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Rendimientos de la Aeronave I

Updated: Sep 9, 2021


Introducción


En este capítulo se analizan los factores que afectan el rendimiento o performance del avión, que incluyen el peso de la aeronave, las condiciones atmosféricas, entorno de la pista, y las leyes físicas fundamentales que rigen las fuerzas que actúan sobre un avión.



Importancia de los datos de performance


La sección de información operativa o performance del Manual de Vuelo de la aeronave/Manual del Piloto (AFM/POH) contiene los datos operativos de la aeronave, es decir, los datos relativos al despegue, ascenso, alcance, autonomía, descenso y aterrizaje. El uso de estos datos en las operaciones de vuelo es obligatorio para un funcionamiento seguro y eficiente.


A través del estudio de este material se puede ganar un conocimiento considerable y familiarización con la aeronave.


Se debe destacar que la información de los fabricantes y los datos proporcionados en el AFM/POH no están estandarizados. Algunos muestran los datos en forma de tabla, mientras otros usan gráficos. Además, los datos de rendimiento, o performance, se pueden presentar basados en las condiciones atmosféricas estándar, altitud de presión, o altitud de densidad. La información de performance en el AFM/POH tiene poco o ningún valor a menos que el usuario reconozca esas variaciones y haga los ajustes necesarios.


Para ser capaz de usar en forma práctica las capacidades y limitaciones de la aeronave, es esencial comprender el significado de los datos operativos. El piloto debe ser consciente de las bases de los datos de rendimiento, así como el significado de los distintos términos utilizados para expresar las capacidades y limitaciones.


Como las características de la atmósfera tienen un efecto importante en la performance, es necesario revisar dos factores dominantes: la presión y la temperatura.



Estructura de la Atmósfera



La atmósfera es una envoltura de aire que rodea la Tierra y descansa sobre su superficie. Es parte de la Tierra como la tierra y el agua. Sin embargo, el aire difiere de la tierra y el agua en cuanto que es una mezcla de gases. Tiene masa, peso y forma indefinida.


El aire, como cualquier otro fluido, es capaz de fluir y cambiar su forma cuando se somete aún a pequeñas presiones debido a la falta de fuerte cohesión molecular.


Por ejemplo, el gas llena completamente cualquier recipiente en el que se coloca, expandiéndose o contrayéndose para ajustar su forma a los límites del contenedor.


La atmósfera está compuesta de 78 por ciento de nitrógeno, 21 por ciento de oxígeno, y 1 por ciento de otros gases, tales como argón o helio. La mayor parte del oxígeno está contenido por debajo de los 35.000 pies de altitud.



Presión atmosférica


Aunque hay varios tipos de presión, los pilotos se refieren principalmente a la presión atmosférica. Es uno de los factores básicos en los cambios de tiempo, ayuda a sustentar la aeronave, y acciona algunos de los instrumentos de vuelo más importantes de la aeronave.


Estos instrumentos incluyen al altímetro, el indicador de velocidad (ASI), el indicador de velocidad vertical, y el indicador de presión de admisión.


Aunque el aire es muy ligero, tiene masa y se ve afectado por la atracción de la gravedad. Por lo tanto, como cualquier otra sustancia, tiene peso; y como tiene peso, tiene fuerza. Puesto que es una sustancia fluida, esta fuerza se ejerce igualmente en todas las direcciones, y su efecto sobre los cuerpos en el aire se llama presión. En condiciones estándar a nivel del mar, la presión media ejercida por el peso de la atmósfera es aproximadamente 1,03 Kg/cm


La densidad del aire tiene efectos significativos en el rendimiento de la aeronave. El aire al volverse menos denso, reduce:

• Potencia, ya que el motor toma en menos aire.

• Empuje, porque la hélice es menos eficiente en el aire fino.

• Sustentación, ya que el aire ejerce menos fuerza sobre los perfiles aerodinámicos.



La presión de la atmósfera varía con el tiempo y la altitud. Debido a la presión atmosférica cambiante, se desarrolló una referencia estándar. La atmósfera estándar a nivel del mar tiene una temperatura de 15 grados Celsius (°C) o 59 grados Fahrenheit (ºF) y una presión de 1013,2 milibares (mb) o 29,92 pulgadas de mercurio ("Hg). [Figura 10-1]





Un gradiente de temperatura estándar es aquel en el que la temperatura disminuye a un ritmo aproximado de 2 °C o 3,5 °F por cada mil pies hasta 36.000 pies. Por sobre este punto, la temperatura se considera constante hasta los 80.000 pies. Un gradiente de presión estándar es aquel en el que la presión disminuye a un ritmo aproximado de 34 mb o 1 "Hg por cada 1.000 pies de ganancia de altura hasta 10.000 pies. [Figura 10-2] La Organización de Aviación Civil Internacional (OACI) ha establecido esto como un estándar en todo el mundo, y se refiere a menudo como Atmósfera Estándar Internacional (ISA) o Atmósfera Estándar OACI.





Cualquier temperatura o presión que difiera de los gradientes estándar se considera temperatura y presión no estándar. Los ajustes para temperaturas y presiones no estándar se proporcionan en los gráficos de rendimiento del fabricante.


Dado que todo el rendimiento del avión se compara y evalúa con respecto a la atmósfera estándar, todos los instrumentos de los aviones están calibrados para la atmósfera estándar. Por lo tanto, algunas correcciones se aplican a la instrumentación, así como el rendimiento de la aeronave, si las condiciones de operación reales no se ajustan a la atmósfera estándar. Con el fin de representar adecuadamente la atmósfera no estándar, deben ser definidos ciertos términos relacionados.



Altitud de Presión


Altitud de presión es la altura sobre el plano de referencia estándar (SDP, standard datum plane). El altímetro del avión es esencialmente un barómetro sensible calibrado para indicar la altitud en la atmósfera estándar. Si el altímetro está configurado para 29,92"Hg o 1013 mb SDP, la altitud indicada es la altitud de presión, altitud en atmósfera estándar correspondiente a la presión medida. El SDP es un nivel teórico donde la presión de la atmósfera es 1013 mb o 29,92 "Hg y el peso del aire es 2

de 1,03 Kg/cm o 14,7 psi (libras por pulgada cuadrada). Al cambiar la presión atmosférica, el SDP puede estar por debajo, en o sobre el nivel del mar. La altitud de presión es importante para determinar el rendimiento del avión, así como para la asignación de niveles de vuelo para las aeronaves.



La altitud de presión se puede determinar por cualquiera de los tres métodos:


1. Estableciendo la escala barométrica del altímetro a 1013 mb o 29,92 "Hg y leyendo la altitud indicada, o

2. Aplicando un factor de corrección a la altitud indicada de acuerdo al "ajuste altimétrico" informado, o

3. Mediante el uso de una computadora de vuelo.




Altitud de Densidad



El término más apropiado para correlacionar el rendimiento aerodinámico en la atmósfera no estándar es la altitud de densidad, altitud en la atmósfera estándar correspondiente a un valor particular de la densidad del aire.



La altitud de densidad es la altitud de presión corregida por temperatura no estándar. Al incrementarse la densidad del aire (menor altitud de densidad), la performance de la aeronave aumenta. A la inversa, al disminuir la densidad del aire (mayor altitud de densidad), disminuye el rendimiento del avión. Un descenso en la densidad del aire significa una mayor altitud de densidad; un aumento en la densidad del aire significa una menor altitud de densidad.


La altitud de densidad se utiliza en el cálculo del rendimiento de las aeronaves. Bajo condiciones atmosféricas estándar, el aire en cada nivel de la atmósfera tiene una densidad específica; bajo condiciones estándar, la altitud de presión y la altitud de densidad indican el mismo nivel.


La altitud de densidad, entonces, es la distancia vertical sobre el nivel del mar en la atmósfera estándar a la que se encuentra una determinada densidad.


El cálculo de la altitud de densidad implica considerar la presión (altitud de presión) y la temperatura. Dado que los datos de rendimiento de las aeronaves a cualquier nivel se basa en la densidad del aire en condiciones de un día estándar, tales datos de performance se aplican a niveles de densidad del aire que pueden no ser idénticos a las indicaciones del altímetro. Bajo condiciones por encima debajo del estándar, estos niveles no pueden ser determinados directamente del altímetro.


La altitud de densidad se determina encontrando primero la altitud de presión, y corrigiendo luego esta altitud por variaciones de temperatura no estándar.



Dado que la densidad varía directamente con la presión, e inversamente con la temperatura, una altitud de presión dada puede existir para un amplio rango de temperatura, permitiendo variar a la densidad. Sin embargo, una densidad conocida se produce para cualquier temperatura y altitud de presión. La densidad del aire, por supuesto, tiene un efecto pronunciado sobre el rendimiento de la aeronave y del motor. Independientemente de la altura real a la que está operando la aeronave, se comportará como si estuviera operando a una altitud igual a la altitud de densidad existente.



Por ejemplo, cuando se ajusta en 29,92 "Hg, el altímetro puede indicar una altitud de presión de 5.000 pies. De acuerdo con el AFM/POH, la carrera de despegue puede requerir una distancia de 240 metros en condiciones de temperatura estándar.


Sin embargo, si la temperatura está 20 °C por sobre el estándar, la expansión del aire aumenta el nivel de densidad. Utilizando los datos de corrección de temperatura a partir de tablas o gráficos, o derivando la altitud de densidad con una computadora, se puede encontrar que el nivel de densidad es superior a 7.000 pies, y la carrera puede estar cercana a los 300 metros.


La densidad del aire se ve afectada por cambios en la altitud, temperatura, y humedad. Una gran altitud de densidad se refiere un aire fino mientras baja altitud de densidad se refiere a aire denso. Las condiciones que dan lugar a una gran altitud de densidad son elevaciones altas, bajas presiones atmosféricas, temperaturas altas, humedad alta, o alguna combinación de estos factores. Elevaciones más bajas, presión atmosférica alta, bajas temperaturas y baja humedad son más indicativas de una baja altitud densidad.


Usando un computador de vuelo, la altitud de densidad se puede calcular ingresando la altitud de presión y temperatura del aire exterior al nivel de vuelo. La altitud de la densidad también puede ser determinada usando la tabla y el gráfico en las Figuras 10-3 y 10-4.







Efectos de la presión sobre la densidad



Puesto que el aire es un gas, se puede comprimir o expandir. Cuando el aire se comprime, una mayor cantidad de aire puede ocupar un volumen dado. A la inversa, cuando la presión en un volumen dado de aire se disminuye, el aire se expande y ocupa un mayor espacio. Es decir, la columna de aire original a una presión más baja contiene una masa más pequeña de aire. En otras palabras, la densidad disminuye. De hecho, la densidad es y directamente proporcional a la presión. Si se duplica la presión, la densidad se duplica, y si se baja la presión, también baja la densidad. Esta afirmación es verdadera solamente a una temperatura constante.


Efectos de la temperatura sobre la densidad


Incrementar la temperatura de una sustancia disminuye su densidad. A la inversa, disminuir la temperatura aumenta la densidad. Por lo tanto, la densidad del aire varía inversamente con la temperatura. Esta afirmación es verdadera solamente a presión constante.


En la atmósfera, tanto la temperatura como la presión disminuyen con la altitud, y tienen efectos contradictorios sobre la densidad. Sin embargo, la relativamente rápida caída de la presión al aumentar la altura por lo general tiene el efecto dominante. Por lo tanto, los pilotos pueden esperar un descenso de la densidad con la altitud.



Efectos de la humedad sobre la densidad



Los párrafos anteriores se basan en la suposición de aire perfectamente seco. En realidad, nunca es totalmente seco. La pequeña cantidad de vapor de agua en suspensión en la atmósfera puede ser insignificante en ciertas condiciones, pero en otras condiciones la humedad puede llegar a ser un factor importante en el rendimiento de una aeronave. El vapor de agua es más liviano que el aire y, en consecuencia, el aire húmedo es más liviano que el aire seco. Por lo tanto, al incrementarse el contenido de agua, el aire se hace menos denso, aumentando la altitud de densidad y disminuyendo el rendimiento. Es más liviano o menos denso cuando, para unas condiciones dadas, contiene la cantidad máxima de vapor de agua.


La humedad, también llamada humedad relativa, se refiere a la cantidad de vapor de agua contenido en la atmósfera, y se expresa como un porcentaje de la máxima cantidad de vapor de agua que puede contener el aire. Esta cantidad varía con la temperatura; el aire caliente puede contener más vapor de agua, mientras que el aire frío puede contener menos. El aire perfectamente seco que no contiene vapor de agua tiene una humedad relativa de cero por ciento, mientras que el aire saturado que no puede retener más vapor de agua tiene una humedad relativa del 100 por ciento. La humedad por si sola generalmente no se considera un factor esencial en el cálculo de la altitud de densidad y performance de la aeronave; sin embargo, contribuye.


Cuanto mayor sea la temperatura, el aire puede contener mayor cantidad de vapor de agua. Al comparar dos masas de aire separadas, la primera cálida y húmeda (ambas cualidades hacen el aire más liviano) y la segunda fría y seca (ambas cualidades lo hacen más pesado), la primera debe ser menos densa que la segunda. La presión, temperatura, y humedad tienen una gran influencia en el rendimiento del avión debido a su efecto sobre la densidad. No hay una regla o un gráfico usado para calcular los efectos de la humedad sobre la altitud de densidad, pero debe ser tenida en cuenta. Espere una disminución en el rendimiento general en condiciones de alta humedad.


Performance



Performance, o rendimiento, es un término usado para describir la capacidad de una aeronave para lograr ciertas cosas que la hacen útil para ciertos propósitos.


Por ejemplo, la capacidad de una aeronave para aterrizar y despegar en una distancia muy corta es un factor importante para el piloto que opera en pistas de aterrizaje cortas, sin preparar. La capacidad de llevar cargas pesadas, volar a grandes alturas a altas

velocidades, o viajar largas distancias es esencial para los operadores de líneas aéreas y aviones de tipo ejecutivo.



Los factores principales más afectados por la performance son la distancia de despegue y aterrizaje, velocidad de ascenso, techo, carga útil, alcance, velocidad, maniobrabilidad, estabilidad y economía de combustible. Algunos de estos factores son a menudo directamente opuestos: por ejemplo, alta velocidad versus corta distancia de aterrizaje, largo alcance contra gran carga útil, y alta tasa de ascenso contra economía de combustible. Es la preeminencia de uno o más de estos factores lo que dicta las diferencias entre las aeronaves y explica el alto grado de especialización que se encuentra en los aviones modernos.


Los diversos ítems del rendimiento de una aeronave resultan de la combinación de características de la aeronave y motor. Las características aerodinámicas de la aeronave generalmente definen los requerimientos de potencia y empuje en diversas condiciones de vuelo, mientras que las características del grupo motopropulsor generalmente definen la potencia y empuje disponible en diversas condiciones de vuelo. La adaptación de la configuración aerodinámica con el motor lo realiza el fabricante para proporcionar el máximo rendimiento a la condición de diseño específica (por ejemplo, alcance, autonomía, y ascenso).



Vuelo Recto y Nivelado



Todos los componentes principales de la performance de vuelo implican condiciones de vuelo estable y en equilibrio. Para que el avión permanezca en vuelo estable, y nivelado, se debe obtener un equilibrio igualando la sustentación con el peso de la aeronave y el empuje del motor con la resistencia de la aeronave.


Por lo tanto, la resistencia define el empuje necesario para mantener un vuelo estable y nivelado. Como se presentó en el capítulo Aerodinámica del vuelo, todas las partes de un avión contribuyen a la resistencia, ya sea inducida (por las superficies de sustentación) o resistencia parásita.



Mientras que la resistencia parásita predomina a alta velocidad, la resistencia inducida predomina a baja

velocidad. [Figura 10-5] Por ejemplo, si una aeronave en condiciones de vuelo recto a 100 nudos luego se acelera a 200 nudos, la resistencia parásita se hace cuatro veces mayor, pero la potencia necesaria para superar esa resistencia es ocho veces el valor original.





A la inversa, cuando la aeronave se opera en vuelo recto y nivelado a dos veces la velocidad, la resistencia inducida es de un cuarto del valor original, y la potencia necesaria para superar la resistencia es sólo la mitad del valor original.



Cuando una aeronave está en vuelo recto y nivelado, debe prevalecer una condición de equilibrio. La condición de vuelo no acelerado se logra con la aeronave compensada para que la sustentación iguale al peso y el empuje del motor iguale la resistencia de la aeronave.


La velocidad máxima de vuelo nivelado de la aeronave se obtiene cuando la potencia o empuje requerido es igual a la máxima potencia o empuje disponible por el grupo motor. [Figura 10-6]







La velocidad mínima de vuelo nivelado no se define generalmente por el requerimiento de empuje o potencia ya que generalmente predominan las condiciones de pérdida o problemas de estabilidad y control.



Performance de ascenso



El rendimiento de ascenso es resultado del uso de la energía potencial de los aviones provista por uno, o una combinación de dos factores. El primero es el uso del exceso de potencia por encima de la necesaria para el vuelo nivelado. Un avión equipado con un motor capaz de 200 caballos de fuerza (a una altitud dada), pero que usa 130 HP para mantener el vuelo nivelado (a una velocidad dada) tiene 70 HP en exceso disponibles para el ascenso. Un segundo factor es que la aeronave puede intercambiar su energía cinética y aumentar su energía potencial reduciendo de su velocidad. La reducción de la velocidad aumenta la energía potencial de la aeronave haciendo entonces ascender la aeronave.


Ambos términos, potencia y empuje se utilizan a menudo en el rendimiento del avión sin embargo, no deben ser confundidos.


Aunque los términos "potencia" y "empuje" a veces se utilizan indistintamente, implicando erróneamente que son sinónimos, es importante distinguir entre los dos cuando se habla de la performance de ascenso. El trabajo es el producto de una fuerza que se mueve a través de una distancia y es generalmente independiente del tiempo. El trabajo se mide por varios estándares, la unidad más común se llama kilográmetro. Si una masa de un kilo se levanta un metro, se ha realizado una unidad de trabajo de un kilográmetro. La unidad común de potencia mecánica es el caballo de fuerza; un HP (HorsePower) es el trabajo equivalente a levantar 76 kilos a una distancia vertical de un metro en un segundo. El término potencia implica ritmo de trabajo o unidades de trabajo por unidad de tiempo, y como tal es función de la velocidad a la que se desarrolla la fuerza.


El empuje, también una función de trabajo, significa la fuerza que impone un cambio en la velocidad de una masa. Esta fuerza se mide en kilos pero no tiene ningún elemento de tiempo o ritmo. Se puede decir entonces, que durante un ascenso constante, la velocidad de ascenso es función del empuje en exceso.


Esta relación significa que, para un peso dado de un avión, el ángulo de ascenso depende de la diferencia entre empuje y resistencia, o el exceso de potencia. [Figura 10-7]




Por supuesto, cuando el exceso de empuje es cero, la inclinación de la trayectoria de vuelo es cero, y la aeronave se encuentra en vuelo nivelado.


Cuando el empuje es mayor que la resistencia, el exceso de empuje permite un ángulo de ascenso dependiendo del valor del exceso de empuje. Por otra parte, cuando el empuje es menor que la resistencia, la deficiencia de empuje permite un ángulo de descenso.


El interés más inmediato en la performance del ángulo de ascenso implica el franqueamiento de obstáculos. El propósito más obvio para las cuales podría ser usada es para evitar los obstáculos al despegar de aeródromos cortos o confinados.



El máximo ángulo de ascenso ocurre donde existe la mayor diferencia entre empuje disponible y empuje necesario; es decir, para el avión de propulsión a hélice, el máximo exceso de empuje y ángulo de ascenso se producirá a cierta velocidad por encima de la velocidad de pérdida. Por lo tanto, si es necesario salvar un obstáculo después del despegue, el avión a hélice alcanzará el máximo ángulo de ascenso a una velocidad cercana a, si no la misma, velocidad de despegue.


De mayor interés en la performance de ascenso son los factores que afectan la tasa de ascenso. La velocidad vertical de una aeronave depende de la velocidad y la pendiente de la trayectoria de vuelo. De hecho, la velocidad de ascenso es la componente vertical de la velocidad de la trayectoria de vuelo.


Para la velocidad de ascenso, la velocidad máxima ocurrirá donde exista la mayor diferencia entre la potencia disponible y la potencia requerida. [Figura 10.8]









La relación anterior significa que, para un peso dado de una aeronave, la velocidad de ascenso depende de la diferencia entre la potencia disponible y la potencia requerida, o el exceso de potencia. Por supuesto, cuando el exceso de potencia es cero, la velocidad de ascenso es cero y el avión está en vuelo nivelado.


Cuando la potencia disponible es mayor que la potencia requerida, el exceso de potencia permitirá una velocidad de ascenso específica a la magnitud del exceso de potencia.


Durante un ascenso constante, la velocidad de ascenso dependerá de exceso de potencia, mientras que el ángulo de ascenso es función del exceso de empuje.


El desempeño en el ascenso de una aeronave se ve afectado por ciertas variables. Las condiciones del máximo ángulo de ascenso o la máxima velocidad de ascenso se producen a velocidades específicas, y las variaciones de velocidad producen variaciones en la

performance de ascenso. Hay margen suficiente en la mayoría de las aeronaves por lo que pequeñas variaciones de la velocidad óptima no producen grandes cambios en la performance de ascenso, y ciertas consideraciones operacionales pueden requerir velocidades ligeramente diferentes de la óptima. Por supuesto, la performance de ascenso será más crítica con gran peso bruto, a gran altura, en zonas de despegue con obstáculos, o durante el mal funcionamiento del motor. Entonces, son necesarias las velocidades óptimas de ascenso.


El peso tiene un efecto muy marcado sobre el rendimiento del avión. Si se añade peso a una aeronave, debe volar a un mayor ángulo de ataque (AOA) para mantener una altura y velocidad dada. Esto aumenta la resistencia inducida de las alas, así como la resistencia parásita de la aeronave. Mayor resistencia significa que se necesita empuje adicional para superarla, que a su vez significa que hay disponible un menor empuje de reserva para el ascenso. Los diseñadores de aviones

hacen gran esfuerzo para reducir el peso al mínimo, ya que tiene un muy efecto marcado sobre los factores relacionados con el rendimiento.



Un cambio en el peso de un avión produce un doble efecto en la performance de ascenso. Primero, un cambio en el peso cambia la resistencia y la potencia requerida. Esto altera la potencia disponible de reserva, lo que a su vez, afecta tanto el ángulo de ascenso como la velocidad de ascenso. Segundo, un aumento de peso reduce la máxima velocidad de ascenso, pero la aeronave debe operar a una velocidad de ascenso mayor para alcanzar una máxima velocidad de ascenso menor.



Un aumento de la altitud también aumentará la potencia requerida y disminuirá la potencia disponible. Por lo tanto, la performance de ascenso de un avión disminuye con la altitud. Las velocidades para máxima tasa de ascenso, máximo ángulo de ascenso, y velocidades máxima y mínima de vuelo nivelado varían con la altitud. Al incrementar la altitud, estas diferentes velocidades finalmente convergen en el techo absoluto de la aeronave. En el techo absoluto, no hay exceso de potencia y sólo una velocidad permitirá el vuelo estable, nivelado. Por consiguiente, el techo absoluto de una aeronave produce velocidad de ascenso cero. El techo de servicio es la altitud a la cual la aeronave no es capaz de ascender a una velocidad mayor que 100 pies por minuto (fpm). Por lo general, estos puntos de referencia de performance específicos se proporcionan para una configuración de diseño específico.[Figura 10-9]






Al discutir el rendimiento, con frecuencia es conveniente utilizar los términos relación de potencia, carga alar, carga de pala, y carga de disco. La relación de potencia se expresa en kilos (o libras) por caballo de fuerza y se obtiene dividiendo el peso total de la aeronave por la potencia nominal del motor. Es un factor importante en las capacidades de despegue y ascenso de un avión. La carga alar se expresa en kilos por metro cuadrado (o libras por pie cuadrado) y se obtiene dividiendo el peso total de un avión por el área de ala (incluyendo alerones). Es la carga alar la que determina la velocidad de aterrizaje. La carga de pala se expresa en libras por pie cuadrado y se obtiene dividiendo el peso total de un helicóptero por el área de las palas del rotor. La carga de pala no se debe confundir con la carga de disco, que es el peso total de un helicóptero dividido por el área del disco barrido por las palas del rotor.



Performance de alcance



La capacidad de una aeronave para convertir la energía del combustible en distancia de vuelo es uno de los ítems más importantes en la performance de la aeronave. En las operaciones de vuelo, el problema de la operación de alcance eficiente de una aeronave aparece en dos formas generales:



1. Extraer la distancia máxima de vuelo de una carga de combustible dada.


2. Volar una distancia especifica con un gasto mínimo de combustible


Un elemento común para cada uno de estos problemas operativos es el alcance específico; esto es, millas náuticas (NM) de distancia volada frente a la cantidad de combustible consumida. El alcance debe claramente distinguirse de la autonomía. El alcance implica la

consideración de la distancia de vuelo, mientras que la autonomía implica la consideración de tiempo de vuelo.


Por lo tanto, es conveniente definir un término separado, la autonomía específica.





El flujo de combustible se puede definir en kilos o litros (libras o galones). Si se desea la máxima autonomía, la condición de vuelo deberá asegurar un flujo de combustible mínimo. En la Figura 10-10 en el punto A la velocidad es baja y el flujo de combustible es alto.


Esto podría ocurrir durante las operaciones en tierra o al despegar y ascenso. Al incrementase la velocidad, los

requisitos de potencia disminuyen debido a factores aerodinámicos y el flujo de combustible disminuye hasta el punto B. Este es el punto de máxima autonomía. Más allá de este punto los aumentos de velocidad tienen un costo. Los aumentos de velocidad requieren potencia adicional y el flujo de combustible aumenta con esta potencia adicional.


Las operaciones de vuelo de crucero para máximo alcance deben llevarse a cabo para que la aeronave obtenga máximo alcance específico durante todo el vuelo. El alcance específico se puede definir por la siguiente relación.










Si se desea el máximo alcance específico, la condición de vuelo debe proporcionar un máximo de velocidad por flujo de combustible. Mientras que el valor de pico del alcance específico proporciona máximo alcance operativo, la operación de crucero de largo alcance se recomienda generalmente en una velocidad ligeramente superior.


La mayoría de las operaciones de crucero de largo alcance se realizan en condiciones de vuelo que proporcionan el 99 por ciento del máximo alcance específico absoluto. La ventaja de esta operación es que el uno por ciento del alcance se cambia por un tres a cinco por ciento mayor velocidad de crucero.


Puesto que la mayor velocidad de crucero tiene un gran número de ventajas, el pequeño sacrificio de alcance es un buen negocio. Los valores de alcance específico en función de la velocidad se ven afectados por tres variables principales:


1. El peso total de la aeronave

2. La altitud

3. La configuración aerodinámica externa de la aeronave.



Esta es la fuente de datos operativos del alcance y la autonomía en la sección de performance del manual de

la aeronave.


El control de crucero de un avión implica que la aeronave es operada para mantener la condición recomendada de crucero de largo alcance durante todo el vuelo. Ya que el combustible se consume durante el crucero, el peso total de la aeronave varia y la velocidad óptima, altitud, y ajuste de potencia también pueden variar. El control de crucero significa el control de la velocidad óptima, la altitud y el ajuste de potencia para mantener el 99 por ciento de la condición de máximo alcance específico. Al comienzo del vuelo de crucero, el relativo alto peso inicial de la aeronave requiere valores específicos de velocidad, altitud y ajuste de potencia para producir la condición de crucero recomendada. Al consumir combustible y disminuir el peso de la aeronave, la velocidad óptima y ajuste de potencia pueden disminuir, o bien, incrementarse la altitud óptima. Además, el alcance específico óptimo se incrementará. Por lo tanto, el piloto debe proporcionar el procedimiento de control de crucero adecuado para asegurar que las condiciones óptimas se mantienen.


El alcance total depende tanto del combustible disponible como del alcance específico. Cuando el alcance y la economía de la operación son los objetivos principales, el piloto debe asegurar que la aeronave es operada a la condición de crucero de largo alcance recomendada. Con este procedimiento, la aeronave será capaz de su máximo radio operativo de diseño, o puede lograr distancias de vuelo menores que el máximo, con una reserva de combustible máxima en el destino.


Un avión de hélice combina la hélice con el motor alternativo como potencia propulsiva. El flujo de combustible se determina principalmente por la potencia al eje puesta en la hélice en lugar del empuje.


Así, el flujo de combustible puede estar directamente relacionado con la potencia requerida para mantener la aeronave en vuelo nivelado estable y los gráficos de rendimiento de potencia pueden ser sustituidos por el flujo de combustible. Este hecho permite la determinación del alcance a través del análisis de la potencia requerida versus velocidad.


La condición de máxima autonomía se obtiene en el punto de mínima potencia requerida ya que esto requiere el flujo de combustible más bajo para mantener el avión en vuelo nivelado. La condición de máximo alcance se producirá cuando la relación de velocidad con la potencia requerida es la mayor. [Figura 10-10]





La condición de máximo alcance se obtiene en la máxima relación de sustentación/resistencia (L/DMAX), y es importante tener en cuenta que para una configuración determinada, el L/DMAX se produce a un AOA y coeficiente de sustentación particular, y no se ve afectado por el peso o la altitud. Una variación en el peso altera los valores de velocidad y potencia requerida para obtener el L/DMAX. [Figura 10-11]






Las variaciones de velocidad y potencia requerida deben ser supervisadas por el piloto como parte del procedimiento de control de crucero para mantener la L/DMAX. Cuando el peso de combustible de la aeronave es una pequeña parte del peso total y el alcance del avión es pequeño, el procedimiento de control de crucero se puede simplificar esencialmente a mantener una velocidad y ajuste de la potencia constante en todo el tiempo del vuelo de crucero. Sin embargo, una aeronave de largo alcance tiene un peso de combustible que es parte considerable del peso total, y los procedimientos de control de crucero deben emplear cambios de velocidad y potencia programados para mantener las condiciones de alcance óptimo.



El efecto de la altitud en el alcance de un avión a hélice se ilustra en la Figura 10-12. Un vuelo conducido a gran altitud tiene una velocidad verdadera (TAS) mayor, y la potencia requerida es proporcionalmente mayor que cuando se realiza a nivel del mar. La

resistencia de la aeronave en altitud es la misma que la resistencia a nivel del mar, pero la mayor TAS causa una potencia requerida proporcionalmente mayor.


NOTA: La línea recta tangente a la curva de potencia a nivel del mar también es tangente a la curva de potencia en altitud.





El efecto de la altitud en el alcance específico también se puede apreciar a partir de las relaciones anteriores. Si un cambio en altitud provoca cambios idénticos en la velocidad y la potencia requerida, la proporción de la velocidad con la potencia requerida no cambiaría. El hecho implica que el alcance específico de un avión a hélice no se vería afectado por la altitud. En realidad,

esto es cierto en la medida en que el consumo específico de combustible y eficiencia de la hélice son los principales factores que podrían causar una variación del alcance específico con la altitud. Si los efectos de compresibilidad son insignificantes, cualquier variación del alcance específico con la altitud es estrictamente una función del rendimiento del motor/hélice.


Un avión equipado con un motor alternativo experimentará una variación muy pequeña, si alguna, en el alcance específico hasta su altitud absoluta. Existe una variación insignificante de consumo de combustible específico para valores de potencia al freno por debajo de la potencia máxima de crucero del motor que es el rango pobre de la operación del motor. Así, un aumento en altitud producirá una disminución del alcance específico sólo cuando el aumento de potencia requerida supere el régimen de potencia máxima de crucero del motor. Una ventaja de la sobrealimentación es que la potencia de crucero se puede mantener a gran altitud, y la aeronave puede lograr el alcance a gran altitud con el correspondiente aumento de la TAS. Las principales diferencias en el crucero de gran altitud y crucero de baja altitud son la TAS y las necesidades de combustible en ascenso.


Región de comando invertido



Las propiedades aerodinámicas de una aeronave generalmente determinan los requisitos de potencia en diferentes condiciones de vuelo, mientras que las capacidades del grupo motopropulsor generalmente determinan la potencia disponible en diversas condiciones de vuelo. Cuando una aeronave está en vuelo nivelado, debe prevalecer una condición de equilibrio. Una condición de vuelo no acelerado se logra cuando la sustentación es igual al peso, y el motor se ajusta para un empuje igual a la resistencia. La potencia requerida para alcanzar el equilibrio en un vuelo con altitud constante a velocidades diferentes se representa en la curva de potencia requerida. La curva de potencia requerida ilustra el hecho de que a bajas velocidades cerca de la pérdida o mínima velocidad controlable, el ajuste de la potencia requerida para el vuelo nivelado estable es bastante alto. Volar en la región de comando normal significa que mientras se mantiene una altitud constante, una mayor velocidad requiere un ajuste de potencia mayor y una velocidad más baja requiere un ajuste de potencia menor. La mayoría del vuelo de un avión (ascenso, crucero y maniobras) se lleva a cabo en la región de mando normal.


Volar en la región de comando invertido significa un vuelo en el que una velocidad más alta requiere una potencia menor y una velocidad más baja requiere un ajuste de potencia mayor para mantener la altitud. Esto no implica que una disminución en la potencia produce menor velocidad. La región de mando invertido se encuentra en las fases de vuelo de baja velocidad. Las velocidades de vuelo por debajo de la velocidad de máxima autonomía (punto más bajo de la curva de potencia) requieren ajustes de potencia mayores con una disminución de la velocidad. Puesto que la necesidad de aumentar la potencia requerida con la disminución de la velocidad es contraria al mando normal de vuelo, el régimen de velocidades de vuelo entre la velocidad de mínima potencia requerida y la velocidad de pérdida (o mínima velocidad de control) se denomina la región de comando invertido. En la región de comando invertido, una disminución de la velocidad debe ir acompañada por un aumento de potencia con el fin de mantener un vuelo estable.


La Figura 10-13 muestra la máxima potencia disponible como una línea curva. Los ajustes más bajos de potencia, como la potencia de crucero, también aparecen en una curva similar. El punto más bajo en la curva de potencia requerida representa la velocidad a la que la menor potencia al freno mantendría el vuelo nivelado. Esta se denomina velocidad de mayor autonomía.





Un avión volando a baja velocidad, alto ángulo de ataque, potencia de aproximación para un aterrizaje en campo corto es un ejemplo de operación en la región de comando invertido. Si se desarrolla una velocidad de descenso inaceptablemente alta, puede ser posible para el piloto reducir o detener el descenso mediante la aplicación de potencia. Pero sin usar mayor potencia, el avión probablemente entraría en pérdida o sería incapaz de hacer el flare para el aterrizaje.


Simplemente bajando la nariz del avión para recuperar velocidad de vuelo en esta situación, sin aplicar potencia, daría lugar a una alta velocidad de descenso y la correspondiente pérdida de altitud.


Si durante un despegue y ascenso de un campo blando, por ejemplo, el piloto intenta salir del efecto suelo sin antes alcanzar la velocidad y actitud normal de ascenso, el avión puede entrar inadvertidamente en la región de mando invertido a una altura peligrosamente baja.


Incluso con potencia máxima, el avión puede ser incapaz de ascender o incluso mantener la altitud. El único recurso de piloto en esta situación es bajar el ángulo de ataque con el fin de incrementar la velocidad, lo que inevitablemente resultará en una pérdida de altitud.


Los pilotos de avión deben prestar especial atención al control preciso de la velocidad cuando se opera a bajas velocidades en la región de mando invertido.



Performance de Despegue y Aterrizaje



La mayoría de los accidentes de aviación causados por el piloto ocurren durante la fase de despegue y aterrizaje. Debido a este hecho, el piloto debe estar familiarizado con todas las variables que influyen en el rendimiento de despegue y aterrizaje de una aeronave y debe esforzarse por procedimientos de operación rigurosos y profesionales durante estas fases del vuelo.


El rendimiento de despegue y aterrizaje es una condición de movimiento acelerado y desacelerado. Por caso, durante el despegue, un avión empieza a velocidad cero y acelera a la velocidad de despegue.


Durante el aterrizaje, el avión toca a la velocidad de aterrizaje y desacelera hasta velocidad cero. Los factores importantes del rendimiento de despegue o aterrizaje son:


• La velocidad de despegue o aterrizaje es generalmente una función de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de vuelo.


• La velocidad de aceleración/desaceleración durante la carrera de despegue o aterrizaje. La velocidad (aceleración y desaceleración) experimentada por cualquier objeto varía directamente con el desbalance de fuerza e inversamente con la masa del objeto. Un avión en la pista moviéndose a 75 nudos tiene cuatro veces la energía que si se mueve a 37 nudos. Por lo tanto, un avión requiere una distancia cuatro veces mayor para detenerse que la requerida a

la mitad de la velocidad.


• La distancia de despegue o aterrizaje es una función tanto de aceleración/desaceleración como la velocidad.





Superficie y pendiente de la pista



Las condiciones de la pista afectan el despegue y el aterrizaje. Por lo general, la información del gráfico de performance asume superficies de pista pavimentadas, niveladas, lisas y secas. Como no hay dos pistas iguales, la superficie difiere de una pista a la otra, al igual que la pendiente de la pista. [Figura 10-14]






Las superficies de las pistas varían de un aeropuerto a otro. La superficie puede ser de concreto, asfalto, grava, tierra o hierba. La superficie de la pista de un aeropuerto específico se muestra en el Manual de Aeródromos y Helipuertos (MADHEL). [Figura 10-15]







Cualquier superficie que no es dura y lisa aumentará la carrera de despegue. Esto es debido a la incapacidad de los neumáticos para rodar suavemente sobre la pista. Las ruedas pueden hundirse en pistas de hierba suave, o de barro. Los baches o surcos en el pavimento pueden ser la causa del pobre movimiento de la rueda a lo largo de la pista. Obstrucciones tales como el barro, la nieve o el agua estancada reducen la aceleración del avión por la pista. Aunque las superficies en condiciones de barro y agua pueden reducir la fricción entre la pista y las ruedas, también puede actuar como obstrucciones y reducir la distancia de aterrizaje.

[Figura 10-16]






La efectividad del frenado es otra consideración cuando se trata con diferentes tipos de pistas. La condición de la superficie afecta la capacidad de frenado del avión. La cantidad de potencia que se aplica a los frenos sin derrapar las ruedas se conoce como eficacia de frenado.


Asegúrese de que las pistas son adecuadas en longitud para la aceleración del despegue y desaceleración del aterrizaje cuando se reportan condiciones de superficie menores a las ideales.



El gradiente o pendiente de la pista es la cantidad de cambio en la altura de pista a lo largo de esta. La pendiente se expresa como un porcentaje, tal como una pendiente de 3 por ciento. Esto significa que por cada 100 metros de longitud de la pista, la altura cambia 3 metros. Un gradiente positivo indica que la altura de pista aumenta, y un gradiente negativo indica que la altura de la pista disminuye. Una pista con pendiente positiva impide la aceleración y resulta en una carrera de despegue más larga. Sin embargo, el aterrizaje en una pista ascendente típicamente reduce la carrera de aterrizaje. Una pista descendente ayuda la aceleración en el despegue resultando en distancias de despegue más cortas. Lo contrario se produce en el aterrizaje, el aterrizar en una pista descendente aumenta la distancia de aterrizaje.



Agua en la pista e hidroplaneo dinámico



El agua en la pista reduce la fricción entre las ruedas y el suelo, y puede reducir la eficacia de frenado. La capacidad de frenado se puede perder por completo cuando la rueda hace hidroplaneo o aquaplaning porque una capa de agua separa a las ruedas de la superficie de la pista. Esto también es cierto para la eficacia de frenado cuando las pistas están cubiertas de hielo.


Cuando la pista está mojada, el piloto puede enfrentarse al hidroplaneo dinámico. El hidroplaneo dinámico es una condición en la que los neumáticos se apoyan en una fina capa de agua en lugar de la superficie de la pista. Debido a que las ruedas en hidroplaneo no tocan la pista, el frenado y control direccional son casi nulos.


Para ayudar a minimizar el hidroplaneo dinámico, algunas pistas disponen de ranuras para ayudar a drenar el agua; la mayoría de las pistas no.



La presión de las ruedas es un factor en el hidroplaneo dinámico. Utilizando la fórmula en la Figura 10-17, un piloto puede calcular la velocidad mínima, en nudos, a la que comenzará el hidroplaneo. En lenguaje llano, la velocidad mínima de hidroplaneo se determina multiplicando la raíz cuadrada de la presión del neumático principal en libras por pulgada cuadrada (psi) por nueve. Por ejemplo, si la presión del neumático principal es de 36 psi, el avión comenzaría el hidroplaneo a 54 nudos.







Aterrizar a velocidades superiores a las recomendadas expondrá al avión a un mayor potencial de hidroplaneo. Y una vez que se inicia el hidroplaneo, puede continuar muy por debajo de la velocidad mínima de hidroplaneo inicial.



En pistas mojadas, el control direccional puede ser maximizado aterrizando hacia el viento. Se deben evitar movimientos abruptos del control. Cuando la pista está mojada, anticipe los problemas de frenado mucho antes de aterrizar y esté preparado para el hidroplaneo. Opte por una pista apropiada más alineado al viento. El frenado mecánico puede ser ineficaz, así que debe sacar la máxima ventaja del frenado aerodinámico.




Performance de despegue



La distancia de despegue mínima es de interés primario en la operación de cualquier aeronave, ya que define los requisitos de pista. La distancia mínima de despegue se obtiene despegando a una velocidad mínima de seguridad que permita suficiente margen por encima de la pérdida y proporcione un control y velocidad inicial de ascenso satisfactorios. En general, la velocidad de despegue es un porcentaje fijo de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control de la aeronave en configuración de despegue. Como tal, el despegue se llevará a cabo en valor particular del coeficiente de sustentación y AOA. Dependiendo de las características de la aeronave, la velocidad de despegue estará en cualquier lugar entre 1,05 a 1,25 veces la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control.



Para obtener la distancia mínima de despegue a la velocidad específica de despegue, las fuerzas que actúan sobre la aeronave deben proveer la aceleración máxima durante el despegue. Las diversas fuerzas que actúan sobre la aeronave pueden o no estar bajo el control del piloto, y varios procedimientos pueden ser necesarios en algunas aeronaves para mantener la aceleración del despegue en el valor más alto.


El empuje del motor es la fuerza principal para proporcionar la aceleración y, para la distancia mínima de despegue, el empuje debe estar al máximo. La sustentación y resistencia se producen tan pronto como la aeronave tiene velocidad, y los valores de sustentación y resistencia dependen del AOA y la presión dinámica.



Además de los factores importantes de procedimientos adecuados, muchas otras variables afectan el rendimiento del despegue de un avión. Cualquier elemento que altere la velocidad de despegue o la aceleración durante la carrera de despegue afectará la distancia de despegue.

Por ejemplo, el efecto del peso bruto sobre la distancia de despegue es significativo y debe hacerse una consideración apropiada de este ítem para predecir la distancia de despegue de la aeronave.


El aumento del peso bruto se puede considerar que produce un efecto triple en la performance de despegue:


1. Mayor velocidad de despegue

2. Mayor masa para acelerar

3. Aumento de la fuerza de retardo (resistencia y fricción con el suelo)


Si aumenta el peso bruto, es necesaria una mayor velocidad para producir la mayor sustentación necesaria para elevar la aeronave con el coeficiente de sustentación de despegue. Como ejemplo del efecto de un cambio en el peso bruto, un aumento del 21 por ciento en el peso al despegue requerirá un incremento del 10 por ciento en velocidad de despegue para soportar el mayor peso. Un cambio en el peso bruto cambiará la fuerza de aceleración neta y cambiará la masa que está siendo acelerada.


Si la aeronave tiene una relación empuje - peso relativamente alta, el cambio en la fuerza de aceleración neta es pequeño y el efecto principal en la aceleración es debido a la variación de la masa.


Por ejemplo, un aumento del 10 por ciento en el peso al despegue podría causar:

• Un aumento de 5 por ciento en la velocidad de despegue.

• Por lo menos una disminución de 9 por ciento en la velocidad de aceleración.

• Por lo menos un incremento de 21 por ciento en la distancia de despegue.


En condiciones ISA, aumentar el peso de despegue de un Cessna 182 de 1.100 kg a 1.220 kg (11 por ciento de aumento) resulta en un aumento de la distancia de despegue de 140 metros a 175 metros (23 por ciento de aumento).


Para un avión con un alta relación empuje-peso, el aumento en la distancia de despegue puede estar aproximadamente entre 21 a 22 por ciento, pero para una aeronave con una baja relación empuje-peso, el aumento en la distancia de despegue estaría aproximadamente entre 25 a 30 por ciento.


Un efecto tan poderoso requiere una debida consideración del peso en la predicción de la distancia de despegue. El efecto del viento en la distancia de despegue es grande, y también se debe proporcionar la debida consideración al predecir la distancia de despegue.


El efecto de un viento de frente es permitir a la aeronave alcanzar la velocidad de despegue a una velocidad en tierra inferior, mientras que el efecto de un viento de cola es requerir que el avión alcance una velocidad en tierra mayor para alcanzar la velocidad de despegue.


Un viento de frente que es 10 por ciento de la velocidad de despegue reducirá la distancia de despegue aproximadamente un 19 por ciento. Sin embargo, un viento de cola que es 10 por ciento la velocidad de despegue incrementará la distancia de despegue un 21 por ciento.


En el caso en que la velocidad de viento de frente es 50 por ciento de la velocidad de despegue, la distancia de despegue será aproximadamente un 25 por ciento de la distancia de despegue con viento cero (75 por ciento de reducción).


El efecto del viento sobre la distancia de aterrizaje es idéntico al efecto sobre la distancia de despegue. La Figura 10-18 ilustra el efecto general de viento con el porcentaje de cambio en la distancia de despegue o de aterrizaje como función de la relación de la velocidad del viento con la velocidad de despegue o aterrizaje.







El efecto de la correcta velocidad de despegue es especialmente importante cuando la longitud de las pistas y las distancias de despegue son críticas. Las velocidades de despegue especificadas en el AFM/POH (manual del avión) son generalmente las velocidades mínimas de seguridad a la que el avión puede ir al aire.


Cualquier intento de despegue por debajo de la velocidad recomendada significa que la aeronave puede entrar en pérdida, ser difícil de controlar, o tener una velocidad de ascenso inicial muy baja. En algunos casos, un AOA excesivo puede no permitir que el avión ascienda sin efecto suelo.


Por otra parte, una excesiva velocidad de despegue puede mejorar la velocidad de ascenso inicial y la "sensación" de la aeronave, pero producirá un aumento indeseable en la distancia de despegue. Asumiendo que la aceleración no se ve esencialmente afectada, la distancia de despegue varía con el cuadrado de la velocidad de despegue.


Por lo tanto, de un exceso de velocidad en un diez por ciento aumentaría la distancia de despegue 21 por ciento. En la mayoría de las condiciones críticas de despegue, tal aumento en la distancia de despegue sería prohibitivo, y el piloto debe cumplir con las velocidades de despegue recomendadas.


El efecto de la presión de altitud y la temperatura ambiente es definir la altitud de densidad y su efecto en la performance de despegue. Mientras que correcciones posteriores son apropiadas para el efecto de la temperatura sobre ciertos ítems del rendimiento del motor, la altitud de densidad define efectos específicos sobre el rendimiento del despegue.


Un aumento en la altitud de densidad puede producir un doble efecto sobre el rendimiento del despegue:


1. Mayor velocidad de despegue

2. Disminución del empuje y reducción en la fuerza desaceleración neta.


Si una aeronave de un peso y configuración determinados se opera a altitudes mayores sobre el nivel del mar estándar, la aeronave requiere la misma presión dinámica para elevarse en el aire al coeficiente de sustentación de despegue.

Por lo tanto, el avión en altitud despegará a la misma velocidad indicada (IAS) que al nivel del mar, pero debido a la densidad del aire reducida, la TAS será mayor.


El efecto de la altitud de densidad en el empuje del motor depende mucho del tipo de motor. Un aumento de la altitud sobre el nivel del mar estándar traerá una disminución inmediata en la potencia de salida para un motor alternativo normalmente aspirado.


Sin embargo, un aumento en altitud por encima del nivel del mar no causará disminución en la potencia del motor alternativo sobrealimentado hasta que la altitud supera la altitud de operación crítica. Para aquellos motores que experimentan una pérdida de empuje con el aumento de altitud, el efecto sobre la fuerza de aceleración neta y la de la tasa de aceleración puede ser aproximada asumiendo una variación directa con la densidad.


En realidad, esta variación aproximará el efecto en aeronaves con alta relación empuje-peso. Es obligatorio tener en cuenta adecuadamente la altitud de presión y la temperatura para una predicción precisa de la distancia de despegue.


Las condiciones más críticas de la performance de despegue son el resultado de una combinación de gran peso, altitud, temperatura y viento desfavorable. En todos los casos, el piloto debe hacer una predicción precisa de la distancia de despegue a partir de los datos de rendimiento del AFM/POH, independientemente de la pista disponible, y esforzarse por un procedimiento de despegue pulido y profesional.



En la predicción de la distancia de despegue a partir de los datos del AFM/POH, se deben tomar las principales consideraciones siguientes:


• Altitud de presión y temperatura: para definir el efecto de la altitud de densidad en la distancia


• Peso bruto: un gran efecto sobre la distancia


• Viento: un gran efecto debido al viento o componente del viento a lo largo de la pista


• Pendiente de la pista y condición: el efecto de una pendiente y el efecto retardante de factores tales como nieve o hielo





Performance de aterrizaje



En muchos casos, la distancia de aterrizaje define los requerimientos de pista para las operaciones de vuelo. La distancia de aterrizaje mínima se obtiene aterrizando en una velocidad mínima de seguridad, lo que permite un suficiente margen por encima de la pérdida y provee un control y capacidad suficientes para abortar el aterrizaje.


Generalmente, la velocidad de aterrizaje es un porcentaje fijo de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control en configuración de aterrizaje. Como tal, el aterrizaje se realizará a un valor particular de coeficiente de sustentación y AOA.


Los valores exactos dependerán de las características de la aeronave, pero una vez definidos los valores son independientes del peso, altura, y viento. Para obtener la distancia de aterrizaje mínima a la velocidad de aterrizaje especificada, las fuerzas que actúan sobre la aeronave deben proporcionar la máxima desaceleración durante la carrera de aterrizaje.


Las fuerzas que actúan sobre la aeronave durante el aterrizaje pueden requerir distintos procedimientos para mantener la desaceleración en el valor de pico. Una distinción debe hacerse entre los procedimientos para mínima distancia de aterrizaje y una carrera de aterrizaje normal con considerable excedente de pista disponible.


La mínima distancia de aterrizaje se obtiene creando un pico continuo de desaceleración máxima de la aeronave; esto es, uso extensivo de los frenos para una máxima desaceleración. Por otro lado, una carrera de aterrizaje normal con exceso de pista permite el uso extensivo de resistencia aerodinámica para minimizar el desgaste de los neumáticos y de los frenos.

Si la resistencia aerodinámica es suficiente para provocar una desaceleración, se puede usar en lugar de los frenos en las primeras etapas de la carrera de aterrizaje; es decir, frenos y neumáticos sufren por el uso continuo duro, pero la resistencia aerodinámica es gratis y no se desgastan con el uso.


El uso de la resistencia aerodinámica es aplicable solamente para la desaceleración hasta el 60 o 70 por ciento de la velocidad de toma de contacto.


A velocidades inferiores al 60 o 70 por ciento de la velocidad de aterrizaje, la resistencia aerodinámica es tan pequeña que es de poca utilidad, y se debe utilizar los frenos para producir desaceleración continuada. Dado que el objetivo durante la carrera de aterrizaje es desacelerar, el empuje del motor debe ser del menor valor positivo posible (o mayor valor negativo posible en el caso de inversores de empuje).


Además de los importantes factores de procedimientos adecuados, muchas otras variables afectan la performance de aterrizaje. Cualquier elemento que altere la velocidad de aterrizaje o la tasa de deceleración durante la carrera de aterrizaje afectará la distancia de aterrizaje.


El efecto del peso sobre la distancia de aterrizaje es uno de los principales ítems que determinan la distancia de aterrizaje. Un efecto de un peso bruto mayor es que se necesita una mayor velocidad para sostener la aeronave con el AOA y coeficiente de sustentación de aterrizaje.


Como ejemplo del efecto de cambio en el peso bruto, un aumento del 21 por ciento en el peso de aterrizaje requerirá un incremento de diez por ciento en la velocidad de aterrizaje para soportar el peso mayor. Cuando se consideran las mínimas distancias de aterrizaje, las fuerzas de frenado por fricción predominan durante la carrera y, para la mayoría de las configuraciones de aviones, la fricción de frenado es la principal fuente de desaceleración.


La mínima distancia de aterrizaje varía en proporción directa con el peso bruto. Por ejemplo, un incremento de diez por ciento en el peso bruto en el aterrizaje podría causar:


• Cinco por ciento de aumento en la velocidad de aterrizaje

• Diez por ciento de aumento en la distancia de Aterrizaje


Una circunstancia de esto es la relación entre el peso y la fuerza de frenado por fricción.

El efecto del viento en la distancia de aterrizaje es grande y merece la debida consideración al momento de predecir la distancia de aterrizaje.


Puesto que la aeronave aterrizará a una velocidad particular independiente del viento, el principal efecto del viento sobre la distancia de aterrizaje es el cambio en la velocidad respecto del suelo en el que el avión aterriza.


El efecto del viento en la deceleración durante el aterrizaje es idéntico al efecto en la aceleración durante el despegue.

El efecto de la altitud de presión y la temperatura ambiente es definir la altitud de densidad y su efecto sobre el rendimiento de aterrizaje. Un aumento en la altitud de densidad aumenta la velocidad de aterrizaje, pero no altera la fuerza de retardo neta.


Así, una aeronave en altitud aterriza a la misma IAS como al nivel del mar pero, debido a la densidad reducida, la TAS es mayor. Como la aeronave aterriza en altura con el mismo peso y presión dinámica, la resistencia y fricción de frenado tienen los mismos valores que al nivel del mar durante toda la carrera de aterrizaje.


Mientras la condición esté dentro de la capacidad de los frenos, la fuerza de retardo no cambia, y la desaceleración es la misma que con el aterrizaje en al nivel del mar. Como un aumento de la altitud no altera la desaceleración, el efecto de la altitud de densidad en la distancia de aterrizaje se debe a la mayor TAS.


La mínima distancia de aterrizaje a 5.000 pies es 16 por ciento mayor que la mínima distancia de aterrizaje al nivel del mar. El aumento aproximado en la distancia de aterrizaje con la altitud es de aproximadamente tres y medio por ciento por cada 1.000 pies de altitud.


Se debe tener en cuenta la altitud de densidad para predecir con precisión la distancia de aterrizaje.

El efecto de la velocidad de aterrizaje adecuada es importante cuando la longitud de la pista y la distancia de aterrizaje son críticas. Las velocidades de aterrizaje especificadas en el AFM/POH son generalmente las velocidades mínimas de seguridad a la que se puede aterrizar el avión.


Cualquier intento de aterrizar a una velocidad menor a la especificada puede significar que la aeronave se puede entrar en pérdida, ser difícil de controlar, o desarrollar altas tasas de descenso.


Por otra parte, un exceso de velocidad al aterrizar puede mejorar ligeramente la controlabilidad (especialmente con vientos cruzados), pero provoca un aumento indeseable de la distancia de aterrizaje. Un diez por ciento de exceso en la velocidad de aterrizaje incrementa al menos un 21 por ciento la distancia de aterrizaje.

El exceso de velocidad coloca una carga de trabajo mayor en los frenos debido a la energía cinética adicional que debe disipar.


Además, la velocidad adicional provoca un aumento de la resistencia y la sustentación en la actitud normal en tierra, y la mayor sustentación reduce la fuerza normal en las superficies de frenado. La desaceleración puede sufrir con este rango de velocidades inmediatamente después de la toma, y es más probable que un neumático explote por el frenado en este punto.


Las condiciones más críticas del rendimiento en el aterrizaje son combinaciones de alto peso bruto, gran altitud de densidad, y viento desfavorable.

Estas condiciones producen las mayores distancias de aterrizaje requeridas y requiere de los frenos niveles críticos de disipación de energía. En todos los casos, es necesario hacer una predicción exacta de la mínima distancia de aterrizaje para compararla con la pista disponible.


Es necesario un procedimiento de aterrizaje pulido, y profesional porque la fase de aterrizaje cuenta como la mayor causa de accidentes de aviación causadas por piloto que cualquier otra fase de vuelo. Al predecir la mínima distancia de aterrizaje con los datos del AFM/POH, se deben hacer las siguientes consideraciones:



• Altitud de presión y temperatura: para definir el efecto de la altitud de densidad

• Peso bruto: define la CAS para el aterrizaje.

• Viento: gran efecto debido al viento o a la componente de viento a lo largo de la pista.

• Pendiente de la pista y condición: pequeñas correcciones para valores ordinarios de pendiente de pista, pero efecto significativo de nieve, hielo o terreno blando.



Un viento de cola de diez nudos aumenta la distancia de aterrizaje en alrededor de 21 por ciento. Un aumento de la velocidad de aterrizaje en un diez por ciento aumenta la distancia de aterrizaje un 20 por ciento.


El hidroplaneo hace ineficaz el frenado hasta una disminución de la velocidad determinada por la Figura 10-17.







Por ejemplo, un piloto está a en tramo inicial (viento en cola) para la pista 18, y la torre le pregunta si puede aceptar la pista 27.

Hay llovizna y vientos del este a diez nudos. El piloto acepta porque está aproximando por la extensión del eje central de la pista 27. El giro es cerrado y es necesario que el piloto descienda para tomar en la pista 27. Después de alinearse con la pista y a 50 pies AGL, el piloto ya se encuentra 300 metros dentro de la pista de 1.050 metros. La velocidad todavía es alta en aproximadamente diez por ciento (debe estar a 70 nudos y está a unos 80 nudos).


El viento de diez nudos sopla desde atrás. En primer lugar, la velocidad estando alta en un diez por ciento (80 nudos frente a 70 nudos), tal como se presenta en el capítulo de performance, resulta en un aumento del 20 por ciento en la distancia de aterrizaje.


En la planificación de performance, el piloto determina que a 70 nudos, la distancia será de 480 metros. Sin embargo, ahora se incrementa un 20 por ciento y la distancia necesaria es de 580 metros. La distancia de aterrizaje revisada de 580 metros también se ve afectada por el viento. Observando la Figura 10-18, el efecto del viento es un 20 por ciento adicional por cada diez millas por hora (mph) de viento.







Esto no se calcula en la estimación original sino en la estima basada en la velocidad aumentada. Ahora la distancia de aterrizaje se incrementa en otros 100 metros para un requerimiento total de 680 metros para aterrizar el avión después de alcanzar 50 pies AGL.


Esto es la estimación original de 480 en las condiciones previstos más los adicionales 200 metros por exceso de velocidad y viento de cola. Habiendo el piloto sobrepasado el umbral por 300 metros, la longitud total requerida es de 980 metros en una pista 1.050; 70 metros de sobra. Pero esto es en un ambiente perfecto.


La mayoría de los pilotos se ponen nerviosos cuando el final de pista está frente a ellos justo adelante. Una reacción típica del piloto es frenar; y frenar fuerte. Debido a que la aeronave no tiene características de frenado antibloqueo, como un auto, los frenos se bloquean, y la aeronave hidroplanéa en la superficie mojada de la pista hasta que baja a una velocidad de 54 nudos (la raíz cuadrada de la presión de los neumáticos √36 x 9) .


El frenado es ineficaz cuando hidroplanéa. Los 70 metros que el piloto puede sentir que le sobran se evaporaron cuando la aeronave hidroplaneó los primeros 90-150 metros cuando los frenos se bloquearon. Este es un ejemplo de una historia real, pero que sólo cambia de año a año debido a nuevos participantes y aeronaves con diferentes matrículas.


En este ejemplo, el piloto realmente tomó muchas malas decisiones. Las malas decisiones, cuando se combinan, tienen una sinergia mayor que los errores individuales. Por lo tanto, las acciones correctivas se hacen cada vez más grandes hasta que la corrección es casi imposible.




Velocidades de performance



Velocidad verdadera (TAS): la velocidad de la aeronave en relación con la masa de aire en la que vuela.


Velocidad indicada (IAS): la velocidad de la aeronave, observada en el ASI. Es la velocidad sin corrección por errores del indicador, posición (o instalación), o compresibilidad.


Velocidad calibrada (CAS): la lectura del ASI corregida por errores de posición (o instalación), y del instrumento. (CAS es igual a TAS a nivel del mar en atmósfera estándar.) El código de colores para diferentes velocidades de diseño marcadas en el ASI puede ser IAS o CAS.


Velocidad equivalente (EAS): la lectura del ASI corregida por errores de posición (o instalación), del instrumento, y por el flujo compresible adiabático para la altitud particular. (EAS es igual al CAS a nivel del mar en atmósfera estándar.)


VS0: la velocidad calibrada de pérdida sin potencia o velocidad mínima de vuelo estable a la cual la aeronave es controlable en configuración de aterrizaje.


VS1: la velocidad calibrada de pérdida sin potencia o velocidad mínima de vuelo estable a la cual la aeronave es controlable en una configuración especificada.



VY: la velocidad a la cual la aeronave obtiene el máximo incremento en altitud por unidad de tiempo. Esta velocidad de mejor tasa de ascenso normalmente disminuye un poco con la altitud.


VX: la velocidad a la cual la aeronave obtiene la mayor altitud en una distancia horizontal dada. Esta velocidad de mejor ángulo de ascenso normalmente aumenta un poco con la altitud.


VLE: la máxima velocidad a la cual el avión puede volar seguro con el tren de aterrizaje extendido. Es un problema que involucra estabilidad y controlabilidad.


VLO: la máxima velocidad a la que puede ser extendido o retraído el tren de aterrizaje con seguridad. Es un problema que involucra las cargas de aire impuestas sobre el mecanismo de operación durante la extensión o retracción del tren.

VFE: la mayor velocidad permitida con los flaps en una posición extendida prescrita. Esto es debido a las cargas de aire impuestas a la estructura de los flaps.

VA: la velocidad de maniobra de diseño calibrada. Esta es la máxima velocidad a la cual puede ser impuesta la carga límite (ya sea por ráfagas o desviación completa de las superficies de control) sin causar daño estructural.


Operar en o debajo de la velocidad de maniobra no proporciona protección estructural contra deflexiones completas de múltiples controles en un eje o deflexión completa de controles en más de un eje al mismo tiempo.


VNO: la velocidad máxima para la operación normal o la velocidad máxima estructural de crucero. Esta es la velocidad a la cual exceder el factor de carga límite puede causar una deformación permanente en la estructura de la aeronave.


VNE: la velocidad que nunca debe ser excedida. Si se intenta el vuelo por encima de esta velocidad, pueden resultar daño estructural o falla estructural.




Gráficos de performance



Los gráficos de performance permiten a un piloto predecir la performance el despegue, ascenso, crucero y aterrizaje de un avión.


Estos gráficos, provistos por el fabricante, se incluyen en el AFM/POH. La información que el fabricante ofrece en estos gráficos han sido recopilados en vuelos de prueba realizados en un avión nuevo, en condiciones de operación normales usando habilidades de pilotaje promedio, y con la aeronave y el motor en buen estado de funcionamiento. Los ingenieros registran los datos de vuelo y crean gráficos de performance basados en el comportamiento de la aeronave durante los vuelos de prueba.


Mediante el uso de estos gráficos de performance, un piloto puede determinar la longitud de pista necesaria para el despegue y aterrizaje, la cantidad de combustible que se utilizará durante el vuelo, y el tiempo necesario para llegar a destino.


Es importante recordar que los datos de los gráficos no serán precisos si la aeronave no está en buen estado de funcionamiento o cuando se opere en condiciones adversas. Siempre considere la necesidad de compensar las cifras de rendimiento si la aeronave no está en buen estado de funcionamiento o las habilidades de pilotaje están por debajo de la media.


Cada aeronave se desempeña de manera diferente y, por lo tanto, tiene diferentes números de performance. Calcule la performance del avión antes de cada vuelo, ya que cada vuelo es diferente Cada gráfico se basa en ciertas condiciones y contiene notas sobre cómo adaptar la información para las condiciones de vuelo.


Es importante leer cada gráfico y entender cómo usarlo. Lea las instrucciones provistas por el fabricante. Para una explicación sobre cómo utilizar los gráficos, consulte el ejemplo proporcionado por el fabricante para ese gráfico específico. [Figura 10-19]







La información que los fabricantes proporcionan no está estandarizada. La información puede estar contenida en forma de tabla, y otra información puede estar contenida en forma de gráfico.


A veces los gráficos combinados incorporan dos o más gráficos en uno para compensar las múltiples condiciones de vuelo.

Los gráficos combinados permiten al piloto predecir el rendimiento del avión para variaciones en la altitud de densidad, peso, y vientos, todo en un solo gráfico. Debido a la gran cantidad de información que se puede extraer de este tipo de gráfico, es importante ser muy preciso en la lectura de este.


Un pequeño error en el inicio puede conducir a un gran error al final. El resto de esta sección cubre la información de rendimiento de las aeronaves en general y analiza la información que contienen los gráficos y de cómo extraer la información por lectura directa y con métodos de interpolación.


Cada gráfica contiene una gran cantidad de información que se debe utilizar cuando al planificar el vuelo. Los ejemplos analizan las tablas, gráficas y formatos gráficos combinados para todos los aspectos del vuelo.



Interpolación


No toda la información se extrae fácilmente de los gráficos.


Algunas gráficas requieren interpolación para encontrar la información en condiciones de vuelo específicas. Interpolar información significa que tomando la información conocida, un piloto puede calcular la información intermedia. Sin embargo, a veces el piloto redondea los valores de las gráficas a una cifra más conservadora.



El uso de valores que reflejan condiciones un poco más adversas proporcionan una estimación razonable de la información de rendimiento y le da un pequeño margen de seguridad. La siguiente ilustración es un ejemplo de interpolado de información de una tabla de distancias de despegue. [Figura 10-20]







Gráficos de altitud de densidad


Use un gráfico de altitud de densidad para calcular la altitud de densidad en el aeropuerto de salida. Usando la Figura 10-21, determine la altitud de densidad basándose en la información proporcionada.






Problema de ejemplo 1

Elevación de aeródromo.................... 5.883 pies

OAT......................................................... 21 °C

Altímetro........................................... 30,10 "Hg



Primero, calcule la conversión de altitud de presión. Encuentre 30,10 bajo el título altímetro.


Lea la segunda columna.


Dice "-165". Por lo tanto, es necesario restar 165 de la elevación del aeropuerto dando una altitud de presión de 5.718 pies.


Luego, busque la temperatura del aire exterior en la escala de la parte inferior del gráfico. Desde 21°, trace una línea hasta la línea de 5.718 pies de altitud de presión, que está alrededor de dos tercios entre las líneas de 5.000 y 6.000 pies. Trace una línea recta hacia el lado izquierdo de la gráfica y lea la altitud de densidad aproximada.

La altitud de densidad aproximada en miles de pies es 7.700 pies.


Gráficos de despegue


Los gráficos de despegue se proporcionan típicamente en varias formas y permiten a un piloto calcular la distancia de despegue de la aeronave sin flaps o con una configuración específica de flaps.


Un piloto también puede calcular la distancia para un despegue sin flaps con un obstáculo de 50 pies, así como con flaps sobre un obstáculo de 50 pies. La tabla de distancia de despegue provee para varios pesos diferentes, altitudes, temperaturas, vientos, y alturas de obstáculos.


Problema de ejemplo 2


Altitud de presión................................ 2.000 pies

OAT........................................................... 22 °C

Peso al despegue............................... 2.600 libras

Viento de frente.................................... 16 nudos

Altura de obstáculo.................................. 50 pies


Observe la Figura 10-22. Este cuadro es un ejemplo de un gráfico combinado de distancia de despegue. Toma en cuenta la altitud de presión, temperatura, peso, viento y obstáculos, todo en un gráfico.








Primero, encuentre la temperatura correcta en la parte inferior izquierda de la gráfica. Siga la línea desde 22° C hacia arriba hasta que cruza la línea de 2,000 pies de altitud.


Desde ese punto, trace una línea recta hasta la primera línea gruesa de referencia. Continúe trazando la línea desde el punto de referencia en diagonal siguiendo las líneas circundantes hasta que cruce la línea de peso correspondiente. Desde la intersección de 2.600 libras, dibuje una línea recta hasta llegar a la segunda línea de referencia.


De nuevo, siga las líneas en forma diagonal hasta que alcanza la marca de dieciséis nudos de viento en contra.

Siga recto hasta la tercera línea de referencia y a partir de aquí, trace una línea en dos direcciones. Primero, trace una línea recta para saber la carrera de despegue.


A continuación, siga las líneas diagonales de nuevo hasta que alcanza la altura del obstáculo.


En este caso, se trata de un obstáculo de 50 pies. Por lo tanto, trace la línea diagonal hasta el extremo de la gráfica. Esto resulta en una carrera de 700 pies y una distancia total de 1.400 pies sobre un obstáculo de 50 pies.


Para encontrar las correspondientes velocidades de despegue y sobre obstáculo de 50 pies, consulte la tabla en la parte superior de la gráfica. En este caso, la velocidad de despegue con 2.600 libras sería 63 nudos y sobre el obstáculo de 50 pies sería 68 nudos.



Problema de ejemplo 3


Altitud de presión…............................ 3.000 pies

OAT........................................................... 30 °C

Peso de despegue.............................. 2.400 libras

Viento de frente.................................... 18 nudos


Observe la Figura 10-23.






Este gráfico es un ejemplo de una tabla de distancia de despegue para un campo corto.


Para está tabla, primero encuentre el peso de despegue. Ubicado en 2.400 libras, empiece a leer desde izquierda a derecha. La velocidad de despegue está en la segunda columna y, en la tercera columna bajo altitud de presión, encuentre la altitud de presión de 3.000 pies.


Con cuidado siga esa línea hacia la derecha hasta que esté en la columna correcta de temperatura de 30 °C. La carrera de despegue total dice 1.325 pies y el total requerido para evitar un obstáculo de 50 pies es 2.480 pies. En este punto, hay un viento de frente de 18 nudos.


De acuerdo con las notas bajo el punto número dos, la distancia disminuye un diez por ciento por cada 9 nudos de viento de frente. Con un viento de frente de 18 nudos, es necesario disminuir la distancia un 20 por ciento.


Multiplique 1.325 pies por 20 por ciento (1.325 x 0,20 = 265), reste el producto de la distancia total (1.325 - 265 = 1.060).

Repetir este proceso para la distancia total sobre un obstáculo de 50 pies.


La carrera en tierra es de 1.060 pies y la distancia total sobre un obstáculo de 50 pies es de 1.984 pies.








Gráficos de ascenso y crucero


La información de los gráficos de ascenso y crucero se basan en pruebas de vuelo reales llevadas a cabo en una aeronave del mismo tipo. Esta información es extremadamente útil cuando se planifica una travesía para predecir el rendimiento y el consumo de combustible de la aeronave.



Los fabricantes producen varios gráficos diferentes para la performance de ascenso y crucero. Estos gráficos incluyen todo desde combustible, tiempo y distancia para el ascenso, hasta mejor potencia de crucero, y alcance en crucero.


El primer gráfico para verificar la performance de ascenso es un gráfico de combustible, tiempo, y distancia de ascenso.

Este le dará la cantidad de combustible utilizado durante el ascenso, el tiempo que se necesita para ascender, y la distancia que recorrerá durante el ascenso.


Para usar este gráfico, obtenga la información del aeropuerto de salida y la altitud de crucero.


Usando la Figura 10-24, calcule el combustible, el tiempo, y la distancia para ascender basado en la información provista.





Problema de ejemplo 4


Altitud de presión en aeródromo......... 6.0