montada en posición vertical en lugar de un plano horizontal, el área de menor presión está en el frente de la hélice, y la fuerza (empuje) es en dirección hacia adelante. Aerodinámicamente, el empuje es el resultado de la forma de la hélice y el AOA de la pala.


El empuje puede ser considerado también en términos de la masa de aire manejada por la hélice. En estos términos, el empuje es igual a la masa de aire manejada multiplicada por la velocidad de la estela menos la velocidad de la aeronave. La potencia gastada en la producción de empuje depende de la masa de aire en movimiento. En promedio, el empuje constituye aproximadamente el 80 por ciento del par motor o torque (potencia total absorbida por la hélice). El otro 20 por ciento se pierde en fricción y deslizamiento.

Para cualquier velocidad de rotación, la potencia absorbida por la hélice balancea la potencia entregada por el motor. Para cada revolución de la hélice, la cantidad de aire movido depende del ángulo de la pala, lo que determina el tamaño de la "mordida" de aire que la hélice realiza. Por lo tanto, el ángulo de la pala es un excelente medio de ajustar la carga de la hélice para controlar las rpm del motor.


El ángulo de la pala también es un excelente método de ajuste del AOA de la hélice. En hélices de velocidad constante, el ángulo de la pala debe ser ajustado para proporcionar el AOA más eficiente en todas las velocidades del motor y del avión. Las curvas de sustentación versus resistencia, que dibujadas para las hélices, así como las alas, indican que el AOA más eficiente es pequeño, variando de +2° a +4°. El ángulo de pala necesario para mantener este pequeño AOA varía con la velocidad de avance de la aeronave.


Las hélices de paso fijo y ajustable en tierra son diseñadas para la mejor eficiencia a una velocidad de giro y una velocidad de avance. Están diseñadas para una dada combinación de aeronave y motor. Una hélice se puede utilizar proporcionando la máxima eficacia para el despegue, ascenso, crucero, o el vuelo de alta velocidad. Cualquier cambio de estas condiciones resulta en la reducción de la eficacia tanto de la hélice como del motor. Dado que la eficacia de un motor es la relación entre la potencia útil y la potencia real, la eficacia de la hélice es la relación de la potencia de empuje y la potencia al freno. La eficacia de una hélice varía de 50 a 87 por ciento, dependiendo de cuanto “resbale” la hélice.


El deslizamiento de la hélice es la diferencia entre el paso geométrico de la hélice y su paso efectivo. [Figura 4-37] El paso geométrico es la distancia teórica que una hélice debe avanzar en una revolución; el paso efectivo es la distancia que avanza en realidad. De este modo, el paso geométrico o teórico se basa en ningún resbale, pero el paso real o efectivo incluye el resbale de la hélice en el aire.





La razón por la que una hélice es "retorcida" es que las partes exteriores de las palas de la hélice, como todas las cosas que giran alrededor de un punto central, viajan más rápido que las porciones cerca del cubo. [Figura 4.38]





Si las palas tienen el mismo paso geométrico a lo largo de su longitud, las porciones cerca del centro podrían tener AOAs negativos, mientras que las puntas de la hélice estarían en pérdida a la velocidad de crucero. La torsión o variaciones del paso geométrico

de las palas permite a la hélice operar con un AOA relativamente constante a lo largo de su longitud durante un vuelo de crucero.

Las palas de la hélice se retuercen para cambiar el ángulo de la pala en proporción a las diferencias en la velocidad de rotación a lo largo de la hélice, manteniendo el empuje más igualado en todo el largo.



Por lo general, 1° a 4° ofrece una relación sustentación/resistencia más eficiente, pero en vuelo el AOA de una hélice de paso fijo, normalmente varía de 0° a 15°. Esta variación es causada por cambios en la corriente del viento relativo, que a su vez es resultado de cambios en la velocidad del avión. Por lo tanto, el AOA de la hélice es el producto de dos movimientos: la rotación de la hélice alrededor de su eje y su movimiento hacia adelante.


Una hélice de velocidad constante mantiene ajustado el ángulo de pala automáticamente para máxima eficiencia en la mayoría de las condiciones encontradas en vuelo.


Durante el despegue, cuando son necesarios la máxima potencia y empuje, la hélice de velocidad constante se

encuentra en un ángulo de pala o paso bajo.


El bajo ángulo de pala mantiene el AOA pequeño y eficiente con respecto al viento relativo. Al mismo tiempo, permite que la hélice maneje una pequeña masa de aire por cada revolución. Esta pequeña carga permite que el motor gire a altas revoluciones y convertir la máxima cantidad de combustible en energía térmica en un momento dado. Las altas rpm también crean un empuje máximo porque, aunque la masa de aire manejada por revolución es pequeña, el número de revoluciones y la velocidad de la estela son altos, y con la baja velocidad de la aeronave, hay un empuje máximo.



Después del despegue, a medida que aumenta la velocidad del avión, la hélice de velocidad constante cambia automáticamente a un ángulo (o paso) más alto.


Una vez más, el mayor ángulo de pala mantiene pequeño el AOA y eficiente con respecto al viento relativo. El ángulo de pala mayor aumenta la masa de aire manejada por revolución. Esto disminuye las rpm del motor, reduciendo el consumo de combustible y el desgaste del motor, y mantiene el empuje al máximo.


Después que se ha establecido el ascenso en una aeronave con hélice de paso variable, el piloto reduce la potencia del motor a potencia de ascenso, disminuyendo en primer lugar la presión en el colector y luego aumentando el ángulo de pala para reducir las revoluciones.


A altitud de crucero, cuando el avión está en vuelo nivelado y se requiere menos potencia que la utilizada en el despegue o el ascenso, el piloto de nuevo reduce la potencia del motor reduciendo la presión en el colector y luego aumentando el ángulo de pala para reducir las revoluciones. Una vez más, esto proporciona un par que iguale la potencia reducida del motor.


Aunque la masa de aire manejada por revolución es mayor, está más que compensado por una disminución en la velocidad de estela y un aumento en la velocidad.


El AOA es todavía pequeño debido a que el ángulo de pala se ha incrementado con el aumento de la velocidad.



Par (torque) y Factor P



Para el piloto, el "torque" (la tendencia de giro del avión a la izquierda) se compone de cuatro elementos que causan o producen una torsión o rotación alrededor de al menos uno de los tres ejes del avión. Estos cuatro elementos son:


1. Reacción del par del motor y la hélice,

2. Efecto tirabuzón de la estela,

3. Efecto giroscópico de la hélice, y

4. Carga asimétrica de la hélice (Factor P).




Reacción del Torque


La reacción del torque involucra la Tercera Ley de Newton de la física, para cada acción hay una reacción igual y opuesta. Aplicada a la aeronave, significa que como las partes internas del motor y la hélice están girando en una dirección, una fuerza igual está tratando de hacer girar el avión en la dirección opuesta. [Figura 4-39]








Cuando la aeronave está en vuelo, esta fuerza actúa sobre el eje longitudinal, tendiendo a alabear al avión.


Para compensar la tendencia a rolar, algunos aviones viejos son construidos de una manera de crear una mayor sustentación en el ala que está siendo forzado a bajar. Los aviones más modernos están diseñados con compensación del motor para contrarrestar este efecto de torque.


NOTA: La mayoría de los motores de avión construidos en Estados Unidos giran la hélice hacia la derecha, visto desde el asiento del piloto. La discusión aquí es con referencia a esos motores.



En general, los factores de compensación son establecidos de forma permanente para que compense

esta fuerza a velocidad de crucero, ya que la mayoría de la sustentación de operación de la aeronave es a esa velocidad. Sin embargo, los compensadores de alerón permiten un ajuste a otras velocidades.


Cuando las ruedas de la aeronave están en el suelo durante el despegue, se induce por el torque un par motor adicional alrededor del eje vertical. A medida que el lado izquierdo de la aeronave es forzado hacia abajo por la reacción de torque, más peso se coloca en el tren de aterrizaje principal izquierdo. Esto resulta en más fricción del suelo, o resistencia, en la rueda izquierda que la derecha, provocando un momento de giro más a la izquierda. La magnitud de este momento depende de muchas variables. Algunas de estas

variables son:


1. Tamaño y potencia del motor,

2. Tamaño de la hélice y las rpm,

3. Tamaño de la aeronave, y

4. Condición de la superficie del suelo.


Este momento de giro en la carrera de despegue es corregido por el piloto mediante el uso adecuado del timón de dirección o compensadores del timón.




Efecto tirabuzón



La alta velocidad de rotación de la hélice de un avión da a la estela una rotación en tirabuzón o espiral. A alta velocidad de la hélice y baja velocidad hacia adelante (como en los despegues y aproximaciones a la pérdida sin potencia), esta rotación en espiral es muy compacta y ejerce una fuerte fuerza lateral en la superficie vertical de la cola de la aeronave. [Figura 4-40]






Cuando esta estela en espiral golpea la deriva se produce un momento de giro en torno al eje vertical de la aeronave. Cuanto más compacta la espiral, más importante es esta fuerza. A medida que aumenta la velocidad de avance, sin embargo, la espiral se alarga y se vuelve menos eficaz. El flujo en tirabuzón de la estela también produce un momento de giro sobre el eje longitudinal.


Note que este momento de giro causado por el flujo espiral de la estela es a la derecha, mientras que el momento de giro causado por la reacción del par es a la izquierda, en efecto uno puede contrarrestar al otro. Sin embargo, estas fuerzas varían mucho y es responsabilidad del piloto aplicar la acción correctiva adecuada usando los controles de vuelo en todo momento. Estas fuerzas deben ser contrarrestadas con independencia de cuál es la más importante al momento.





Efecto giroscópico



Antes de que los efectos giroscópicos de la hélice se puedan entender, es necesario entender el principio básico de un giroscopio. Todas las aplicaciones prácticas del giroscopio se basan en dos propiedades fundamentales de la acción giroscópica: rigidez en el

espacio y la precesión.


La que nos interesa para esta discusión es la precesión.


La precesión es la acción resultante, o deflexión, de un rotor que gira cuando se aplica a su borde una fuerza desviadora. Como se puede observar en la Figura 4-41, cuando una fuerza es aplicada, la fuerza resultante produce efecto 90 ° por delante y en el sentido de giro.






La hélice de un avión es un giroscopio muy bueno y por lo tanto tiene propiedades similares. Cada vez que se aplica una fuerza para desviar la hélice fuera de su plano de rotación, la fuerza resultante está 90° por delante y en el sentido de giro y en la dirección de aplicación, provocando un momento de cabeceo, un momento de giro, o una combinación de los dos dependiendo del punto en el que se aplica la fuerza.



Este elemento del par motor siempre se ha asociado y se considera más importante en aviones con rueda de cola, y ocurre con mayor frecuencia cuando la cola se levanta durante el despegue. [Figura 4-42] Este cambio de actitud en cabeceo tiene el mismo efecto que aplicar una fuerza en la parte superior del plano de rotación de la hélice.






La fuerza resultante que actúa 90º por delante produce un momento de giro a la izquierda alrededor del eje vertical. La magnitud de este momento depende de varias variables, una de las cuales es la brusquedad con que se levanta la cola (cantidad de fuerza aplicada). Sin embargo, la precesión, o efecto giroscópico, ocurre cuando se aplica una fuerza en cualquier punto del borde del plano de rotación de la hélice; la fuerza resultante seguirá estando a 90° del punto de aplicación en el sentido de giro. Dependiendo del lugar donde se aplica la fuerza, el avión es forzado a girar hacia la izquierda o la derecha, a cabecear hacia arriba o hacia abajo, o una combinación de cabeceo y giro.


Se puede decir que, como resultado de la acción giroscópica, cualquier giro alrededor del eje vertical resulta en un momento de cabeceo, y cualquier cabeceo en torno al eje lateral resulta en un momento de giro.


Para corregir el efecto de la acción giroscópica, es necesario que el piloto utilice correctamente el elevador y timón de dirección para evitar giros y cabeceos no deseados.



Carga asimétrica (Factor P)


Cuando un avión está volando con alto AOA, la "mordida" de la pala que se mueve hacia abajo es mayor que la "mordida" de la pala que se mueve hacia arriba. Esto desplaza el centro de empuje a la derecha del área del disco de la hélice, provocando un momento de giro hacia la izquierda alrededor del eje vertical. La prueba de esta explicación es compleja, ya que sería necesario trabajar con problemas del vector viento en cada pala, mientras se tiene en cuenta tanto el AOA de la aeronave y el AOA de cada pala.


Esta carga asimétrica es causada por la velocidad resultante, que se genera por la combinación de la velocidad de la pala de la hélice en su plano de rotación y la velocidad del aire que pasa horizontalmente a través del disco de la hélice. Con la aeronave volando en AOA positivo, la pala derecha (visto desde atrás) o descendente, está pasando por un área de velocidad resultante que es mayor que la que afecta a la pala izquierda o ascendente. Dado que la pala de la hélice es un perfil aerodinámico, el aumento de velocidad significa mayor sustentación. La pala descendente tiene más sustentación y tiende a tirar (girar) la nariz de la aeronave a la izquierda.



Cuando el avión está volando a un alto AOA, la pala descendente tiene una mayor velocidad resultante, creando más sustentación que la pala ascendente. [Figura 4-43] Esto puede ser más fácil de visualizar si el eje de la hélice se monta perpendicular al suelo

(como un helicóptero).Si no hubiera movimiento de aire alguno, excepto el generado por la propia hélice, secciones idénticas de cada pala tendrían la misma velocidad del aire. Con el aire moviéndose horizontalmente a través de esta hélice montada verticalmente, la pala moviéndose hacia adelante en el flujo de aire tiene una velocidad superior a la pala que se retira del flujo de aire.





Por lo tanto, la pala que avanza hacia el flujo de aire horizontal crea mayor sustentación, o empuje, moviendo el centro de empuje hacia esa pala. Visualice girando el eje de la hélice montada verticalmente a ángulos más bajos en relación con el aire en movimiento (como en un avión). Este empuje desbalanceado se hace proporcionalmente menor y continúa haciéndose más pequeño hasta llegar al valor cero cuando el eje de la hélice está exactamente horizontal en relación con el aire en movimiento.



Los efectos de cada uno de estos cuatro elementos del torque varían en valor con los cambios en las situaciones de vuelo. En una fase de vuelo, uno de estos elementos puede ser más importante que otro. En otra fase del vuelo, otro elemento puede ser más importante. La relación de estos valores con los demás varía con diferentes aviones, dependiendo de la estructura, combinaciones de motor, y hélices, así como otras características de diseño. Para mantener el control positivo de la aeronave en todas las condiciones de vuelo, el piloto debe aplicar los controles de vuelo como sea necesario para compensar estos valores.





Factores de carga



En aerodinámica, el factor de carga es la relación de la máxima carga que un avión puede soportar y el peso bruto de la aeronave. El factor de carga se mide en Gs (aceleración de la gravedad), una unidad de fuerza igual a la fuerza ejercida por la gravedad sobre un cuerpo en reposo e indica la fuerza a la que se somete un cuerpo cuando se acelera. Cualquier fuerza aplicada a una aeronave para desviar el vuelo de una línea recta produce una tensión en su estructura, y la cantidad de esta fuerza es el factor de carga. Mientras que un curso de aerodinámica no es un requisito previo para la obtención de una licencia de piloto, un piloto competente debe tener una sólida comprensión de las fuerzas que actúan sobre la aeronave, el uso ventajoso de estas fuerzas, y las limitaciones operativas de la aeronave.



Por ejemplo, un factor de carga de 3 significa que la carga total sobre la estructura de un avión es de tres veces su peso bruto. Dado que los factores de carga se expresan en términos de G, un factor de carga de 3 se puede decir como 3 Gs, o un factor de carga de 4 como 4 Gs.


Si un avión sale de un picado, sometiendo al piloto a 3 Gs, él o ella será presionado hacia abajo en el asiento con una fuerza igual a tres veces su peso. Dado que los aviones modernos funcionan a velocidades más altas que los aviones más antiguos, incrementando la magnitud del factor de carga, este efecto se ha convertido en una consideración primordial en el diseño

de la estructura de todas las aeronaves.


Con el diseño estructural de la aeronave previsto para soportar sólo una cierta cantidad de sobrecarga, el conocimiento de los factores de carga se ha convertido en esencial para todos los pilotos. Los factores de carga son importantes por dos razones:


1. Es posible que un piloto imponga una peligrosa sobrecarga en las estructuras de las aeronaves.

2. Un aumento del factor de carga aumenta la velocidad de pérdida y hace posible la pérdida a velocidades de vuelo aparentemente seguras.



Factores de carga en el diseño de aeronaves



La respuesta a la pregunta "¿Qué tan fuerte debe ser un avión?"está determinada en gran parte por el uso a que está sometida la aeronave. Este es un problema difícil porque las máximas cargas posibles son demasiado altas para usar en un diseño eficiente. Es cierto que cualquier piloto puede hacer un aterrizaje muy duro o una muy fuerte salida de un picado, lo que daría lugar a cargas anormales. Sin embargo, tal carga anormal extrema debe ser desestimada un poco si las aeronaves están construidas para despagar rápidamente, aterrizar lento, y llevar cargas útiles que valgan la pena.



El problema de los factores de carga en el diseño de aeronaves está en cómo determinar los factores de carga más altos que se pueden esperar en condiciones normales en las diferentes situaciones operativas. Estos factores de carga se denominan "factores de carga límite." Por razones de seguridad, se requiere que la aeronave esté diseñada para soportar estos factores de carga sin ningún tipo de daño estructural.


Aunque las Regulaciones requieren que la estructura de la aeronave sea capaz de soportar una vez y media estos factores de

carga límite sin fallos, se acepta que partes de la aeronave se pueda doblar o torcer bajo estas cargas y que algunos daños estructurales puede ocurrir.



Este factor de carga límite de 1,5 se llama "factor de seguridad" y es prevista, en cierta medida, para cargas superiores a las esperadas en operaciones normales y razonables. Esta reserva de resistencia no es algo que los pilotos deban abusar deliberadamente, sino que está allí para protección cuando se enfrentan a situaciones inesperadas.


Las consideraciones anteriores se aplican a todas las condiciones de carga, ya sean debidas a ráfagas, maniobras, o aterrizajes. Los requisitos de factor de carga por ráfaga actualmente en vigor son básicamente los mismos que los que han existido por años.

Cientos de miles de horas de funcionamiento han demostrado que son adecuados para la seguridad. Dado que el piloto tiene poco control sobre los factores de carga por ráfaga (excepto reducir la velocidad de la aeronave cuando se encuentra aire turbulento), los requerimientos de carga por ráfaga son esencialmente los mismos para las aeronaves de aviación general, independientemente de su uso operativo. En general, los factores de carga por ráfaga controlan el diseño de las aeronaves que están destinados a uso estrictamente no acrobático.


Una situación totalmente diferente existe en el diseño de aeronaves con los factores de carga por maniobras.


Es necesario discutir este asunto por separado con respecto a: (1) aviones diseñados de acuerdo con el sistema de categorías (es decir, normal, utilitario, acrobáticos); y (2) diseños antiguos construidos de acuerdo a requisitos no contemplados en las categorías

operacionales.


Los aviones diseñados bajo el sistema de categorías son fácilmente identificados por una placa en la cabina de vuelo, que establece la categoría operacional (o categorías) en la que está certificada la aeronave. Los factores de carga máximos de seguridad (factores de carga límites) que se especifican para las aeronaves en las distintas categorías son:





1 Para las aeronaves con peso bruto mayor a 4.000

libras, el factor de carga límite se reduce. A las cargas

límites dadas anteriormente, se añade un factor de

seguridad de 50 por ciento.




Hay una graduación incremental en el factor de carga con la mayor severidad de las maniobras. El sistema de clasificación se provee para la máxima utilidad de un avión. Si solo tiene intención de operación normal, el factor de carga requerido (y por lo tanto el peso de la aeronave) es menor que si el avión se va a emplear en entrenamiento o para maniobras acrobáticas ya que resulta en mayores cargas de maniobra.


Las aeronaves que no tienen el cartel de categoría son diseños que se construyeron con requerimientos de ingeniería antiguos en los que no se daban a los pilotos restricciones operativas específicas. Para aeronaves de este tipo (hasta el peso de 4.000 libras), la resistencia necesaria es comparable a la actual categoría de aeronaves utilitaria, y son permitidos los mismos tipos de operación. Para las aeronaves de este tipo con más de 4.000 libras, los factores de carga disminuyen con el peso. Estos aviones deben ser considerados como comparables a las aeronaves de categoría normal, y deben ser operados en consecuencia.




Factores de carga en virajes escarpados



En un viraje coordinado a altitud constante, en un avión, el factor de carga es el resultado de dos fuerzas: la fuerza centrífuga y la gravedad. [Figura 4-44]


Para cualquier ángulo de inclinación dado, la ROT (velocidad del viraje o giro) varía con la velocidad, cuanto mayor es la velocidad, más lenta será la ROT.


Esto compensa el aumento de la fuerza centrífuga, permitiendo al factor de carga seguir siendo el mismo.





La Figura 4-45 revela un hecho importante sobre los virajes, el factor de carga aumenta a un ritmo increíble después de que la inclinación ha llegado a 45° o 50°. El factor de carga para cualquier avión nivelado en giro coordinado de 60° es de 2 Gs. El factor de carga en un viraje a 80° banco es de 5,76 Gs. El ala debe producir sustentación igual a los factores de carga si la altitud debe ser mantenida.





Note la rapidez con que la línea que indica de factor de carga aumenta a medida que se acerca a 90º de inclinación, al que nunca se llega, porque un viraje con 90° de inclinación y altitud constante, no es matemáticamente posible. Una aeronave puede ser inclinada a 90°, pero no en un viraje coordinado.


Una aeronave que se mantenga en un giro deslizando a 90° es capaz hacer un vuelo de “filo de cuchillo”. A poco más de 80°, el factor de carga excede el límite de 6 Gs, el factor de carga límite de un avión acrobático.


Para un viraje coordinado a altitud constante, la inclinación máxima aproximada para la aviación general en promedio es de 60°. Este ángulo y la configuración de potencia resultante necesaria alcanzan el límite en este tipo de aeronaves. Un inclinación

adicional de 10° aumenta el factor de carga en 1 G aproximadamente, quedando cerca del punto de rendimiento establecido para estos aviones. [Figura 4.46]






Factores de carga y velocidades de pérdida



Cualquier aeronave, dentro de los límites de su estructura, puede entrar en pérdida a cualquier velocidad. Cuando un AOA suficientemente alto se impone, el flujo de aire suave sobre una superficie de sustentación se rompe y separa, produciendo un cambio abrupto de las características de vuelo y una súbita pérdida de sustentación, lo que se traduce en una pérdida.



Un estudio de este efecto ha revelado que la velocidad de pérdida del avión se incrementa proporcionalmente a la raíz cuadrada del factor de carga. Esto significa que un avión con una velocidad normal sin aceleración de pérdida de 50 nudos puede entrar en pérdida a 100 nudos induciendo de un factor de carga de 4 Gs. Si fuera posible que este avión soporte un factor de carga de nueve, podría entrar en pérdida a una velocidad de 150 nudos. Un piloto debe tener en cuenta:


• El peligro de inadvertidamente entrar en pérdida mediante el aumento del factor de carga, como en un viraje escarpado o en espiral;

• Cuando entra en pérdida intencionalmente por encima de la velocidad de maniobra de diseño del avión, se impone un factor de carga tremendo.


Las Figuras 4-45 y 4-46 muestran que inclinando un avión más de 72° en un viraje escarpado produce un factor de carga de 3, y la velocidad de pérdida se incrementa significativamente. Si este viraje se realiza en una aeronave con una velocidad de pérdida normal sin acelerar de 45 nudos, la velocidad del aire debe mantenerse en más de 75 nudos para evitar la inducción de la pérdida.


Un efecto similar se vive en un tirón rápido para arriba, o cualquier otra maniobra que produce factores de carga superiores a 1 G. Esta pérdida de control repentina e inesperada, especialmente en un viraje escarpado o la aplicación abrupta del control del elevador cerca del suelo, ha provocado muchos accidentes.



Dado que el factor de carga se eleva al cuadrado cuando la velocidad de pérdida se duplica, enormes cargas se pueden imponer en las estructuras entrando en pérdida una aeronave a velocidades relativamente altas.


La velocidad máxima a la que puede entrar en pérdida un avión con seguridad está determinada ahora por los nuevos diseños. Esta velocidad se denomina "velocidad de maniobra" (VA) y se debe introducir en el Manual de vuelo del Avión aprobado/Manual de operación del piloto (AFM/POH) de todas las aeronaves diseñado recientemente. Para aeronaves de aviación general más viejas, esta velocidad es de aproximadamente 1,7 veces la velocidad normal de pérdida. Por lo tanto, un avión más viejo que normalmente entra en pérdida a 60 nudos no debe ser puesto en pérdida a más de 102 nudos (60 nudos x 1.7 = 102 nudos). Un avión con una velocidad normal de pérdida de 60 nudos que entra en pérdida a 102 nudos se somete a un factor de carga igual al cuadrado del aumento de velocidad, o 2,89 Gs (1,7 x 1,7=2,89 Gs). (Las cifras anteriores son aproximaciones para ser consideradas como guía, y no son las respuestas exactas a cualquier conjunto de problemas.



La velocidad de maniobra de diseño debe determinarse a partir de los límites operacionales del avión particular proporcionado por el fabricante). Operando a o debajo de la velocidad de maniobra no provee protección estructural contra múltiples movimientos máximos del control en un eje o máximo movimientos del control en más de un eje al mismo tiempo.



Dado que el sistema de control varía con los diferentes aviones (algunos tipos emplean superficies de control "balanceadas", mientras que otros no), la presión ejercida por el piloto en los controles no pueden ser aceptada como un índice de los factores de carga producidos en diferentes tipos de aeronaves. En la mayoría de los casos, los factores de carga pueden ser juzgados por el piloto experimentado por la sensación de presión en el asiento. Los factores de carga también pueden ser medidos por un instrumento llamado "acelerómetro", pero este instrumento no es común en aviones de entrenamiento de aviación general.


El desarrollo de la capacidad de juzgar los factores de carga por la sensación de su efecto sobre el cuerpo es importante. El conocimiento de estos principios es esencial para el desarrollo de la capacidad para estimar los factores de carga.


Un conocimiento profundo de los factores de carga inducidos por diferentes grados de inclinación y la VA ayuda en la prevención de dos de los tipos de accidentes más graves:



1. Pérdidas por virajes escarpados o maniobras excesivas cerca del suelo

2. Fallas estructurales en acrobacias u otras maniobras violentas resultantes de la pérdida de control




Factores de carga y maniobras de vuelo



Factores de carga críticos se aplican a todas las maniobras de vuelo, excepto vuelo recto no acelerado donde siempre está presente un factor de carga de 1 G.


Ciertas maniobras consideradas en esta sección se sabe que involucran factores de carga relativamente altos. La aplicación de la máxima deflexión de los controles de cabeceo, alabeo o dirección debe estar limitada a velocidades inferiores a la velocidad de maniobra. Evite los cambios rápidos y alternativos de los controles, especialmente en combinación con grandes cambios en cabeceo, alabeo o dirección (por ejemplo, grandes ángulos de deslizamiento) ya que pueden resultar en fallas estructurales a cualquier velocidad, incluso por debajo de VA.



Virajes



Factores de carga aumentados son una característica de todos los virajes. Como se señaló en la sección sobre los factores de carga en los virajes escarpados, los factores de carga son significativos para el rendimiento de vuelo y la carga en la estructura del ala cuando la inclinación aumenta más allá de unos 45°.


El factor de rendimiento de un avión liviano promedio se alcanza en un ángulo de aproximadamente 70° a 75°, y la velocidad de pérdida se incrementa en cerca de un medio con un ángulo de aproximadamente 63°.



Pérdidas



La pérdida normal entrando desde un vuelo recto y nivelado, o un ascenso recto no acelerado, no produce la adición de factores de carga más allá del 1 G del vuelo recto y nivelado. Cuando ocurre la pérdida, sin embargo, este factor de carga se puede reducir a cero, el factor en el cual nada parece tener peso. El piloto experimenta una sensación de "flotar en el espacio." Si la recuperación se lleva a cabo empujando el control del elevador, se pueden producir factores de carga negativos (o las que imponen una carga baja en las alas y levantan el piloto del asiento).


Durante el ascenso después de la recuperación de la pérdida, a veces se inducen importantes factores de carga. Estos pueden aumentar aún más sin darse cuenta durante el picado excesivo (y por lo tanto de alta velocidad) y abruptos tirones para nivelar el vuelo. Por lo general uno lleva a lo otro, lo que aumenta el factor de carga. Abruptos tirones a altas velocidades de picado pueden imponer cargas críticas en las estructuras de la aeronave y pueden producir pérdidas secundarias o recurrentes mediante el aumento del AOA de la pérdida.



Como regla general, una recuperación de una pérdida picando sólo hasta la velocidad de maniobra de diseño o crucero, con una gradual elevación de nariz tan pronto como la velocidad del aire es segura por encima de la de pérdida, se puede efectuar con un factor de carga no superior a 2 o 2,5 Gs. Un factor de carga superior no debería ser necesario a menos que la recuperación se haya efectuado con la nariz de la aeronave cerca o más allá de la vertical, o en altitudes extremadamente bajas para evitar pegar en el suelo.




Spin (Tirabuzón o barrena)


Un spin estabilizado no es diferente de una pérdida más que en la rotación y las mismas consideraciones sobre factores de carga se aplican a la recuperación de un spin como las que se aplican a la recuperación de pérdidas.



Dado que la recuperación del tirabuzón se realiza habitualmente con la nariz mucho más baja que en la recuperación de pérdida, son de esperar por lo tanto mayores velocidades y mayores factores de carga. El factor de carga en una recuperación de spin apropiada por lo general se encuentra en unos 2,5 Gs.



El factor de carga durante un tirabuzón varía con las características de cada aeronave, pero se encuentra generalmente que está un poco por encima de 1 G de vuelo nivelado. Hay dos razones para esto:


1. La velocidad del aire en un spin es muy baja, por lo general dentro de los 2 nudos de la velocidad de pérdida sin aceleración.


2. Los aviones pivotan, en vez de girar, mientras se encuentra en un spin.



Pérdidas a alta velocidad



El avión ligero promedio no está construido para soportar la aplicación repetida de factores de carga común a pérdidas de alta velocidad. El factor de carga necesario para estas maniobras produce una tensión en las alas y la estructura de la cola, que no deja un margen razonable de seguridad en los aviones más ligeros.


La única manera que esta pérdida pueda ser inducida a una velocidad por encima de la pérdida normal implica la imposición de un factor de carga adicional, que puede ser logrado por un tirón fuerte en el control del elevador. Una velocidad de 1,7 veces la velocidad de pérdida (alrededor de 102 nudos en un avión ligero con una velocidad de pérdida de 60 nudos) produce un factor de carga de 3 Gs. Sólo un escaso margen para el error se puede permitir en acrobacias con aviones livianos. Para ilustrar la rapidez con que aumenta el factor de carga con la velocidad, una pérdida de alta velocidad a 112 nudos en el mismo avión produce un factor de carga de 4 Gs.



Chandelles y Ocho perezosos



Un chandelle es un viraje ascendente de máximo rendimiento a partir de vuelo aproximadamente recto y nivelado, y terminando al completar un preciso viraje de 180° con actitud de nariz arriba y alas niveladas, a la velocidad mínima controlable. En esta maniobra de vuelo, la aeronave está en un viraje ascendente escarpado y casi en pérdida para ganar altura mientras cambia de dirección. El nombre ocho perezoso deriva de la forma en la cual el eje longitudinal de la aeronave traza un patrón de vuelo en forma de una figura "8" acostada. Sería difícil hacer una sentencia definitiva sobre los factores de carga en estas maniobras ya que envuelven picados y ascensos suaves. Los factores de carga dependerán directamente de la velocidad de los picados y la brusquedad de los ascensos durante estas maniobras.



Generalmente, cuanto mejor se realiza la maniobra, el factor de carga inducido es menos extremo. El ocho perezoso o chandelle en la que el ascenso produce un factor de carga de más de 2 Gs no se traducirá en un aumento tan grande de altitud, y en aviones de baja potencia puede resultar en una pérdida neta de altitud.



El tirón para ascenso más suave que sea posible, con un factor de carga moderada, ofrece la mayor ganancia de altitud en un chandelle y resulta en un mejor rendimiento general tanto en chandelles como ochos perezosos. La velocidad de entrada recomendada para estas maniobras está generalmente cerca de la velocidad de maniobra de diseño del fabricante que permite el máximo desarrollo de los factores de carga sin exceder los límites de carga.



Aire turbulento



Todos los aviones certificados estándar están diseñados para soportar las cargas impuestas por las ráfagas de intensidad considerable. Los factores de carga por ráfagas aumenta al incrementarse la velocidad cada, y la fuerza utilizada para fines de diseño por lo general corresponde a la velocidad más alta con vuelo nivelado.



En aire extremadamente turbulento, como en las tormentas o condiciones de frentes, es aconsejable reducir la velocidad a la velocidad de maniobra. Independientemente de la velocidad mantenida, puede haber rachas que producen cargas que excedan los

límites de carga.


Cada aeronave específica está diseñado con una carga G específica que puede ser impuesta a la aeronave sin causar daños estructurales. Hay dos tipos de factores de carga a tener en cuenta en el diseño de aeronaves, carga límite y carga de rotura. La carga límite es una fuerza aplicada a una aeronave que provoca una flexión de la estructura del avión que no regresa a su forma original.


La carga de rotura es el factor de carga aplicada a la aeronave más allá de la carga límite y al punto tal que el material de los aviones experimenta un fallo estructural (rotura). Los factores de carga más bajos que la carga límite pueden ser mantenidos sin comprometer la integridad de la estructura del avión.


Las velocidades hasta, pero sin exceder, la velocidad de maniobra permite a un avión entrar en pérdida antes de experimentar un aumento en el factor de carga que exceda la carga límite de la aeronave.


La mayoría de los manuales de vuelo de los aviones ahora incluyen información sobre la penetración en aire turbulento, que ayuda a los pilotos a volar de manera segura aviones capaces de un amplio rango de velocidades y altitudes. Es importante para el piloto recordar que el cartel de velocidad máxima de "nunca exceder" en picadas está determinada solamente para que aire suave.

Picadas de alta velocidad o acrobacias que implican una velocidad por encima de la velocidad de maniobra conocida nunca se deben practicar en aire turbulento.





Diagrama Vg



La fuerza operativa de vuelo de una aeronave se presenta en un gráfico cuya escala vertical se basa en el factor de carga. [Figura 4 -47] El diagrama se denomina diagrama Vg, de velocidad versus cargas G o factor de carga. Cada avión tiene su propio diagrama Vg que es válido para un determinado peso y altura.






Las líneas de máxima capacidad de sustentación (líneas curvas) son los primeros elementos de importancia en el diagrama Vg. La aeronave en la figura 4-47 es capaz de desarrollar no más de 1 G a 62 nudos, la velocidad de pérdida con alas niveladas. Como el factor de carga máxima varía con el cuadrado de la velocidad, la capacidad máxima de sustentación positiva de este avión es de 2 g a 92 nudos, 3 G a 112 nudos, 4,4 G a 137 nudos, y así sucesivamente. Cualquier factor de carga por encima de esta línea no está disponible aerodinámicamente (es decir, los aviones no pueden volar por encima de la línea de capacidad máxima de sustentación, ya que entra en pérdida). La misma situación existe para el vuelo con sustentación negativa con la excepción de que la velocidad necesaria para producir un determinado factor de carga negativo es mayor que la necesaria para producir el mismo factor de carga positivo.


Si el avión vuela con un factor de carga positivo mayor que el factor de carga positiva límite de 4.4, es posible un daño estructural. Cuando la aeronave se opera en esta región, puede tener lugar una deformación permanente inaceptable de la estructura principal y se incurre en un daño por fatiga rápidamente. Debe ser evitada la operación normal por encima del factor de carga límite.



Hay otros dos puntos de importancia en el diagrama Vg. Un punto es la intersección del factor de carga positivo límite y la línea de capacidad máxima de sustentación positiva. La velocidad en este punto es la velocidad mínima a la cual la carga límite puede ser desarrollada aerodinámicamente. Cualquier velocidad mayor que esta proporciona una capacidad de sustentación positiva suficiente para dañar la aeronave.


Por el contrario, cualquier velocidad menor que esta no proporciona la capacidad de sustentación positiva suficiente para causar daños por cargas de vuelo excesivas. El término usual que se da a esta velocidad es "velocidad de maniobra", ya que la consideración de la aerodinámica subsónica podría predecir un radio de giro mínimo usable o maniobrabilidad que se produzca

en esta condición. La velocidad de maniobra es un punto de referencia valioso, ya que una aeronave que opere por debajo de este punto no puede producir una carga de vuelo positiva dañina. Cualquier combinación de maniobra y ráfagas no puede crear daños debido por el exceso de carga cuando la aeronave está por debajo de la velocidad de maniobra.




El otro punto de importancia en el diagrama de Vg es la intersección del factor de carga límite negativo y la línea de máxima capacidad de sustentación negativa.


Cualquier velocidad mayor que esta proporciona una capacidad de sustentación negativa suficiente para dañar la aeronave; cualquier velocidad menor que esta no proporciona la capacidad de sustentación negativa suficiente para dañar el avión por cargas de vuelo excesivas.


La velocidad límite (o velocidad de la línea roja) es un punto de referencia para el diseño de la aeronave, este avión está limitado a 225 nudos. Si se intenta el vuelo más allá de la velocidad límite, daños estructurales o fallas estructurales pueden resultar por una variedad de fenómenos.


La aeronave en vuelo está limitada a un régimen de velocidades y Gs que no exceda la velocidad límite (o línea roja), no exceda el factor de carga límite, y no puede exceder la capacidad máxima de sustentación.


La aeronave debe ser operada dentro de esta "envolvente" para evitar daños estructurales y asegurar se obtenga la sustentación de servicio prevista para la aeronave. El piloto debe apreciar el diagrama Vg como una descripción de la combinación permitida de velocidades y factores de carga para una operación segura. Cualquier maniobra, ráfaga, o ráfagas más maniobras fuera de la envolvente estructural puede causar daños estructurales y efectivamente acortar la vida útil de la aeronave.




Velocidad de giro



La velocidad de giro (ROT – del inglés Rate Of Turn) es el número de grados (expresado en grados por segundo) del cambio de dirección que hace que un avión. La ROT se puede determinar mediante la adopción de la constante de 1,091 multiplicada por la tangente de cualquier ángulo de inclinación y dividiendo el producto por una velocidad dada en nudos como se ilustra en la Figura 4-48. Si se aumenta la velocidad y la ROT deseada es constante, el ángulo de inclinación debe ser mayor, de lo contrario, disminuye la ROT.


Del mismo modo, si la velocidad se mantiene constante, la ROT de un avión se incrementa si el ángulo de inclinación es mayor. La fórmula en las Figuras 4-48 a 4-50 muestra la relación entre el ángulo de inclinación y la velocidad que afectan a la ROT.


NOTA: Todas las velocidades discutidas en esta sección son velocidad verdadera (TAS).









La velocidad afecta de manera significativa la ROT de un avión. Si velocidad aumenta, la ROT se reduce si se utiliza el mismo ángulo de inclinación usado a velocidad más baja. Por lo tanto, si se aumenta la velocidad, como se ilustra en la Figura 4-49, se puede inferir que el ángulo de inclinación debe ser aumentado a fin de lograr la misma ROT alcanzada en la Figura 4.50.







¿Qué significa esto en forma práctica? Si una velocidad y ángulo de inclinación dados producen una ROT específica, se pueden hacer conclusiones adicionales.


Conociendo la ROT a un número dado de grados por segundo, el número de segundos que tarda en virar 360° (círculo) se puede determinar por simple división.


Por ejemplo, si se mueve a 120 nudos con un ángulo de inclinación de 30°, la ROT es de 5,25° por segundo y tarda 68,6 segundos (360° dividido por 5,25=68.6 segundos) para hacer un círculo completo. Del mismo modo, si vuela a 240 nudos TAS y usa un ángulo de 30°, la ROT es de sólo 2,63° por segundo y se tarda unos 137 segundos para completar un círculo de 360°.


Mirando la fórmula, cualquier aumento en la velocidad es directamente proporcional al tiempo que el avión tarda en viajar un arco.


¿Por qué es importante entender esto? Una vez que la ROT se entiende, un piloto puede determinar la distancia necesaria para hacer un giro particular que se explica en radio de giro.





Radio de giro



El radio de giro está directamente relacionado con la ROT, que explicada anteriormente es una función del ángulo de inclinación y la velocidad. Si el ángulo de inclinación se mantiene constante y la velocidad se incrementa, el radio de giro cambia (aumenta). Una

velocidad más alta hace que el avión viaje a través de un arco mayor debido a una mayor velocidad. Un avión que viaja a 120 nudos es capaz de girar un círculo de 360° en un radio más estrecho que un avión que viaja a 240 nudos. Con el fin de compensar el aumento en la velocidad, el ángulo de inclinación tendría que ser mayor. El radio de giro (R) se puede calcular mediante una fórmula simple. El radio de giro es igual al cuadrado de la velocidad (V2) dividido por 36.94 por la tangente del ángulo de inclinación.





Usando los ejemplos en las Figuras 4-48 a 4-50, se pueden calcular el radio de giro de cada una de las dos velocidades. Note que si la velocidad se duplica, el radio es al cuadrado. [Figuras 4-51 y 4-52]







Otra manera de determinar el radio de giro es con la velocidad en pies por segundo (fps), π (3,1415) y la ROT. Utilizando el ejemplo de esta página en la columna izquierda, se determinó que un avión con una ROT de 5,25° por segundo requiere 68,6 segundos para hacer un círculo completo. La velocidad de un avión (en nudos) se puede convertir en mps, multiplicando por una constante de 0,515. Por lo tanto, un avión que viaja a 120 nudos (TAS) se desplaza a 61,8 mps.



Conociendo la velocidad en mps (61,8), multiplicado por el tiempo que un avión tarda en completar un círculo (68,6 segundos) se puede determinar el tamaño del círculo; 61,8 por 68,6 es igual a 4.239,48 metros.


Dividiendo por π se obtiene un diámetro de 1.349,5 metros, que cuando se divide por 2 es igual a un radio de 674,7 metros [Figura 4-53], un pie dentro de eso determinado mediante el uso de la fórmula de la Figura 4-51.









En la Figura 4-54, el piloto entra en un cañón y decide girar 180º para salir. El piloto utiliza un ángulo de 30° en su giro.





Figura 4-54. Dos aeronaves entraron en un cañón por error. El cañón tiene 1.500 metros de ancho y tiene acantilados en ambos lados. El piloto en la imagen superior viaja a 120 nudos. Al reconocer el error vira usando un ángulo de 30º para regresar. Este avión requiere 1.350 metros para girar 180º, y logra salir del cañón a salvo. El piloto en la imagen inferior vuela a 140 nudos y también usa 30º para regresar. Aunque la aeronave vuela solo 20 nudos más rápido que la anterior, requiere más de 1.800 metros para regresar. Desafortunadamente el cañón solo tiene 1.500 metros y el avión va a chocar contra las paredes. La velocidad es el factor con más influencia que determina la distancia para girar. Muchos pilotos han caído en el error de incrementar el ángulo de inclinación cuando una simple reducción de velocidad sería más apropiado.





Los cálculos de peso y balance no son requeridos, pero los pilotos deben calcular el peso y mantenerse dentro del límite establecido por el fabricante.



Efecto del peso en el rendimiento de vuelo



La performance en despegue/ascenso y el aterrizaje de una aeronave se determinan sobre la base de sus pesos máximos admisibles de despegue y aterrizaje. Un alto peso bruto resulta en una carrera de despegue más larga y ascenso suave, y una velocidad de aterrizaje mayor y carrera de aterrizaje más larga. Incluso una mínima sobrecarga puede hacer imposible a la aeronave pasar un obstáculo que normalmente no sería un problema durante el despegue en condiciones más favorables.


Los efectos perjudiciales de la sobrecarga en el rendimiento no se limitan a los riesgos inmediatos relacionados con despegues y aterrizajes.


La sobrecarga tiene un efecto negativo en los ascensos y el rendimiento de crucero que lleva a un calentamiento excesivo durante el ascenso, aumenta el desgaste en las piezas del motor, mayor consumo de combustible, menor velocidad de crucero, y reducción del alcance.


Los fabricantes de aviones modernos proporcionan los datos de peso y balance con cada aeronave producida.


Generalmente, esta información se puede encontrar en el manual de vuelo aprobado y ahora se proporcionan gráficos fáciles de leer para determinar datos de peso y balance. Un mayor rendimiento y capacidad de carga de estos aviones requieren un estricto cumplimiento de las limitaciones operativas prescriptas por el fabricante.



Las desviaciones de las recomendaciones pueden provocar daños estructurales o un fallo completo de la estructura de la aeronave. Incluso si un avión está cargado dentro de los límites de peso máximo, es imperativo que la distribución del peso esté dentro de los límites de la ubicación del CG. El breve estudio precedente de aerodinámica y factores de carga señalan las razones de esta precaución. La siguiente discusión es la base de algunas de las razones por las cuales las condiciones de peso y balance son importantes para la seguridad de vuelo de un avión.



En algunos aviones, no es posible llenar todos los asientos, compartimientos de equipaje, y tanques de combustible, y aún permanecer dentro de los límites de peso y balance aprobado. Por ejemplo, en varios aviones populares de cuatro plazas, los tanques de combustible no se pueden llenar completos cuando se llevan cuatro ocupantes y su equipaje. En ciertos aviones de dos plazas, no se puede llevar equipaje en el compartimiento trasero cuando se practica tirabuzón. Es importante para el piloto ser consciente de las limitaciones de peso y balance de la aeronave y las razones de estas limitaciones.




Efecto del peso sobre la estructura de las aeronaves



El efecto de peso adicional en la estructura del ala de un avión no es evidente. Requisitos de aeronavegabilidad establecen que la estructura de un avión certificado en categoría normal (en la que la acrobacia está prohibida) debe ser lo suficientemente fuerte como para resistir un factor de carga de 3,8 G para absorber las cargas dinámicas provocadas por las maniobras y las ráfagas.


Esto significa que la estructura principal de la aeronave puede soportar una carga de 3,8 veces el peso bruto aprobado de la aeronave sin que se produzcan fallas estructurales. Si esto es aceptado como indicativo de los factores de carga que se pueden imponer durante las operaciones a que se destine la aeronave, una sobrecarga de 100 kilogramos impone una sobrecarga estructural potencial de 380 kilos.


La misma consideración es aún más impresionante en el caso de aeronaves de categoría acrobática o utilitaria, que tienen

requerimientos de factores de carga de 6,0 y 4,4 respectivamente.


Las fallas estructurales que se derivan de la sobrecarga pueden ser dramáticas y catastróficas, pero es más frecuente que afecten a los componentes estructurales de forma progresiva de manera que es difícil de detectar y costoso de reparar. La sobrecarga habitual tiende a causar estrés y daño acumulado que pueden no ser detectados durante las inspecciones prevuelo y resultar en una falla estructural después, durante las operaciones completamente normales. El estrés adicional por sobrecarga localizado en partes estructurales se cree que acelera la aparición de fallas por fatiga metálica.


El conocimiento de los factores de carga impuestos por las maniobras de vuelo y las ráfagas hace hincapié en las consecuencias de un incremento en el peso bruto de un avión. La estructura de un avión a punto de someterse a un factor de carga de 3 Gs, como en la recuperación de un picado, debe estar preparado para soportar una carga adicional de 300 kilogramos por cada aumento de 100 kilos de peso. Cabe señalar que esto sería impuesto por la adición de alrededor de 70 litros de combustible que no sean necesarios en un avión particular. Las aeronaves civiles certificadas han sido analizadas estructuralmente y probadas en vuelo

con el peso bruto máximo autorizado y dentro de las velocidades publicadas para el tipo de vuelo a realizar.



Los vuelos con pesos por encima de esta cantidad son posibles y, a menudo se encuentran dentro de las capacidades de rendimiento de un avión. Este hecho no debe inducir a error al piloto, ya que el piloto podría no darse cuenta que las cargas para las que la aeronave no fue diseñada están siendo impuestas a parte o la totalidad de la estructura.


Al cargar un avión con pasajeros o carga, la estructura debe ser considerada. Los asientos, compartimientos de equipaje, y pisos de la cabina están diseñados para una determinada carga o concentración de carga y nada más. Por ejemplo, un compartimento de equipaje de un avión liviano puede estar señalizado para 10 kilos debido a la poca dureza de su estructura de apoyo a pesar de que el avión puede no estar sobrecargado o fuera de los límites del CG con más peso en ese lugar.




Efecto del peso sobre la estabilidad y controlabilidad




La sobrecarga también afecta la estabilidad. Un avión que es estable y controlable cuando se carga normalmente puede tener características de vuelo muy diferentes cuando se sobrecarga. Aunque la distribución del peso tiene el efecto más directo sobre esto, de un aumento en el peso bruto del avión se puede esperar que tenga un efecto adverso en la estabilidad, independientemente de la ubicación de CG. La estabilidad de muchas aeronaves certificadas es completamente insatisfactoria si se excede el peso bruto.





Efecto de la distribución de carga



El efecto de la posición del CG en la carga impuesta sobre el ala de un avión en vuelo es importante para el rendimiento en ascenso y crucero. Un avión con carga adelantada es más "pesado" y por lo tanto, más lento que el mismo avión con el CG más atrasado.


La Figura 4-55 ilustra por qué esto es cierto. Con la carga adelantada, se requiere compensación "nariz arriba" en la mayoría de los aviones para mantener vuelo de crucero nivelado. La compensación nariz arriba implica establecer las superficies de cola para producir una mayor fuerza hacia abajo en la parte trasera del fuselaje, que se suma a la carga alar y la sustentación total requerida al ala si se quiere mantener la altura. Esto requiere un mayor AOA del ala, lo que resulta en más resistencia y, a su vez, produce una mayor velocidad de pérdida.





Con la carga atrasada y compensación "nariz abajo", las superficies de cola ejercen menos carga, aliviando al ala de esa gran carga alar y sustentación para mantener la altitud. El AOA del ala requerido es menor, por lo que la resistencia es menor, permitiendo una velocidad de crucero más rápida. Teóricamente, una carga neutra en la superficie de la cola en vuelo de crucero produciría el rendimiento general más eficiente y velocidad de crucero más rápida, pero también daría lugar a inestabilidad. Los aviones modernos están diseñados para requerir una carga hacia abajo en la cola para estabilidad y controlabilidad.


Una indicación cero en el compensador no es necesariamente lo mismo que "compensación neutral", debido a la fuerza ejercida por el flujo descendente de las alas y el fuselaje sobre las superficies de la cola.


Los efectos de la distribución de la carga útil del avión tienen una influencia significativa sobre las características de vuelo, incluso cuando la carga está dentro de los límites del CG y el peso bruto máximo permitido. Lo importante entre estos efectos son los cambios en controlabilidad, estabilidad y la carga real impuesta al ala.


Por lo general, un avión se hace en menos controlable, especialmente a velocidades de vuelo bajas, a medida que el centro de gravedad se desplaza más hacia atrás.


Una aeronave que se recupera limpiamente de un spin prolongado con el CG en una posición puede fallar por completo en su respuesta a los intentos de recuperación normales cuando el CG se mueve hacia atrás 3 o 5 centímetros.


Es una práctica común para los diseñadores de aviones establecer un límite posterior del CG que está dentro de

tres centímetros del máximo que permite la recuperación normal de un solo giro de barrena (spin).


Cuando se certifica una aeronave en la categoría utilitaria para permitir barrenas intencionales, el límite posterior del CG se establece usualmente en un punto varios centímetros por adelante de aquel que permite la certificación en categoría normal.


Otro factor que afecta la controlabilidad, que se ha vuelto más importante en los diseños actuales de aeronaves de gran tamaño, es el efecto de los brazos de momento largos de las posiciones de equipos pesados y de la carga. El mismo avión se puede cargar con el peso bruto máximo dentro de sus límites de CG concentrando el combustible, pasajeros y carga cerca del CG diseñado, o mediante la dispersión del combustible y la carga en tanques de punta alar y contenedores de carga por delante y detrás de la cabina.



Con el mismo peso total y CG, maniobrar la aeronave o mantener vuelo nivelado en aire turbulento requiere la aplicación de mayores fuerzas de control cuando la carga se encuentra dispersa. Los brazos de momento más largos de las posiciones del combustible y la carga deben ser superadas por la acción de las superficies de control. Un avión con los tanques alares o tanques de

punta alar tiende a ser lento en alabeo cuando las situaciones de control son marginales, mientras que uno con contenedores de carga delanteros y traseros tiende a ser menos sensible a los controles del elevador.



El límite posterior del CG está determinado en gran medida por consideraciones de estabilidad. Los requisitos de aeronavegabilidad originales para un tipo certificado especifican que una aeronave en vuelo a una cierta velocidad amortigüe el desplazamiento vertical de la nariz dentro de un cierto número de oscilaciones.


Un avión con la carga demasiado hacia atrás no puede hacer esto. En cambio, cuando la nariz se eleva momentáneamente, puede alternativamente subir y bajar siendo cada vez más pronunciado con cada oscilación. Esta inestabilidad no sólo es incómoda para los ocupantes, sino que incluso puede resultar peligroso haciendo al avión ingobernable bajo ciertas condiciones.



La recuperación de una pérdida en un avión se vuelve progresivamente más difícil cuando su CG se mueve hacia atrás. Esto es particularmente importante en la recuperación de barrenas, ya que hay un punto en la carga posterior de un avión en el que se desarrolla una barrena “plana”. Una barrena plana es aquella en la que la fuerza centrífuga, actuando un CG situado bien atrás, tira la cola del avión alejándola del eje de la rotación de la barrena, haciendo imposible bajar la nariz y recuperarse.



Un avión cargado en el límite posterior de su rango permisible de CG reacciona de manera diferente en los giros y las maniobras de pérdida y tiene diferentes características de aterrizaje que cuando se carga cerca del límite delantero.



El límite delantero del CG está determinado por una serie de consideraciones. Como medida de seguridad, se requiere que el dispositivo compensador sea capaz de mantener la aeronave en un planeo normal sin potencia.


Un avión convencional debe ser capaz de un aterrizaje sin potencia a fin de garantizar la velocidad mínima de aterrizaje en emergencias. Un avión con rueda de cola cargado excesivamente de nariz es difícil de rodar, sobre todo con fuertes vientos. Puede capotar fácilmente por el uso de los frenos, y es difícil de aterrizar sin rebotar, ya que tiende a bajar la nariz sobre las ruedas, a medida que desacelera y nivela para el aterrizaje. Pueden ocurrir dificultades de dirección en el

suelo con aeronaves con tren triciclo, en particular durante la carrera de aterrizaje y despegue. Para resumir los efectos de la distribución de la carga:



• La posición del CG influye en la sustentación y el AOA del ala, la cantidad y dirección de la fuerza en la cola, y el grado de deflexión necesario de los estabilizadores para suministrar la fuerza de la cola correcta para el equilibrio. Esto último es muy importante debido a su relación con la fuerza de control del elevador.


• El avión entra en pérdida a una velocidad más alta con una ubicación adelantada del CG. Esto se debe a que el AOA de pérdida es alcanzado a una velocidad mayor debido a la mayor carga alar.



• Mayores fuerzas de control de elevador existen normalmente con un CG adelantado, debido a la mayor deflexión de estabilizador necesaria para balancear el avión.


• El avión tiene una velocidad de crucero mayor con una ubicación del CG posterior al reducir la resistencia aerodinámica. La resistencia se reduce debido a un AOA más pequeños y se requiere menos deflexión hacia abajo del estabilizador para soportar el avión y neutralizar la tendencia de nariz abajo.



• La aeronave se vuelve menos estable cuando el CG se mueve hacia atrás. Esto es porque cuando el CG se mueve hacia atrás provoca un aumento en el AOA. Por lo tanto, la contribución del ala a la estabilidad del avión es ahora menor, mientras que la contribución de la cola sigue siendo la estabilización. Cuando se llega al punto de que se balancea la contribución del ala y la cola, entonces existe estabilidad neutral. Cualquier movimiento del CG aún más atrás resulta en un avión inestable.



• Una ubicación adelantada del CG aumenta la necesidad de una mayor presión de elevador. El elevador puede no ser capaz de oponerse a cualquier aumento de cabeceo nariz abajo. Un control de elevador adecuado es necesario para controlar la aeronave en todo el rango de velocidades hasta la pérdida.




Vuelo a alta velocidad


Flujo Subsónico versus Supersónico



En aerodinámica subsónica, la teoría de la sustentación se basa en las fuerzas generadas en un cuerpo y un gas en movimiento (aire) en el que está inmerso. A velocidades de unos 260 nudos, el aire se puede considerar incompresible en el que, a una altura fija, su densidad permanece casi constante, mientras que su presión varía. Bajo este supuesto, el aire actúa igual que el agua y es clasificado como un fluido. La teoría aerodinámica subsónica también asume que los efectos de la viscosidad (la propiedad de un fluido que tiende a evitar el movimiento de una parte del fluido con respecto a otro) son insignificantes, y clasifica al aire como un fluido ideal, conforme a los principios de la aerodinámica de fluido ideal tales como continuidad, el principio de Bernoulli y la circulación.


En realidad, el aire es compresible y viscoso. Si bien los efectos de estas propiedades son despreciables a bajas velocidades, los efectos de la compresibilidad, en particular, se hacen cada vez más importantes a medida que aumenta la velocidad. La compresibilidad (y en menor medida la viscosidad) es de suma importancia a velocidades cercanas a la velocidad del sonido. En estos rangos de velocidad, la compresibilidad provoca un cambio en la densidad del aire alrededor de un avión.


Durante el vuelo, un ala produce sustentación acelerando el flujo de aire sobre la superficie superior.


Este aire acelerado puede alcanzar velocidades sónicas a pesar de que el propio avión vuele subsónico. En AOAs extremos, en algunos aviones, la velocidad del aire sobre la superficie superior del ala puede ser el doble de velocidad de la aeronave. Por tanto, es muy posible tener tanto flujo de aire supersónico como subsónico en un avión, al mismo tiempo. Cuando la velocidad de flujo alcanza una velocidad sónica en algún lugar en un avión (por ejemplo, la zona de máxima curvatura de las alas), una mayor aceleración resulta en la aparición de los efectos de compresibilidad como la formación de ondas de choque, aumento de la fricción, bataneo (buffeting), estabilidad, y dificultades de control. Los principios de flujo subsónico no son válidos en todas las velocidades por encima de este punto. [Figura 4-56]






Rangos de velocidad


La velocidad del sonido varía con la temperatura. En condiciones estándar de temperatura de 15° C, la velocidad del sonido al nivel del mar es 661 nudos. A 40.000 pies, donde la temperatura es -55° C, la velocidad del sonido disminuye a 574 nudos. En vuelo de alta velocidad y/o de gran altitud de vuelo, la medida de la velocidad se expresa en términos de un "número Mach", la relación de la velocidad verdadera del avión con la velocidad del sonido en las mismas condiciones atmosféricas. Un avión viajando a la velocidad del sonido viaja a Mach 1,0. Los regímenes de velocidad de las aeronaves se definen aproximadamente como sigue:


Subsónicos: Números de Mach por debajo de 0,75


Transónicos: Números de Mach de 0,75 a 1,20


Supersónicos: Números de Mach de 1,20 a 5,00


Hipersónicos: Números de Mach por encima de 5,00


Mientras que los vuelos en los rangos transónicos y supersónicos son habituales para aviones militares, los aviones civiles normalmente operan en un rango de velocidad de crucero de Mach 0,70 a Mach 0,90.



La velocidad de un avión en el cual el flujo de aire sobre cualquier parte del avión o estructura bajo consideración llega primero (pero no supera) Mach 1,0 se llama "número de Mach crítico". Por lo tanto, el número de Mach crítico es el límite entre el vuelo subsónico y el transónico y depende en gran medida del diseño del ala y el perfil. El número de Mach crítico es un punto importante en el vuelo transónico. Cuando se forman ondas de choque en la aeronave, puede ocurrir separación del flujo seguida de bataneo y dificultades de control de la aeronave. Las ondas de choque, bataneo, y separación del flujo tienen lugar por encima de número de Mach crítico. Un avión de reacción por lo general es más eficiente cuando vuela en crucero en o cerca de su número de Mach crítico.


A velocidades de 5-10 por ciento por encima del número de Mach crítico, comienzan los efectos de la compresibilidad. La resistencia comienza a subir bruscamente. Asociados con el "aumento de resistencia" son el bataneo, cambios en compensación y estabilidad, y una disminución en la efectividad de las superficies de control. Este es el punto de "divergencia de la resistencia". [Figura 4-57]







VMO/MMO se define como la velocidad máxima operativa. VMO se expresa en nudos velocidad calibrada (KCAS), mientras que MMO se expresa en número de Mach. El límite VMO se asocia normalmente con operaciones a bajas altitudes y debe lidiar con cargas estructurales y bataneo. El límite MMO se asocia con operaciones a mayor altitud y por lo general más enfocado en los efectos de compresibilidad y bataneo.


En altitudes más bajas, las cargas estructurales y el bataneo son motivo de preocupación; en altitudes más altas, son motivo de preocupación los efectos de la compresibilidad y el bataneo.


La adhesión a estas velocidades previene problemas estructurales debido a la presión dinámica o el bataneo, la disminución de respuesta de control de la aeronave debido a los efectos de compresibilidad (por ejemplo la inversión de alerón, o zumbido), y la separación del flujo de aire debido a las ondas de choque resultando en pérdida de sustentación o vibración y bataneo.


Cualquiera de estos fenómenos puede impedir que el piloto sea capaz de controlar adecuadamente la aeronave.


Por ejemplo, los primeros aviones jet civiles tenían un límite VMO de 306 KCAS hasta aproximadamente FL

310 (en un día estándar). A esta altitud (FL 310), un MMO de 0,82 era aproximadamente igual a 306 KCAS.


Por encima de esta altitud, un MMO de 0,82 siempre equivalía a un KCAS menor de 306 KCAS y, por tanto, se convirtió en el límite operativo, ya que no podría alcanzar el VMO límite sin alcanzar primero el MMO límite. Por ejemplo, en FL 380, un MMO de 0,82 es igual a 261 KCAS.



Número de Mach versus velocidad



Es importante entender cómo varía la velocidad con el número de Mach. Como ejemplo, considere cómo la velocidad de pérdida de un avión de transporte varía con el aumento de la altitud. El aumento de altitud resulta en una correspondiente disminución de la densidad del aire y temperatura exterior. Supongamos que este transporte a reacción está con configuración limpia (tren y flaps arriba) y un peso de 550.000 libras.


El avión podría entrar en pérdida aproximadamente a 152 KCAS a nivel del mar. Esto es igual a (en un día estándar) una velocidad verdadera de 152 KTAS y un número de Mach de 0,23. A FL 380, el avión todavía entrará en pérdida aproximadamente a 152 KCAS pero la velocidad verdadera es de unos 287 KTAS con un número de Mach de 0,50.


Aunque la velocidad de pérdida se ha mantenido igual para nuestros propósitos, tanto el número de Mach como TAS se han incrementado. Al aumentar la altitud, la densidad del aire disminuye; esto requiere una velocidad verdadera mayor con el fin de tener la misma presión detectada por el tubo Pitot para la misma KCAS o KIAS (para nuestros propósitos, KCAS y KIAS están relativamente cerca una de otra).La presión dinámica que experimenta el ala a FL 380 a 287 KTAS es la misma que a nivel del mar a 152 KTAS. Sin embargo, está volando a mayor número de Mach.


Otro factor a considerar es la velocidad del sonido. Una disminución de la temperatura en un gas resulta en una disminución en la velocidad del sonido. Por lo tanto, cuando el avión asciende con la temperatura exterior bajando, la velocidad del sonido disminuye.

A nivel del mar, la velocidad del sonido es de aproximadamente 661 KCAS, mientras que a FL 380 es 574 KCAS. Por lo tanto, para nuestro avión de transporte, la velocidad de pérdida (en KTAS) ha pasado de 152 a nivel del mar a 287 a FL 380. Simultáneamente, la velocidad del sonido (en KCAS) ha disminuido desde 661 hasta 574 y el número de Mach se incrementó de 0,23 (152 KTAS dividido por 661 KTAS) a 0,50 (287 KTAS dividido por 574 KTAS). Mientras tanto la KCAS de pérdida se ha mantenido constante en 152. Esto describe lo que sucede cuando la aeronave se encuentra en una KCAS constante al aumentar la altitud, pero ¿qué pasa cuando el piloto mantiene Mach constante durante el ascenso?


En las operaciones de vuelo normales de jets, el ascenso es a 250 KIAS (o superior (por ejemplo, pesados)) hasta 10.000 pies y luego a una determinada velocidad de ascenso en ruta (como unos 330 si es un DC-10) hasta alcanzar una altura en la "mitad de los veinte", donde el piloto asciende a un número de Mach constante hasta la altitud de crucero.



Suponiendo para fines ilustrativos que el piloto sube a un MMO de 0,82 desde el nivel del mar hasta FL 380. KCAS va desde 543 a 261. Las KIAS a cada altura siguen el mismo comportamiento y sólo difieren en unos pocos nudos. Recuerde de la discusión anterior que la velocidad del sonido disminuye con el descenso de la temperatura cuando el avión asciende. El número de Mach es simplemente la relación de la velocidad verdadera con la velocidad del sonido en condiciones de vuelo. La importancia de esto es que en un ascenso con número de Mach constante, la KCAS (y KTAS o KIAS también) está cayendo.


Si el avión ascendió lo suficientemente alto a esta MMO constante con KIAS, KCAS y KTAS disminuyendo, comenzará a acercarse a su velocidad de pérdida. En algún momento la velocidad de pérdida de la aeronave en número de Mach puede ser igual a la MMO de la aeronave, y el piloto no podría desacelerar (sin pérdida), ni acelerar (sin exceder la máxima velocidad operativa de la aeronave).



Capa Límite


La naturaleza viscosa del flujo de aire reduce la velocidad local en una superficie y es responsable de la fricción. Como se mencionó anteriormente en este capítulo, la capa de aire sobre la superficie del ala que es desacelerada o detenida por la viscosidad, es la capa límite. Hay dos tipos diferentes de flujo de capa límite: laminar y turbulento.



Capa límite de flujo laminar



La capa límite laminar es un flujo muy suave, mientras que la capa límite turbulenta contiene remolinos o "giros". El flujo laminar crea menos resistencia por fricción que el flujo turbulento, pero es menos estable.


El flujo de la capa límite sobre una superficie alar comienza como un flujo laminar suave. A medida que el flujo continúa hacia atrás desde el borde de ataque, la capa límite laminar aumenta de espesor.



Capa límite de flujo turbulento


A cierta distancia del borde de ataque, el flujo laminar suave se rompe y se produce una transición a flujo turbulento. Desde el punto de vista de la resistencia, es recomendable tener la transición de flujo laminar a turbulento tan atrasada en el ala como sea posible, o tener una gran cantidad de la superficie del ala dentro de la porción laminar de la capa límite. El flujo laminar de baja energía, sin embargo, tiende a romperse más rápidamente que la capa turbulenta.




Separación de la capa límite


Otro fenómeno asociado con el flujo viscoso es la separación. La separación se produce cuando el flujo de aire se separa del perfil. La progresión natural es de capa límite laminar a capa límite turbulenta y después a la separación del flujo de aire. La separación del flujo de aire produce mucha resistencia y en última instancia destruye la sustentación. El punto de separación de la capa límite se mueve hacia adelante en el ala cuando se incrementa el AOA. [Figura 4-58]






Los generadores de vórtices se usan para retrasar o prevenir la separación de la capa límite inducida por onda de choque encontrada en vuelo transónico. Son pequeños perfiles de baja relación de aspecto colocados a unos 12° a 15° de AOA con la corriente de aire. Por lo general, separados unos cuantos centímetros de distancia a lo largo del ala delante de los alerones u otras superficies de control, los generadores de vórtice crean un vórtice que mezcla el flujo de aire límite con el flujo de aire de alta energía encima de la superficie.



Esto produce mayor velocidad de la superficie y aumenta la energía de la capa límite. Por lo tanto, se necesita una onda de choque más fuerte para producir la separación del flujo de aire.



Ondas de choque


Cuando un avión vuela a velocidades subsónicas, el aire por delante es "advertido" de la llegada del avión por un cambio de presión transmitida por delante del avión a la velocidad del sonido. Debido a esta advertencia, el aire comienza a moverse a un costado antes de que el avión llegue y se prepara a dejarlo pasar fácilmente. Cuando la velocidad del avión alcanza la velocidad del sonido, el cambio de presión ya no puede advertir el aire por delante porque el avión está a la velocidad de sus propias ondas de presión. Por el contrario, las partículas de aire se acumulan en la parte delantera del avión provocando una fuerte disminución en la velocidad del flujo directamente en frente del avión con el correspondiente aumento en la presión y la densidad.



A medida que aumenta la velocidad del avión más allá de la velocidad del sonido, aumenta la presión y la densidad del aire comprimido por delante, la zona de compresión se extiende a cierta distancia por delante del avión. En algún punto de la corriente de aire, las partículas de aire están completamente sin perturbar, no habiendo tenido aviso por adelantado del avance del avión, y en el siguiente instante las mismas partículas de aire se ven obligadas a someterse a cambios repentinos y drásticos en temperatura, presión, densidad y velocidad. El límite entre el aire sin perturbar y la región de aire comprimido se llama onda de choque o de "compresión". Este mismo tipo de onda se forma cuando una corriente de aire supersónico se desacelera a subsónica sin un cambio de dirección, por ejemplo, cuando la corriente de aire se acelera a la velocidad del sonido en la parte convexa de un ala, y luego se desacelera a velocidad subsónica a medida que se pasa el área de máxima curvatura. Una onda de choque se forma como límite entre las zonas supersónicas y subsónicas.



Cada vez que se forma una onda de choque perpendicular al flujo de aire, se le califica como onda de choque "normal", y el flujo inmediatamente detrás de la onda es subsónico. Una corriente de aire supersónica que pasa a través de una onda de choque normal experimenta estos cambios:



• La corriente de aire es frenada a subsónica.

• El flujo de aire inmediatamente detrás de la onda de choque no cambia de dirección.

• La presión estática y la densidad de la corriente de aire detrás de la onda es mucho mayor.

• La energía de la corriente de aire (indicado por la presión total, dinámica más estática) se reduce grandemente.



La formación de ondas de choque causa un incremento en la resistencia. Uno de los principales efectos de una onda de choque es la formación de una densa región de alta presión inmediatamente detrás de la onda. La inestabilidad de la región de alta presión, y el hecho de que parte de la energía de la velocidad de la corriente de aire se convierte en calor a medida que fluye a través de la onda es un factor que contribuye en el aumento de la resistencia, pero la resistencia resultante de la separación del flujo es mucho mayor. Si la onda de choque es fuerte, la capa límite puede no tener suficiente energía cinética para soportar la separación del flujo.



La resistencia sufrida en la región transónica debido a la formación de ondas de choque y la separación del flujo se conoce como " resistencia de onda". Cuando la velocidad excede el número de Mach crítico en un 10 por ciento, la resistencia de onda aumenta rápidamente. Un aumento considerable de empuje (potencia) es necesario para aumentar la velocidad de vuelo más allá de este punto en el rango supersónico donde, dependiendo de la forma del perfil y el ángulo de ataque, la capa límite puede volverse a unir.



Ondas de choque normal se forman en la superficie superior del ala y forma un área adicional de flujo supersónico y una onda de choque normal en la superficie inferior. Cuando la velocidad de vuelo se aproxima a la velocidad del sonido, las áreas de flujo supersónico se agrandan y las ondas de choque se mueven más cerca del borde de fuga. [Figura 4-59]




Asociado con "el aumento de resistencia" están el bataneo (conocido como bataneo de Mach), cambios en la estabilidad y compensación, y una disminución en la eficacia de la fuerza de control. La pérdida de sustentación debida a la separación del flujo de aire resulta en una pérdida de la corriente descendente, y un cambio en la posición del centro de presión en el ala. La separación del flujo produce una estela turbulenta detrás del ala, lo que causa el bataneo (vibración) de la superficie de cola. El control de cabeceo provisto por el estabilizador horizontal depende de la corriente descendente detrás del ala. Por lo tanto, un aumento de

la corriente descendente disminuye la eficacia de control del estabilizador horizontal, ya que aumenta efectivamente el ángulo de ataque que está viendo la superficie de cola. El movimiento del CP del ala afecta el momento de cabeceo del ala. Si el CP se mueve hacia atrás, se produce un momento de picado, y si se mueve hacia adelante, se produce un momento de nariz arriba.


Esta es la razón principal para el desarrollo de la configuración de la cola en T en muchas aeronaves propulsadas por turbina, lo que coloca al estabilizador horizontal tan lejos como sea práctico de la turbulencia de las alas.




Flecha



La mayoría de las dificultades del vuelo transónico están asociadas con la separación del flujo inducida por las ondas de choque. Por lo tanto, cualquier medio de retrasar o aliviar la separación inducida por el choque mejora el rendimiento aerodinámico. Un método es la flecha del ala. La teoría de la flecha se basa en el concepto de que sólo el componente del flujo perpendicular al borde de ataque del ala afecta la distribución de presión y la formación de ondas de choque. [Figura 4-60]






En una aeronave de ala recta, el flujo de aire golpea el borde de ataque del ala a 90°, y su impacto produce presión y sustentación. Un ala en flecha es golpeada por el mismo flujo de aire en un ángulo inferior a 90°. Este flujo sobre el ala en flecha tiene el efecto de hacerle creer al ala que está volando más lento de lo que es realmente; por lo que se retrasa la formación de ondas de choque. Las ventajas de la flecha del ala incluyen un aumento de número de Mach crítico, número de Mach de divergencia, y el número de Mach en el que hace un pico el aumento de resistencia. En otras palabras, la flecha retrasa la aparición de los efectos de la compresibilidad.



El número de Mach, que produce un cambio brusco en el coeficiente de resistencia, se denomina número de Mach de "divergencia" y, para la mayoría de los perfiles, por lo general supera el número de Mach crítico en un 5 a 10 por ciento. A esta velocidad, la separación del flujo inducida por la formación de ondas de choque puede crear variaciones significativas en los coeficientes de resistencia, sustentación, o momento de cabeceo. Además de la demora en la aparición de los efectos de compresibilidad, la flecha reduce la magnitud de los cambios de los coeficientes de resistencia, sustentación o de los momentos. En otras palabras, el uso de la flecha "suaviza" la divergencia.


Una desventaja de alas en flecha es que tienden a la pérdida de sustentación en los extremos y no en las raíces de las alas.

[Figura 4-61]





Esto se debe a que la capa límite tiende a fluir hacia las puntas y separarse cerca de los bordes de ataque. Debido a que las puntas de un ala en flecha se encuentran atrasadas en las alas (detrás del CL), una pérdida de punta alar hace que el CL se mueva hacia adelante en el ala, forzando la nariz a subir aún más. La tendencia a la pérdida de punta es mayor cuando se combinan la flecha del ala y el estrechamiento en planta.


La situación de pérdida puede ser agravada por una configuración de cola en T, que ofrece poca o ninguna advertencia antes de la pérdida en forma de vibración de la superficie de control de cola. [Figura 4-62]





La cola en T, al estar por encima de la estela del ala permanece efectiva incluso después de que el ala ha entrado en pérdida, permitiendo al piloto a conducir sin darse cuenta a una pérdida mayor a un AOA mucho mayor. Si las superficies de cola horizontales luego se sumergen en la estela del ala, el elevador puede perder toda eficacia, haciendo imposible reducir el cabeceo y salir de la pérdida. En los regímenes de pre-pérdida e inmediata post-pérdida, las cualidades de elevación/ resistencia de un avión de ala en flecha (en concreto, el enorme aumento en la resistencia a baja velocidad) puede causar una trayectoria de vuelo cada vez más descendente sin ningún cambio en la actitud de cabeceo, aumentando aún más el AOA. En esta situación, sin información fiable de AOA, una actitud de cabeceo abajo con una velocidad cada vez mayor no garantiza que se haya efectuado la recuperación, y el movimiento del elevador hacia arriba en esta etapa puede mantener el avión en pérdida.





Es una característica de los aviones con cola en T de cabecear hacia arriba sin control, cuando se entra en pérdida en actitudes extremas de nariz arriba, haciendo la recuperación difícil o violenta. El empujador de bastón de mando inhibe este tipo de pérdida. A aproximadamente un nudo por encima de la velocidad de pérdida, fuerzas de bastón pre-programadas mueven automáticamente el bastón hacia delante, previniendo el desarrollo de la pérdida. Un limitador de G también se puede incorporar en el sistema para evitar que el cabeceo hacia abajo generado por el empujador imponga una carga excesiva en la aeronave. Un "stick shaker" (vibrador de bastón), por otro lado proporciona aviso de pérdida cuando la velocidad es de cinco a siete por ciento por encima de la velocidad de pérdida.




Límites de bataneo de Mach



El bataneo de Mach es una función de la velocidad del flujo del aire sobre el ala, no necesariamente la velocidad de la aeronave. Cada vez que se realiza una excesiva demanda de sustentación en el ala, ya sea por una velocidad demasiado alta o un AOA muy alto cerca del MMO, se produce el bataneo de "alta velocidad".


También hay ocasiones en las que el bataneo se puede experimentar a una velocidad mucho más baja conocida como "bataneo de baja velocidad de Mach". Un avión que vuela a una velocidad demasiado lenta para su peso y altitud necesitando un alto AOA es la

situación más probable que cause un bataneo de baja velocidad de Mach. Este AOA muy alto tiene el efecto de aumentar la velocidad del flujo sobre el extradós del ala hasta que ocurran los mismos efectos de ondas de choque y bataneo como en la situación de bataneo de alta velocidad. El AOA de las alas tiene el mayor efecto en la inducción del bataneo de Mach, ya sea en los límites de alta o de baja velocidad de la aeronave. Las condiciones que aumentan el AOA, la velocidad del flujo sobre el ala, y las posibilidades de bataneo de


Mach son:


• Grandes altitudes, cuanto más alto vuela un avión, más fino es el aire y mayor será al AOA requerido para producir la sustentación necesaria para mantener el nivel de vuelo.

• Grandes pesos, cuanto más pesada la aeronave, mayor será la sustentación requerida al ala, y siendo todo lo demás constante, mayor será el AOA.

• Carga G, un aumento en la carga G en el avión tiene el mismo efecto que el aumento del peso de la aeronave. Ya sea que el aumento de las fuerzas G es causada por giros, uso duro del control, o turbulencia, el efecto de aumentar el AOA del ala es el mismo.




Controles de vuelo de alta velocidad



En aviones de alta velocidad, los controles de vuelo se dividen en controles de vuelo primarios y controles de vuelo secundarios o auxiliares. Los controles de vuelo primarios maniobran la aeronave sobre los ejes de cabeceo, alabeo y dirección (o guiñada). Se incluyen los alerones, elevadores y timón. Los controles de vuelo secundarios o auxiliares incluyen compensadores, flaps de borde de ataque, flaps de borde de fuga, spoilers, y slats.



Los spoilers se utilizan en el extradós alar para deteriorar o reducir la sustentación. Las aeronaves de alta velocidad, debido a su diseño limpio de baja resistencia utilizan spoilers como frenos de velocidad para reducir la velocidad. Los spoilers se extienden inmediatamente después de aterrizar para eliminar sustentación y así transferir el peso de la aeronave desde las alas a las ruedas para un mejor rendimiento de frenado. [Figura 4-63]






Los aviones a reacción de transporte tienen alerones pequeños. El espacio para los alerones es limitado debido a la necesidad de la mayor cantidad de borde de fuga como sea posible para los flaps. Además, un alerón de tamaño convencional haría torcer el ala a gran velocidad. Por esa razón, los spoilers se utilizan al unísono con los alerones para proporcionar un control adicional de alabeo.


Algunos transportes a reacción tienen dos juegos de alerones, un par de alerones externos de baja velocidad y un par de alerones internos de alta velocidad. Cuando los flaps están totalmente retraídos después del despegue, los alerones exteriores se bloquean automáticamente en posición carenada.



Cuando se usa para controlar el alabeo, el spoiler en el lado del alerón que sube se extiende y reduce la sustentación de ese lado, provocando que el ala caiga.


Si los spoilers se extienden como frenos de velocidad, todavía se pueden utilizar para controlar el alabeo. Si son del tipo diferencial, se extienden aun más sobre un lado y se retraen en el otro. Si son del tipo no diferencial, se extienden aún más en un lado pero no se retraen en el otro. Cuando están totalmente extendidos, como frenos de velocidad, los spoilers no diferenciales siguen extendidos y no complementan los alerones.



Para obtener una pérdida suave y un mayor AOA sin separación del flujo, el borde de ataque del ala debe tener una forma bien redondeada casi roma a la que el flujo de aire se pueda adherir al mayor AOA. Con esta forma, la separación del flujo empieza en el borde de fuga y progresa gradualmente hacia adelante a medida que se incrementa el AOA.



El borde de ataque señalado necesario para vuelo de alta velocidad resulta en una pérdida abrupta y restringe el uso de flaps del borde de salida porque el flujo de aire no puede seguir la curva cerrada alrededor del borde de ataque del ala. El flujo tiende a desprenderse más bien bruscamente del extradós a un AOA moderado. Para utilizar flaps del borde de fuga, y así aumentar el CL-MAX, el ala debe ir a un AOA superior sin separación del flujo. Por lo tanto, ranuras (slots), slats, y flaps de borde de ataque se usan para mejorar las características de baja velocidad durante el despegue, el ascenso, y el aterrizaje. Aunque estos dispositivos no son tan poderosos como los flaps de borde de fuga, son efectivos cuando se utilizan en toda la envergadura en combinación con flaps del borde de fuga la alta sustentación. Con la ayuda de estos sofisticados dispositivos de hipersustentación, la separación del flujo se retrasa y el CL-MAX se incrementa considerablemente. De hecho, una reducción de 50 nudos en la velocidad de pérdida no es infrecuente.


Los requisitos operacionales de un avión de transporte grande requieren grandes cambios en la compensación de cabeceo. Algunos requisitos son:

• Un amplio rango de CG

• Un amplio rango de velocidades

• La capacidad de realizar grandes cambios de compensación debidos a dispositivos de hipersustentación de borde de ataque y de borde de

fuga, sin limitar la cantidad restantes de elevador

• Mantenimiento de resistencia de compensación al mínimo




Estos requisitos se cumplen por el uso de un estabilizador horizontal de incidencia variable. Grandes cambios de compensación en un avión de cola fija requieren grandes deflexiones de elevador. Con estas grandes deflexiones, queda poco movimiento del elevador en la misma dirección. Un estabilizador horizontal de incidencia variable está diseñado para llevar a cabo los cambios de compensación. El estabilizador es más grande que el elevador, y por lo tanto no es necesario que se mueva en ángulos tan

grandes. Esto deja al elevador en línea con el plano de cola con el rango de movimiento completo hacia arriba y hacia abajo. El estabilizador horizontal de incidencia variable se puede establecer para manejar la mayor parte de la demanda de control de cabeceo, con el elevador manejando el resto. En los aviones equipados con un estabilizador horizontal de incidencia variable, el elevador es más pequeño y menos eficaz en solitario de lo que es en un avión de cola fija. En comparación con otros controles de vuelo, el estabilizador horizontal de incidencia variable es enormemente poderoso en sus efectos.



Debido al tamaño y altas velocidades de los aviones de transporte, las fuerzas requeridas para mover las superficies de control pueden estar más allá de la fuerza del piloto. En consecuencia, las superficies de control son accionadas por unidades de potencia hidráulica o eléctrica. Mover los controles en la cabina de mando indica el ángulo de control requerido, y la unidad de potencia posiciona la superficie de control real. En el caso de falla total de la unidad de potencia, el movimiento de las superficies de control puede ser efectuado por control manual de los compensadores (tabs). Moviendo los tabs de control altera el equilibrio aerodinámico lo que hace que la superficie de control se mueva.










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