Fuerzas que actúan sobre un avión
Empuje, resistencia, sustentación, y peso son las fuerzas que actúan sobre todos las aeronaves en vuelo.
Comprender cómo trabajan estas fuerzas y saber cómo controlarlas con el uso de potencia y los controles de vuelo es esencial para el vuelo. Este capítulo trata de la
aerodinámica del vuelo, cómo el diseño, peso, factores de carga, y la gravedad afectan a una aeronave durante las maniobras de vuelo.
Las cuatro fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo no acelerado, recto y nivelado son empuje, resistencia, sustentación, y peso. Ellas se definen como sigue:
• Empuje: la fuerza de avance producida por el motor/hélice o rotor. Se opone o supera la fuerza de resistencia. Como regla general, actúa en paralelo al eje longitudinal. Sin embargo, este no siempre es el caso, como se explica más adelante.
• Resistencia: fuerza de retardo hacia atrás causada por la irrupción del flujo de aire por el ala, el fuselaje, el rotor, y otros objetos que sobresalgan. La resistencia se opone al empuje, y actúa hacia atrás paralela al viento relativo.
• Peso: la carga combinada de la propia aeronave, la tripulación, el combustible y la carga o el equipaje. El peso tira del avión hacia abajo debido a la fuerza de la gravedad. Se opone a la sustentación, y actúa verticalmente hacia abajo a través del centro de gravedad (CG) de la aeronave.
• Sustentación: se opone a la fuerza hacia abajo del peso, se produce por el efecto dinámico del aire que actúa sobre el perfil aerodinámico, y actúa en forma perpendicular a la trayectoria de vuelo a través del centro de sustentación.
En vuelo estacionario, la suma de estas fuerzas opuestas es siempre cero. No puede haber un desequilibrio de fuerzas en vuelo estable y recto, basado en la Tercera Ley de Newton, que establece que para cada acción o fuerza hay una igual, pero contraria, reacción o fuerza.
Esto es cierto en vuelo nivelado o cuando asciende o desciende.
Esto no significa que las cuatro fuerzas son iguales.
Esto significa que las fuerzas opuestas son iguales, y por lo tanto cancelan los efectos de cada una.
En Figura 4-1 los vectores de fuerza de empuje, resistencia, sustentación, y peso parecen ser del mismo valor. La explicación usual dice (sin estipular que empuje y resistencia, no son iguales a peso y sustentación), que empuje es igual a resistencia y peso es igual a sustentación. Aunque básicamente es cierto, esta declaración puede ser engañosa. Se debe entender que, en vuelo no acelerado, recto y nivelado, es cierto que
las fuerzas opuestas de sustentación/peso son iguales.
También son mayores que las fuerzas opuestas de empuje/resistencia que sólo son iguales entre sí. Por lo tanto, en vuelo estable:
• La suma de todas las fuerzas hacia arriba (no sólo de sustentación) es igual a la suma de todas las fuerzas hacia abajo (no sólo el peso).
• La suma de todas las fuerzas hacia adelante (no sólo empuje) es igual a la suma de todas las fuerzas hacia atrás (no sólo la resistencia).
Este perfeccionamiento de la antigua fórmula "empuje es igual a resistencia, sustentación es igual a peso" explica que una parte del empuje se dirige hacia arriba
en los ascensos y actúa como si se tratara de sustentación mientras una parte del peso se dirige hacia atrás y actúa como si se tratara de resistencia. [Figura 4.2]
En planeo, una parte del vector de peso se dirige hacia delante, y, por tanto, actúa como empuje.
En otras palabras, en cualquier momento que la trayectoria de vuelo de la aeronave no está en posición horizontal, los vectores de sustentación, peso, empuje y resistencia deben ser divididos en dos componentes cada uno.
Las discusiones de los conceptos anteriores se omiten frecuentemente en los textos de aeronáutica/manuales.
La razón no es que son intrascendentes, sino porque las ideas principales con respecto a las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre un avión en vuelo se puede presentar en sus elementos más esenciales, sin intervenir en los aspectos técnicos de la aerodinámica.
En efecto, teniendo en cuenta solo el vuelo nivelado, y los ascensos y descensos estables, sigue siendo cierto que la sustentación provista por el ala o rotor es la
principal fuerza hacia arriba, y el peso es la fuerza hacia abajo primaria.
Mediante el uso de las fuerzas aerodinámicas de empuje, resistencia, sustentación, y peso, los pilotos pueden volar de forma controlada y segura. Una discusión más detallada de estas fuerzas se da posteriormente.
Empuje
Para que un avión se mueva, se debe ejercer un empuje y ser mayor que la resistencia. El avión seguirá avanzando y ganando velocidad hasta que el empuje y la resistencia sean iguales.
Con el fin de mantener una velocidad constante, empuje y resistencia deben permanecer iguales, así como sustentación y peso deben ser iguales para mantener una altitud constante. Si en vuelo nivelado, la potencia del motor se reduce, se reduce el empuje y el avión se desacelera. Mientras el empuje sea menor que la resistencia, el avión continúa desacelerándose hasta que su velocidad no es suficiente para mantenerlo en el aire.
Del mismo modo, si la potencia del motor se incrementa, el empuje es mayor que la resistencia y la velocidad aumenta. Mientras el empuje continúe siendo mayor que la resistencia, el avión sigue acelerando.
Cuando la resistencia iguale al empuje, el avión volará a una velocidad constante.
El vuelo recto y nivelado puede ser sostenido en una amplia gama de velocidades. El piloto coordina el ángulo de ataque (AOA), el ángulo entre la línea de cuerda del perfil aerodinámico y la dirección del viento relativo, y el empuje en todos los regímenes de
velocidad si la aeronave se debe mantener en vuelo nivelado.
A grandes rasgos, estos regímenes pueden agruparse en tres categorías: baja velocidad de vuelo, vuelo de crucero, y el vuelo a alta velocidad.
Cuando la velocidad es baja, el AOA debe ser relativamente alto, si se quiere mantener el equilibrio entre sustentación y peso. [Figura 4-3]
Si disminuye el empuje y la velocidad disminuye, la sustentación se hace menor que el peso y el avión comienza a descender. Para mantener vuelo nivelado, el piloto puede aumentar el AOA una cantidad que va a generar una fuerza de sustentación igual al peso de la aeronave.
Mientras el avión vuela más despacio, todavía mantiene el vuelo nivelado si el piloto tiene debidamente coordinados empuje y AOA.
El vuelo recto y nivelado a baja velocidad ofrece unas condiciones interesantes en relación con el equilibrio de fuerzas, ya que con el avión en una actitud de nariz arriba, hay una componente vertical del empuje que le ayuda a sustentarlo. Por un lado, la carga alar tiende a ser menos de lo esperado. La mayoría de los pilotos son conscientes de que un avión entrará en pérdida, en igualdad de condiciones, a una velocidad inferior con potencia que sin potencia. (El flujo de aire inducido por la hélice sobre las alas también contribuye a ello.)
Sin embargo, si el análisis se limita a las cuatro fuerzas, como generalmente se hace en vuelo a baja velocidad el empuje es igual a la resistencia, y la sustentación es
igual al peso.
Durante vuelo recto y nivelado, cuando el empuje es incrementado y aumenta la velocidad, el AOA se debe reducir. Es decir, si los cambios han sido coordinados, el avión permanecerá en vuelo nivelado, pero a una velocidad mayor cuando se establece la relación apropiada entre el empuje y el AOA.
Si el AOA no se coordina (disminuye) con el incremento de empuje, el avión ascenderá.
Sin embargo, disminuyendo el AOA se modifica la sustentación, manteniéndose igual al peso, y el avión permanece en vuelo nivelado. El vuelo nivelado a AOA ligeramente negativo es posible a muy alta velocidad.
Es evidente entonces, que el vuelo nivelado se puede realizar con cualquier AOA entre el ángulo de pérdida y los ángulos negativos relativamente pequeños que se encuentran a gran velocidad.
Algunos aviones tienen la capacidad de cambiar la dirección del empuje en lugar de cambiar el AOA. Esto se logra pivotando los motores o vectorizando los gases de escape. [Figura 4-4]
Resistencia
Resistencia es la fuerza que resiste el movimiento de una aeronave en el aire. Hay dos tipos básicos: la resistencia parásita y la resistencia inducida. La primera se llama parásita, ya que de ninguna manera funciona en ayuda del vuelo, mientras que la segunda, la resistencia inducida, es el resultado de un perfil desarrollando sustentación.
Resistencia parásita
La resistencia parásita se compone de todas las fuerzas que trabajan para frenar el movimiento de un avión.
Como el término parásita implica, es la resistencia que no está asociada con la producción de sustentación.
Esto incluye el desplazamiento del aire por los aviones, la turbulencia generada en la corriente de aire, o una interferencia del aire que se mueve sobre la superficie de la aeronave y el perfil aerodinámico. Hay tres tipos de resistencia parásita: resistencia de forma, resistencia de interferencia, y fricción.
Resistencia de forma
Resistencia de forma es la parte de la resistencia parásita generada por la aeronave debido a su forma y el flujo de aire alrededor de ella. Los ejemplos incluyen las cubiertas de motores, antenas, y la forma aerodinámica de otros componentes. Cuando el aire tiene que separarse para moverse alrededor de un avión y sus componentes, eventualmente se unen después de pasar por el cuerpo. Qué tan rápido y sin problemas se reúne es representativo de la resistencia que crea y requiere de fuerza adicional para lograrlo. [Figura 4-5]
Resistencia de interferencia
La resistencia de interferencia proviene de la intersección de corrientes de aire que crean torbellinos, turbulencia, o restringe el flujo suave de aire. Por ejemplo, la unión de las alas y el fuselaje en la raíz del ala genera una resistencia de interferencia significativa.
El aire que fluye alrededor del fuselaje choca con el aire que fluye sobre el ala, se funden en una corriente de aire diferente a las dos corrientes originales. La mayor resistencia de interferencia se observa cuando dos superficies se encuentran en ángulos perpendiculares.
Los carenados se utilizan para reducir esta tendencia. Si un avión de combate tiene dos tanques alares idénticos, la resistencia total es mayor que la suma de los tanques individuales, porque ambos crean y generan resistencia de interferencia. Los carenados y la distancia entre los perfiles alares y los elementos externos (tales como antenas de radar colgando de las alas) reducen la resistencia de interferencia. [Figura 4-6]
Resistencia por fricción
La resistencia por fricción es la resistencia aerodinámica debida al contacto de aire en movimiento con la superficie del avión. Todas las superficies, no importa lo aparentemente lisas, tienen una superficie áspera, irregular cuando se observan bajo un microscopio.
Las moléculas de aire, que entran en contacto directo con la superficie del ala, están prácticamente inmóviles. Cada capa de moléculas sobre la superficie se mueve un poco más rápido hasta que las moléculas se mueven a la velocidad del aire alrededor de la aeronave.
Esta velocidad se denomina velocidad de corriente de aire libre. El área entre el ala y el nivel de velocidad de corriente libre es casi tan gruesa como una carta y se llama capa límite. En la parte superior de la capa límite, las moléculas aumentan la velocidad y se mueven a la misma velocidad que las moléculas fuera de la capa límite. La velocidad real a la que se mueven las moléculas depende de la forma del ala, la viscosidad del aire a través del cual el ala o la superficie de sustentación se está moviendo, y su compresibilidad (cuánto se puede compactar).
El flujo de aire fuera de la capa límite reacciona a la forma del borde de la capa límite como lo haría a la superficie física de un objeto. La capa límite da a cualquier objeto una forma "efectiva" que suele ser ligeramente diferente de la forma física. La capa límite también puede separarse del cuerpo, creando así una forma efectiva muy diferente de la forma física del objeto.
Este cambio en la forma física de la capa límite provoca una disminución dramática en la sustentación y un incremento en la resistencia. Cuando esto ocurre, la superficie de sustentación entra en pérdida.
Con el fin de reducir el efecto de la resistencia por fricción, los diseñadores de aviones utilizan remaches empotrados y eliminan cualquier irregularidad que pueda sobresalir por encima de la superficie del ala.
Además, una terminación lisa y brillante ayuda en la transición del aire a través de la superficie del ala. Dado que la suciedad en un avión interrumpe el flujo libre de aire y aumenta la resistencia, mantenga las superficies de un avión limpias y enceradas.
Resistencia inducida
El segundo tipo básico de resistencia es la resistencia inducida. Es un hecho físico que no existe un sistema que funciona en sentido mecánico que pueda ser 100 por ciento eficiente.
Esto significa que cualquiera que sea la naturaleza del sistema, el trabajo requerido se obtiene a expensas de ciertos trabajos adicionales que se disipan o se pierden en el sistema. Cuanto más eficiente sea el sistema, menor será la pérdida.
En vuelo nivelado las propiedades aerodinámicas de un ala o rotor producen una sustentación requerida, pero esto sólo puede obtenerse a expensas de una determinada penalidad.
El nombre dado a esta penalidad es resistencia inducida. La resistencia
inducida es inherente cada vez que un perfil aerodinámico genera sustentación y, de hecho, este tipo de resistencia es inseparable de la producción de sustentación.
Consecuentemente, siempre está presente si se produce sustentación.
Una superficie de sustentación (ala o pala de rotor) produce la fuerza de sustentación haciendo uso de la energía de la corriente de aire libre. Cada vez que un
perfil produce sustentación, la presión en la superficie inferior de la misma es mayor que en la superficie superior (Principio de Bernoulli).Como resultado, el aire tiende a fluir desde el área de alta presión debajo de la punta hacia arriba a la zona de baja presión en la superficie superior. En las inmediaciones de la punta, hay una tendencia a que estas presiones se igualen, lo que resulta en un flujo lateral hacia afuera desde la parte inferior hacia la superficie superior. Este flujo lateral da una velocidad de rotación al aire en la punta, creando vórtices, que se extienden detrás del perfil alar.
Cuando el avión es visto desde la cola, estos vórtices circulan en sentido antihorario sobre la punta derecha y horario sobre la punta izquierda. [Figura 4-7] Teniendo en cuenta el sentido de giro de estos vórtices, se puede observar que inducen un flujo de aire ascendente en la punta, y un flujo de aire descendente por detrás del borde de salida del ala. Esta corriente descendente inducida no tiene nada en común con la corriente descendente necesaria para producir sustentación.
Es, de hecho, la fuente de la resistencia inducida. Cuanto mayor sea el tamaño y la fuerza de los vórtices y la consecuente componente de corriente descendente del flujo de aire sobre la superficie de sustentación, mayor será el efecto de la resistencia inducida.
Este flujo descendente en la parte superior en la punta del perfil tiene el mismo efecto que inclinar el vector de sustentación hacia atrás; por lo tanto, la sustentación está un poco hacia atrás de la perpendicular al viento relativo, creando una componente de sustentación hacia atrás. Esta es la resistencia inducida.
Con el fin de crear una presión negativa mayor en la parte superior de un perfil aerodinámico, la superficie de sustentación puede ser inclinada a un mayor AOA.
Si el AOA de un perfil simétrico fuera cero, no habría diferencia de presión y, en consecuencia, ningún componente de corriente descendente ni resistencia inducida. En cualquier caso, a medida que aumenta el AOA, la resistencia inducida aumenta proporcionalmente.
Para decirlo de otra manera, a menor velocidad mayor es el AOA necesario para producir sustentación igual al peso de la aeronave y, por lo tanto, mayor la resistencia inducida. La resistencia inducida varía inversamente con el cuadrado de la velocidad.
Por el contrario, la resistencia parásita aumenta con el cuadrado de la velocidad. Por lo tanto, mientras la velocidad disminuye a cerca de la velocidad de pérdida, la resistencia total es mayor, debido principalmente al fuerte aumento en la resistencia inducida. Del mismo modo, mientras la velocidad llega a la velocidad terminal de la aeronave, el total de resistencia se incrementa rápidamente de nuevo, debido al fuerte aumento de la resistencia parásita. Como se observa en la Figura 4-8, a una velocidad dada, la resistencia total se encuentra en su mínimo.
Al calcular la máxima autonomía y alcance de las aeronaves, la potencia necesaria para vencer la resistencia está en su mínimo si la resistencia es mínima.
Observe cómo la placa plana en la Figura 4-5 hace que el aire se arremoline en torno a los bordes hasta que finalmente se reúne aguas abajo. La resistencia de forma es la más fácil de reducir cuando se diseña un avión. La solución es hacer aerodinámicas el mayor número de piezas posible.
Resistencia de interferencia
La resistencia de interferencia proviene de la intersección de corrientes de aire que crean torbellinos, turbulencia, o restringe el flujo suave de aire. Por ejemplo, la unión de las alas y el fuselaje en la raíz del ala genera una resistencia de interferencia significativa.
El aire que fluye alrededor del fuselaje choca con el aire que fluye sobre el ala, se funden en una corriente de aire diferente a las dos corrientes originales. La mayor resistencia de interferencia se observa cuando dos superficies se encuentran en ángulos perpendiculares.
Los carenados se utilizan para reducir esta tendencia. Si un avión de combate tiene dos tanques alares idénticos, la resistencia total es mayor que la suma de los tanques individuales, porque ambos crean y generan resistencia de interferencia. Los carenados y la distancia entre los perfiles alares y los elementos externos (tales como antenas de radar colgando de las alas) reducen la resistencia de interferencia. [Figura 4-6]
Resistencia por fricción
La resistencia por fricción es la resistencia aerodinámica debida al contacto de aire en movimiento con la superficie del avión. Todas las superficies, no importa lo aparentemente lisas, tienen una superficie áspera, irregular cuando se observan bajo un microscopio.
Las moléculas de aire, que entran en contacto directo con la superficie del ala, están prácticamente inmóviles. Cada capa de moléculas sobre la superficie se mueve un poco más rápido hasta que las moléculas se mueven a la velocidad del aire alrededor de la aeronave.
Esta velocidad se denomina velocidad de corriente de aire libre. El área entre el ala y el nivel de velocidad de corriente libre es casi tan gruesa como una carta y se llama capa límite. En la parte superior de la capa límite, las moléculas aumentan la velocidad y se mueven a la misma velocidad que las moléculas fuera de la capa límite. La velocidad real a la que se mueven las moléculas depende de la forma del ala, la viscosidad del aire a través del cual el ala o la superficie de sustentación se está moviendo, y su compresibilidad (cuánto se puede compactar).
El flujo de aire fuera de la capa límite reacciona a la forma del borde de la capa límite como lo haría a la superficie física de un objeto. La capa límite da a cualquier objeto una forma "efectiva" que suele ser ligeramente diferente de la forma física. La capa límite también puede separarse del cuerpo, creando así una forma efectiva muy diferente de la forma física del objeto.
Este cambio en la forma física de la capa límite provoca una disminución dramática en la sustentación y un incremento en la resistencia. Cuando esto ocurre, la superficie de sustentación entra en pérdida.
Con el fin de reducir el efecto de la resistencia por fricción, los diseñadores de aviones utilizan remaches empotrados y eliminan cualquier irregularidad que pueda sobresalir por encima de la superficie del ala.
Además, una terminación lisa y brillante ayuda en la transición del aire a través de la superficie del ala. Dado que la suciedad en un avión interrumpe el flujo libre de aire y aumenta la resistencia, mantenga las superficies de un avión limpias y enceradas.
Resistencia inducida
El segundo tipo básico de resistencia es la resistencia inducida. Es un hecho físico que no existe un sistema que funciona en sentido mecánico que pueda ser 100 por ciento eficiente.
Esto significa que cualquiera que sea la naturaleza del sistema, el trabajo requerido se obtiene a expensas de ciertos trabajos adicionales que se disipan o se pierden en el sistema. Cuanto más eficiente sea el sistema, menor será la pérdida.
En vuelo nivelado las propiedades aerodinámicas de un ala o rotor producen una sustentación requerida, pero esto sólo puede obtenerse a expensas de una determinada penalidad.
El nombre dado a esta penalidad es resistencia inducida. La resistencia
inducida es inherente cada vez que un perfil aerodinámico genera sustentación y, de hecho, este tipo de resistencia es inseparable de la producción de sustentación.
Consecuentemente, siempre está presente si se produce sustentación.
Una superficie de sustentación (ala o pala de rotor) produce la fuerza de sustentación haciendo uso de la energía de la corriente de aire libre. Cada vez que un
perfil produce sustentación, la presión en la superficie inferior de la misma es mayor que en la superficie superior (Principio de Bernoulli).Como resultado, el aire tiende a fluir desde el área de alta presión debajo de la punta hacia arriba a la zona de baja presión en la superficie superior. En las inmediaciones de la punta, hay una tendencia a que estas presiones se igualen, lo que resulta en un flujo lateral hacia afuera desde la parte inferior hacia la superficie superior. Este flujo lateral da una velocidad de rotación al aire en la punta, creando vórtices, que se extienden detrás del perfil alar.
Cuando el avión es visto desde la cola, estos vórtices circulan en sentido antihorario sobre la punta derecha y horario sobre la punta izquierda. [Figura 4-7] Teniendo en cuenta el sentido de giro de estos vórtices, se puede observar que inducen un flujo de aire ascendente en la punta, y un flujo de aire descendente por detrás del borde de salida del ala. Esta corriente descendente inducida no tiene nada en común con la corriente descendente necesaria para producir sustentación.
Es, de hecho, la fuente de la resistencia inducida. Cuanto mayor sea el tamaño y la fuerza de los vórtices y la consecuente componente de corriente descendente del flujo de aire sobre la superficie de sustentación, mayor será el efecto de la resistencia inducida.
Este flujo descendente en la parte superior en la punta del perfil tiene el mismo efecto que inclinar el vector de sustentación hacia atrás; por lo tanto, la sustentación está un poco hacia atrás de la perpendicular al viento relativo, creando una componente de sustentación hacia atrás. Esta es la resistencia inducida.
Con el fin de crear una presión negativa mayor en la parte superior de un perfil aerodinámico, la superficie de sustentación puede ser inclinada a un mayor AOA.
Si el AOA de un perfil simétrico fuera cero, no habría diferencia de presión y, en consecuencia, ningún componente de corriente descendente ni resistencia inducida. En cualquier caso, a medida que aumenta el AOA, la resistencia inducida aumenta proporcionalmente.
Para decirlo de otra manera, a menor velocidad mayor es el AOA necesario para producir sustentación igual al peso de la aeronave y, por lo tanto, mayor la resistencia inducida. La resistencia inducida varía inversamente con el cuadrado de la velocidad.
Por el contrario, la resistencia parásita aumenta con el cuadrado de la velocidad. Por lo tanto, mientras la velocidad disminuye a cerca de la velocidad de pérdida, la resistencia total es mayor, debido principalmente al fuerte aumento en la resistencia inducida. Del mismo modo, mientras la velocidad llega a la velocidad terminal de la aeronave, el total de resistencia se incrementa rápidamente de nuevo, debido al fuerte aumento de la resistencia parásita. Como se observa en la Figura 4-8, a una velocidad dada, la resistencia total se encuentra en su mínimo.
Al calcular la máxima autonomía y alcance de las aeronaves, la potencia necesaria para vencer la resistencia está en su mínimo si la resistencia es mínima.
Relación Sustentación / Resistencia
La resistencia es el precio que se paga para obtener sustentación. La relación sustentación/resistencia (L/D, del inglés Lift/Drag) es la cantidad de sustentación generada por un ala o superficie aerodinámica en comparación a su resistencia. La relación L/D indica la eficiencia aerodinámica. Las aeronaves con mayor L/D son más eficientes que aquellos con menor relación L/D. En vuelo no acelerado con sustentación y resistencia constante, las proporciones del CL y el coeficiente de resistencia (CD) se puede calcular para AOA específicos. [Figura 4-9]
La relación L/D se determina dividiendo CL por CD, que
es lo mismo que dividir la ecuación de sustentación por
la ecuación de resistencia. Todos los términos excepto
los coeficientes se anulan.
L = sustentación en kilos
D = Arrastre
Donde L es la fuerza de sustentación en kilos, CL es el coeficiente de sustentación, ρ es la densidad expresada en masa por metro cúbico, V es la velocidad en metros por segundo, q es la presión dinámica por metro cuadrado, y S es la superficie de las alas en metros cuadrados.
CD = relación entre la presión de resistencia y presión dinámica. Por lo general a bajos ángulos de ataque, el coeficiente de resistencia es bajo y pequeños cambios en el ángulo de ataque crean sólo ligeros cambios en el coeficiente de resistencia. A altos ángulos de ataque, pequeños cambios en el ángulo de ataque causan cambios significativos en la resistencia.
Las fórmulas anteriores representan el coeficiente de sustentación (CL) y el coeficiente de resistencia (CD) respectivamente. La forma de un perfil y otros dispositivos productores de sustentación (es decir, los flaps) tienen efecto en la producción de sustentación y la alteran con los cambios en el AOA. La relación sustentación/resistencia se utiliza para expresar la relación entre sustentación y resistencia y se determina dividiendo el coeficiente de sustentación por el coeficiente de resistencia, CL/CD.
Observe en la figura 4-9 que la curva de sustentación (roja) alcanza su máximo para esta sección del ala en particular a 20° AOA, y luego disminuye rápidamente. 20° AOA es por lo tanto, el ángulo de pérdida. La curva de resistencia (amarilla) se incrementa rápidamente a partir de 14 ° AOA y supera completamente la curva de sustentación a 21° AOA. La relación sustentación / resistencia (verde) alcanza su máximo en 6° AOA, lo que significa que en este ángulo, la mayor sustentación se obtiene con la menor cantidad de resistencia.
Note que la máxima relación de sustentación/resistencia (L/DMAX) se produce a un específico CL y AOA.
Si la aeronave es operada en vuelo estable a L/DMAX, la resistencia total es mínima. Cualquier AOA menor o mayor que ese a L/DMAX reduce la L/D y por lo tanto
aumenta la resistencia total para determinado sustentación. La figura 4-8 muestra la L/DMAX por la parte más baja de la línea de color azul con la etiqueta "resistencia total". La configuración de la aeronave tiene un gran efecto en la L/D.
Peso
La gravedad es la fuerza de tracción que tiende a atraer todos los cuerpos hacia el centro de la tierra. El CG puede ser considerado como un punto en la que todo el peso de la aeronave se concentra. Si la aeronave se apoya en su exacto CG, estaría en equilibrio en cualquier posición.
Cabe señalar que el CG es de gran importancia en un avión, porque su posición tiene una gran importancia en la estabilidad.
La ubicación del CG es determinada por el diseño general de cada aeronave en particular.
Los diseñadores determinan hasta qué punto se desplazará el centro de presión (CP). Luego fijan el CG por delante del centro de presión para la velocidad de vuelo correspondiente con el fin de proporcionar un momento adecuado para restaurar el equilibrio del vuelo.
El peso tiene una relación definida con la sustentación.
Esta relación es simple, pero importante en la comprensión de la aerodinámica del vuelo. La sustentación es la fuerza hacia arriba en el ala perpendicular al viento relativo. La sustentación está obligada a contrarrestar el peso de la aeronave (que es causado por la fuerza de gravedad que actúa sobre la masa de la aeronave). Este fuerza de peso (gravedad) actúa hacia abajo a través del CG del avión.
En vuelo estable y nivelado, cuando la fuerza de sustentación es igual a la fuerza del peso, el avión está en un estado de equilibrio y no gana ni pierde altura. Si la sustentación se hace menor que el peso, el avión pierde altura.
Cuando la sustentación es mayor que el peso, el avión gana altura.
Sustentación
El piloto puede controlar la sustentación. Cada vez que la palanca o bastón de mando se mueve adelante o hacia atrás, el AOA cambia. A medida que aumenta el AOA,
la sustentación se incrementa (siendo iguales todos los demás factores). Cuando la aeronave alcanza el máximo AOA, la sustentación comienza a disminuir
rápidamente.
Esta es el AOA de pérdida, conocido como AOA CL-MAX crítico. Examine la figura 4-9, teniendo en cuenta cómo aumenta CL hasta que el AOA crítico se alcanza, entonces disminuye rápidamente con cualquier nuevo aumento del AOA.
Antes de seguir adelante con el tema de la sustentación y la forma en que puede ser controlada, debe intervenir la velocidad. La forma de las alas o del rotor no puede ser eficaz a menos que se mantenga continuamente "atacando" aire nuevo. Si una aeronave debe seguir volando, el perfil productor de sustentación debe mantenerse en movimiento.
En un helicóptero o un giro plano esto se logra mediante la rotación de las palas del rotor. Para otros tipos de aeronaves tales como aviones, ultra livianos, o planeadores, el aire debe estar en movimiento a través de la superficie aerodinámica. Esto se logra mediante la velocidad de la aeronave. La sustentación es proporcional al cuadrado de la velocidad de la aeronave. Por ejemplo, un avión que viaja a 200 nudos tiene cuatro veces más sustentación que el mismo avión viajando a 100 nudos, si el AOA y otros factores se mantienen constantes.
En realidad, una aeronave no puede continuar viajando en vuelo nivelado a una altitud constante y mantener el mismo AOA si la velocidad aumenta. La sustentación
se incrementaría y el avión subiría como consecuencia de la mayor fuerza de sustentación.
Por lo tanto, para mantener las fuerzas de sustentación y peso en equilibrio, y mantener el avión recto y nivelado (sin acelerar hacia arriba) en un estado de equilibrio, cuando
aumenta la velocidad, la sustentación debe disminuir.
Esto se realiza normalmente con la reducción del AOA, bajando la nariz. Por el contrario, cuando el avión se frena, la disminución de velocidad requiere el aumento del AOA para tener la suficiente sustentación para mantener el vuelo. Hay, por supuesto, un límite hasta qué punto el AOA se puede aumentar, si quiere evitarse la pérdida.
Manteniendo constantes todos los demás factores, para cada AOA hay una velocidad que corresponde para mantener altitud en vuelo estable, desacelerado (cierto sólo si se mantiene "vuelo nivelado").
Debido a que un perfil aerodinámico siempre entra en pérdida a un mismo AOA, si aumenta el peso, la sustentación también debe aumentar. El único método de aumentar la sustentación es mediante el aumento de la velocidad si el AOA se mantiene constante justo antes del AOA "crítico", o de pérdida.
La sustentación y la resistencia también varían directamente con la densidad del aire. La densidad es afectada por varios factores: presión, temperatura y humedad. A una altitud de 18.000 pies, la densidad del aire tiene la mitad de la densidad que el aire a nivel del mar. Con el fin de mantener su sustentación a una altura mayor, una aeronave debe volar a una velocidad verdadera mayor para cualquier AOA dado.
El aire caliente es menos denso que el aire fresco y el aire húmedo es menos denso que el aire seco. Por lo tanto, en un día cálido y húmedo, un avión debe volar a una velocidad verdadera mayor para cualquier AOA dado que en un día fresco y seco.
Si el factor de densidad baja, y la sustentación total debe ser igual al peso total para permanecer en vuelo, se deduce que alguno de los otros factores debe aumentar.
El factor que aumenta por lo general es la velocidad o el AOA, ya que estos son controlados directamente por el piloto.
La sustentación varía directamente con la superficie del ala, siempre que no haya cambio en la forma del ala. Si las alas tienen la misma proporción y secciones de perfil, un ala con un área de 20 metros cuadrados genera dos veces más sustentación al mismo AOA que un ala con una superficie de 10 metros cuadrados.
Dos factores aerodinámicos importantes desde la perspectiva del piloto son sustentación y velocidad ya que pueden ser controlados fácilmente y con precisión.
Por supuesto, el piloto también puede controlar la densidad mediante el ajuste de la altitud y puede controlar la superficie de las alas si el avión tiene flaps del tipo que aumentan la superficie de las alas. Sin embargo, para la mayoría de los casos, el piloto controla la sustentación y la velocidad para maniobrar un avión. Por ejemplo, en vuelo recto y nivelado, en crucero a una altitud constante, la altitud se mantiene mediante el ajuste de la sustentación para que coincida con la velocidad del avión o velocidad crucero, mientras se mantiene un estado de equilibrio en el que la sustentación es igual al peso.
En una aproximación para el aterrizaje, cuando el piloto quiere aterrizar tan lentamente como sea posible, es necesario aumentar la sustentación casi al máximo para mantener dicha sustentación igual al peso de la aeronave.
Vórtices de punta alar
Formación de vórtices
La acción del perfil que da al avión sustentación también produce resistencia inducida. Cuando un perfil se vuela a un AOA positivo, existe una diferencia de presión entre las superficies superior e inferior de dicho perfil. La presión sobre el ala es menor que la presión atmosférica y la presión debajo del ala es igual o mayor que la presión atmosférica. Dado que el aire siempre se mueve desde alta presión hacia baja presión, y el camino de menor resistencia es hacia la punta alar, hay un movimiento de aire en la parte inferior del ala hacia el exterior del fuselaje alrededor de las puntas. Este flujo de aire se traduce en un "derrame" sobre las puntas, creando un remolino de aire llamado "vórtice". [Figura 4-10]
Al mismo tiempo, el aire en la superficie superior tiene una tendencia a fluir hacia el fuselaje y hacia el borde de fuga. Esta corriente de aire forma un vórtice similar en la parte interior del borde de salida del perfil, pero como el fuselaje limita el flujo hacia adentro, el vórtice es insignificante. En consecuencia, la desviación en la dirección del flujo es mayor en las puntas, donde el flujo lateral sin restricciones es más fuerte.
A medida que el aire se curva hacia arriba alrededor de la punta, se combina con el flujo formando al final un vórtice que gira rápido. Estos vórtices aumentan la resistencia debido a la energía gastada en la producción de la turbulencia. Cada vez que un perfil genera sustentación, se produce resistencia inducida, y se crean vórtices en el extremo del ala.
Así como aumenta la sustentación con un aumento del AOA, la resistencia inducida también se incrementa.
Esto se debe a que al incrementar el AOA, hay una diferencia de presión mayor entre la parte superior e inferior de la superficie de sustentación, y un mayor flujo de aire lateral; en consecuencia, esto provoca que se creen vórtices más violentos, resultando en más turbulencia y más resistencia inducida.
En la figura 4-10, es fácil ver la formación de vórtices de punta alar. La intensidad o fuerza de los vórtices es directamente proporcional al peso de la aeronave e inversamente proporcional a la envergadura y la velocidad de la aeronave. Cuanto más pesada y más lenta es una aeronave, mayor será el AOA y más fuertes los vórtices de punta alar. Por lo tanto, un avión va a crear vórtices de punta alar con fuerza máxima durante el despegue, ascenso, y las fases de aterrizaje. Estos vórtices llevan un gran riesgo para el vuelo, la turbulencia de la estela.
Evitando la turbulencia de la estela
Los vórtices de punta alar son mayores cuando la aeronave que la está generando es "pesada, limpia y lenta". Esta condición se encuentra con más frecuencia durante las aproximaciones o despegues, dado que el AOA de un avión está al máximo para producir la sustentación necesaria para aterrizar o despegar. Para reducir al mínimo las posibilidades de volar a través de la turbulencia de estela de un avión:
• Evite volar en la trayectoria de vuelo de otro avión.
• Cuando despegue detrás de otro avión, rote antes del punto de rotación de la aeronave precedente.
• Evite seguir otra aeronave en una trayectoria de vuelo similar a una altitud dentro de los 1.000 pies. [Figura 4.11]
• Aproxime a la pista por encima de la senda de la aeronave precedente cuando aterriza detrás de otra aeronave, y aterrice después del punto en el que las ruedas del otro avión hicieron contacto con la pista de aterrizaje. [Figura 4-12]
Un helicóptero en vuelo estacionario genera un flujo descendente de su rotor(es) principal(es) similar a los vórtices de un avión. Los pilotos de aviones pequeños deben evitar un helicóptero en estacionario por lo menos tres diámetros del disco del rotor para evitar los efectos de este flujo.
En vuelo hacia adelante esta energía se transforma en un par de fuertes vórtices de alta velocidad similares a los del extremo del ala de las grandes aeronaves de ala fija. Los vórtices de helicópteros deben evitarse ya que velocidades de vuelo de helicópteros hacia adelante son a menudo muy lentas y pueden generar turbulencia excepcionalmente fuerte.
El viento es un factor importante para evitar la turbulencia de estela, porque los vórtices alares derivan con el viento a la velocidad de éste. Por ejemplo, una velocidad del viento de 10 nudos hace que los vórtices deriven unos 300 metros en un minuto en la dirección del viento.
Cuando sigue a otro avión, un piloto debe considerar la velocidad y dirección del viento cuando se elije el punto previsto de despegue o aterrizaje. Si un piloto no está seguro del punto de despegue o aterrizaje de la otra aeronave, aproximadamente 3 minutos proporcionan un margen de seguridad que permite la disipación de la turbulencia de estela.
Efecto suelo
Es posible volar un avión justo por encima de la tierra (o el agua) a una velocidad ligeramente inferior a la requerida para mantener un vuelo nivelado a mayor altitud. Este es el resultado de un fenómeno más conocido que entendido, incluso por algunos pilotos experimentados.
Cuando una aeronave en vuelo está a pocos pies de la superficie, suelo o agua, se produce un cambio en el patrón de flujo tridimensional alrededor de la aeronave debido a que la componente vertical del flujo de aire alrededor del ala está restringida por la superficie.
Esto altera el flujo superior e inferior del ala, y los vórtices de punta alar. [Figura 4-13] El efecto de suelo es, entonces, debido a la interferencia de la superficie de la tierra (o agua) a los patrones de flujo de aire alrededor de la aeronave en vuelo.
Mientras que las características aerodinámicas de las superficies de cola y el fuselaje se ven alterados por el efecto suelo, los principales efectos debido a la proximidad de la tierra son los cambios en las características aerodinámicas de las alas. A medida que el ala se encuentra con el efecto suelo y se mantiene a un coeficiente de sustentación constante, hay una consecuente reducción en los flujos superior, inferior, y vórtices de punta de ala.
La resistencia inducida es el resultado del trabajo de la superficie aerodinámica sustentando la aeronave, y un ala o rotor levanta el avión simplemente mediante la
aceleración de una masa de aire hacia abajo. Es cierto que la presión reducida en la parte superior de un perfil aerodinámico es fundamental para crear sustentación, pero eso es sólo una de las cosas que contribuyen al efecto global de empujar una masa de aire hacia abajo.
Cuanto mayor es el flujo inferior, más difícil para el ala empujar la masa de aire hacia abajo. A altos ángulos de ataque, la cantidad de resistencia inducida es alta; ya que esto corresponde a menores velocidades en vuelo, se puede decir que la resistencia inducida predomina a baja velocidad.
Sin embargo, la reducción de los vórtices de punta alardebido al efecto suelo altera la distribución desustentación y reduce el AOA y la resistencia inducida.Por lo tanto, el ala requerirá un AOA inferior en efectosuelo para producir el mismo CL. Si se mantiene un
AOA constante, resulta en un aumento del CL. [Figura4-14]
El efecto suelo también altera la potencia requerida contra la velocidad. Dado que la resistencia inducida predomina a bajas velocidades, la reducción de la resistencia inducida por el efecto suelo hará que la reducción más significativa del empuje requerido (resistencia parásita más inducida) se dé a bajas velocidades.
La disminución del flujo inducido por el efecto suelo provoca una reducción significativa en la resistencia inducida pero no causa ningún efecto directo sobre la resistencia parásita.
Como resultado de la reducción de la resistencia inducida, la potencia requerida a baja velocidad se reducirá. Debido al cambio en el flujo superior, inferior, y vórtices del extremo alar, puede haber un cambio en el error de posición (instalación) del sistema de velocidad del aire, asociado con el efecto suelo.
En la mayoría de los casos, el efecto suelo producirá un aumento de la presión local en la toma estática y producirá una indicación de la velocidad y altitud menores. Por lo tanto, un avión puede estar en el aire a una velocidad indicada menor de la que se requiere normalmente.
Para que el efecto suelo sea de una magnitud significante, el ala debe estar muy cerca de la tierra.
Uno de los resultados directos del efecto suelo es la variación de la resistencia inducida con la altura del ala por encima del suelo a un constante CL. Cuando el ala está a una altura igual a su envergadura, la reducción en la resistencia inducida es sólo un 1,4 por ciento. Sin embargo, cuando el ala está a una altura igual a un cuarto de su envergadura, la reducción en la resistencia inducida es de 23,5 por ciento y, cuando el ala está a una altura igual a una décima parte de su envergadura, la reducción en la resistencia inducida es de 47,6 por ciento.
Por lo tanto, una gran reducción en la resistencia inducida se llevará a cabo sólo cuando el ala está muy cerca del suelo. Debido a esta variación, el efecto suelo es más reconocido durante el despegue o justo antes de tocar tierra en el aterrizaje.
Durante la fase de despegue, el efecto suelo produce algunas relaciones importantes.
Un avión dejando el efecto suelo después de despegar se encuentra justo a la inversa de una aeronave que entra en efecto suelo durante el aterrizaje; es decir, las aeronaves que salen de efecto de suelo:
• Requieren un aumento del AOA para mantener el mismo CL.
• Experimenta un aumento en la resistencia inducida y la potencia requerida.
• Experimenta una disminución de la estabilidad y un cambio de momento nariz arriba.
• Experimenta una reducción de la presión estática y un aumento de la velocidad indicada.
El efecto suelo debe ser considerado durante despegues y aterrizajes. Por ejemplo, si un piloto no logra comprender la relación entre la aeronave y el efecto suelo durante el despegue, es posible una situación de peligro porque no se puede lograr la velocidad de despegue recomendada.
Debido a la resistencia reducida en el efecto suelo, el avión puede parecer capaz de despegar muy por debajo de la velocidad recomendada. Mientras el avión se eleva sin efecto suelo con una deficiencia de la velocidad, la mayor resistencia inducida puede resultar en un rendimiento marginal de ascenso inicial.
En condiciones extremas, tales como alto peso bruto, altitud de densidad alta y temperatura alta, un déficit en velocidad durante el despegue puede permitir que el avión se vaya al aire, pero que sea incapaz de sostener el vuelo fuera del efecto suelo. En este caso, la aeronave puede ir al aire inicialmente con un déficit de la velocidad, y luego apoyarse de nuevo en la pista.
Un piloto no debe intentar forzar a una aeronave ir al aire con un déficit de velocidad. La velocidad de despegue recomendada por el fabricante es necesaria para proporcionar un desempeño adecuado de ascenso inicial. También es importante que un ascenso se establezca antes de que un piloto retraiga el tren de aterrizaje o los flaps. Nunca retraer el tren o flaps antes de establecer una tasa positiva de ascenso, y sólo después de alcanzar una altura segura.
Si, durante la fase de aterrizaje, la aeronave se pone en efecto suelo con un AOA constante, el avión experimenta un incremento de CL y una reducción en la potencia requerida, y puede ocurrir que el avión flote.
Debido a la resistencia reducida y la desaceleración sin potencia en efecto suelo, cualquier exceso de velocidad en el momento del flare puede incurrir en una considerable distancia de "flotación".
Mientras el avión se acerca al punto de toma de contacto, el efecto suelo se produce en gran parte en altitudes inferiores a la envergadura. Durante las fases finales de la
aproximación al acercase al suelo, una reducción de potencia es necesaria o la menor potencia requerida permitiría a la aeronave subir por encima de la trayectoria de planeo (GP) deseada.
Ejes de una aeronave
Los ejes de un avión son tres líneas imaginarias que pasan a través del CG de la aeronave. Los ejes pueden ser considerados como ejes imaginarios en torno al cual gira la aeronave. Los tres ejes pasan por el centro de gravedad en ángulos de 90 ° entre sí. El eje de la nariz hasta la cola es el eje longitudinal, el eje que pasa de una punta a la otra del ala es el eje lateral, y el eje que pasa verticalmente a través de la CG es el eje vertical.
Cada vez que una aeronave cambia de actitud o posición de vuelo, gira alrededor de uno o más de los tres ejes. [Figura 4-15]
El movimiento del avión sobre su eje longitudinal se asemeja al rolido de un barco de lado a lado. De hecho, los nombres utilizados para describir el movimiento sobre los tres ejes de la aeronave fueron originalmente términos náuticos. Ellos se han adaptado a la terminología aeronáutica, debido a la similitud del movimiento de aeronaves y buques de navegación marítima.
El movimiento en torno al eje longitudinal del avión es "alabeo", el movimiento alrededor de su eje lateral el "cabeceo", y el movimiento sobre su eje vertical es la "dirección o guiñada". La guiñada (o dirección) es el movimiento horizontal (izquierda y derecha) el de la nariz de la aeronave.
Los tres movimientos de los aviones convencionales (alabeo, cabeceo, y dirección) están controlados por tres superficies de control. El alabeo es controlado por los alerones; el cabeceo está controlado por los elevadores o timones de profundidad; la dirección está controlada por el timón de dirección. El uso de estos controles se explica en el Capítulo 5, Controles de Vuelo. Otros tipos de aeronaves pueden utilizar diferentes métodos de control de los movimientos de los distintos ejes.
Por ejemplo, los ultralivianos pendulares (trikes) controlan dos ejes, alabeo y cabeceo, con un marco en "A" suspendido del ala flexible unido a un carro de tres ruedas. Estos aviones son controlados moviendo una barra horizontal (llamada barra de control) más o menos de la misma manera que los pilotos de alas delta. [Figura 4-16] El piloto controla el avión trasladando el centro de gravedad. En el caso de los paracaídas con motor, el control se lleva a cabo mediante la alteración del ala a través de líneas de dirección.
El ala de un paracaídas impulsado es un paracaídas que tiene una superficie arqueada superior y una superficie plana inferior. Las dos superficies están separadas por costillas, que actúan como células, que se abren al flujo de aire en el borde de ataque y tiene puertas internas para permitir el flujo de aire lateral. El principio de funcionamiento sostiene que la presión de la celda es mayor que la presión exterior, formando un ala que mantiene su forma aerodinámica durante el vuelo. El piloto y el pasajero se sientan en tándem por delante del motor que se encuentra en la parte trasera del vehículo.
La estructura está unida al paracaídas a través de dos puntos de anclaje y líneas. El control se lleva a cabo con por la potencia y el cambio del ala a través de las líneas de control. [Figura 4-17]
Momento y brazo del momento
Un estudio de la física demuestra que un cuerpo que puede girar libremente siempre girará alrededor de su CG. En términos aerodinámicos, la medida matemática de la tendencia de un avión a girar alrededor de su CG se llama "momento". Un momento se dice que es igual al producto de la fuerza aplicada y la distancia a la cual se aplica la fuerza. (Un brazo de momento es la distancia desde el datum [punto o línea de referencia] a la fuerza aplicada) Para los cálculos de peso y balance de las aeronaves, los "momentos" se expresan en términos de la distancia del brazo por el peso de la aeronave, o simplemente, libras por pulgada o kilos por metro.
Los diseñadores de aviones localizan la posición delantera y trasera del CG del avión lo más cerca posible del 20 por ciento de la cuerda media aerodinámica (MAC). Si la línea de empuje está diseñada para pasar horizontalmente a través de la CG, no causará que la aeronave cabecee cuando cambie la potencia, y no habrá diferencia en el momento debido a la potencia en condición de vuelo con o sin potencia.
Aunque los diseñadores tienen cierto control sobre la ubicación de las fuerzas de resistencia, no siempre son capaces de hacer que las fuerzas de resistencia total pasen por el centro de gravedad del avión.
Sin embargo, el ítem sobre el que tienen el mayor control es el tamaño y la ubicación de la cola. El objetivo es hacer que los momentos (por empuje, resistencia y sustentación) sean tan pequeños como sea posible y, ubicando correctamente la cola, proporcionar los medios para equilibrar un avión longitudinalmente para cualquier condición de vuelo.
El piloto no tiene control directo sobre la ubicación de las fuerzas que actúan sobre la aeronave en vuelo, excepto el control del centro de sustentación al cambiar la AOA. Tal cambio, sin embargo, inmediatamente implica cambios en otras fuerzas. Por lo tanto, el piloto no puede cambiar la ubicación de una fuerza de forma independiente sin modificar el efecto de las demás.
Por ejemplo, un cambio en la velocidad implica un cambio en la sustentación, así como un cambio en la resistencia y un cambio en la fuerza hacia arriba o hacia abajo en la cola. Mientras fuerzas tales como la turbulencia y ráfagas actúan para desplazar la aeronave, el piloto reacciona proporcionando fuerzas de control opuestas para contrarrestar este desplazamiento.
Algunos aviones están sujetos a cambios en la ubicación del CG con variaciones de carga. Dispositivos de compensación se utilizan para contrarrestar las fuerzas creadas por el consumo de combustible, y la carga o descarga de pasajeros o carga.
Los compensadores y estabilizadores horizontales ajustables son los dispositivos más comunes provistos al piloto para el compensar las variaciones de carga.
Sobre el amplio rango de balance durante el vuelo en aeronaves grandes, la fuerza que el piloto tiene que ejercer sobre los controles seria excesiva y cansadora si no se proporcionan los medios de compensación.
Características del diseño de aviones
Cada aeronave se maneja un poco diferente porque cada una resiste o responde a las presiones de control en su propia manera. Por ejemplo, un avión de entrenamiento es rápido para responder a las aplicaciones de control, mientras que un avión de transporte se siente pesado en los controles y responde a las presiones de control más lentamente.
Estas características se pueden diseñar en un avión para facilitar el propósito particular de la aeronave, teniendo en cuenta los requerimientos de cierta estabilidad y maniobrabilidad. A continuación se resumen los aspectos más importantes de las cualidades de estabilidad, maniobrabilidad y capacidad de control de un avión, la forma en que se analizan, y su relación con diferentes condiciones de vuelo.
Estabilidad
La estabilidad es la cualidad inherente de una aeronave para corregir las condiciones que pueden alterar su equilibrio, y regresar o continuar en la trayectoria de vuelo original. Es principalmente una característica del diseño de aeronaves. Las actitudes a las que vuela un avión se ven limitadas por las características aerodinámicas de la aeronave, su sistema de propulsión, y su resistencia estructural. Estas limitaciones indican el máximo rendimiento y maniobrabilidad de la aeronave.
Si la aeronave debe proporcionar la máxima utilidad, debe poderse controlar con seguridad en toda la extensión de estos límites, sin exceder la fuerza del piloto o requerir una habilidad excepcional de vuelo. Si una aeronave debe volar en línea recta y estable a lo largo de cualquier trayectoria de vuelo arbitraria, las fuerzas que actúan sobre ella deben estar en equilibrio estático. La reacción de un cuerpo cuando su equilibrio es alterado se conoce como estabilidad. Los dos tipos de estabilidad son estática y dinámica.
Estabilidad estática
La estabilidad estática se refiere a la tendencia inicial, o la dirección del movimiento, de vuelta al equilibrio. En la aviación, se refiere a la respuesta inicial de la aeronave cuando se cambia un AOA determinado, deslizamiento, o inclinación.
• Estabilidad estática positiva, tendencia inicial de la aeronave a regresar al estado original de equilibrio después de ser perturbado [Figura 4-18]
• Estabilidad estática neutra, tendencia inicial de la aeronave a permanecer en una nueva condición después de haber sido perturbado su equilibrio [Figura 4-18]
• Estabilidad estática negativa, tendencia inicial de la aeronave para continuar alejándose del estado original de equilibrio después de ser perturbado [Figura 4-18]
Estabilidad Dinámica
La estabilidad estática ha sido definida como la tendencia inicial para volver al equilibrio que la aeronave muestra después de ser perturbada su condición. En ocasiones, la tendencia inicial es diferente o contraria a la tendencia general, por lo que hay que distinguir entre los dos.
La estabilidad dinámica se refiere a la respuesta del avión en el tiempo cuando se les perturba de un AOA dado, deslizamiento, o inclinación. Este tipo de estabilidad también tiene tres subtipos: [Figura 4-19]
• Estabilidad dinámica positiva, en el tiempo, el movimiento de los objetos desplazados disminuye en amplitud y, debido a que es positivo, el objeto desplazado vuelve hacia el estado de equilibrio.
• Estabilidad dinámica neutral, una vez desplazado, el objeto desplazado ni disminuye ni aumenta en amplitud. Un amortiguador usado de auto muestra esta tendencia.
• Estabilidad dinámica negativa, en el tiempo, el movimiento de los objetos desplazados aumenta y se vuelve más divergente.
La estabilidad en un avión afecta de manera significativa a dos áreas:
• Maniobrabilidad: la cualidad de un avión que le permite maniobrar con facilidad y resistir a las condiciones impuestas por las maniobras. Se rige por el peso de la aeronave, la inercia, el tamaño y la ubicación de los controles de vuelo, resistencia estructural, y el motor. También es una característica de diseño de las aeronaves.
• Controlabilidad, la capacidad de una aeronave para responder al control del piloto, especialmente con respecto a la trayectoria de vuelo y la actitud. Es la
cualidad de la respuesta de la aeronave a la aplicación de control del piloto al maniobrar la aeronave, independientemente de sus características de estabilidad.
Estabilidad longitudinal (cabeceo)
En el diseño de un avión, gran cantidad del esfuerzo se gasta en el desarrollo del grado deseado de estabilidad en torno a los tres ejes. Pero la estabilidad longitudinal sobre el eje lateral se considera que es la más afectada por ciertas variables en diferentes condiciones de vuelo.
La estabilidad longitudinal es la cualidad que hace que un avión sea estable alrededor de su eje lateral.
Involucra el movimiento de cabeceo cuando la nariz del avión se mueve hacia arriba y hacia abajo durante el vuelo. Un avión longitudinalmente inestable tiene una
tendencia a descender o ascender progresivamente en un descenso o ascenso muy pronunciado, o incluso una pérdida. Por lo tanto, un avión con inestabilidad longitudinal se hace difícil y a veces peligroso para volar.
La estabilidad o inestabilidad estática longitudinal en un avión depende de tres factores:
1. Ubicación del ala con respecto al CG
2. Ubicación de las superficies horizontales de cola con respecto al CG
3. Área o tamaño de las superficies de cola
Analizando la estabilidad, hay que recordar que un cuerpo que gira libre siempre gira alrededor de su CG.
Para obtener estabilidad estática longitudinal, la relación de los momentos del ala y la cola deben ser tal que, si los momentos están inicialmente equilibrados y el avión de repente sube la nariz, los momentos de las alas y la cola cambian de modo que la suma de sus fuerzas proporciona un momento de restauración desbalanceado que, a su vez, baja la nariz.
Del mismo modo, si la aeronave esta nariz hacia abajo, el cambio resultante en los momentos trae la nariz hacia arriba.
El CL (centro de sustentación) en la mayoría de los perfiles asimétricos tiene una tendencia a mover sus posiciones delanteras y traseras con un cambio en el AOA. El CL tiende a adelantarse con un aumento del AOA y se mueve hacia atrás con una disminución del AOA.
Esto significa que cuando el AOA de un perfil aerodinámico se incrementa, el CL, por adelantarse, tiende a levantar el borde de ataque del ala aún más.
Esta tendencia le da al ala una cualidad inherente de inestabilidad. (NOTA: CL también se conoce como el centro de presión CP.)
La figura 4-20 muestra una aeronave en vuelo recto y nivelado. La línea CG-CL-T representa el eje longitudinal del avión desde el CG a un punto T en el estabilizador horizontal.
La mayoría de los aviones están diseñados para que el CL del ala esté por detrás del CG. Esto hace a la aeronave "pesada de nariz" y requiere que haya una ligera fuerza hacia abajo sobre el estabilizador horizontal a fin de equilibrar la aeronave y evitar que la nariz esté continuamente hacia abajo. La compensación para esto es proporcionada mediante el ajuste del estabilizador horizontal en un AOA ligeramente negativo. La fuerza hacia abajo así producida mantiene la cola abajo, contrarrestando la nariz "pesada".
Es como si la línea CG-CL-T fuera una palanca con una fuerza hacia arriba en CL y dos fuerzas hacia abajo equilibradas entre ellas, una gran fuerza en el CG y la otra, una fuerza mucho menor, en el punto T. Para visualizar mejor este principio de la física: Si una barra de hierro se suspendiera en CL, con un gran peso colgado de ella en CG, se necesitaría una presión descendente en el punto T para mantener la "palanca" en equilibrio.
A pesar de que el estabilizador horizontal puede estar nivelado cuando el avión está en vuelo nivelado, hay una corriente de aire descendente de las alas. Esta corriente descendente golpea la parte superior del estabilizador y produce una presión descendente, que a una cierta velocidad es suficiente para equilibrar la "palanca". Cuando más rápido está volando el avión, mayor es esta corriente descendente y mayor será la fuerza hacia abajo sobre el estabilizador horizontal (excepto las colas en T). [Figura 4-21]
En aviones con estabilizador horizontal en posición fija, el fabricante establece el estabilizador en un ángulo que proporciona la mejor estabilidad (o equilibrio) durante el vuelo a la velocidad de crucero y ajuste de potencia.
Si la velocidad del avión disminuye, la velocidad del flujo de aire sobre el ala se reduce. Como resultado de esta disminución del flujo de aire sobre el ala, el flujo hacia atrás se reduce, causando una fuerza hacia abajo menor sobre el estabilizador horizontal. A su vez, se acentúa la característica de nariz abajo, causando que la nariz baje aún más. [Figura 4-22] Esto coloca el avión en actitud de nariz baja, disminuyendo el AOA del ala y la resistencia y permitiendo que la velocidad aumente.
A medida que el avión continúa en la actitud de nariz abajo y su velocidad aumenta, la fuerza hacia abajo sobre el estabilizador horizontal, se incrementa una vez más. En consecuencia, la cola es empujada de nuevo hacia abajo y la nariz sube a una actitud de ascenso.
A medida que este ascenso continúa, la velocidad disminuye de nuevo, haciendo que la fuerza hacia abajo en la cola decrezca hasta que la nariz baja una vez más.
Debido a que el avión es dinámicamente estable, esta vez la nariz no baja en la medida que lo hacía antes. El avión adquiere suficiente velocidad para empezar otro ascenso, pero no tan pronunciado como el anterior.
Después de varias de estas oscilaciones decrecientes, en las que la nariz alternativamente sube y baja, el avión finalmente se estabiliza a una velocidad a la que la fuerza hacia abajo en la cola contrarresta exactamente la tendencia de la aeronave para bajar.
Cuando esta condición se alcanza, la aeronave está en vuelo equilibrado una vez más y continúa en vuelo estabilizado siempre y cuando esta actitud y la velocidad no cambien.
Un efecto similar se observa al reducir el acelerador.
La corriente de las alas se reduce y la fuerza en T en la figura 4-20 no es suficiente para mantener el estabilizador horizontal hacia abajo. Parece como si la fuerza en T en la palanca permitiera que la fuerza de gravedad tire de la nariz hacia abajo. Esta es una característica deseable porque el avión está de por sí tratando de recuperar la velocidad y restablecer el equilibrio adecuado.
La potencia o el empuje también pueden tener un efecto desestabilizador en el que un aumento de potencia tiende a hacer subir la nariz. El diseñador de aviones
puede compensar esto mediante el establecimiento de una "línea de empuje de alta" en el que la línea de empuje pasa por encima del CG. [Figuras 4-23 y 4-24]
En este caso, cuando la potencia o el empuje se incrementan se produce un momento para contrarrestar la carga en la cola. Por otro lado, una "línea de empuje baja" tiende a aumentar el efecto de nariz arriba de la superficie horizontal de la cola.
Conclusión: con el CG delante del CL y con una fuerza aerodinámica de cola abajo, la aeronave por lo general trata de volver a una actitud de vuelo seguro.
La siguiente es una simple demostración de estabilidad longitudinal. Compense la aeronave para vuelo nivelado "sin manos" en el control.
Entonces, por un momento de al control de un ligero empujón produciendo nariz
abajo.
Si, en un plazo breve, la nariz se eleva a la posición original y luego se detiene, el avión es estáticamente estable. Por lo general, la nariz pasa la posición original (de vuelo nivelado) y sigue una serie de oscilaciones lentas. Si las oscilaciones cesan gradualmente, el avión tiene una estabilidad positiva; si continúan de forma desigual, el avión tiene una estabilidad neutral; si aumentan, el avión es inestable.
Estabilidad lateral (Alabeo)
La estabilidad en torno al eje longitudinal del avión, que se extiende desde la nariz de la aeronave a su cola, se llama estabilidad lateral. Esto ayuda a estabilizar el efecto lateral o "alabeo" cuando una de las alas baja más que el ala en el lado opuesto de la aeronave. Hay cuatro factores principales de diseño que hacen un avión lateralmente estable: diedro, flecha, el efecto veleta, y la distribución del peso.
Diedro
El procedimiento más común para la producción de estabilidad lateral es construir las alas con un ángulo de uno a tres grados por sobre el eje longitudinal. Las alas a ambos lados de la aeronave se unen al fuselaje para formar una ligera V o un ángulo llamado "diedro". La cantidad de diedro se mide por el ángulo formado por cada ala por encima de una línea paralela al eje lateral.
El diedro implica un equilibrio de sustentación creado por el AOA las alas a cada lado del eje longitudinal del avión. Si una ráfaga de viento momentánea fuerza a una de las alas a subir y la otra a bajar, el avión alabea.
Cuando el avión alabea sin girar, se produce una tendencia al deslizamiento lateral hacia el ala baja. [Figura 4-25]
Como las alas tienen diedro, el aire golpea el ala inferior en un AOA mucho mayor que el ala superior. El aumento de AOA en el ala inferior crea más sustentación que el ala superior. El aumento de la sustentación causa que el ala más baja para comience a subir. Al acercarse el ala a la posición de nivel, el AOA en las dos alas, son iguales una vez más, con lo que la tendencia a alabear disminuye. El efecto del diedro es producir una tendencia de alabeo para retornar la aeronave a una condición de vuelo de equilibrio lateral cuando se produce un deslizamiento.
Por el contrario, excesivo diedro tiene un efecto adverso sobre las cualidades de maniobra lateral. La aeronave puede ser tan estable lateralmente que se resiste a un movimiento de alabeo intencional. Por esta razón, los aviones que requieren características de rápido rolido o alabeo por lo general tienen menos diedro que los diseñados con menos maniobrabilidad.
Flecha alar
La flecha es una adición al diedro que aumenta la sustentación creada cuando un ala cae de la posición horizontal. Un ala en flecha es aquella en la que el borde de ataque se inclina hacia atrás. Cuando una perturbación provoca un avión con flecha a deslizar o caer un ala, el ala baja presenta su borde de ataque en un ángulo que es perpendicular al flujo de aire relativo.
Como resultado, el ala baja adquiere una mayor sustentación, sube, y el avión vuelve a su actitud de vuelo original.
La flecha también contribuye a la estabilidad direccional. Cuando la turbulencia o la aplicación de timón hace que el avión gire hacia un lado, el ala derecha presenta un borde de ataque más largo perpendicular al viento relativo. La velocidad del ala derecha aumenta y adquiere más resistencia que la otra ala. La resistencia adicional en el ala derecha tira hacia atrás, girando el avión de vuelta a su rumbo original.
Efecto del fuselaje y Distribución del peso
Un avión siempre tiene la tendencia a girar el eje longitudinal de la aeronave hacia el viento relativo. Este efecto "veleta" es similar a la quilla de un buque y ejerce una influencia estabilizadora en el avión lateralmente sobre el eje longitudinal. Cuando el avión se ve perturbado y un ala cae, el peso del fuselaje actúa como un péndulo retornando al avión a su actitud original.
Las aeronaves lateralmente estables son construidas de manera que la mayor parte de la zona del fuselaje está por encima y detrás del CG. [Figura 4-26] Por lo tanto, cuando el avión desliza hacia un lado, la combinación del peso de la aeronave y la presión del flujo de aire contra la parte superior del fuselaje (ambos actuando sobre el CG) tiende a volver el avión a vuelo nivelado.
Estabilidad vertical (dirección o giro)
La estabilidad en torno al eje vertical (el momento lateral) se llama dirección o estabilidad direccional. La estabilidad direccional es la estabilidad que se logra más fácilmente en el diseño de aeronaves. El área de la deriva y los lados del fuselaje detrás del CG son los primeros en contribuir para hacer actuar a los aviones como una veleta o una flecha, apuntando su nariz hacia el viento relativo.
Examinando una veleta, se puede ver que si la misma cantidad exacta de superficie fuera expuesta al viento por delante del punto de pivote como detrás de él, las fuerzas por delante y detrás estarían en equilibrio y resultaría en poco o nada de movimiento direccional.
En consecuencia, es necesario contar con una superficie mayor por detrás del punto de giro que delante del mismo.
Del mismo modo, el diseñador debe garantizar estabilidad direccional positiva haciendo la superficie lateral detrás del CG mayor que la anterior [Figura 4.27]
Para ofrecer mayor estabilidad positiva a la proporcionada por el fuselaje, se añade una aleta vertical. La aleta actúa en forma similar a las plumas de una flecha fin manteniendo el vuelo recto. Al igual que una veleta y una flecha, cuanto más atrás está la aleta y más grande es su tamaño, mayor es la estabilidad direccional de la aeronave.
Si un avión vuela en línea recta, y una ráfaga de aire lateral le da a la aeronave una ligera rotación sobre su eje vertical (por ejemplo, a la derecha), el movimiento se retarda y se detiene por la aleta ya que mientras el avión está girando a la derecha, el aire golpea el lado izquierdo de la aleta en un ángulo. Esto provoca una presión en el lado izquierdo de la aleta, que se opone al movimiento de giro y reduce la velocidad de giro del avión.
De este modo, actúa un poco como la veleta girando el avión hacia el viento relativo. El cambio inicial en la dirección de la trayectoria de vuelo del avión está generalmente un poco por detrás de su cambio de rumbo. Por lo tanto, después de un ligero giro de la aeronave a la derecha, hay un breve momento cuando la aeronave está en movimiento a lo largo de su trayectoria original, pero su eje longitudinal está apuntando ligeramente hacia la derecha.
El avión está momentáneamente derrapando hacia los lados, y durante ese momento (ya que se supone que, si bien el movimiento de giro se ha detenido, el exceso de presión en el lado izquierdo de la aleta aún persiste) hay necesariamente una tendencia a que la aeronave se gire parcialmente de vuelta a la izquierda. Es decir, hay una tendencia de restauración momentánea causada por la aleta.
Esta tendencia de restauración se desarrolla lentamente y cesa cuando la aeronave deje de derrapar. Cuando cesa, la aeronave está volando en una dirección ligeramente diferente de la dirección original. En otras palabras, no va a volver por si misma al rumbo original; el piloto debe volver a establecer el rumbo inicial.
Una pequeña mejora de la estabilidad direccional se puede obtener a través de la flecha. La flecha se incorpora en el diseño del ala primeramente para retrasar la aparición de la compresión a alta velocidad de vuelo. En los aviones más livianos y lentos, la flecha ayuda en la localización del centro de presión en la relación correcta con el CG. Un avión estable longitudinalmente se construye con el centro de presión detrás del CG.
Debido a razones estructurales, los diseñadores de aviones a veces no pueden unir las alas con el fuselaje en el punto exacto que desean. Si tienen que montar las alas demasiado hacia delante, y en ángulo recto con el fuselaje, el centro de presión no estaría lo suficientemente atrasado para dar lugar a la cantidad deseada de estabilidad longitudinal.
Mediante la incorporación de flecha en las alas, sin embargo, los diseñadores pueden mover el centro de presión hacia la parte posterior. La cantidad de la flecha y la posición de las alas colocan el centro de presión en el lugar correcto.
La contribución de las alas a la estabilidad direccional estática es generalmente pequeña. El ala en flecha proporciona una contribución estable dependiendo de la cantidad de la flecha, pero la contribución es relativamente pequeña en comparación con otros componentes.
Oscilaciones direccionales libres (Balanceo del holandés)
El balanceo del holandés es una oscilación acoplada lateral / direccional que es usualmente dinámicamente estable pero no es seguro en un avión debido a la naturaleza oscilatoria. La amortiguación del modo de oscilación puede ser fuerte o débil dependiendo de las propiedades de la aeronave en particular.
Si el avión tiene el ala derecha hacia abajo, el ángulo de deslizamiento lateral positivo corrige el ala lateralmente antes que la nariz se vuelve a alinear con el viento relativo. Cuando el ala corrige la posición, una oscilación direccional lateral puede ocurrir resultando en que la nariz de la aeronave efectúa un ocho en el horizonte como consecuencia de dos oscilaciones (balanceo y giro), que, aunque de la misma magnitud, están fuera de fase uno con el otro.
En la mayoría de los aviones modernos, con la excepción de diseños de ala en flecha de alta velocidad, estas oscilaciones direccionales libres por lo general mueren de forma automática en muy pocos ciclos a menos que el aire sigua siendo racheado o turbulento.
Los aviones con tendencias de balanceo del holandés continuas suelen estar equipados con amortiguadores de giro giro-estabilizados. Los fabricantes tratan de llegar a un punto medio entre mucha y poca estabilidad direccional. Debido a que es más conveniente para la aeronave tener "inestabilidad en espiral" que tendencias al balanceo del holandés, la mayoría de los aviones están diseñados con esa característica.
Inestabilidad en espiral
La inestabilidad en espiral existe cuando la estabilidad estática direccional de la aeronave es muy fuerte en comparación con el efecto del diedro en el mantenimiento del equilibrio lateral. Cuando el equilibrio lateral de la aeronave se ve perturbado por una ráfaga de aire y se produce un deslizamiento lateral, la fuerte estabilidad direccional tiende a girar la nariz hacia el viento relativo resultante, mientras que el diedro relativamente débil se atrasa en la restauración del equilibrio lateral. Debido a este giro, el ala en la parte exterior del momento de giro se desplaza hacia adelante más rápido que el ala interior y, en consecuencia, su sustentación se hace mayor.
Esto produce una tendencia a alabear más que, si no se corrige por el piloto, resulta en un ángulo de alabeo cada vez más pronunciado. Al mismo tiempo, la fuerte estabilidad direccional que el gira el avión en el viento relativo esta en realidad forzando la nariz a una actitud de cabeceo más baja. Comienza una espiral descendente lenta que, si no se contrarresta por el piloto, se incrementa gradualmente en una barrena pronunciada.
Por lo general, la tasa de divergencia en el movimiento en espiral es tan gradual que el piloto puede controlar la tendencia sin ninguna dificultad.
Todos los aviones se ven afectados en alguna medida por esta característica, aunque pueden ser inherentemente estables en todos los otros parámetros normales. Esta tendencia explica por qué un avión no puede ser volado "sin manos" de forma indefinida.
Muchas investigaciones se han realizado en el desarrollo de dispositivos de control (nivelación de alas) para corregir o eliminar esta inestabilidad. El piloto debe tener cuidado en la aplicación de controles de recuperación durante las etapas avanzadas de esta condición en espiral o se pueden imponer a la estructura cargas excesivas. La recuperación indebida de la inestabilidad en espiral que lleva a fallas estructurales
en vuelo ha contribuido probablemente a más víctimas mortales en aeronaves de aviación general que cualquier otro factor.
Puesto que la velocidad del aire en la condición de espiral aumenta rápidamente, la aplicación de la fuerza en el elevador para reducir esta velocidad y subir la nariz sólo "cierra más el giro", aumentando el factor de carga. Los resultados de una espiral sin control prolongada son el fallo estructural en vuelo o estrellarse contra el suelo, o ambas cosas. Las causas más comunes por la que los pilotos se encuentran en esta situación son: la pérdida de referencia del horizonte, la incapacidad para controlar la aeronave por referencia a los instrumentos, o una combinación de ambos.
Fuerzas aerodinámicas en maniobras de vuelo
Fuerzas en virajes
Si una aeronave fuera vista en vuelo recto y nivelado desde el frente [Figura 4-28], y si las fuerzas que actúan sobre la aeronave se pudieran ver, la sustentación y el peso serían evidentes: dos fuerzas. Si la aeronave se encontrara inclinada sería evidente que la sustentación no actúa directamente en oposición al peso, sino que actúa en la dirección del alabeo. Una realidad básica acerca de los virajes: cuando las aeronaves alabean, la sustentación actúa hacia dentro del viraje, así como hacia arriba.
La primera Ley de Newton del movimiento, la Ley de la Inercia, establece que un objeto en reposo o
moviéndose en línea recta permanece en reposo o continúa moviéndose en línea recta hasta que actúa
sobre el alguna otra fuerza. Un avión, como cualquier objeto en movimiento, requiere de una fuerza hacia los lados para hacerla virar. En un viraje normal, esta fuerza es suministrada alabeando la aeronave a fin de que la sustentación se ejerza hacia adentro, así como hacia arriba. La fuerza de sustentación en un viraje se
divide en dos componentes perpendiculares entre sí.
Una de las componentes, que actúa verticalmente y opuesto al peso (gravedad), se denomina "componente vertical de la sustentación". La otra, que actúa horizontalmente hacia el centro del viraje, se llama "componente horizontal de la sustentación" o fuerza centrípeta. La componente horizontal de la sustentación es la fuerza que tira de la aeronave en vuelo recto para hacerla virar. La fuerza centrífuga es la "reacción igual y opuesta" de la aeronave por el cambio de dirección y actúa igual y opuesta a la componente horizontal de la sustentación.
Esto explica por qué, en un viraje correctamente ejecutado, la fuerza que gira el avión no es suministrada por el timón. El timón se utiliza para corregir cualquier desviación de la senda de la nariz y la cola de la aeronave. Un buen viraje es aquel en que la nariz y la cola de la aeronave siguen el mismo camino.
Si no se utiliza el timón en un viraje, la nariz del avión gira hacia el exterior del viraje. El timón se utiliza para traer la nariz de nuevo en línea con el viento relativo.
Un avión no se controla como un barco o un automóvil.
Para que un avión vire, debe ser alabeado. Si no se inclina, no hay fuerza disponible para hacer que se desvíe del vuelo recto. Por el contrario, cuando un avión se alabea, gira, siempre que no se deslice hacia interior del viraje.
Un buen control de la dirección se basa en el hecho de que el avión intenta virar cada vez que se inclina. Los pilotos deben tener en cuenta este hecho cuando intentan mantener el avión en vuelo recto y nivelado. Solamente alabeando la aeronave en un viraje no produce ningún cambio en la cantidad total de sustentación desarrollada. Dado que la sustentación en viraje se divide en sus componentes vertical y horizontal, la cantidad de sustentación que se opone a la gravedad y soporta el peso del avión se reduce. En consecuencia, el avión pierde altura a menos que se cree sustentación adicional. Esto se hace mediante el aumento del AOA hasta que la componente vertical de la sustentación es nuevamente igual al peso. Dado que la componente vertical de la sustentación disminuye a medida que aumenta ángulo de inclinación lateral, el AOA debe ser incrementado progresivamente para producir sustentación vertical suficiente para soportar el peso de la aeronave. Un hecho importante para que recuerden los pilotos cuando hacen virajes con altitud constante es que la componente vertical de la sustentación debe ser igual al peso para mantener la altitud.
A una velocidad dada, la velocidad a la que vira un avión depende de la magnitud de la componente horizontal de la sustentación. Se ha encontrado que la componente horizontal de la sustentación es proporcional al ángulo de alabeo, es decir, aumenta o disminuye, respectivamente, cuando el ángulo de alabeo aumenta o disminuciones. A medida que el ángulo de inclinación aumenta, la componente horizontal de sustentación aumenta, aumentando entonces la ROT (velocidad de viraje, Rate Of Turn).
En consecuencia, a una velocidad dada, la ROT se puede controlar mediante el ajuste del ángulo de alabeo. Para proporcionar una componente vertical de la sustentación suficiente para mantener la altitud en un viraje nivelado, es necesario un aumento del AOA. Dado que la resistencia de la superficie de sustentación es directamente proporcional a su AOA, la resistencia inducida aumenta cuando la sustentación se incrementa.
Esto, a su vez, provoca una pérdida de velocidad en proporción con el ángulo de alabeo. Un pequeño ángulo de alabeo resulta en una pequeña disminución en la velocidad, mientras que un gran ángulo de alabeo resulta en una gran reducción en la velocidad. Se debe aplicar un empuje adicional (potencia) para evitar una reducción en la velocidad en los virajes nivelados. La cantidad necesaria de potencia adicional es proporcional al ángulo de alabeo.
Para compensar la sustentación adicional, que resultaría si la velocidad se incrementa durante un viraje, el AOA
debe ser disminuido, o aumentar el ángulo de inclinación, si se debe mantener una altitud constante.
Si el ángulo de alabeo se mantiene constante y se disminuye el AOA, la ROT se reduce. A fin de mantener una ROT constante cuando se incrementa la velocidad, el AOA debe ser mantenido constante y aumentar del ángulo de inclinación.
Un aumento de velocidad resulta en el aumento del radio de giro, y la fuerza centrífuga es directamente proporcional al radio del giro. En un viraje ejecutado correctamente, la componente horizontal de la sustentación debe ser exactamente igual y opuesta a la fuerza centrífuga. A medida que la velocidad se incrementa en un viraje nivelado a ROT constante, el radio del viraje aumenta. Este aumento en el radio de giro provoca un aumento de la fuerza centrífuga, que debe ser compensada por un aumento en la componente horizontal de la sustentación, la cual sólo se puede incrementar aumentando el ángulo de alabeo.
En un viraje deslizando, la aeronave no está virando a la velocidad adecuada para el alabeo utilizado, ya que la aeronave está orientada hacia el exterior de la trayectoria de vuelo. El avión está inclinado demasiado para la ROT (velocidad de giro), por lo que la
componente horizontal de sustentación es mayor que la fuerza centrífuga. [Figura 4-29] El equilibrio entre la
componente horizontal de sustentación y la fuerza centrífuga se restablece, ya sea disminuyendo el ángulo de inclinación, aumentando la ROT, o una combinación de los dos cambios.
Un viraje derrapando resulta de un exceso de la fuerza centrífuga sobre la componente horizontal de sustentación, tirando de la aeronave hacia el exterior del viraje. La ROT es demasiado grande para el ángulo de inclinación. La corrección de un viraje derrapando por lo tanto implica una reducción en la ROT, un aumento en el alabeo, o una combinación de los dos cambios.
Para mantener una ROT dada, el ángulo de alabeo debe ser variado con la velocidad. Esto resulta especialmente importante en aeronaves de alta velocidad. Por ejemplo, a 350 nudos, una aeronave debe ser alabeada aproximadamente 44° para ejecutar un giro a velocidad estándar (3° por segundo). Con este ángulo de alabeo, sólo alrededor del 79 por ciento de la sustentación de la aeronave comprende la componente vertical. Esto provoca una pérdida de altura a menos que el AOA se incremente lo suficiente como para compensar la pérdida de sustentación vertical.
Fuerzas en ascensos
A fines prácticos, la sustentación del ala en un ascenso constante normal es la misma que se encuentra en un vuelo nivelado a la misma velocidad. Aunque la trayectoria de vuelo del avión cambie cuando fue establecido el ascenso, el AOA del ala con respecto a la trayectoria de vuelo inclinado vuelve prácticamente a los mismos valores, lo mismo que la sustentación.
Hay un cambio momentáneo inicial como se muestra en la figura 4-30. Durante la transición de vuelo recto y nivelado a un ascenso, se produce un cambio en la sustentación cuando se aplica presión sobre el elevador por primera vez. Elevando el morro del avión incrementa el AOA y aumenta momentáneamente la sustentación. La sustentación en este momento es mayor que el peso y comienza el ascenso del avión.
Después que la trayectoria de vuelo se estabiliza en la pendiente de ascenso, el AOA y la sustentación vuelven de nuevo a los valores de vuelo nivelado.
Si se inicia el ascenso sin cambios en la potencia, la velocidad disminuye gradualmente debido a que el empuje necesario para mantener una velocidad determinada en vuelo nivelado es insuficiente para mantener la misma velocidad en un ascenso. Cuando la trayectoria de vuelo se inclina hacia arriba, una componente de peso de la aeronave actúa en la misma dirección, y paralelamente a la resistencia total de la aeronave, lo que aumenta la resistencia efectiva total.
En consecuencia, la resistencia total es mayor que la potencia, y disminuye la velocidad. La reducción de velocidad resulta gradualmente en una disminución correspondiente en la resistencia hasta que la resistencia total (incluyendo la componente de peso que actúa en la misma dirección) es igual al empuje. [Figura 4-31]
Debido al momento del avión, el cambio de velocidad es gradual, variando considerablemente con diferencias en el tamaño de la aeronave, el peso, resistencia total, y otros factores. En consecuencia, la resistencia total es mayor que el empuje, y disminuye la velocidad.
En general, las fuerzas de empuje y resistencia, y sustentación y peso, se equilibran otra vez cuando la velocidad se estabiliza, pero a un valor inferior que en vuelo recto y nivelado a la misma potencia. Dado que el peso de la aeronave está actuando no sólo hacia abajo sino hacia atrás como resistencia mientras asciende, se requiere potencia adicional para mantener la velocidad igual que en vuelo nivelado. La cantidad de potencia depende del ángulo de ascenso. Cuando el ascenso se establece tan empinado que no se dispone de suficiente potencia, resulta en una velocidad menor.
El empuje necesario para un ascenso estable es igual a la resistencia más un porcentaje del peso en función del ángulo de ascenso. Por ejemplo, un ascenso de 10° requiere un empuje necesario para igualar la resistencia más un 17 por ciento del peso. Para subir directo hacia arriba sería necesario empuje para igualar todo el peso y la resistencia. Por lo tanto, el ángulo de ascenso para un
ascenso óptimo depende del exceso de potencia disponible para superar una parte del peso. Tenga en cuenta que los aviones son capaces de sostener un ascenso debido al exceso de empuje. Cuando el exceso de empuje desaparece, la aeronave ya no es capaz de ascender. En este punto, la aeronave ha alcanzado el "techo absoluto".
Fuerzas en descensos
Al igual que en los ascensos, las fuerzas que actúan sobre el avión pasan por cambios definidos cuando entra en descenso desde vuelo recto y nivelado. Para el siguiente ejemplo, el avión está descendiendo con la misma potencia que utiliza en vuelo recto y nivelado. Mientras se aplica presión hacia adelante a la palanca de mando para iniciar el descenso, el AOA se reduce momentáneamente. Inicialmente, el momento de la aeronave hace que el avión continúe brevemente a lo largo de la misma trayectoria de vuelo. En ese instante, el AOA disminuye causando la disminución de la sustentación total. Con el peso siendo ahora mayor que la sustentación, el avión comienza a descender. Al mismo tiempo, la trayectoria de vuelo pasa de nivelado a una trayectoria de vuelo descendente. No hay que confundir una reducción de la sustentación con la incapacidad de generar suficiente sustentación para mantener un vuelo nivelado. La trayectoria de vuelo
está siendo manipulada con el empuje disponible y con
el elevador.
Para descender a la misma velocidad que la utilizada en vuelo recto y nivelado, la potencia debe reducirse cuando se inicia el descenso. La componente de peso que actúa hacia adelante a lo largo de la trayectoria de vuelo aumenta a medida que el ángulo de descenso aumenta y, por el contrario, disminuye a medida que el ángulo de descenso disminuye.
Pérdidas
La pérdida en una aeronave resulta de una rápida disminución en la sustentación causada por la separación del flujo de aire de la superficie superior del ala provocada por exceder el AOA crítico. Una pérdida puede ocurrir a cualquier actitud de cabeceo o velocidad. Las pérdidas son una de las áreas más incomprendidas de la aerodinámica, porque los pilotos a menudo creen que un perfil deja de producir sustentación cuando entra en pérdida.
En una pérdida, el ala no dejó de producir totalmente sustentación.
Por el contrario, no puede generar la sustentación adecuada para mantener el vuelo nivelado. Dado que el CL aumenta con el aumento del AOA, en algún momento CL es máximo y luego comienza a disminuir. Este pico se llama CL-MAX. La cantidad de sustentación que produce el ala disminuye dramáticamente después de haber sobrepasado el CLMAX o AOA crítico, pero como se ha dicho, no se detiene completamente la producción de sustentación.
En la mayoría de las aeronaves de ala recta, el ala está diseñada para entrar en pérdida primero en la raíz del ala. La raíz del ala alcanza su AOA crítico primero haciendo progresar la pérdida hacia afuera, hacia la punta del ala. Al entrar en pérdida la raíz del ala en primer lugar, la eficacia del alerón se mantiene en la punta de las alas, manteniendo la controlabilidad de la aeronave. Varios métodos de diseño se utilizan para lograr la pérdida de la raíz del ala primero.
En un diseño, el ala es "retorcida" a un AOA superior en la raíz del ala. La instalación de franjas de pérdidas en los primeros 20-25 por ciento de borde de ataque del ala es otro método para producir una pérdida antes de tiempo.
El ala nunca deja de producir sustentación por completo en una condición de pérdida. Si así fuera, el avión caería a la Tierra. La mayoría de los aviones de entrenamiento están diseñados para que la nariz de la aeronave caiga en una pérdida, reduciendo el AOA y así salir de la pérdida. La tendencia "nariz abajo" se debe a que el CL está detrás del CG. El rango de CG es muy importante cuando se trata de las características de recuperación de una pérdida. Si se permite a una aeronave operar fuera del CG, el piloto puede tener dificultades para recuperarse de una pérdida. La violación más crítica del CG se produce cuando se opera con un CG que excede el límite posterior.
En esta situación, un piloto puede no ser capaz de generar la suficiente fuerza con el elevador para contrarrestar el exceso de peso detrás del CG. Sin la capacidad de disminuir el AOA, la aeronave continúa en un estado de pérdida hasta que llegue al suelo.
La velocidad de pérdida de una aeronave en particular no es un valor fijo para todas las situaciones de vuelo, pero una aeronave siempre entra en pérdida al mismo AOA, independientemente de la velocidad, peso, factor de carga, o altitud de densidad. Cada avión tiene un AOA particular en el que el flujo de aire se separa de la superficie superior del ala y se produce la pérdida. Este AOA crítico varía de 16° a 20° dependiendo del diseño de la aeronave. Pero cada avión tiene un solo AOA específicos en el que se produce la pérdida.
Hay tres situaciones de vuelo en las que se puede superar el AOA crítico: baja velocidad, alta velocidad y giros.
La aeronave puede entrar en pérdida en vuelo recto y nivelado por volar muy despacio. A medida que la velocidad disminuye, el AOA se debe aumentar para mantener la sustentación necesaria para mantener la altitud. Cuanto menor sea la velocidad, tanto más se debe aumentar el AOA. Eventualmente, se alcanza un AOA que resulta en que el ala no produce suficiente sustentación para soportar la aeronave la cual se hunde.
Si la velocidad se reduce aún más, la aeronave entra en pérdida, ya que el AOA ha superado el ángulo crítico y el flujo de aire sobre el ala se ve interrumpido.
No es necesario baja velocidad para producir una pérdida de sustentación. El ala puede ser llevada a un AOA excesivo a cualquier velocidad. Por ejemplo, una aeronave se encuentra en un picado con una velocidad de 100 nudos, cuando el piloto tira considerablemente del control del elevador. [Figura 4-32]
La gravedad y la fuerza centrífuga previenen una alteración inmediata de la trayectoria de vuelo, pero el AOA de la aeronave cambia abruptamente de muy bajo a muy alto. Dado que la trayectoria de vuelo de la aeronave en relación con el aire que se aproxima determina la dirección del viento relativo, el AOA aumenta repentinamente, y el avión llegaría al ángulo de pérdida a una velocidad mucho mayor que la velocidad de pérdida normal.
La velocidad de pérdida de un avión es también más alta en un giro nivelado que en vuelo recto y nivelado. [Figura 4-33]
La fuerza centrífuga se añade al peso de la aeronave y el ala debe producir suficiente sustentación adicional para compensar la carga impuesta por la combinación de la fuerza centrífuga y el peso. En un giro, la sustentación adicional necesaria se obtiene mediante la aplicación de presión sobre el control del elevador. Esto aumenta el AOA del ala, y resulta en mayor sustentación. El AOA debe aumentar al aumentar el ángulo de inclinación para contrarrestar el aumento de la carga causada por la fuerza centrífuga.
Si en algún momento durante el giro ele AOA se hace excesivo, la aeronave entra en pérdida.
En este momento, la acción de la aeronave durante una pérdida debe ser examinada. Para equilibrar un avión aerodinámicamente, el CL normalmente se encuentra detrás del CG. Aunque esto hace que el avión sea pesado de nariz, la corriente descendente en el
estabilizador horizontal contrarresta esta condición. En la pérdida, cuando la fuerza hacia arriba de la sustentación del ala y la fuerza de la cola hacia abajo cesan, existe una condición de desequilibrio. Esto permite a la aeronave picar bruscamente, girando alrededor de su CG. Durante esta actitud de nariz abajo, el AOA se reduce y la velocidad aumenta de nuevo. El flujo suave de aire sobre el ala comienza de nuevo, vuelve la sustentación, y el avión está volando de nuevo. Una altura considerable se puede perder antes de que este ciclo se complete.
La forma del perfil aerodinámico y la degradación de esa forma también se deben considerar en un análisis de pérdidas. Por ejemplo, si el hielo, la nieve y las heladas se acumulan en la superficie de un avión, el flujo de aire suave sobre el ala se ve interrumpido. Esto hace que la capa límite se separe a un AOA inferior al del ángulo crítico.
La sustentación se reduce considerablemente, alterando la performance esperada del avión. Si se deja que se forme hielo en el avión durante el vuelo [Figura 4-34], el peso de la aeronave se incrementa mientras que la capacidad para generar sustentación es menor. Tan sólo 0,8 milímetros de hielo en la superficie superior del ala aumenta la resistencia y reduce la sustentación en un 25 por ciento.
Los pilotos pueden encontrar engelamiento en cualquier época del año, en cualquier parte del país, en altitudes de hasta 18.000 pies y a veces más. Los aviones pequeños, incluyendo los aviones de pasajeros regionales, son más vulnerables porque vuelan a altitudes más bajas, donde el hielo es más frecuente.
También carecen de mecanismos comunes en los aviones jet que impiden la acumulación de hielo por calentamiento de los bordes de ataque de las alas.
El engelamiento puede ocurrir en las nubes cuando la temperatura cae por debajo de la de congelación y gotas superfrias se acumulan en un avión y se congelan. (Gotas super-frias siguen siendo líquidas a pesar de que la temperatura está por debajo de 32° Fahrenheit (F), o 0° Celsius (C)).