AERODINÁMICA PILOTO AVIADOR PRIVADO DE ALA FIJA

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1 AERODINÁMICA PILOTO AVIADOR PRIVADO DE ALA FIJA CAPÍTULO I FÍSICA, AERODINÁMICA Y LA ATMÓSFERA ANTES DE PROSEGUIR CON EL ESTUDIO DE LA CIENCIA AERODINÁMICA, ES CONVENIENTE REFRESCAR UN POCO AQUELLOS CONOCIMIENTOS Y DEFINICIONES QUE VIMOS EN BACHILLERATO: FÍSICA ES UNA RAMA DE LAS CIENCIAS NATURALES, QUE ESTUDIA EL MUNDO DE LO INANIMADO, ES DECIR, INVESTIGA, LOS CONCEPTOS FUNDAMENTALES DE MATERIA, ENERGÍA Y ESPACIO Y LAS RELACIONES QUE ENTRE ELLOS EXISTEN. MECÁNICA DE FLUIDOS ES UNA RAMA DE LA FÍSICA QUE ESTUDIA A LOS FLUIDOS, YA SEA EN REPOSO (HIDROSTÁTICA) Ó EN MOVIMIENTO (HIDRODINÁMICA). FLUIDOS SON AQUELLAS SUBSTANCIAS QUE ADOPTAN LA FORMA DEL RECIPIENTE QUE LOS CONTIENE Y POR LO TANTO PUEDEN CIRCULAR EN TUBOS, DUCTOS, CANALES Ó LIBREMENTE; AL MOVIMIENTO DE UN FLUIDO SE LE DENOMINA FLUJO. EJEMPLOS DE FLUIDOS SON: AGUA, CERVEZA, GAS AVIÓN, NITRÓGENO, ETC. EN RESUMIDAS CUENTAS AL AIRE ATMOSFÉRICO SE LE DENOMINA FLUIDO. LA DIFERENCIA PRINCIPAL ES QUE PARA FINES PRÁCTICOS LOS LÍQUIDOS SON INCOMPRESIBLES ES DECIR, QUE NO PUEDEN SER COMPRIMIDOS EN SU TOTALIDAD, A DIFERENCIA DE LOS GASES QUE SE PUEDEN EXPANDIR Y COMPRIMIR CON CIERTA FACILIDAD. AERODINÁMICA POR FIN, LLEGANDO A LA DEFINICIÓN QUE REALMENTE NOS INTERESA, LLAMÉMOSLE AERODINÁMICA A LA RAMA DE LA FÍSICA QUE ESTUDIA LOS EFECTOS QUE SE PRODUCEN POR LA INTERACCIÓN DE UN OBJETO DADO DENTRO DE UNA CORRIENTE DE AIRE. DEBEMOS RECORDAR QUE UNA AERONAVE, ES UNA MÁQUINA CAPAZ DE SUSTENTARSE EN EL AIRE POR LAS REACCIONES DE ESTE CONTRA SUS SUPERFICIES AERODINAMICAS, DE ALLÍ QUE DEBAMOS INCLUIR EN ESTA SECCIÓN UN REPASO A GROSO MODO DE LA CAPA GASEOSA DENOMINADA ATMOSFERA. 1

2 ATMÓSFERA ES LA CAPA GASEOSA, QUE ENVUELVE A LA TIERRA, COMPUESTA POR 78% NITRÓGENO, 21% OXÍGENO, 1% GASES RAROS Y CÓMO ELEMENTOS VARIABLES HUMEDAD Y BIÓXIDO DE CARBONO CO 2 CONVENCIONALMENTE Y PARA SU ESTUDIO, LA ATMÓSFERA PUEDE DIVIDIRSE EN GRANDES REGIONES O CAPAS TOMANDO CÓMO FACTOR PRINCIPAL LA DISTRIBUCIÓN DE SU TEMPERATURA. LA TROPOSFERA ES LA PRIMERA CAPA INICIANDO DESDE EL TERRENO, LLEGA A ALCANZAR LOS 16 KM (53,000 FT) SOBRE EL ECUADOR Y TAN SOLO 7 KM (25,000 FT) SOBRE LOS POLOS APROXIMADAMENTE; EN ESTA CAPA SE CENTRA NUESTRO INTERÉS, YA QUE ES EN ELLA DÓNDE SE REALIZAN LA MAYORÍA DE LOS VUELOS. DEBIDO A QUE EL CONTENIDO DE VAPOR DE AGUA SE ENCUENTRA EN MAYOR CONTENIDO EN LA TROPOSFERA, ES EN ESTA DÓNDE SE PRODUCEN LA MAYORIA DE LOS FENÓMENOS METEOROLÓGICOS; DEBIDO TAMBIÉN A LA CONCENTRACIÓN DE NÚCLEOS HIDROSCÓPICOS DE CONDENSACIÓN, QUE CONTRIBUYEN A LA FORMACIÓN DE LAS NUBES. TODO ESTO EN COMBINACIÓN CON SU CARACTERÍSTICA DISMINUCIÓN DE LA TEMPERATURA CON LA ALTURA, DAN ORIGEN AL WEATHER Ó TIEMPO ATMOSFÉRICO. ATMÓSFERA ESTÁNDAR INTERNACIONAL ( INTERNATIONAL STANDARD ATMOSFERE ISA ) CONSIDEREMOS AHORA UN LUGAR DETERMINADO EN LA TIERRA Y HAGAMOS UN ESTUDIO SOBRE LAS CONDICIONES ATMOSFÉRICAS (PRESIÓN, TEMPERATURA, HUMEDAD, GRADIENTES, DENSIDAD DEL AIRE, ETC.), AL PASO DE LOS AÑOS NOS PERCATARÍAMOS DE QUE ESTAS CONDICIONES SON UNAS VARIABLES QUE CAMBIAN DE ACUERDO A LA HORA DEL DÍA, AL DÍA DEL MES, A LA ESTACIÓN DEL AÑO. RESULTA OBVIO MENCIONAR, POR LO TANTO QUE LAS CONDICIONES MENCIONADAS SERÁN DIFERENTES PARA CUALQUIER LUGAR ALREDEDOR DE LA TIERRA, Y DEBIDO TAMBIÉN A QUE LOS CONSTRUCTORES DE AERONAVES NECESITAN UN PATRÓN SOBRE EL CUÁL BASARSE PARA DISEÑAR SUS APARATOS Y PARA ELABORAR LAS GRÁFICAS DE PERFORMANCIAS, SE LLEGÓ A LA CONCLUSIÓN DE QUE ES NECESARIO DETERMINAR UN VALOR CONSTANTE PARA TODAS AQUELLAS VARIABLES QUE MENCIONAMOS. A ESTAS CONDICIONES IDEALES SE LES LLAMA ATMÓSFERA ESTÁNDAR INTERNACIONAL (ISA). 2

3 DE LA CUAL SUS VALORES PRINCIPALES SON: LA ISA ESTÁ CONSIDERADA AL NMM (NIVEL MEDIO DEL MAR) Y A UNA LATITUD DE 40 GRADOS. PARA FINES PRÁCTICOS AL AIRE SE LE CONSIDERA UN GAS PERFECTO Y SECO, ES DECIR QUE ES COMPRESIBLE Y QUE CARECE COMPLETAMENTE DE VAPOR DE AGUA. LA TEMPERATURA AL NMM TIENE UN VALOR DE 15 C Y UN GRADIENTE VERTICAL DE DISMINUCIÓN DE LA TEMPERATURA DE 0.65 C POR CADA 100 MTS. Ó 2 C POR CADA 1,000 FT, HASTA LOS 36,000 FT. LA PRESIÓN AL NMM ES DE 1,013.2 MB (MILIBARES), Y EN MUCHOS PAÍSES SE HA CAMBIADO ESTE TÉRMINO POR HP (HECTOPASCALES) Ó IN/HG (PULGADAS DE MERCURIO) Ó 14.7 LB/IN 2 (LIBRAS SOBRE PULGADA CUADRADA) Ó 760 MM/HG (MILÍMETROS DE MERCURIO). LA PRESIÓN TIENE UN GRADIENTE VERTICAL DE DISMINUCIÓN DE 1 IN/HG POR CADA 1,000 FT HASTA 10,000 FT. EL d (PESO ESPECÍFICO) DEL AIRE ES DE KG/M 2 (KG/FUERZA) EN CONDICIONES ESTÁNDAR Y AL NMM. EL p (RHO) Ó DENSIDAD DEL AIRE ES DE KG/M 2 (KG/MASA) EN CONDICIONES ESTÁNDAR Y AL NMM. LA FUERZA G (ACELERACIÓN POR GRAVEDAD), TIENE UN VALOR DE 9.81 M/S 2 O 32 FT/SEG 2. PRESIÓN, TEMPERATURA Y DENSIDAD DEL AIRE LA PRESIÓN Y TEMPERATURA JUEGAN UN PAPEL MUY IMPORTANTE EN EL PERFORMANCE (RENDIMIENTO) DE LAS AERONAVES PUES AMBOS AFECTAN DIRECTAMENTE UN ELEMENTO CRÍTICO LLAMADO DENSIDAD. RECORDEMOS PRIMERO QUE EL AIRE ES UN FLUIDO, COMPUESTO POR UNA MEZCLA DE GASES, DICHOS GASES RODEAN A LA TIERRA Y ESTÁN SUJETOS A LA ACCIÓN DE LA GRAVEDAD. POR ELLO LA DENSIDAD DEL AIRE ES MAYOR CERCA DE LA SUPERFICIE TERRESTRE E IRÁ DISMINUYENDO CONFORME NOS ALEJEMOS DE ÉSTA. DEBIDO A QUE EL PERFORMANCE DE LA AERONAVE DEPENDE DIRECTAMENTE DE ESTOS FACTORES, IRÁ DISMINUYENDO TAMBIÉN CON INCREMENTOS EN LA ALTITUD. EL CALENTAMIENTO DE UNA MASA DE AIRE, CAUSA QUE ÉSTA SE EXPANDA, CAUSANDO POR LO TANTO UNA DISMINUCIÓN EN LA DENSIDAD. EL SENTIDO COMÚN TAMBIÉN NOS PODRÍA DECIR QUE, SI BIEN LA TEMPERATURA DISMINUYE CON LA ALTURA, PUES DEBERÍAMOS ESPERAR UN INCREMENTO EN LA DENSIDAD Y ES CORRECTO, PERO EN LA PRÁCTICA OCURRE LO CONTRARIO, PUES EL EFECTO DE DISMINUCIÓN DE PRESIÓN CON LA ALTURA ES MUCHO MAYOR QUE EL DE TEMPERATURA, CAUSANDO UNA GRAN DISMINUCIÓN EN LA DENSIDAD. EN RESUMEN DEBEMOS RECORDAR QUE EL PERFORMANCE DE UNA AERONAVE DEPENDE DIRECTAMENTE DE LA DENSIDAD DEL AIRE. Y QUE ESTA ÚLTIMA SE VE AFECTADA POR CAMBIOS EN LA PRESIÓN, TEMPERATURA Y HUMEDAD ATMOSFÉRICAS. PARA FINES PRÁCTICOS, EL AVIADOR DEBERÁ CALCULAR LA ALTITUD DENSIMÉTRICA, QUE NO ES OTRA COSA MÁS QUE LA ALTITUD EN VALOR ISA QUE TIENE UNA DENSIDAD IDÉNTICA QUE EL AIRE QUE ESTAMOS CONSIDERANDO. SE PUEDE OBTENER CORRIGIENDO LA ALTITUD, PRESIÓN POR LA TEMPERATURA EXISTENTE. CUANDO HABLEMOS SOBRE PERFORMANCIAS DEL AVIÓN, HAREMOS REFERENCIA A DOS TIPOS, UNO TIENE QUE VER CON LA POTENCIA DESARROLLADA POR EL MOTOR Y EL OTRO QUE ESTÁ RELACIONADO CON LOS EFECTOS AERODINÁMICOS DEL AVIÓN. LO QUE OCURRE EN EL MOTOR ES QUE SI DISMINUIMOS LA DENSIDAD DEL AIRE QUE ENTRA AL CARBURADOR, DISMINUIMOS PROPORCIONALMENTE LA CANTIDAD DE MEZCLA AIRE / COMBUSTIBLE QUE ENTRA A LAS CÁMARAS DE COMBUSTIÓN, REDUCIÉNDOSE ASÍ LA POTENCIA PRODUCIDA POR EL MOTOR. 3

4 EL PERFORMANCE AERODINÁMICO DE UN AVIÓN DEPENDE DE AQUELLA FABULOSA RELACIÓN EXPRESADA ½ V 2, Y SI DE ESTA RELACIÓN DISMINUIMOS LA DENSIDAD, PUES LA AERONAVE TENDRÁ QUE MOVERSE A UNA VELOCIDAD AÉREA VERDADERA MAYOR PARA PODER DESARROLLAR LAS MISMAS FUERZAS AERODINÁMICAS. 4

5 CAPÍTULO II GRUPOS CONSTITUTIVOS DE UN AERONAVE ES CONVENIENTE, DEFINIR LO QUE ES UNA AERONAVE ANTES DE CONTINUAR CON EL ESTUDIO DE LA AERODINÁMICA, SE DEFINE COMO UNA MÁQUINA CAPAZ DE SUSTENTARSE EN LA ATMÓSFERA POR REACCIONES DEL AIRE CONTRA SUS SUPERFICIES Y NO DE LA MISMA CONTRA EL TERRENO. CUANDO VAYAS A UN AEROPUERTO, OBSERVA TODAS LAS AERONAVES QUE PUEDAS, TE PODRÁS DAR CUENTA DE LA GRAN VARIEDAD DE AVIONES QUE EXISTEN Y TE PODRÁ PARECER QUE SON MUY DIFERENTES ENTRE SÍ, PERO NO IMPORTA QUE TAN EXTRAÑOS PUEDAN PARECER, EN REALIDAD TODOS LOS DISEÑOS SE CONSTITUYEN POR CINCO COMPONENTES COMUNES: EL FUSELAJE TIENE DISTINTAS FUNCIONES, ENTRE ELLAS LA DE SER UN OBJETO DE UNIÓN PARA LOS CUATRO COMPONENTES RESTANTES, TAMBIÉN CONTIENE LA CABINA TANTO DE PILOTOS COMO DE PASAJEROS Y LOS EQUIPOS NECESARIOS PARA LA OPERACIÓN DE LA AERONAVE CON SUS SISTEMAS. EL ALA Ó GRUPO SUSTENTADOR QUE COMO SU NOMBRE LO INDICA, GENERA LA FUERZA REQUERIDA (LEVANTAMIENTO) PARA SOPORTAR EL PESO DE LA AERONAVE EN VUELO. LAS ALAS TAMBIÉN ALBERGAN SUPERFICIES QUE TE PERMITEN ESTABILIZAR Y CONTROLAR TU AERONAVE EN VUELO, ESTOS SON LOS ALERONES, LOS FLAPS Y COMPENSADORES. EL EMPENAJE ESTE SE CONSTITUYE DEL ESTABILIZADOR VERTICAL Y EL ESTABILIZADOR HORIZONTAL. ESTAS DOS SUPERFICIES SON FIJAS Y TE AYUDAN A MANTENER UNA TRAYECTORIA DE VUELO CONSTANTE. EL TIMÓN DE DIRECCIÓN O RUDER ESTÁ UNIDO AL BORDE DE SALIDA DEL ESTABILIZADOR VERTICAL Y SU PROPÓSITO ES CONTROLAR LA GUIÑADA. EL ELEVADOR ESTÁ UNIDO AL BORDE DE SALIDA DEL ESTABILIZADOR HORIZONTAL Y SU PROPÓSITO ES CONTROLAR EL CABECEO. TREN DE ATERRIZAJE SU PROPÓSITO ES SOPORTAR EL PESO DE LA AERONAVE CUANDO ÉSTA SE ENCUENTRA EN TIERRA Y EL DE PODER DESPLAZARLA SOBRE EL MISMO, ES DISEÑADO PARA PODER SOPORTAR LAS FUERTES CARGAS DURANTE EL ATERRIZAJE. EL TREN DE UNA AERONAVE USUALMENTE SE COMPONE DE DOS RUEDAS PRINCIPALES LOCALIZADAS A AMBOS LADOS DEL FUSELAJE Ó ALAS Y UNA TERCERA, QUE PUEDE LOCALIZARSE EN LA NARIZ Ó EN EL CONO DE COLA. LA PLANTA DE PODER SU OBJETIVO, ES DE GENERAR POTENCIA PARA PODER GIRAR LA HÉLICE O IMPULSAR A LA AERONAVE Y PRODUCIR LA TRACCIÓN NECESARIA PARA DESPLAZAR EL AVIÓN; TAMBIÉN GENERA LA ENERGÍA REQUERIDA PARA LOS SISTEMAS VARIOS Y PROVEE DE AIRE CALIENTE A LA CABINA, ENTRE MUCHAS OTRAS COSAS. 5

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7 CAPÍTULO III CUATRO FUERZAS PARA EL VUELO EN LA PRÁCTICA AHORA QUE HEMOS RECORDADO CONCEPTOS BÁSICOS SOBRE ATMÓSFERA Y AERONAVES, NOS ENFOCAREMOS DIRECTAMENTE AL TEMA CENTRAL DE ESTE MANUAL: EXPLICAR EL VUELO EN PRÁCTICA. EN ESTE CAPÍTULO, ANALIZAREMOS LAS FUERZAS QUE ACTÚAN EN UNA AERONAVE, EN UNA DETERMINADA CONDICIÓN DE VUELO, DEBIDO A SU SIMPLICIDAD Y A QUE SE PRESTA PARA SU FÁCIL EXPLICACIÓN, INICIAREMOS TOMANDO COMO BASE EL VUELO RECTO NIVELADO A VELOCIDAD CONSTANTE, COMO NUESTRO MODELO DE ESTUDIO. NO OBSTANTE, ESTO NO SIGNIFICA QUE EN OTRAS CONDICIONES DE VUELO LAS FUERZAS SEAN OTRAS, A DECIR VERDAD SON LAS MISMAS EN CUALQUIER PARTE DEL VUELO, SOLO QUE ACTÚAN EN FORMA DIFERENTE. ESTAS CUATRO FUERZAS SON: LEVANTAMIENTO.- GENERADO POR LAS ALAS Y QUE SOPORTA AL AVIÓN EN VUELO. PESO.- QUE ES LA FUERZA QUE LA TIERRA EJERCE SOBRE TODOS LOS CUERPOS TRACCIÓN.- QUE ES LA FUERZA QUE IMPULSA A LA AERONAVE PARA PODER DESPLAZARSE DENTRO DEL AIRE. RESISTENCIA.- ES LA FUERZA QUE SE OPONE AL MOVIMIENTO DEL AVIÓN. 7

8 LEVANTAMIENTO (LIFT L ) ESTA ES LA FUERZA CLAVE PARA PODER ELEVARNOS POR LOS AIRES. COMO SABEMOS ES PRODUCIDA POR LAS ALAS, PERO QUÉ SON LAS ALAS?, LAS ALAS SON PERFILES AERODINÁMICOS ESTUDIADOS Y DISEÑADOS PARA PRODUCIR FUERZAS AERODINÁMICAS CUANDO INTERACTÚAN CON UNA CORRIENTE DE AIRE EN MOVIMIENTO. VAMOS A ANALIZAR ESTO MÁS DE CERCA Y CON MAYOR DETALLE. ES LA COMPONENTE DE LA FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA PERPENDICULAR A LA DIRECCIÓN VIENTO RELATIVO. ESTA FUERZA AERODINÁMICA ES ORIGINADA EN LAS ALAS Y ES UNA DE LAS DOS FUERZAS EN QUE SE DESCOMPONE LA FUERZA RESULTANTE TOTAL AERODINÁMICA, LA OTRA FUERZA ES LA RESISTENCIA AL AVANCE DEL ALA. ESTA FUERZA SE DEBE A LA DIFERENCIA DE PRESIONES QUE ACTÚA SOBRE LAS ALAS DEL AVIÓN, PRODUCIDA POR SU MOVIMIENTO EN EL SENO DEL AIRE. PARA PODER AYUDARNOS A COMPRENDER EL ORIGEN DEL LEVANTAMIENTO, ESTUDIEMOS UN POCO SOBRE EL PRINCIPIO ENUNCIADO POR UN CIENTÍFICO SUIZO EN 1738, LLAMADO DANIEL BERNOULLI, QUE EXPRESADO EN SU FORMA MÁS SIMPLE SERÍA: EN UN SISTEMA CERRADO, LA PRESIÓN DE UN FLUIDO PERMANECE CONSTANTE, ES DECIR LA SUMA DE LA PRESIÓN DINÁMICA ( q ) Y LA PRESIÓN ESTÁTICA ( p ) ES IGUAL A UNA CONSTANTE, SI LA VELOCIDAD DEL FLUIDO AUMENTA, SU PRESIÓN DINÁMICA AUMENTA Y SU PRESIÓN ESTÁTICA DISMINUYE, SI SU PRESIÓN DINÁMICA DISMINUYE (SI LA VELOCIDAD DEL FLUIDO DISMINUYE), SU PRESIÓN ESTÁTICA AUMENTA. PRESIÓN ESTÁTICA ES AQUELLA QUE LA ATMÓSFERA EJERCE EN TODAS DIRECCIONES Y SE DEBE A LA SUMA DE LAS FUERZAS PRODUCIDAS POR LAS MOLÉCULAS DE AIRE QUE ESTÉN EN CONTACTO CON CUALQUIER SUPERFICIE. PRESIÓN DINÁMICA ES LA ENERGÍA CINÉTICA, ES DECIR LA QUE TIENE UN FLUIDO EN VIRTUD DE SU MOVIMIENTO Y ESTÁ DETERMINADA POR LA VELOCIDAD Y POR LA DENSIDAD DEL AIRE. UNA FORMA SENCILLA DE APLICAR ESTO ES CON EL TUBO VENTURI, QUE NO ES OTRA COSA MÁS QUE UN TUBO DE SECCIÓN VARIABLE QUE TIENE MANÓMETROS PARA INDICAR LA PRESIÓN QUE EL FLUIDO EJERCE SOBRE LAS PAREDES INTERNAS DEL MISMO. ASÍ OBSERVARÍAMOS QUE EN LAS SECCIONES MÁS ANGOSTAS EL AIRE TIENE QUE INCREMENTAR SU VELOCIDAD PARA PODER MANTENER EL MISMO GASTO Y ES DÓNDE LA PRESIÓN ESTÁTICA ES MENOR. PERO NO ES NECESARIO EL HACER CIRCULAR EL AIRE A TRAVÉS DE UN TUBO PARA APLICAR ESTA DIFERENCIA DE PRESIÓN, PUES CUALQUIER SUPERFICIE QUE ALTERE EL FLUJO DE UNA CORRIENTE DE AIRE CAUSA UN EFECTO VENTURI. 8

9 ASÍ COMO EL PERFIL DE UN ALA, EL CUAL ESTÁ ESTUDIADO PARA TOMAR VENTAJA DE ESTO, SU FORMA ES TAL QUE TIENE UNA MAYOR CURVATURA EN LA PORCIÓN SUPERIOR, CAUSANDO QUE EL AIRE SE ACELERE Y POR LO TANTO QUE LA PRESIÓN ESTÁTICA SOBRE EL ALA DISMINUYA. MIENTRAS QUE EN LA PORCIÓN INFERIOR EL AIRE RECORRE MENOR DISTANCIA EN EL MISMO TIEMPO, ES DECIR SU PRESIÓN ESTÁTICA ES MAYOR. EL PATRÓN DE LA CORRIENTE DE AIRE ALREDEDOR DEL PERFIL DEPENDE DE SU FORMA, ÁNGULO RESPECTO A LA DIRECCIÓN DE MOVIMIENTO DEL AIRE, DE LA DENSIDAD Y VISCOSIDAD DEL AIRE. DEFINICIONES: VIENTO RELATIVO ES LA DIRECCIÓN EN LA CUAL SE DESPLAZAN LAS MOLÉCULAS DE AIRE ANTES DE SER AFECTADAS POR EL PERFIL Y SU MAGNITUD DEPENDE DE LA VELOCIDAD. SÓLO QUE EN SENTIDO OPUESTO. SE LE LLAMA VIENTO RELATIVO PORQUE SE PUEDE CONSIDERAR QUE EL PERFIL SE MUEVE Y EL AIRE ESTÁ EN REPOSO, Ó BIEN QUE EL PERFIL ESTÁ EN REPOSO Y QUE EL AIRE SE MUEVE. ES LA MAGNITUD Y DIRECCIÓN DE LAS LÍNEAS DE CORRIENTE DEL AIRE, CON SENTIDO CONTRARIO AL MOVIMIENTO DEL PERFIL ALAR ANTES DE SER AFECTADAS POR DICHO PERFIL. LÍNEAS DE CORRIENTE SON LAS TRAYECTORIAS QUE SIGUEN LAS MOLÉCULAS DE UN FLUIDO CUANDO ÉSTE SE ENCUENTRA EN MOVIMIENTO. EXISTEN DOS TIPOS DE FLUJO ALREDEDOR DE UN PERFIL AERODINAMICO, EL FLUJO LAMINAR Y EL FLUJO TURBULENTO: FLUJO LAMINAR ES AQUEL EN EL QUE LAS PARTÍCULAS DEL FLUIDO DENTRO DE LA CORRIENTE TIENE LA MISMA VELOCIDAD, PRESIÓN ESTÁTICA Y DIRECCIÓN DE MOVIMIENTO QUE CUALQUIER OTRA PARTÍCULA QUE HAYA PASADO POR ESE MISMO PUNTO. SIGUIENDO TRAYECTORIAS PARALELAS ENTRE SÍ. FLUJO TURBULENTO EN ÉSTE, LAS MOLÉCULAS NO SIGUEN LAS MISMAS TRAYECTORIAS, ES DECIR, EXISTE UN FLUJO DESORGANIZADO Y QUE NO PRODUCE EFECTOS CONSTANTES DE PRESIÓN Y VELOCIDAD. 9

10 ANGULO DE ATAQUE ES AQUEL FORMADO POR LA CUERDA DEL PERFIL Y LA DIRECCIÓN DEL VIENTO RELATIVO. FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA PERO, DÓNDE Y COMO SE APLICA LA FUERZA DE LEVANTAMIENTO OBTENIDA?. PARA ELLO UTILIZAREMOS UN EJEMPLO MUY SENCILLO: TOMEMOS UN PLATO Y COLOQUÉMOSLO PARALELO A LA DIRECCIÓN DE FLUJO DE UNA CORRIENTE DE AIRE. AL ESTAR PARALELO, PRÁCTICAMENTE NO CAUSA ALTERACIÓN DEL FLUJO (FLUJO TURBULENTO). SIN EMBARGO SI AHORA TOMAMOS EL PLATO Y LO INCLINAMOS RESPECTO A LA DIRECCIÓN DEL FLUJO, VEREMOS CLARAMENTE UNA REACCIÓN QUE TIENDE A LEVANTAR Y A RETROCEDER AL PLATO DE SU POSICIÓN ORIGINAL, LA MAGNITUD DE ESTAS FUERZAS DEPENDERÁ DE LA INCLINACIÓN DEL PLATO, DE LA VELOCIDAD DEL AIRE Y DE SU DENSIDAD. EN ESTE PLATO SE ESTÁ APLICANDO EL PRINCIPIO DE BERNOULLI, PUES EL AIRE RECORRE MAYOR DISTANCIA POR ARRIBA Y POR LO TANTO DISMINUYE LA PRESIÓN ESTÁTICA SUCCIONANDO AL PLATO. PERO ESTO NO ES TODO, LA PRODUCCIÓN DE ESTE LEVANTAMIENTO TAMBIÉN IRÁ ACOMPAÑADA EN TODO MOMENTO POR OTRA FUERZA, LA DE RESISTENCIA AL AVANCE DE UN OBJETO. ESTO MISMO SE APLICA A LAS ALAS EN VUELO, POR LO TANTO PODEMOS DECIR QUE UN PERFIL AL INTERACTUAR CON UNA CORRIENTE DE AIRE, CON UNA CIERTA INCLINACIÓN PRODUCIRÁ UNA FUERZA LLAMADA: FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA, DE AHÍ QUE ESTA FUERZA RESULTANTE SE DIRIJA HACIA ARRIBA, ESTA DIFERENCIA DE PRESIONES PRODUCE EL 75% DEL LEVANTAMIENTO DEL ALA Y DE DÓNDE VIENE EL OTRO 25%?. PARA EXPLICAR DE DÓNDE VIENE EL LEVANTAMIENTO RESTANTE, RECORDEMOS LA TERCERA LEY DE NEWTON: A TODA ACCIÓN CORRESPONDE UNA REACCIÓN DE IGUAL MAGNITUD Y DIRECCIÓN PERO EN SENTIDO OPUESTO, FÁCIL DE APLICAR A NUESTRO PERFIL SI VEMOS QUE LAS PARTÍCULAS DE AIRE QUE INCIDEN EN LA SUPERFICIE INFERIOR SON EMPUJADAS HACIA ABAJO, Y POR LO TANTO EL PERFIL HACIA ARRIBA. FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA.- ES LA REPRESENTACIÓN GRÁFICA, DE LA SUMA VECTORIAL DE TODAS LAS FUERZAS AERODINÁMICAS QUE ACTÚAN SOBRE EL PERFIL Y QUE SE DESCOMPONE A SU VEZ EN OTRAS DOS Y ESTA SE VE AFECTADA POR LA DENSIDAD ATMOSFÉRICA, LA VELOCIDAD Y EL ANGULO DE ATAQUE. 10

11 LEVANTAMIENTO COMPONENTE VERTICAL DE LA FUERZA RESULTANTE QUE SOPORTA AL AVIÓN Y QUE ES PERPENDICULAR A LA DIRECCIÓN DEL VIENTO RELATIVO. SI BIEN NO ESTAMOS ESTUDIANDO INGENIERÍA, ES DE GRAN IMPORTANCIA QUE UN PILOTO COMPRENDA LOS FACTORES QUE SON DETERMINANTES PARA EL LEVANTAMIENTO, POR ESO, Y AUNQUE MUCHOS AVIADORES LE TENGAN ABERRACIÓN A FÓRMULAS MATEMÁTICAS, SE HA DECIDIDO INCLUIR EN ESTE MANUAL LA FÓRMULA DEL LEVANTAMIENTO: DÓNDE L = ½ C L S V 2 ρ S C L V 2 DENSIDAD DEL AIRE. SUPERFICIE ALAR. COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO. VELOCIDAD DEL AVIÓN. C L : ES EL COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO QUE ES UN VALOR FIJO PARA UN CIERTO TIPO DE PERFIL, PERO DEPENDE DIRECTAMENTE DEL ÁNGULO DE ATAQUE. ½ V 2 : QUE NO ES OTRA COSA MÁS QUE LA FÓRMULA DE LA ENERGÍA CINÉTICA Y ES FACTOR DETERMINANTE EN EL LEVANTAMIENTO DEBIDO A QUE UN PERFIL REQUIERE DE ESTAR EN MOVIMIENTO PARA PRODUCIRLO; OBVIAMENTE SERÁ MAYOR MIENTRAS LA DENSIDAD DEL AIRE Y LA VELOCIDAD DEL FLUIDO SEAN MAYORES, SIENDO LA RELACIÓN DE LA DENSIDAD DEL AIRE Y V 2 ES LA VELOCIDAD DE LA AERONAVE. S : ES LA SUPERFICIE ALAR DEL PERFIL. LA CUAL POR SUPUESTO ES DIRECTAMENTE PROPORCIONAL A LA PRODUCCIÓN DEL LEVANTAMIENTO. RESISTENCIA AL AVANCE. ES LA FUERZA QUE SE OPONE AL MOVIMIENTO DEL PERFIL. ESTA COMPONENTE SIEMPRE ACTÚA HACIA ATRÁS Y ES PARALELA A LA DIRECCIÓN DEL MOVIMIENTO DE LA AERONAVE. TODO VA BIEN PERO, DÓNDE SE CONSIDERA ESA FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA?, PARA IMAGINARNOS ESTO COMPARÉMOSLO CON EL CENTRO DE GRAVEDAD DE UN CUERPO; DE LA MISMA MANERA QUE TODO SU PESO SE CONSIDERA APLICADO EN EL C.G., EN EL PERFIL, TODAS LAS FUERZAS AERODINÁMICAS SE CONSIDERAN APLICADAS EN UN PUNTO CONOCIDO COMO EL CENTRO DE PRESIÓN. CENTRO DE PRESIÓN. ES EL PUNTO DONDE SE ENCUENTRA APLICADA LA FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA. SU SITUACIÓN ES LA INTERSECCIÓN DE LA FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA CON LA CUERDA GEOMÉTRICA DEL PERFIL. PARA ÁNGULOS DE ATAQUE PEQUEÑO, LA RESULTANTE AERODINÁMICA ES RELATIVAMENTE PEQUEÑA, CON DIRECCIÓN HACIA ARRIBA Y ATRÁS DE LA VERTICAL. EL C.P. ESTARÁ BASTANTE ATRÁS DEL BORDE DE ATAQUE. 11

12 PARA ÁNGULOS DE ATAQUE MEDIOS LA RESULTANTE AERODINÁMICA ES MAYOR, CAMBIANDO SU DIRECCIÓN, VOLVIÉNDOSE MAS A LA VERTICAL Y SU CENTRO DE PRESIÓN SE MOVERÁ MAS HACIA EL CENTRO DEL PERFIL. PARA ÁNGULOS DE ATAQUE GRANDES (ANTES DEL ANGULO DE DESPLOME), LA RESULTANTE AERODINÁMICA ES MAYOR AÚN, SU DIRECCIÓN ES HACIA ATRÁS DE LA VERTICAL, MOVIÉNDOSE SU CENTRO DE PRESIÓN HACIA DELANTE, DE UN 20 A UN 25 % DE LA CUERDA A PARTIR DEL BORDE DE ATAQUE. ESTE CENTRO CAMBIARÁ SU LOCALIZACIÓN DE ACUERDO A LOS CAMBIOS QUE EL PERFIL TENGA RESPECTO A VELOCIDADES Y ÁNGULOS DE ATAQUE. MIENTRAS EL ÁNGULO DE ATAQUE SE INCREMENTE, EL CENTRO DE PRESIÓN SE RECORRE HACIA DELANTE, HASTA QUE SE ALCANCE EL ÁNGULO DEL DESPLOME, EN ESTE PUNTO EL CENTRO DE PRESIÓN SE RECORRE ABRUPTAMENTE HACIA ATRÁS. DEL MISMO MODO QUE SI EL ÁNGULO DE ATAQUE SE DISMINUYE, EL CENTRO DE PRESIÓN SE RECORRE HACIA ATRÁS. C LMAX COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO MÁXIMO. ES EL PUNTO EN EL QUE LA HABER INCREMENTADO EL ANGULO DE ATAQUE, SE OBTIENE EL VALOR MÁXIMO QUE PUEDE ALCANZAR EL COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO, PARA ESE PERFIL. RELACIÓN VELOCIDAD LEVANTAMIENTO. EL LEVANTAMIENTO VARIA CON EL CUADRADO DE LA VELOCIDAD, ES DECIR, SI SE INCREMENTA AL DOBLE LA VELOCIDAD, EL LEVANTAMIENTO AUMENTA EN CUATRO VECES SU VALOR, SI LA VELOCIDAD SE INCREMENTARA TRES VECES, EL LEVANTAMIENTO SE INCREMENTARÍA NUEVE VECES. DIRECCIÓN DEL LEVANTAMIENTO. LA FUERZA DEL LEVANTAMIENTO SIEMPRE ESTA CONTENIDA EN EL PLANO LONGITUDINAL DEL AVIÓN, SU DIRECCIÓN SERÁ SIEMPRE, PERPENDICULAR A LA DIRECCIÓN DEL VIENTO RELATIVO. POR LO TANTO, EL LEVANTAMIENTO ACTÚA EN CUALQUIER DIRECCIÓN, INDEPENDIENTEMENTE DE LA POSICIÓN DEL HORIZONTE, YA QUE EL AVIÓN AL EFECTUAR DIVERSAS MANIOBRAS PUEDE TOMAR DIRECCIONES DE VUELO INCLINADAS, PARALELAS O PERPENDICULARES AL HORIZONTE. PERFILES AERODINÁMICOS AHORA BIEN, YA HEMOS VISTO COMO SE DISTRIBUYEN LAS PRESIONES ALREDEDOR DE UN PERFIL, AHORA ECHAREMOS UN VISTAZO A LOS ELEMENTOS PRINCIPALES QUE CONSIDERAN LOS INGENIEROS AL DISEÑAR UN TIPO ESPECÍFICO DE ALA: BORDE DE ATAQUE PARTE DELANTERA DEL PERFIL QUE INCIDE CON EL VIENTO RELATIVO. BORDE DE SALIDA PARTE POSTERIOR DEL PERFIL Y ES DÓNDE EL FLUJO DE LA PORCIÓN SUPERIOR SE REÚNE CON EL DE LA SUPERFICIE INFERIOR. CUERDA DEL ALA TAMBIÉN CONOCIDA COMO CUERDA GEOMÉTRICA, ES UNA LÍNEA RECTA QUE UNE EL BORDE DE ATAQUE CON EL BORDE DE SALIDA DE UN PERFIL. LÍNEA DE CURVATURA MEDIA LÍNEA QUE UNE PUNTOS EQUIDISTANTES ENTRE EL INTRADOS Y EL EXTRADOS DE UN PERFIL AERODINÁMICO. ESPESOR MÁXIMO ES LA DISTANCIA MÁXIMA QUE EXISTE ENTRE EL INTRADOS Y EL EXTRADOS DE UN PERFIL. 12

13 FLECHA MÁXIMA ES LA MAYOR DISTANCIA QUE EXISTE ENTRE LA LÍNEA DE CURVATURA MEDIA Y LA CUERDA GEOMÉTRICA DEL ALA. EXTRADOS SE LE DA ESTE NOMBRE A LA PORCIÓN SUPERIOR DEL PERFIL. INTRADOS CON ESTE NOMBRE SE CONOCE A LA PORCIÓN INFERIOR DEL PERFIL. COMBADURA SE LE DA ESTE NOMBRE A LA DIFERENCIA ENTRE LA CURVATURA DE LAS PORCIONES SUPERIOR E INFERIOR DE UN PERFIL. MIENTRAS QUE EN EL ESTRADOS ES MÁS PRONUNCIADO, EN EL INTRADOS ES RELATIVAMENTE MÁS PLANO. LO CUAL ES LA CAUSA DE LA DIFERENCIA DE VELOCIDADES EN EL FLUJO, PUES EL EXTRADOS TIENE MAYOR DISTANCIA QUE EL INTRADOS. NOTA: EN LOS PERFILES SIMÉTRICOS SE ENCONTRARÁ LA MISMA COMBADURA EN EL INTRADOS Y EXTRADOS. FORMA DEL PERFIL SE LE DA ESTE NOMBRE A LA SILUETA DEL PERFIL QUE SE OBTIENE EN UNA PROYECCIÓN. EJEMPLOS SON EL ALA RECTANGULAR, CÓNICA, ELÍPTICA, EN FLECHA, EN DELTA, ETC. RAZÓN DE ASPECTO ESTA RAZÓN ES LA QUE EXISTE ENTRE EL LARGO Y EL ANCHO DE UNA ALA, Y ES UNO DE LOS PRINCIPALES FACTORES PARA DETERMINAR SU EFICIENCIA. SE OBTIENE AL DIVIDIR LA ENVERGADURA DE UNA ALA POR SU CUERDA PROMEDIO. 13

14 SUPERFICIE ALAR ESTA ES LA SUPERFICIE TOTAL QUE SE LE HA DADO AL ALA, LA CUAL DEBE DE SER SUFICIENTE PARA PODER SOPORTAR EL PESO DEL AERONAVE. PARA CADA AVIÓN HABRÁ UN VALOR DETERMINADO Y CONSTANTE DE LA SUPERFICIE ALAR, DETERMINADO POR LA ENVERGADURA Y TIPO DE ALA. ALA RECTANGULAR ALA CÓNICA ALA ELÍPTICA 14

15 ALA TRAPEZOIDAL ALA DELTA ÁNGULO DE INCIDENCIA ESTE ES AQUÉL ÁNGULO FORMADO ENTRE LA CUERDA DEL ALA Y UNA LÍNEA PARALELA AL EJE LONGITUDINAL DE LA AERONAVE, ES DECIR ES EL ÁNGULO AL CUÁL EL ALA SE EMPOTRA EN EL FUSELAJE DEL AVIÓN. CÓMO CONTROLAR EL LEVANTAMIENTO AHORA BIEN, YA HEMOS ESTUDIADO EL PERFIL, DE CÓMO PRODUCE EL LEVANTAMIENTO CUANDO INTERACTÚA CON EL VIENTO RELATIVO, ESTA SECCIÓN ES DE PARTICULAR IMPORTANCIA PUES PRETENDE LLEVAR A LA PRÁCTICA LOS ASPECTOS TEÓRICOS ANTES MENCIONADOS, CON ELLO NO SE PRETENDE QUE SE LLEVE UN CUADERNO Y UNA CALCULADORA CIENTÍFICA EN VUELO PARA IR CALCULANDO EL LEVANTAMIENTO, SI NO QUE MÁS BIEN SE COMPRENDAN LAS DISTINTAS TÉCNICAS QUE UN PILOTO PUEDE APLICAR PARA CONTROLAR EL LEVANTAMIENTO. LAS DOS PRINCIPALES FORMAS SON LA DE CAMBIAR LA VELOCIDAD Y LA DE CAMBIAR EL ÁNGULO DE ATAQUE. CAMBIANDO LA VELOCIDAD.- RECORDEMOS DE LA FÓRMULA QUE EL LEVANTAMIENTO ES PROPORCIONAL AL CUADRADO DE LA VELOCIDAD, ESTO SIGNIFICA QUE SI LA VELOCIDAD SE DUPLICA, EL LEVANTAMIENTO AUMENTA EN EL FACTOR DE UN CUATRO Y ASÍ PROPORCIONALMENTE. EN VUELO VERÍAMOS QUE A MAYOR VELOCIDAD MAYOR LEVANTAMIENTO Y VICEVERSA. 15

16 NO OBSTANTE LA VELOCIDAD REQUERIDA PARA SUSTENTAR UN AVIÓN EN VUELO CAMBIARÁ DE ACUERDO AL ÁNGULO DE ATAQUE, A LA POSICIÓN DE LOS FLAPS, A LA CONFIGURACIÓN Y AL PESO DE LA AERONAVE. CAMBIANDO EL ÁNGULO DE ATAQUE.- RECORDEMOS AHORA DE LA FÓRMULA QUE EL C L DEPENDE DEL ÁNGULO DE ATAQUE, ES DECIR, UN INCREMENTO EN EL ÁNGULO DE ATAQUE NOS PRODUCIRÁ UN INCREMENTO EN EL COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO, SIN EMBARGO, NO PODEMOS SEGUIR INCREMENTANDO EL ÁNGULO DE ATAQUE INDEFINIDAMENTE, PUES HAY UN PUNTO LLAMADO C LMAX,, EN EL CUAL TENEMOS LO QUE SE CONOCE COMO EL ÁNGULO EN DONDE SE ALCANZA EL MÁXIMO LEVANTAMIENTO, EL CUAL ES PREVIO AL DESPLOME, PUES SI AUMENTAMOS EL ÁNGULO UN POCO MÁS CAEREMOS EN PÉRDIDA (DESPLOME O STALL). EL DESPLOME ES CAUSADO POR LA SEPARACIÓN DEL FLUJO EN EL ESTRADOS POR EL EXCESIVO ÁNGULO DE ATAQUE, ÉSTA SEPARACIÓN DE FLUJO CAUSA UNA DISMINUCIÓN INMEDIATA Y DRÁSTICA DE LEVANTAMIENTO, CON LA CONSECUENTE PÉRDIDA DE ALTITUD. PERO LOS DESPLOMES SERÁN ANALIZADOS CON DETALLE EN UNA SECCIÓN POSTERIOR. PESO (WEIGHT W ). EL TÉRMINO DE GRAVEDAD, DEFINE A LA FUERZA VERTICAL QUE ATRAE A TODOS LOS CUERPOS HACIA EL CENTRO DE LA TIERRA; EL NOMBRE DADO A ESTA FUERZA, APLICADA A LOS CUERPOS ES PESO. EL PESO DE UNA AERONAVE ESTARÁ CAMBIANDO TODO EL TIEMPO, PUES DEPENDE DE LA CANTIDAD DE CARGA, PASAJEROS, COMBUSTIBLE, EQUIPO, ETC. EN VUELO LA ÚNICA FORMA EN QUE EL PESO ES DISMINUIDO ES POR EL CONSUMO DEL COMBUSTIBLE UTILIZADO (A MENOS DE QUE VAYAMOS TIRANDO OBJETOS Y/O PERSONAS). PARA FINES PRÁCTICOS SE HA DETERMINADO UN PUNTO ESPECÍFICO DENTRO DEL CUERPO EN EL CUAL SE CONSIDERA APLICADO AL PESO TOTAL DEL MISMO. A ESTE PUNTO SE LE DENOMINA CENTRO DE GRAVEDAD, Y ES ESTE PUNTO DÓNDE SE CONSIDERA EL CENTRO DE ROTACIÓN PARA CUALQUIER CAMBIO DE POSICIÓN DEL CUERPO. PUES SI EL CUERPO (AVIÓN) SE AMARRARA CON UN CABLE DE SU CG, ESTE SE MANTENDRÍA EN BALANCE. LA MAGNITUD DE ESTE PESO EN LA PRÁCTICA ES MUY IMPORTANTE, PUES TENDREMOS QUE ESTAR DENTRO DE LAS LIMITACIONES DE NUESTRA AERONAVE ESPECIFICADAS POR EL FABRICANTE, TANTO ESTRUCTURALES COMO OPERACIONALES. ASÍ COMO HAY LÍMITES ESTABLECIDOS PARA LA CANTIDAD DE PESO QUE UN AVIÓN ES CAPAZ DE LLEVAR, TAMBIÉN TENDREMOS LÍMITES FIJADOS POR EL FABRICANTE PARA LA POSICIÓN DEL CENTRO DE GRAVEDAD, DENTRO DE LOS CUALES DEBEMOS OPERAR. YA QUE COMO VEREMOS EN UNA SECCIÓN POSTERIOR TITULADA ESTABILIDAD LA POSICIÓN DEL CENTRO DE GRAVEDAD TIENE UN EFECTO DIRECTO EN ÉSTA. 16

17 UNA FORMA DE DESCRIBIR LA CANTIDAD DE PESO QUE LAS ALAS SOPORTAN EN VUELO RECTO Y NIVELADO ES CARGA ALAR, QUE SE DEFINE COMO LA RELACIÓN PESO/AREA, Y SE OBTIENE SIMPLEMENTE DIVIDIENDO EL PESO TOTAL DE LA AERONAVE ENTRE LA SUPERFICIE ALAR. TRACCIÓN (TRUST T ). ES LA FUERZA HORIZONTAL NECESARIA PARA QUE EL AVIÓN PUEDA DESPLAZARSE HACIA ADELANTE VENCIENDO A LA RESISTENCIA DEL AVANCE, DANDO VELOCIDAD AL AVIÓN. EXCEPTO CUANDO EL AVIÓN SUFRE CAMBIOS EN SU VELOCIDAD (ACELERACIÓN Ó DESACELERACIÓN), LA TRACCIÓN Y LA RESISTENCIA AL AVANCE SON IGUALES. ESTA FUERZA ES PRODUCIDA POR LA PLANTA MOTOPROPULSORA MONTADA EN EL AVIÓN, LA CUAL PUEDE SER DE TRES TIPOS PRINCIPALES: MOTOR RECÍPROCO (CON UNA HÉLICE), MOTOR A REACCIÓN (Y SUS VARIANTES) Y EL HÍBRIDO MOTOR TURBOHÉLICE (TURBOPROP). PARA ILUSTRAR LA FORMA EN LA QUE ACTÚA LA FUERZA EN EL AVIÓN, ANALICEMOS LA SEGUNDA LEY DE MOVIMIENTO DE NEWTON: SIEMPRE QUE UNA FUERZA NO EQUILIBRADA ACTÚE SOBRE UN CUERPO, SE PRODUCE UNA ACELERACIÓN QUE ES DIRECTAMENTE PROPORCIONAL A LA FUERZA E INVERSAMENTE PROPORCIONAL A LA MASA DEL CUERPO. EXPRESADO DE OTRA MANERA: F= MA. ESTO SIGNIFICA QUE PARA PODER ACELERAR EL AVIÓN, LA TRACCIÓN DEBE DE SER MAYOR QUE LA RESISTENCIA AL AVANCE, ESTO SE LOGRA INCREMENTANDO LA POTENCIA; LO QUE SE TRADUCE EN UN INCREMENTO EN LA VELOCIDAD, PERO SOLO HASTA EL PUNTO EN QUE LA TRACCIÓN Y LA RESISTENCIA SE VUELVAN A EQUILIBRAR, MANTENIENDO UNA NUEVA, PERO MAYOR VELOCIDAD CONSTANTE. DEL MISMO MODO, AL REDUCIR LA POTENCIA, LA RESISTENCIA EN ESTE CASO MAYOR, CAUSA QUE EL AVIÓN SE DESACELERE, PERO MIENTRAS EL AVIÓN PIERDA VELOCIDAD, LA RESISTENCIA DISMINUYE. Y CUANDO LA RESISTENCIA HAYA DISMINUIDO LO SUFICIENTE COMO PARA EQUILIBRAR DE NUEVO LA TRACCIÓN, EL AVIÓN CONSERVARÁ CONSTANTE ESTA NUEVA VELOCIDAD. TRACCIÓN OBTENIDA POR UNA HÉLICE LA HÉLICE NO ES OTRA COSA MÁS QUE UN PERFIL AERODINÁMICO (PARECIDO A LAS ALAS), QUE TAMBIÉN PRODUCE FUERZAS AERODINÁMICAS. SU PROPÓSITO ES EL DE CONVERTIR LA POTENCIA DESARROLLADA POR EL MOTOR, EN ENERGÍA CINÉTICA. MIENTRAS GIRA A ALTAS VELOCIDADES, LA HÉLICE PRODUCE UNA ZONA DE BAJA PRESIÓN ESTÁTICA (IGUAL QUE UN ALA) EN LA ZONA ANTERIOR DEL PERFIL Y UNA ZONA DE MAYOR PRESIÓN EN LA PARTE POSTERIOR, LO CUAL SE TRADUCE EN UNA FUERZA QUE ACTÚA HACIA DELANTE LLAMADA TRACCIÓN Y QUE JALA AL AVIÓN HACIA ADELANTE. GUIÑADA INDUCIDA A LA IZQUIERDA CAUSADA POR UNA HÉLICE LOS AVIONES QUE OBTIENEN SU FUERZA DE TRACCIÓN DE LAS HÉLICES, Y SOBRE TODO LOS MONOMOTORES, SUFREN CUATRO EFECTOS QUE TIENDEN A HACER QUE EL AVIÓN GUIÑA Y SUFRA UN BANQUEO HACIA LA IZQUIERDA EN LOS AVIONES CONSTRUIDOS CON MOTORES AMERICANOS YA QUE LOS EUROPEOS Y ALGUNOS ASIÁTICOS LA ROTACIÓN DE LA HELICE SE GENERA EN SENTIDO CONTRARIO Y EL EFECTO ES INVERSO. ESTAS SON PRODUCIDAS POR LA COMBINACIÓN DE EFECTOS TANTO FÍSICOS COMO AERODINÁMICOS. ES IMPORTANTE SEÑALAR QUE EL PILOTO DEBE CONOCER ESTOS EFECTOS Y ANTICIPARSE A ELLOS PARA CORREGIRLOS. SE PRESENTAN PARTICULARMENTE EN CONDICIONES DE VUELO EN LAS QUE EL AVIÓN TIENE UN ÁNGULO DE ATAQUE, GRAN POTENCIA PERO POCA VELOCIDAD; ESTO ES DURANTE EL DESPEGUE, EN ASCENSO E INCLUSO EN VUELO LENTO. LA FORMA DE CORREGIRLOS ES MUY SENCILLA, SIMPLEMENTE NO DEBEMOS DE DEJAR DE OBSERVAR EL INCLINÓMETRO (EN EL COORDINADOR DE VIRAJE) Y SIEMPRE MANTENER CENTRADA LA CANICA O BOLA CON EL USO DE LOS PEDALES (PISAR LA BOLA), TAMBIÉN DEBE TOMARSE E EN CUENTA LOS SIGUIENTES EFECTOS: 17

18 TORQUE O PAR MOTOR, (RECORDANDO LA TERCERA LEY DE NEWTON), SI LA HÉLICE GIRA EN EL SENTIDO DE LAS MANECILLAS DEL RELOJ (VISTO DESDE LA CABINA), ENTONCES EJERCERÁ UN EFECTO DE TORSIÓN EN EL AVIÓN EN CONTRA DE LAS MANECILLAS DEL RELOJ QUE TENDERÁ A ALABEAR Y GUIÑAR AL AVIÓN HACIA LA IZQUIERDA. FACTOR P Ó TRACCIÓN ASIMÉTRICA, CUANDO EL AVIÓN SE ENCUENTRA EN UNA ACTITUD DE NARIZ ARRIBA (DESPEGUE Ó ASCENSO) Y A GRAN ÁNGULO DE ATAQUE EL EJE DE LA HÉLICE SE ENCUENTRA INCLINADO HACIA ARRIBA Y POR LO TANTO SU PLANO DE ROTACIÓN NO ES VERTICAL. MIENTRAS EL AVIÓN SE DESPLACE, LA PALA DESCENDIENTE DEL LADO DERECHO DE LA HÉLICE (VISTA DESDE CABINA) TENDRÁ UN MAYOR ÁNGULO DE ATAQUE QUE LA PALA ASCENDENTE DEL LADO IZQUIERDO; ESTO SE TRADUCIRÁ POR LO TANTO EN QUE LA TRACCIÓN PRODUCIDA POR EL LADO DERECHO DE LA HÉLICE SEA MAYOR QUE LA DEL LADO IZQUIERDO, LO CUAL TRATARÁ DE GUIÑAR EL AVIÓN HACIA LA IZQUIERDA A TRAVÉS DE SU EJE VERTICAL. UNA FORMA FÁCIL DE VISUALIZAR ESTO ES VER EN LA RAMPA UN AVIÓN CON TREN CONVENCIONAL, DÓNDE SE PUEDE APRECIAR FÁCILMENTE LA DIFERENCIA DE ÁNGULOS DE ATAQUE. PRECESION GIROSCÓPICA, SE PRESENTA SOBRE TODO EN AVIONES CON PATÍN DE COLA EN DESPEGUES. SIENDO UN CUERPO QUE GIRA ALREDEDOR DE SU PROPIO EJE, LA HÉLICE EXHIBE CIERTAS CARACTERÍSTICAS DE LOS GIROSCOPIOS, ASÍ COMO RIGIDEZ Y PRECESIÓN. SI LA ACTITUD DE UN AVIÓN SE CAMBIA DE NARIZ ARRIBA A UNA POSICIÓN NIVELADA, EQUIVALDRÍA A APLICAR UNA FUERZA EN LA PARTE SUPERIOR DEL PLANO DE ROTACIÓN DE LA HÉLICE. Y SI RECORDAMOS QUE EN LA PRECESIÓN UNA FUERZA APLICADA EN UN PUNTO, PRODUCIRÁ UN EFECTO DE ROTACIÓN A 90 GRADOS (EN LA DIRECCIÓN DE GIRO) DE DÓNDE FUE APLICADA, POR LO TANTO EL AVIÓN TENDERÁ A GUIÑAR A LA IZQUIERDA, PUES DICHA FUERZA ACTÚA EN EL LADO DERECHO DEL PLANO DE ROTACIÓN. ESTO SUCEDE CUANDO LA COLA DEL AVIÓN CONVENCIONAL SE LEVANTA PARA EL DESPEGUE. ESTELA DE LA HELICE, CUANDO UNA HÉLICE QUE GIRA EN EL SENTIDO DE LAS MANECILLAS DEL RELOJ (VISTO DESDE LA CABINA), PRODUCE UN EFECTO DE ESPIRAL EN EL FLUJO DE AIRE QUE ESTÁ ACELERANDO. ESTE FLUJO SE ATORNILLA ALREDEDOR DEL AVIÓN SIGUIENDO LA MISMA TRAYECTORIA EN ESPIRAL. ESTO CAUSA UN FLUJO ASIMÉTRICO SOBRE EL TIMÓN Y EL ESTABILIZADOR VERTICAL, SIENDO MAYOR SU EFECTO SOBRE EL LADO IZQUIERDO DEL MISMO; LO CUAL PRODUCE UNA FUERZA RESULTANTE QUE EMPUJA EL EMPENAJE HACIA EL LADO DERECHO, TRADUCIÉNDOSE EN LA NARIZ DEL AVIÓN MOVIÉNDOSE HACIA LA IZQUIERDA. 18

19 NOTA: PARA UN AVIÓN MONOMOTOR CUYA HÉLICE GIRE EN SENTIDO CONTRARIO A LAS MANECILLAS DEL RELOJ (VISTO DESDE CABINA), ESTOS EFECTOS PRODUCIRÁN UNA GUIÑADA HACIA LA DERECHA, EN LOS AVIONES BIMOTORES COMUNES, ESTOS SON LOS EFECTOS QUE DETERMINAN LA EXISTENCIA DE UN MOTOR CRÍTICO, DE ALLÍ QUE ALGUNOS TENGAN MOTORES CUYAS HÉLICES GIREN EN SENTIDOS OPUESTOS (CONTRARROTATIVAS). RESISTENCIA AL AVANCE (DRAG D ) LA RESISTENCIA ES UN TÉRMINO AERODINÁMICO APLICADO A LA FUERZA DE OPOSICIÓN EXPERIMENTADA POR EL AVIÓN CUANDO SE MUEVE EN EL AIRE. LA DIRECCIÓN EN LA QUE ACTÚA ES OPUESTA A LA DEL MOVIMIENTO Y PARALELA AL DESPLAZAMIENTO DEL AVIÓN. SE OPONE A LA FUERZA DE TRACCIÓN Y ES UNA LIMITANTE EN LA VELOCIDAD DEL AVIÓN. ES POR ELLO QUE LA RESISTENCIA SE TRATA DE ELIMINAR EN TODOS LOS AVIONES, DE ESTE MODO SE OBTENDRÍA UNA VELOCIDAD MAYOR APLICANDO UNA MENOR FUERZA DE TRACCIÓN; LO QUE A SU VEZ SE TRADUCIRÍA EN AVIONES MÁS EFICIENTES Y ECONÓMICOS, POR LO CONSIGUIENTE MAS RENTABLES. RESISTENCIA AL AVANCE TOTAL, ESTA ES LA SUMA DE TODAS LAS FUERZAS AERODINÁMICAS QUE SE OPONEN AL MOVIMIENTO DEL AVIÓN. UNA MANERA MUY SENCILLA PARA ESTUDIAR A TODAS ELLAS ES LA DE CLASIFICARLAS EN LOS SIGUIENTES GRUPOS BÁSICOS: RESISTENCIA DE ALA, ES LA COMPONENETE HORIZONTAL DE LA FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA QUE QUEDA EN DIRECCIÓN PARALELA A LA DIRECCIÓN DEL VIENTO RELATIVO. RESISTENCIA PARÁSITA, SON AQUELLAS FUERZAS NO ASOCIADAS CON LA PRODUCCIÓN DE LEVANTAMIENTO, CONTENIENDO ESTA A LA RESISTENCIA POR INTERFERENCIA DE FLUJO. RESISTENCIA DE ROZAMIENTO, ESTA SE DEBE A LA VISCOSIDAD DEL AIRE. RESISTENCIA INDUCIDA, ES LA PRODUCIDA POR LAS PUNTAS DE LAS ALAS DE LOS AVIONES, DEBIDA A TURBULENCIAS POR EFECTO DE LA DIFERENCIA DE PRESIONES QUE GENERAN FENÓMENOS DENOMINADOS VORTICES. RESISTENCIA DE ALA O ALAR. ES LA COMPONENTE DE LA RESULTANTE AERODINÁMICA QUE QUEDA EN DIRECCIÓN PARALELA AL VIENTO RELATIVO. ESTA DEPENDE DIRECTAMENTE DEL COEFICIENTE DE RESISTENCIA ALAR, EL CUAL AL IGUAL QUE EL COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO, ES CARACTERÍSTICO DEL TIPO DE PERFIL Y VARIA CON EL ANGULO DE ATAQUE. RESISTENCIA PARÁSITA ES LA FUERZA QUE OPONEN TODAS AQUELLAS PARTES EXTERIORES DEL AVIÓN QUE PROPORCIONAR LEVANTAMIENTO. NO CONTRIBUYEN A 19

20 ES DEBIDA AL ÁREA FRONTAL DEL FUSELAJE, EMPENAJE, TREN DE ATERRIZAJE, ANTENAS, MONTANTES, ETC., POR TODO ELLO SE PRETENDE DAR FORMA FUSELADA A TODAS AQUELLAS PARTES DEL AVIÓN QUE ESTÉN EXPUESTAS AL VIENTO RELATIVO, YA QUE ÉSTAS FORMAS OFRECEN LA RESISTENCIA MÍNIMA PARA UN DETERMINADO OBJETO. LOS FACTORES QUE LA AFECTAN SON SEMEJANTES A LOS DE LA RESISTENCIA ALAR, CON LA DIFERENCIA DE QUE ESTOS SON INDEPENDIENTES DEL ANGULO DE ATAQUE. LA FÓRMULA MATEMÁTICA QUE NOS PERMITE OBTENER SU VALOR ES LA SIGUIENTE: DÓNDE 1.28 : ES UN FACTOR DE CORRECCIÓN a : ES LA PLACA PLANA EQUIVALENTE ½ : ES LA DENSIDAD DEL AIRE. V 2 : LA VELOCIDAD. DP = 1.28 a ½ V 2 PLACA PLANA EQUIVALENTE.- ES LA SUMA DE TODAS LAS ÁREAS DE LAS PLACAS EQUIVALENTES EN SU RESISTENCIA, DE CADA UNA DE LAS DETERMINADAS PARTES DEL AVIÓN NO FUSELADAS. RESISTENCIA POR INTERFERENCIA DE FLUJO. QUE OCURRE CUANDO LAS DISTINTAS CORRIENTES DE AIRE QUE RODEAN AL AVIÓN SE JUNTAN EN UN PUNTO DETERMINADO E INTERACTÚAN PARA PRODUCIR UNA FUERZA RETARDADORA. ALGUNOS DE LOS PUNTOS DÓNDE ESTO SUCEDE ES EN LA UNIÓN DE LAS ALAS CON EL FUSELAJE, DE LA SECCIÓN DE COLA, DE LA UNIÓN DE LOS MOTORES CON LAS ALAS, ETC. CUANDO ESTE FLUJO PROVENIENTE DE VARIAS SUPERFICIES SE REÚNE, SE FORMAN TORBELLINOS, LO CUAL CAUSA UNA DIFERENCIA ENTRE EL FLUJO LAMINAR DE AIRE CON DICHO FLUJO TURBULENTO, RESULTADO TODO ELLO EN RESISTENCIA AL AVANCE. LOS EFECTOS DE ESTE TIPO DE RESISTENCIA SE PUEDEN MINIMIZAR DANDO FORMAS FUSELADAS A LAS UNIONES DE DICHAS SUPERFICIES. 20

21 EN RESUMEN. LA RESISTENCIA PARÁSITA DEPENDE DIRECTAMENTE DE LA VELOCIDAD A LA QUE SE MUEVA EL AVIÓN, A UNA VELOCIDAD CERO, NO HAY RESISTENCIA, PERO MIENTRAS LA VELOCIDAD SE VAYA INCREMENTANDO, EL MOVIMIENTO RELATIVO ENTRE EL AVIÓN Y EL AIRE, TAMBIÉN AUMENTA, LO CUAL SE TRADUCE EN MAYOR RESISTENCIA AL AVANCE. DE LA FÓRMULA VEMOS QUE LA RESISTENCIA PARÁSITA SE INCREMENTA CON UN FACTOR AL CUADRADO DEL CAMBIO DE VELOCIDAD (SI LA VELOCIDAD SE DUPLICA, LA RESISTENCIA SE CUADRUPLICA, ETC.). PODEMOS TAMBIÉN MENCIONAR QUE A BAJAS VELOCIDADES LA MAGNITUD DE LA RESISTENCIA PARÁSITA ES MÍNIMA Y DESPRECIABLE SI LA COMPARAMOS CUANDO SE VUELA A GRANDES VELOCIDADES. RESISTENCIA POR ROZAMIENTO. ES UNA RESISTENCIA CAUSADA POR FRICCIÓN, Y SE DEBE A LA VISCOSIDAD DEL AIRE PRINCIPALMENTE (ROZAMIENTO QUE EXISTEN ENTRE UN CUERPO EN MOVIMIENTO Y LAS PARTÍCULAS DE UN FLUIDO) Y SU MAGNITUD DEPENDE DE: A) LA CANTIDAD DE SUPERFICIE (EN ÁREA) DEL AVIÓN EXPUESTA AL FLUJO DE AIRE. B) DE LA CALIDAD DE LA CAPA LÍMITE; LA CUAL VA ADHERIDA A LAS SUPERFICIES Y QUE CAUSA MAYOR RESISTENCIA CUANDO ES TURBULENTA Y NO LAMINAR. C) DE LA RUGOSIDAD DE LA SUPERFICIE. ASÍ COMO REMACHES EXPUESTOS Y PINTURA SIN PULIR. D) DE LA VELOCIDAD DEL AVIÓN. UN INCREMENTO EN VELOCIDAD PRODUCE UN INCREMENTO EN LA RESISTENCIA POR FRICCIÓN. RESISTENCIA INDUCIDA ES AQUELLA ASOCIADA DIRECTAMENTE CON LA PRODUCCIÓN DE LEVANTAMIENTO. SE PRODUCE EN LA PUNTA DE LAS ALAS DE TODOS LOS AVIONES, DEBIDA A LA TURBULENCIA O VORTICES QUE SE FORMAN EN LAS MISMAS, POR EFECTO DE LA DIFERENCIA DE PRESIONES EN LAS ALAS, DEPENDE DE LA ENVERGADURA DE LAS MISMAS Y EL ÁNGULO DE ATAQUE. RECORDEMOS QUE PARA PODER OBTENER LA FUERZA DE LEVANTAMIENTO, LA PRESIÓN ESTÁTICA EN EXTRADOS DEL PERFIL SERÁ MENOR QUE AQUELLA EN EL INTRADOS. DEBIDO A QUE UN FLUIDO SIEMPRE SE MOVERÁ DE UN LUGAR DE ALTA PRESIÓN A UNO DE BAJA PRESIÓN, EL FLUJO DE AIRE EN EL PERFIL SE MOVERÁ ALREDEDOR DE LAS PUNTAS DEL ALA (DE LA ALTA PRESIÓN BAJO EL ALA A LA BAJA PRESIÓN SOBRE EL ALA) PARA TRATAR DE IGUALAR LAS PRESIONES. ESTO CAUSA EN LA PRÁCTICA QUE SE FORME UNA COMPONENTE DE FLUJO QUE SE ALEJA DEL FUSELAJE Y VA HACIA LA PUNTA DEL ALA (BAJO EL ALA), Y OTRA QUE SE MUEVE HACIA EL EMPOTRE DEL ALA (SOBRE EL ALA). ES POR ELLO QUE EN EL BORDE DE SALIDA DEL ALA SE FORMAN UNA SERIE DE TORBELLINOS (VORTICES). EN EL BORDE DE FUGA DE LAS PUNTAS DE ALA LA MAGNITUD DE LOS TORBELLINOS ES MUCHO MAYOR, A ESTOS SE LES LLAMA VÓRTICES DE PUNTA DE ALA Y SON EN PARTE RESPONSABLES DE UN TIPO DE TURBULENCIA MUY PELIGROSO EN AVIACIÓN CONOCIDA COMO ESTELA DE TURBULENCIA. EL EFECTO QUE TODOS ESTOS TORBELLINOS PRODUCEN ES UNA DEFLEXIÓN HACIA ABAJO DEL VIENTO RELATIVO, QUE ACTÚA SOBRE EL ALA, REDUCIENDO EL ÁNGULO DE ATAQUE Y AUMENTANDO LA RESISTENCIA. LA MAGNITUD DE LA RESISTENCIA INDUCIDA ES INVERSAMENTE PROPORCIONAL A LA ENVERGADURA Y DIRECTAMENTE PROPORCIONAL AL ÁNGULO DE ATAQUE, Y COMO UN AVIÓN REQUIERE DE UN GRAN ÁNGULO DE ATAQUE A BAJA VELOCIDAD Y UN PEQUEÑO ÁNGULO DE ATAQUE A ALTA VELOCIDAD, LA RELACIÓN ENTRE RESISTENCIA INDUCIDA Y VELOCIDAD TAMBIÉN SE PUEDE GRAFICAR. LA FORMA MATEMÁTICA PARA OBTENER EL VALOR DE ESTE TIPO DE RESISTENCIA ES LA SIGUIENTE: D W = C D ½ V 2 S DÓNDE C D : ES EL COEFICIENTE DE RESISTENCIA ALAR, DIRECTAMENTE PROPORCIONAL AL ÁNGULO DE LEVANTAMIENTO. CADA TIPO DE PERFIL TENDRÁ SU PROPIA GRÁFICA. ½ : ES LA DENSIDAD DEL AIRE V 2 : ES LA VELOCIDAD. 21

22 S : QUE ES LA SUPERFICIE TOTAL DEL ALA. CON EL PROPÓSITO DE DISMINUIR LA MAGNITUD SE ESTE TIPO DE RESISTENCIA, SE BUSCAN DISEÑOS DE ALA QUE TENGAN UNA RAZÓN DE ASPECTO, CON ALAS TIPO CÓNICA, Y CON CIERTAS MODIFICACIONES A LA PUNTA DE LAS ALAS (WING FENCES, WINGLETS, TANQUES DE PUNTA DE ALA, FUSELADOS DE PUNTA DE ALA, ETC.). 22

23 RESISTENCIA TOTAL QUE ACTÚA SOBRE UN AVIÓN COMPUESTA POR LA SUMA DE TODAS LAS FUERZAS DE RESISTENCIA, TANTO INDUCIDA COMO PARÁSITAS. SI COMBINAMOS LAS GRÁFICAS DE CADA UNA DE LAS RESISTENCIAS, OBTENDRÍAMOS UNA CURVA QUE REPRESENTARA A LA RESISTENCIA TOTAL A UNA VELOCIDAD DADA. PODEMOS VER QUE LA RESISTENCIA INDUCIDA DISMINUYE CON UN AUMENTO DE LA VELOCIDAD, MIENTRAS QUE LA RESISTENCIA PARÁSITA SE INCREMENTA CON LA VELOCIDAD. LA RESISTENCIA TOTAL ES MÍNIMA DÓNDE SE TOCAN AMBAS GRÁFICAS Y ÉSTE ES EL PUNTO DÓNDE TENEMOS LA VELOCIDAD QUE NOS DARÁ LA MENOR RESISTENCIA AL AVANCE, ESTAS APLICACIONES LAS CUBRIREMOS EN EL MANUAL COMERCIAL. 23

24 CAPÍTULO III ESTABILIDAD Y MOMENTOS DEL AVIÓN TRES EJES DE VUELO EN EL VUELO PRÁCTICO, TODAS LAS MANIOBRAS TIENEN LUGAR ALREDEDOR DE UNO, DOS O TRES EJES DE ROTACIÓN. ESTOS SON EL EJE LONGITUDINAL, EL EJE TRANSVERSAL Y EL EJE VERTICAL. EL PUNTO COMÚN DE REFERENCIA PARA ESTOS TRES EJES ES EL CENTRO DE GRAVEDAD (CG), EL CUÁL ES EL PUNTO TEÓRICO DÓNDE SE CONSIDERA CONCENTRADO TODO EL PESO DEL AVIÓN. COMO LOS TRES EJES SE CRUZAN EN ESTE PUNTO, PODEMOS DECIR QUE UN AVIÓN SIEMPRE GIRA ALREDEDOR DE SU CENTRO DE GRAVEDAD, SIN IMPORTAR A CUÁL EJE NOS ESTEMOS REFIRIENDO. EJE TRANSVERSAL. COMO YA VIMOS, ALREDEDOR DE ESTE EJE OCURRE EL MOVIMIENTO LLAMADO CABECEO, EN EL CUÁL LA NARIZ DEL AVIÓN SUBE O BAJA. LA SUPERFICIE ENCARGADA DE PROVEER EL CONTROLES ES EL ELEVADOR, UNIDO AL BORDE DE SALIDA DEL ESTABILIZADOR HORIZONTAL Y ES ACTUADO DESDE CABINA MEDIANTE EL MOVIMIENTO DE LA COLUMNA DE MANDO O BASTÓN. AL EMPUJAR LA COLUMNA DE MANDO HACIA DELANTE, EL ELEVADOR BAJA, PRODUCIENDO UN LEVANTAMIENTO POSITIVO EN LA COLA QUE HACE QUE LA NARIZ BAJE. AL JALAR LA COLUMNA, SE SUBE EL ELEVADOR, PRODUCIENDO UN LEVANTAMIENTO NEGATIVO EN EL EMPENAJE QUE CAUSA QUE LA NARIZ DEL AVIÓN SUBA. 24

25 EJE LONGITUDINAL. ALREDEDOR DE ESTE EJE SE DESARROLLA EL MOVIMIENTO DENOMINADO ALABEO, EN EL CUAL PRODUCE UNA INCLINACIÓN DEL AVIÓN EN AL PLANO HORIZONTAL, A LO QUE SE LLAMA ANGULO DE BANQUEO. LAS SUPERFICIES ENCARGADAS DE PROVEER EL CONTROL SON LOS ALERONES, LOS CUÁLES SON PEQUEÑAS SUPERFICIES UNIDAS AL BORDE DE LA SALIDA DE CADA UNA DE LAS ALAS, CERCA DE LA PUNTA; SON ACTUADOS DESDE CABINA MEDIANTE EL MOVIMIENTO HACIA LA IZQUIERDA Ó HACIA LA DERECHA DEL VOLANTE DE LA COLUMNA DE MANDO Ó EL BASTÓN. UN ASPECTO OPERACIONAL MUY IMPORTANTE ES QUE EL MOVIMIENTO DE LOS ALERONES ES OPUESTO, ES DECIR, SI EL IZQUIERDO SUBE, EL DERECHO BAJA Y VICEVERSA. PARA EJEMPLIFICAR EL MODO EN QUE OPERAN, VEAMOS UN EJEMPLO: BUSCAMOS ALABEAR EL AVIÓN HACIA LA IZQUIERDA, POR LO CUAL MOVEMOS EL VOLANTE O BASTÓN HACIA LA IZQUIERDA. EL ALERÓN LOCALIZADO EN LA SEMIALA DERECHA BAJARÁ, LO CUAL ES CAUSA DE UN INCREMENTO EN EL LEVANTAMIENTO Y EN EL ÁNGULO DE ATAQUE DE DICHA SEMIALA. MIENTRAS QUE EL ALERÓN DE LA SEMIALA IZQUIERDA SUBE, DISMINUYENDO EL ÁNGULO DE ATAQUE. COMO RESULTADO DE TODO ESTO, LA SEMIALA DERECHA ESTARÁ PRODUCIENDO MAYOR LEVANTAMIENTO QUE LA SEMIALA IZQUIERDA, LO CUÁL CAUSARÁ UNA INCLINACIÓN DEL AVIÓN HACIA EL LADO IZQUIERDO. 25

26 EJE VERTICAL EN ESTE EJE SE DESARROLLA EL MOVIMIENTO DENOMINADO GUIÑADA, EN EL CUAL LA NARIZ DEL AVIÓN SE MUEVE HACIA LA IZQUIERDA O HACIA LA DERECHA. LA SUPERFICIE QUE SE ENCARGA DE CONTROLAR DICHO MOVIMIENTO ES EL TIMÓN DE DIRECCIÓN, EL CUÁL ESTÁ UNIDO AL BORDE DE SALIDA DEL ESTABILIZADOR VERTICAL. DICHO TIMÓN ES ACTUADO DESDE CABINA MEDIANTE EL USO DE LOS PEDALES. LA APLICACIÓN DEL PEDAL IZQUIERDO CAUSARÁ QUE EL TIMÓN SE MUEVA HACIA LA IZQUIERDA Y DEL MISMO MODO QUE COMO ACTÚA EL ELEVADOR Y LOS ALERONES, ÉSTA DEFLEXIÓN INDUCIRÁ UN ÁNGULO DE ATAQUE EN EL ESTABILIZADOR VERTICAL, PRODUCIENDO UN LEVANTAMIENTO HORIZONTAL EN EL EMPENAJE O CAMBIO DE DIRECCIÓN DE LA INCIDENCIA DEL VIENTO RELATIVO QUE MOVERÁ LA COLA DEL AVIÓN HACIA EL LADO DERECHO Y LA NARIZ DEL LADO IZQUIERDO. LO MISMO OCURRIRÍA SI SE PISA EL PEDAL DERECHO PARA MOVER LA NARIZ DEL AVIÓN HACIA EL LADO DERECHO. SUPERFICIES DE CONTROL DE VUELO. LAS SUPERFICIES DE CONTROL SE DIVIDEN EN DOS TIPOS: 1º PRIMARIAS Y 2º SECUNDARIAS. LAS PRIMARIAS SON : LOS ALERONES. LOS ELEVADORES. TIMÓN DIRECCIONAL. LAS SECUNDARIAS SON: LOS COMPENSADORES. LAS SUPERFICIES DE CONTROL PUEDEN SER ACCIONADAS: A) DIRECTA O MECÁNICAMENTE. B) POR ALETAS ACTUADORAS, POR EFECTO AERODINÁMICO, CONTROL TAB. C) MEDIOS HIDRÁULICOS. D) POR ALETAS COMPENSADORAS, TRIM TAB. ALETAS COMPENSADORAS. TAMBIÉN LLAMADAS COMPENSADORES, SON PEQUEÑAS SUPERFICIES REGULABLES QUE SE FIJAN AL BORDE DE SALIDA DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL. 26

27 LA CARGA AERODINÁMICA SOBRE LA ALETA COMPENSADORA PRODUCE UN MOMENTO ALREDEDOR DE LA ARTICULACIÓN DE TAL MANERA QUE HACE GIRAR A LA SUPERFICIE DE CONTROL EN SENTIDO CONTRARIO PARA PRODUCIR A SU VEZ UN MOMENTO AERODINÁMICO QUE MANTIENE AL AVIÓN EN LA ACTITUD DESEADA POR EL PILOTO. LOS COMPENSADORES PUEDEN SER FIJOS O CONTROLABLES. EN ESTA SECCIÓN ESTUDIAREMOS LO REFERENTE A LA ESTABILIDAD; NINGÚN AVIÓN ES COMPLETAMENTE ESTABLE, SINO QUE TODOS DEBEN DE TENER CIERTO GRADO DE INESTABILIDAD, LO CUÁL NOS PERMITIRÁ CONTROLARLOS. UN AVIÓN ESTABLE ES FÁCIL DE CONTROLAR Y REDUCE LA FATIGA DE VUELO. SIN EMBARGO, ES CONVENIENTE DEFINIR LOS TÉRMINOS DE ESTABILIDAD, CONTROLABILIDAD Y MANIOBRABILIDAD, YA QUE A MENUDO SON CONFUNDIDOS. CONTROLABILIDAD O MANIOBRABILIDAD SE REFIERE A LA CAPACIDAD PARA RESPONDER AL DESPLAZAMIENTO DE UN PLANO DE CONTROL PARA OBTENER UNA DETERMINADA CONDICIÓN DE VUELO REQUERIDA. EQUILIBRIO SE DICE QUE UN CUERPO ESTÁ EN EQUILIBRIO CUANDO LA SUMA DE TODAS LAS FUERZAS (Y MOMENTOS) QUE ACTÚAN SOBRE EL ES IGUAL A CERO. ESTABILIDAD. CAPACIDAD NATURAL DE UN AVIÓN PARA REGRESAR (SIN QUE EL PILOTO TOME ACCIÓN), A SU CONDICIÓN ORIGINAL DE EQUILIBRIO CUANDO ESTE ES ALTERADO. EXISTEN DOS TIPOS DE ESTABILIDAD, LA ESTÁTICA Y LA DINÁMICA (TANTO POSITIVA COMO NEGATIVA). ESTABILIDAD ESTÁTICA SE DICE QUE UNA AERONAVE ES ESTÁTICAMENTE ESTABLE CUANDO, HABIÉNDOSE ROTO MOMENTÁNEAMENTE EL EQUILIBRIO, DEBIDO A UN DESPLAZAMIENTO ANGULAR O CAMBIO EN SU VELOCIDAD TRASLACIONAL DE EQUILIBRIO, CREA FUERZAS Y MOMENTOS QUE LA RESTABLEZCAN A SU POSICIÓN ORIGINAL. ESTABILIDAD ESTÁTICA POSITIVA CUANDO AL APARTAR A UN CUERPO DE SU POSICIÓN DE EQUILIBRIO SE ORIGINAN FUERZAS Y MOMENTOS QUE LO REGRESAN A SU POSICIÓN ORIGINAL. 27

28 ESTABILIDAD ESTÁTICA NEGATIVA CUANDO AL APARTAR A UN CUERPO DE SU POSICIÓN DE EQUILIBRIO SE ORIGINAN FUERZAS Y MOMENTOS QUE LO SEPARAN AUN MAS DE SU POSICIÓN ORIGINAL. LA ESTABILIDAD ESTÁTICA NEUTRAL CUANDO AL APARTAR A UN CUERPO DE SU POSICIÓN DE EQUILIBRIO NO SE ORIGINAN FUERZAS Y MOMENTOS QUE LO APARTEN O REGRESEN A SU POSICIÓN ORIGINAL, ES DECIR QUE EL AVIÓN PERMANECE EN LA ACTITUD A LA QUE FUE DESPLAZADO. ESTABILIDAD DINÁMICA SE REFIERE A LA OSCILACIÓN DE LA AERONAVE ALREDEDOR DE SU POSICIÓN DE EQUILIBRIO, DESPUÉS DE QUE ES SACADA DE ESTA. ESTABILIDAD DINÁMICA POSITIVA ES AQUELLA EN LA CUAL LA TENDENCIA DEL AVIÓN A REGRESAR A SU CONDICIÓN DE EQUILIBRIO SE MANIFIESTA CON UNA SERIE DE OSCILACIONES AMORTIGUADAS, ES DECIR QUE SU MAGNITUD DISMINUYE CON EL PASO DEL TIEMPO. ESTABILIDAD DINÁMICA NEGATIVA SE PRESENTA CUANDO LAS OSCILACIONES EN EL AVIÓN SE INCREMENTAN CON EL PASO DEL TIEMPO. 28

29 ESTABILIDAD DINÁMICA NEUTRAL ES AQUELLA EN LA QUE EL AVIÓN TIENDE A NO REGRESAR A SU POSICIÓN DE EQUILIBRIO, Y LAS OSCILACIONES PERMANECEN CON LA MISMA MAGNITUD CON EL PASO DEL TIEMPO. ES POR ELLO QUE EN EL DISEÑO Y LA CONSTRUCCIÓN DE UN AVIÓN SE BUSCA UNA COMBINACIÓN DE ESTÁTICA POSITIVA Y ESTABILIDAD DINÁMICA POSITIVA, PUES UN AVIÓN CON ESTAS CARACTERÍSTICAS REQUERIRÁ MENOR ESFUERZO PARA REGRESARLO A SU POSICIÓN DE EQUILIBRIO, PUES EL MISMO TRATA DE RECUPERARLA. PODEMOS CONSIDERAR QUE EL MOVIMIENTO DE UN AVIÓN OCURRE ALREDEDOR DE LOS TRES EJES QUE PASAN POR SU CENTRO DE GRAVEDAD, DE ALLÍ QUE EN VUELO, EL AVIÓN EXHIBA TRES DIFERENTES TIPOS DE ESTABILIDAD, LA ESTABILIDAD LONGITUDINAL, LA ESTABILIDAD LATERAL Y LA ESTABILIDAD DIRECCIONAL. ESTABILIDAD LONGITUDINAL. LA ESTABILIDAD LONGITUDINAL ES AQUELLA QUE SE PRESENTA ALREDEDOR DEL EJE TRANSVERSAL, CON EL MOVIMIENTO CONOCIDO COMO CABECEO. UN AVIÓN LONGITUDINALMENTE ESTABLE TENDERÁ A MANTENER SU ACTITUD (CONDICIÓN DE NARIZ ARRIBA O ABAJO) DE ÁNGULO DE ATAQUE CONSTANTE SI UNA FUERZA LO PERTURBA. EL ESTABILIZADOR HORIZONTAL ES EL ELEMENTO MÁS EFICAZ EN CUANTO A ESTABILIDAD LONGITUDINAL SE REFIERE. YA QUE CUANDO UN AVIÓN ES PERTURBADO, LOS CAMBIOS CAUSADOS POR EL NUEVO FLUJO SOBRE EL ESTABILIZADOR HORIZONTAL, PRODUCEN UN CAMBIO DE SU LEVANTAMIENTO, EL CUAL ES NEGATIVO. TODO ELLO CAUSA UN MOMENTO EN EL AVIÓN QUE TIENDE A VOLVER A EQUILIBRAR EL MISMO. TODOS LOS AVIONES ESTÁN DISEÑADOS PARA SER LIGERAMENTE MAS PESADOS DE LA NARIZ, PARA LOGRAR UNA BUEN ESTABILIDAD LONGITUDINAL. ESTA CARACTERÍSTICA ES COMPENSADA POR LE ESTABILIZADOR HORIZONTAL, QUE AL PRODUCIR SUSTENTACIÓN NEGATIVA, TIENDE A BAJAR LA COLA Y CONTRARRESTA LA PESADEZ DE LA NARIZ. CUANDO SE REDUCE COMPLETAMENTE LA POTENCIA, EL AVIÓN PIERDE VELOCIDAD Y LA DEL VIENTO EN LA COLA DISMINUYE PARALELAMENTE CON LA FUERZA HACIA ABAJO O LEVANTAMIENTO NEGATIVO. ESTO PERMITE QUE LA NARIZ BAJE Y LA GRAVEDAD ACTÚE COMO FUERZA DE EMPUJE. CON FORME EL AVIÓN DESCIENDE, SU VELOCIDAD AUMENTA Y VUELVE A PRODUCIRSE EL EFECTO EN LA COLA Y EL EFECTO ASCENDENTE DEL AVIÓN REPITIÉNDOSE ASÍ NUEVAMENTE EL CICLO. SI EL AVIÓN ES ESTABLEMENTE DINÁMICO, EL CICLO DE ASCENSO Y DESCENSO DISMINUIRÁ PROGRESIVAMENTE HASTA DESPARECER Y EL AVIÓN DESCIENDE ENTONCES CON UNIFORMIDAD. LA ESTABILIDAD LONGITUDINAL DE UN AVIÓN SE VERÁ DIRECTAMENTE AFECTADA POR LA POSICIÓN DEL CENTRO DE GRAVEDAD. ENTRE MÁS ADELANTE SE ENCUENTRE EL CG, EL BRAZO DE PALANCA ESTABILIZADOR HORIZONTAL SERÁ MAYOR Y POR LO TANTO SU FUERZA AERODINÁMICA SERÁ MÁS EFECTIVA. EN CAMBIO SI UN AVIÓN TIENE UN CENTRO DE GRAVEDAD EN SUS LÍMITES TRASEROS, EL BRAZO DE PALANCA DEL ESTABILIZADOR HORIZONTAL SERÁ MUY PEQUEÑO, ESTA ES UNA CONDICIÓN MUY PELIGROSA YA QUE EL EFECTO ESTABILIZADOR PUEDE SER INSUFICIENTE SOBRE TODO EN CASO DE RECUPERACIÓN DE UN DESPLOME Ó BARRENA. DEL MISMO MODO SI TENEMOS UN CG POR DELANTE DEL LÍMITE DELANTERO, LA FUERZA AERODINÁMICA EN EL ELEVADOR PUEDE SER INSUFICIENTE EN EL FLARE PARA ATERRIZAR Ó AL ROTAR EL AVIÓN EN DESPEGUE. 29

30 ESTABILIDAD DIRECCIONAL. ESTE TIPO DE ESTABILIDAD TIENDE A MANTENER AL AVIÓN VOLANDO EN UNA DIRECCIÓN CONSTANTE O RECTA. ESTO SE CONSIGUE CON EL ESTABILIZADOR VERTICAL DEL EMPENAJE. DICHO ESTABILIZADOR NO ES OTRA COSA MÁS QUE UN PERFIL SIMÉTRICO AERODINÁMICO QUE GENERARÁ UN LEVANTAMIENTO CUANDO ES EXPUESTO A UN CIERTO ÁNGULO DE ATAQUE. ESTO OCURRIRÁ CUANDO EN VUELO, EL EJE LONGITUDINAL DEL AVIÓN, FORMA UN ÁNGULO CON SU LÍNEA DE VUELO Y LO TENDERA A HACER REGRESAR A LA LÍNEA DE VUELO ORIGINAL. EL FACTOR QUE CONTRIBUYE A DARLE ESTABILIDAD DIRECCIONAL A UN AVIÓN ES EL EFECTO DE VELETA, EL CUÁL, DEL MISMO MODO QUE UNA VELETA METEOROLÓGICA ALINEA EL AVIÓN CON LA DIRECCIÓN DEL VIENTO RELATIVO, LA CUAL ES LA MISMA PERO OPUESTA QUE SU LÍNEA DE VUELO. ESTO SE CONSIGUE AL TENER UNA MAYOR ÁREA DE FUSELAJE EXPUESTA AL FLUJO DEL VIENTO, DETRÁS DEL CG. EFECTO VELETA. CUANDO LAS ALAS DE UN AVIÓN SON INCLINADAS DEBIDO A UNA FUERZA DESEQUILIBRANTE, LA COMPONENTE HORIZONTAL DEL LEVANTAMIENTO CAUSA QUE EL AVIÓN SE MUEVA HACIA UN LADO; ESTO PROVOCA QUE PARTE DEL VIENTO RELATIVO LE PEGUE AL AVIÓN DESDE UN LADO, ORIGINANDO UNA FUERZA RESTAURADORA DEL EQUILIBRIO. 30

31 ESTO SE CONSIGUE EXPONIENDO MAYOR ÁREA DEL FUSELAJE DETRÁS DEL CG Y COLOCANDO EL PLANO DEL ESTABILIZADOR VERTICAL. ESTABILIDAD LATERAL. SE LE DA ESE NOMBRE A LA TENDENCIA NATURAL DE UN AVIÓN PARA RECUPERAR SU CONDICIÓN DE EQUILIBRIO EN EL PLANO LATERAL. ESTO OCURRE ALREDEDOR DEL EJE LONGITUDINAL. SI UN AVIÓN ES ESTABLE A LO LARGO DE SU EJE TRANSVERSAL (DE PUNTA A PUNTA DE ALA), NO SE INCLINARA A UNO U OTRO LADO SIN QUE HAYA UNA FUERZA QUE LO OBLIGUE. EN REALIDAD, CUALQUIER FUERZA QUE QUIERA DESPLAZAR LAS PUNTAS DE LAS ALAS ENCONTRARA UNA RESISTENCIA Y LAS ALAS BUSCARAN UNA ACTITUD DEL AVIÓN EN QUE VAYA RECTO Y NIVELADO. DE LAS CARACTERÍSTICAS DE DISEÑO QUE BUSCAN DAR A UN AVIÓN LA ESTABILIDAD LATERAL SON EL ANGULO DIEDRO, Y EL FLECHADO. ANGULO DIEDRO. ES EL ANGULO HACIA ARRIBA QUE SE LES DA A LAS ALAS CON RELACIÓN A LA HORIZONTAL. A LOS AVIONES DE ALA ALTA SE LES APLICAN ÁNGULOS DIEDROS MENORES QUE A LOS DE ALA BAJA, DEBIDO A QUE EL CENTRO DE GRAVEDAD DE LA AERONAVE, ESTA ABAJO DEL CONJUNTO ALAR Y TIENEN CARACTERÍSTICAS MAS ESTABLES. FLECHADO. SE PRESENTA EL FLECHADO COMO BORDES DE ATAQUE ECHADOS HACIA ATRÁS EN DIRECCIÓN DE LAS PUNTAS DE LAS ALAS. CUANDO EL AVIÓN TIENDE A RESBALARSE EL BORDE DE ATAQUE DEL ALA BAJA, ENCUENTRA AL FLUJO DEL AIRE MAS FRONTAL QUE LA DEL OTRO LADO QUE ESTA ARRIBA, OBTENIENDO ASÍ LA PRIMERA MAS SUSTENTACIÓN QUE LA SEGUNDA LO CUAL CAUSA QUE EL ALA BAJA TIENDA A SUBIR, NIVELADO LOS LEVANTAMIENTOS Y AL AVIÓN. 31

32 CAPÍTULO V CONTROL DEL AVIÓN Y SUS ÓRGANOS DE MANDO. COMO VIMOS ANTERIORMENTE, UN AVIÓN TENDRÁ MOVIMIENTO ALREDEDOR DE SUS TRES EJES. PARA PODER CONTROLARLO Y CAMBIAR SU ACTITUD DE VUELO, EN CADA UNO SE INSTALA UN SISTEMA DE CONTROLES DE VUELO, LOS CUÁLES ACTÚAN UNAS SUPERFICIES DE CONTROL QUE CAMBIANDO EL PERFIL AERODINÁMICO DE LAS ALAS Y EMPENAJE, GENEREN MOMENTOS QUE MUEVEN Y ESTABILIZAN AL AVIÓN ALREDEDOR DE SUS TRES EJES. ESTAS SUPERFICIES DE CONTROL POR LO REGULAR SE COLOCAN CERCA DE LOS EXTREMOS DE LAS ALAS Y EMPENAJE, LOGRANDO ASÍ UNA MAYOR EFECTIVIDAD YA QUE TIENEN UN MAYOR BRAZO DE PALANCA RESPECTO AL CG. CADA SUPERFICIE DE CONTROL EN EL AVIÓN, SERÁ ACTUADA POR SU CORRESPONDIENTE ÓRGANO DE MANDO LOCALIZADO EN CABINA. EFECTIVIDAD DE LAS SUPERFICIES DE CONTROL VARIOS FACTORES SON LOS QUE DETERMINAN, QUÉ TAN EFECTIVA SERÁ UNA SUPERFICIE DE CONTROL EN UN AVIÓN, ENTRE ELLOS PODEMOS MENCIONAR EL TAMAÑO Y FORMA DE DICHAS SUPERFICIES, Y SU MOMENTO DE ACUERDO AL CENTRO DE GRAVEDAD, A AMBOS SE LES PUEDE CONSIDERAR CONSTANTES. LOS FACTORES QUE SÍ ESTARÍAN CAMBIANDO CONSTANTEMENTE SERÍAN LA VELOCIDAD Y LA DENSIDAD DEL AIRE. YA QUE CUANDO INCREMENTAMOS LA VELOCIDAD, Ó LA DENSIDAD DEL AIRE ES MAYOR, EL NÚMERO DE MOLÉCULAS DE AIRE QUE CHOCA CON LA SUPERFICIE DE CONTROL QUE TAMBIÉN ES MAYOR, LO QUE CAUSA UN NOTABLE INCREMENTO EN SU EFICIENCIA HASTA CIERTO PUNTO YA QUE AL REBASARLO LOS MANDOS SE VUELVEN LENTOS Y DUROS O INEFICACES Y SE PUEDEN DAÑAR. ACTUALMENTE HAY VARIOS SISTEMAS PARA MOVER LOS CONTROLES DE VUELO DE LOS AVIONES Y DE ACUERDO A LO SOFISTICADO DEL AVIÓN SERÁ TAMBIÉN LA SOFISTICACIÓN DE LOS CONTROLES. ALGUNOS DE LOS SISTEMAS SON OPERADOS POR MEDIOS MECÁNICOS (CON POLEAS, CABLES Y VARILLAS); OTROS POR MEDIOS ELÉCTRICOS (CON PEQUEÑOS MOTORES Y ACTUADORES); OTROS POR MEDIOS HIDRÁULICOS (CON ACUMULADORES Y ACTUADORES) Y OTROS POR MEDIOS AERODINÁMICOS (CON ALETAS DE AYUDA DE VUELO). 32

33 EL PILOTO Y LA PRESIÓN DE LOS CONTROLES ES OBVIO QUE CUANDO MOVAMOS UNA SUPERFICIE DE CONTROL DE VUELO, ESTAREMOS EXPONIENDO MAYOR ÁREA EN EL IMPACTO DE VIENTO RELATIVO, LO CUAL ORIGINARÁ UNA FUERZA (MOMENTO) QUE TRATARÁ DE ALINEAR DICHA SUPERFICIE DE MODO QUE ESTÉ PARALELA A LA DIRECCIÓN DEL VIENTO RELATIVO, PARA EVITAR ESTO, EL PILOTO TENDRÁ QUE EJERCER CIERTA PRESIÓN SOBRE LOS CONTROLES Y ASÍ PODER MANTENER EN EL AVIÓN LA ACTITUD DESEADA. ES POR ELLO QUE A LAS SUPERFICIES PRIMARIAS DE CONTROL SE LES INSERTAN PEQUEÑAS ALETITAS, COMÚNMENTE CONOCIDAS COMO ALETAS COMPENSADORAS. EL OBJETIVO DE LAS ALETAS COMPENSADORAS ES EL DE LIBERAR AL PILOTO DE MANTENER UNA PRESIÓN CONSTANTE SOBRE LOS MANDOS. YA QUE ES MUCHO MÁS FÁCIL Y AGRADABLE VOLAR UN AVIÓN QUE ESTÁ CORRECTAMENTE COMPENSADO, YA QUE REQUERIRÁ MENOR MOVIMIENTO DE LOS CONTROLES PARA MANIOBRAR, Y PARA MANTENER LA ALTITUD Y EL RUMBO. REDUCIENDO ASÍ LA FATIGA DE VUELO EN EL AVIADOR. LA MAYORÍA DE LOS AVIONES TENDRÁN UN COMPENSADOR PARA EL ELEVADOR Y DEPENDIENDO DEL DISEÑO DEL FABRICANTE, INCLUIRÁN UNA EN EL TIMÓN E INCLUSO ALGUNOS OTROS HASTA EN LOS ALERONES. CÓMO ACTÚAN LAS ALETAS COMPENSADORAS?, LA OPERACIÓN DE LAS ALETAS COMPENSADORAS SERÁ INVERSA A LA DIRECCIÓN DE MOVIMIENTO DE LA SUPERFICIE DE CONTROL PARA PODER OBTENER EL EFECTO DESEADO. POR EJEMPLO, CONSIDEREMOS EL COMPENSADOR DEL ELEVADOR: SI EL AVIÓN DE NUESTRO EJEMPLO TIENE UN CG MUY HACIA DELANTE, PUES TENDREMOS QUE JALAR EL VOLANTE PARA PODER MANTENER NUESTRA ACTITUD. ESTO SE OBTIENE SUBIENDO EL ELEVADOR PARA PRODUCIR UN LEVANTAMIENTO NEGATIVO EN LA COLA Y ASÍ SUBIR LA NARIZ, SI NOS QUEDÁRAMOS CARGANDO EL AVIÓN NOS CANSARÍAMOS, ES POR ELLO QUE MOVEMOS EL COMPENSADOR HACIA HACÍA ATRÁS, ELLO PRODUCE QUE LA ATLETA SE MUEVA HACÍA ABAJO, PRODUCIENDO UNA FUERZA AERODINÁMICA QUE HARÁ QUE EL ELEVADOR SUBA, Y POR LO TANTO QUE COLA BAJE MANTENIENDO ASÍ LA ACTITUD DESEADA. 33

34 CAPÍTULO VI DISPOSITIVOS DE HIPERSUSTENTACIÓN EN ALGUNAS CONDICIONES SE DESEA VOLAR A UNA VELOCIDAD BAJA, PERO CON SEGURIDAD SIN PERDER SUSTENTACIÓN ALEJÁNDONOS DE LA VELOCIDAD DE DESPLOME POR EJEMPLO EN DESPEGUES Y ATERRIZAJES. LA FORMA MÁS COMÚN DE LOGRAR ESTO ES CON EL USO DE LOS DISPOSITIVOS DE HIPERSUSTENTACIÓN, LOS CUALES INCREMENTAN EL C L (COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO) DE LAS ALAS, PERMITIÉNDOLES PRODUCIR EL LEVANTAMIENTO REQUERIDO A UNA MENOR VELOCIDAD. EN OTRAS OCASIONES LO QUE DESEA TENER ES UN INCREMENTO EN LA RESISTENCIA AL AVANCE, PARA AYUDARNOS A REDUCIR LA VELOCIDAD, Ó INCREMENTAR NUESTRO RÉGIMEN DE DESCENSO SIN UN AUMENTO EN NUESTRA VELOCIDAD. EL USO DE FLAPS, NOS PRODUCE UNA DISMINUCIÓN TANTO EN LAS DISTANCIAS DE DESPEGUE, ATERRIZAJE Y DE LA VELOCIDAD DE DESPLOME, NO OBSTANTE ES MUY IMPORTANTE SABER QUE AL SUBIR LOS FLAPS, LA VELOCIDAD DE DESPLOME SE INCREMENTARÁ. LOS DISPOSITIVOS DE HIPERSUSTENTACIÓN SE CLASIFICAN EN DOS TIPOS PRINCIPALES: FLAPS.- LOS CUALES ESTÁN UNIDOS AL BORDE DE SALIDA. SLATS Y SLOTS.- LOS CUÁLES PUEDEN SER AUTOMÁTICOS Ó CONTROLADOS POR EL PILOTO. FLAPS AL ACTUAR LOS FLAPS, SE ALTERA LA COMBADURA DEL PERFIL Y SE INCREMENTA LA SUPERFICIE ALAR, ASÍ COMO EL ÁNGULO DE ATAQUE; MIENTRAS MAYOR SEA LA COMBADURA DEL PERFIL, MAYOR SERÁ SU C L, LO QUE NOS PERMITE PRODUCIR EL LEVANTAMIENTO REQUERIDO POR EL AVIÓN, PERO A UNA VELOCIDAD MENOR. DEL MISMO MODO, LOS FLAPS DE BORDE DE SALIDA PRODUCIRÁN MAYOR RESISTENCIA AL AVANCE SI LOS COMPARAMOS CON UN ALA LIMPIA (UN PERFIL CON LOS FLAPS RETRACTADOS), ESTO ES DEBIDO A QUE SE INCREMENTAN TANTO EL ÁNGULO DE ATAQUE, COMO EL ÁREA EXPUESTA AL VIENTO RELATIVO, PRODUCIENDO ASÍ MAYOR RESISTENCIA INDUCIDA. LOS FLAPS NO ESTÁN LOCALIZADOS A LO LARGO DE TODO EL BORDE DE SALIDA DEL ALA, SINO SOLO EN LAS SECCIONES PRÓXIMAS AL FUSELAJE. SU MOVIMIENTO ES Y DEBE SER SIMÉTRICO, ES DECIR, SI EL DEL LADO IZQUIERDO BAJA CIERTA DISTANCIA, EL DEL LADO DERECHO DEBERÁ BAJAR LA MISMA. POR LO REGULAR LA CARRERA DE LOS FLAPS SE MIDE EN GRADOS, RESPECTO A LA CUERDA DEL ALA Ó EN PUNTOS QUE SERÁN VARIABLES DE ACUERDO AL AVIÓN EN CUESTIÓN. EL CONTROL DE LOS FLAPS SE LLEVA A CABO, DESDE LA CABINA DE LOS PILOTOS Y PUEDE SER MEDIANTE UN SISTEMA ELÉCTRICO (CON UNA PALANCA, UN INDICADOR, MOTORES Y ACTUADORES) Ó CON UN SISTEMA MECÁNICO (UNA PALANCA EN CABINA CONECTADA A VARILLAS, CABLES Y POLEAS DIRECTAMENTE A LOS FLAPS DEL ALA). LO MÁS COMÚN ES QUE EL SISTEMA ELÉCTRICO SE UTILICE EN AVIONES DE ALA ALTA Y EL SISTEMA MECÁNICO EN AVIONES DE ALA BAJA. EN ALGUNOS OTROS AVIONES, MÁS GRANDES Y SOFISTICADOS, COMO SON LOS DE TRANSPORTE AÉREO COMERCIAL, LOS FLAPS PUEDEN SER ACTUADOS POR UN SISTEMA HIDRÁULICO Ó NEUMÁTICO. EL EMPLEO DE LOS FLAPS DURANTE APROXIMACIONES, NO SOLO PERMITE UN MAYOR RÉGIMEN DE DESCENSO SIN INCREMENTO EN LA VELOCIDAD Y UNA DISTANCIA MENOR DE ATERRIZAJE; SINO QUE TAMBIÉN INCREMENTAN LA VISIBILIDAD DEL PILOTO, YA QUE PERMITEN QUE EL AVIÓN REQUIERA MENOR ACTITUD DE CABECEO. ES DECIR, LA NARIZ, ESTARÁ MÁS ABAJO, QUE SI VOLARA CON LOS FLAPS RETRACTADOS, LO CUAL MEJORA LA VISIBILIDAD A LO LARGO DE LA TRAYECTORIA DE APROXIMACIÓN. 34

35 EXISTEN VARIOS TIPOS DE FLAPS, LOS CUALES SE MENCIONAN A CONTINUACIÓN: FLAPS SIMPLES Ó COMUNES.- LOS CUÁLES INCREMENTAN LA COMBADURA DEL ALA Y MODIFICAN SU CUERDA. EMPLEADOS EN AVIONES PEQUEÑOS. FLAPS TIPO PARTIDO.- LOCALIZADOS SOLO EN LA PORCIÓN INFERIOR DEL ALA (INTRADOS), INCREMENTAN EL LEVANTAMIENTO DEL MISMO MODO QUE LOS FLAPS SIMPLES, SOLO QUE SU CORRESPONDIENTE INCREMENTO DE RESISTENCIA ES MUCHO MAYOR, DEBIDO AL FLUJO TURBULENTO QUE PRODUCEN. FLAPS TIPO ZAP.- SON MUY SEMEJANTES A LOS FLAPS TIPO PARTIDO, LA DIFERENCIA ES QUE SE RECORREN HACIA ATRÁS INCREMENTANDO ASÍ LA SUPERFICIE ALAR. FLAPS TIPO RANURADO.- SON MUY SIMILARES A LOS FLAPS SIMPLES, EXCEPTO QUE POSEEN UNA RANURA QUE PERMITE QUE FLUYA UN POCO DEL AIRE DE LA ZONA DE ALTA PRESIÓN (BAJO EL ALA), A LA REGIÓN DE BAJA PRESIÓN EN EL EXTRADOS DEL ALA, RETARDANDO ASÍ LA SEPARACIÓN DE LA CAPA LÍMITE A GRANDES ÁNGULOS DE ATAQUE, LO CUÁL RETARDA TAMBIÉN EL DESPLOME. 35

36 FLAPS TIPO FOWLER.- LOS CUALES SE DESPLAZAN TANTO HACIA ATRÁS COMO HACIA ABAJO. INCREMENTANDO AMBOS, LA COMBADURA Y LA SUPERFICIE DEL ALA. PUEDEN TENER INCLUSO UNA RANURA ENTRE CADA UNO DE LOS VARIOS PERFILES QUE LO CONFORMAN. ESTE TIPO DE FLAPS ES EL MÁS EFECTIVO. FLAPS DE BORDE DE ATAQUE.- ES EL FLAP INSTALADO EN EL BORDE DE ATAQUE. SLATS Y SLOTS. CUANDO UN AVIÓN VUELA A UN GRAN ÁNGULO DE ATAQUE, EL FLUJO LAMINAR SOBRE EL EXTRADOS SE VUELVE TURBULENTO, LO CUAL PUEDE LLEVAR A LA SEPARACIÓN DE LA CAPA LIMITE Y POR CONSIGUIENTE A UN DESPLOME. EL PROPÓSITO DE ESTOS DISPOSITIVOS DE BORDE DE ATAQUE, ES EL DE DERIVAR UNA CORRIENTE DE AIRE DE LA ZONA DE ALTA PRESIÓN BAJO EL ALA, A LA ZONA DE BAJA PRESIÓN POR ENCIMA DE LA MISMA. ESTA INYECCIÓN DE AIRE PERMITE QUE SE CONSERVE UNIDO AL EXTRADOS DEL PERFIL, EL FLUJO DE AIRE, MANTENIÉNDOSE LAMINAR Y RETARDANDO ASÍ SU SEPARACIÓN A GRANDES ÁNGULOS DE ATAQUE. ALGUNOS AVIONES TIENEN RANURAS FIJAS A LO LARGO DE SU BORDE DE ATAQUE, PERO ESTO NO ES MUY COMÚN DEBIDO A LA GRAN RESISTENCIA QUE PRODUCEN A VELOCIDADES DE CRUCERO. ES POR ELLO QUE EN LA MAYORÍA DE LOS AVIONES DE ALTO RENDIMIENTO SE INSTALE UN SISTEMA QUE PERMITA LA EXTENSIÓN AUTOMÁTICA Ó POR ACCIÓN DE PILOTO, DE UNA PORCIÓN DEL BORDE DE ATAQUE DENOMINADA SLAT, FORMANDO ASÍ LA RANURA Ó SLOT. 36

37 CAPÍTULO VII COMPORTAMIENTO DEL AVIÓN EN VUELO A ESTAS ALTURAS DEL CURSO, SE LLEVARÁN A LA PRÁCTICA LOS ELEMENTOS BÁSICOS DE LA AERODINÁMICA QUE NOS PERMITIRÁN ANALIZAR EN DETENIMIENTO AQUELLAS MANIOBRAS NORMALES QUE CUALQUIER AVIÓN REALIZA EN TODOS Y CADA UNO DE LOS VUELOS. PARA ELLO ES NECESARIO QUE EL ALUMNO COMPRENDA, Y SI SE REQUIERE REPASE LAS SECCIONES REFERENTES A LA ESTABILIDAD, EJES DEL AVIÓN, CONTROL, DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES Y EN GENERAL AQUELLAS ÁREAS DÓNDE SE PUEDA PERCIBIR ALGUNA DIFERENCIA. EL OBJETIVO DE ESTE CAPÍTULO ES EL DE PRESENTAR AL ALUMNO DE UNA MANERA SENCILLA AQUELLAS MANIOBRAS QUE SON FUNDAMENTALES PARA EL VUELO PRÁCTICO, ASÍ COMO DE DARLE LOS ELEMENTOS INDISPENSABLES PARA ADQUIRIR UN CONTROL EFECTIVO SOBRE EL AVIÓN. EN REALIDAD NO IMPORTA LO EXTRAÑO QUE PUEDA PARECER LA ACTITUD EN LA QUE SE ENCUENTRA VOLANDO UN AVIÓN, PUES ESTA PODRÁ SER TAN SOLO UNA Ó LA COMBINACIÓN DE VARIOS DE LOS CUATRO FUNDAMENTOS DE VUELO. A ESTOS CUATRO FUNDAMENTOS DE VUELO SE LES CONOCE COMO: VUELO RECTO Y NIVELADO ASCENSOS DESCENSOS Y VIRAJES VUELO RECTO Y NIVELADO. ES AQUEL EN EL CUAL SE MANTIENE UN RUMBO CONSTANTE (RECTO) Y UNA ALTITUD CONSTANTE (NIVELADO). EN VUELO RECTO Y NIVELADO (MANTENIENDO UNA VELOCIDAD CONSTANTE), EL AVIÓN SE ENCUENTRA EN EQUILIBRIO. ESTO SIGNIFICA QUE LA SUMA DE LAS FUERZAS OPUESTAS QUE ACTÚAN SOBRE EL AVIÓN ES CERO. ES DECIR, EL LEVANTAMIENTO ES IGUAL AL PESO, Y LA TRACCIÓN ES IGUAL A LA RESISTENCIA TOTAL AL AVANCE. POR LO TANTO NO HABRÁ CAMBIOS EN LA VELOCIDAD, NI EN LA ALTITUD Y SE MANTENDRÁ UN RUMBO CONSTANTE. LEVANTAMIENTO = PESO TRACCIÓN = RESISTENCIA 37

38 LOS MOMENTOS GENERADOS EN EL AVIÓN SERÁN DEPENDIENTES DE SUS PUNTOS DE APLICACIÓN Y DE SUS BRAZOS DE PALANCA. POR EJEMPLO, EL LEVANTAMIENTO ACTÚA SOBRE EL CENTRO DE PRESIÓN, EL PESO SOBRE EL CENTRO DE GRAVEDAD, LA TRACCIÓN Y LA RESISTENCIA ACTUARÁN EN PUNTOS QUE VARIARÁN DE ACUERDO AL DISEÑO DEL AVIÓN Y SU ACTITUD. TODAS ESTAS VARIABLES SE VERÁN A FONDO EN EL CURSO COMERCIAL. ES IMPORTANTE RECORDAR QUE EL PRINCIPAL ELEMENTO QUE NOS DARÁ ESTABILIDAD LONGITUDINAL (EJE LATERAL), SERÁ EL ESTABILIZADOR HORIZONTAL Y SU ACOMPAÑANTE INSEPARABLE, EL ELEVADOR. ES DE GRAN IMPORTANCIA SEÑALAR QUE PARA PRODUCIR EL LEVANTAMIENTO NECESARIO PARA EQUILIBRAR EL AVIÓN, SE NECESITA UN GRAN ÁNGULO DE ATAQUE A BAJA VELOCIDAD. DE ELLO PODEMOS DEDUCIR QUE PARA EL VUELO RECTO Y NIVELADO, CORRESPONDE UNA DETERMINADA ACTITUD DE CABECEO PARA UNA DETERMINADA VELOCIDAD. O MEJOR DICHO: LA VELOCIDAD INDICADA DISMINUYE SI EL ÁNGULO DE ATAQUE SE AUMENTA LA VELOCIDAD INDICADA AUMENTA SI EL ÁNGULO DE ATAQUE DISMINUYE EL ASCENSO. ES AQUELLA MANIOBRA CUYO OBJETIVO ES INCREMENTAR LA ALTITUD A LA CUAL SE ENCUENTRA VOLANDO UN AVIÓN. PARA LOGRARLO EXISTEN DOS MODOS: UNO, ES CONVERTIR LA ENERGÍA CINÉTICA (VELOCIDAD) DEL AVIÓN EN ENERGÍA POTENCIAL (ALTURA), SACRIFICANDO ASÍ LA VELOCIDAD POR LA ALTURA. EL OTRO MODO SERÍA EL DE UN ASCENSO CONSTANTE EN EQUILIBRIO. OBVIAMENTE ES DE NUESTRO INTERÉS LA SEGUNDA OPCIÓN. CONTRARIAMENTE A LO QUE MUCHOS PIENSAN, (INCLUYENDO ALGUNOS PILOTOS), EL AVIÓN ASCENDERÁ DEBIDO A UN EXCESO EN LA FUERZA DE TRACCIÓN (INCLINADA HACIA ARRIBA), Y NO DEBIDO A QUE LA FUERZA DE LEVANTAMIENTO SEA MAYOR QUE LA DEL PESO. EN UN ASCENSO EQUILIBRADO, SIN EMBARGO LA SUMA DE LAS FUERZAS QUE ACTÚAN HACIA ARRIBA ES IGUAL A LA SUMA DE FUERZAS QUE ACTÚAN HACIA ABAJO. LA DIFERENCIA PRINCIPAL, SI SE COMPARA CON EL VUELO RECTO Y NIVELADO, SERÍA QUE LA LÍNEA DE VUELO DEL AVIÓN ESTÁ INCLINADA HACIA ARRIBA, LO CUAL PROVOCA QUE EL PESO SE DESCOMPONGA EN DOS COMPONENTES, UNO QUE ACTÚA PERPENDICULAR A LA LÍNEA DE VUELO, Y OTRO QUE ACTÚA HACIA ATRÁS EN LA MISMA DIRECCIÓN QUE LA RESISTENCIA; DE ALLÍ QUE SE REQUIERA UNA MAYOR TRACCIÓN PARA ASCENDER. 38

39 DESCENSOS Y PLANEOS. ES AQUELLA MANIOBRA EN LA CUAL SE BUSCA UNA DISMINUCIÓN DE LA ALTITUD DEL AVIÓN. PARA FACILITAR LA COMPRENSIÓN DE LA MANIOBRA, SE INICIARÁ EXPLICANDO EL PLANEO, QUE NO ES OTRA COSA MÁS QUE UN DESCENSO EN EL CUAL NO HAY TRACCIÓN. E IGUAL QUE EN TODAS SUS MANIOBRAS, LA SUMA DE FUERZAS QUE ACTÚAN HACIA ARRIBA, ES IGUAL A LA SUMA DE FUERZAS QUE ACTÚAN HACIA ABAJO; LA SUMA DE FUERZAS QUE ACTÚAN HACIA DELANTE ES IGUAL A LA SUMA DE FUERZAS QUE ACTÚAN HACIA ATRÁS. SUPONGAMOS QUE VAMOS EN VUELO RECTO Y NIVELADO, Y REPENTINAMENTE REDUCIMOS LA TRACCIÓN A CERO (CORTAMOS LA POTENCIA), EN ESTA CONDICIÓN SE ROMPERÁ EL EQUILIBRIO PUESTO DE MANERA QUE LA RESISTENCIA AL AVANCE NO SERÁ EQUILIBRADA Y POR LO TANTO COMENZAREMOS A PERDER VELOCIDAD; A MENOS QUE CAMBIEMOS LA ACTITUD DEL AVIÓN Y BAJEMOS LA NARIZ, CON ELLO CONSEGUIRÍAMOS QUE UNA COMPONENTE DEL PESO ACTUARA EN LA MISMA DIRECCIÓN QUE LA LÍNEA DE VUELO DEL AVIÓN, EQUILIBRANDO ASÍ EL EFECTO RETARDADOR DE LA RESISTENCIA. A ESTA COMPONENTE DEL PESO SE LE DA EL NOMBRE DE TRACCIÓN DEL PESO. EN ESTA CONDICIÓN, SE ESTARÍA TRANSFORMANDO LA ENERGÍA POTENCIAL DEL AVIÓN (ALTURA), ENERGÍA CINÉTICA (VELOCIDAD). Y SOLAMENTE ESTARÍAN ACTUANDO TRES DE LAS CUATRO FUERZAS, EL LEVANTAMIENTO, EL PESO Y LA RESISTENCIA AL AVANCE. PARA LO ANTERIOR SE DEBEN CONOCER ALGUNOS CONCEPTOS DENTRO DE LA MANIOBRA DE PLANEO. DISTANCIA DE PLANEO. ES AQUELLA DISTANCIA QUE UN AVIÓN RECORRE HORIZONTALMENTE DESDE EL PUNTO EN QUE LA TRACCIÓN SE REDUCE A CERO HASTA EL PUNTO DONDE LA TRAYECTORIA DE VUELO INTERCEPTA EL TERRENO. LA DISTANCIA DE PLANEO ES DIRECTAMENTE PROPORCIONAL A LA ALTURA EN QUE SE INICIA. ÁNGULO DE PLANEO. ES AQUEL FORMADO ENTRE UNA LÍNEA HORIZONTAL Y LA LÍNEA DE VUELO DEL AVIÓN. RAZÓN DE PLANEO. ES LA RAZÓN QUE EXISTE ENTRE LA DISTANCIA HORIZONTAL QUE AVANZA UN AVIÓN Y LA ALTITUD PERDIDA Y SE EXPRESA EN MILLAS RECORRIDAS POR PIES DESCENDIDOS. ES DE GRAN IMPORTANCIA QUE EL PILOTO CONOZCA EL COMPORTAMIENTO DE SU AVIÓN EN CONDICIONES DE PLANEO, YA QUE ELLO SERÍA DE GRAN AYUDA EN CASO DE QUE EL MOTOR DEL AVIÓN FALLARA. LA DISTANCIA DE PLANEO SE VERÁ AFECTADA POR DISTINTOS FACTORES COMO LA ALTITUD, EL ÁNGULO DE PLANEO, EL VIENTO Y LA CONFIGURACIÓN DEL AVIÓN. 39

40 PARA QUE UN AVIÓN ALCANCE LA MAYOR DISTANCIA POSIBLE EN UN PLANEO SE REQUIERE QUE ESTÉ LIMPIO (TREN Y FLAPS RETRACTADOS), YA QUE SE BUSCA LA MENOR RESISTENCIA AL AVANCE POSIBLE PARA PODER TENER ASÍ EL MÍNIMO ÁNGULO DE PLANEO, EL CUÁL SE OBTIENE SIEMPRE A UN ÁNGULO ESPECÍFICO DE ATAQUE. DEBIDO A QUE EN EL AVIÓN NO PODEMOS DETERMINAR EL ÁNGULO DE ATAQUE EN EL QUE SE ENCUENTRA EL MISMO, BASTARÁ CON PLANEAR A LA VELOCIDAD RECOMENDADA POR EL MANUAL DEL AVIÓN PARA GARANTIZAR QUE CONSERVAMOS DICHO ÁNGULO DE EFICIENCIA. SI EL PILOTO DESCUIDA LA VELOCIDAD DE PLANEO, LA DISTANCIA SE VERÁ REDUCIDA YA QUE TANTO UN INCREMENTO COMO LA DISMINUCIÓN DE LA VELOCIDAD, AUMENTAN DE MANERA CONSIDERABLE LA RESISTENCIA AL AVANCE. DEL MISMO MODO EL USO DE LOS FLAPS INCREMENTA EL ÁNGULO DE PLANEO (DISMINUYENDO LA DISTANCIA DE PLANEO), YA QUE AL BAJAR LOS FLAPS SE AUMENTA LA RESISTENCIA AL AVANCE EN MAYOR PROPORCIÓN QUE EL LEVANTAMIENTO. LA DISTANCIA MÁXIMA DE PLANEO DE UN AVIÓN DADO, NO SE VERÁ AFECTADA POR VARIACIONES EN SU PESO, PERO LA VELOCIDAD DEBERÁ AJUSTARSE A DICHOS CAMBIOS EN UNA PROPORCIÓN DIRECTA; A MAYOR PESO, MAYOR VELOCIDAD DE PLANEO Y VICEVERSA. SOLO QUE EL AVIÓN MÁS PESADO SE HUNDIRÁ Y LLEGARÁ AL SUELO MÁS RÁPIDO QUE UN AVIÓN MÁS LIGERO. EL VIENTO TAMBIÉN TENDRÁ UN EFECTO DIRECTO EN LA DISTANCIA DE PLANEO. YA QUE ÉSTA SE VERÁ REDUCIDA CON UN VIENTO DE FRENTE. DEL MISMO MODO, UN VIENTO DE COLA INCREMENTARÁ LA DISTANCIA DE PLANEO. 40

41 USO DE POTENCIA. QUÉ OCURRIRÍA EN UN PLANEO SI APLICAMOS UN POCO DE POTENCIA?. SI LA HÉLICE PRODUCE UNA FUERZA DE TRACCIÓN, EL RESULTADO SERÍA UN ÁNGULO MENOR DE DESCENSO, DISMINUYENDO TAMBIÉN EL RÉGIMEN. DEBIDO A QUE LA TRACCIÓN DEL PESO REQUERIDA ES MENOR, LO CUAL NOS PERMITE SUBIR LA NARIZ. EL USO DE POTENCIA DURANTE LOS DESCENSOS NOS PERMITE CONTROLAR A VOLUNTAD LA DISTANCIA, RÉGIMEN Y VELOCIDAD DE UN DESCENSO. VIRAJES. MANIOBRA CUYO OBJETIVO PRIMORDIAL EN EL AVIÓN, ES EL DE PRODUCIR UN CAMBIO EN EL RUMBO. UN CUERPO EN MOVIMIENTO, TENDERÁ A MANTENER UNA TRAYECTORIA RECTA ASÍ COMO UNA VELOCIDAD CONSTANTE (PRIMERA LEY DE NEWTON). DE ALLÍ QUE PARA PODER CAMBIAR SU TRAYECTORIA DEBA DE APLICARSE UNA FUERZA NO EQUILIBRADA. UN CUERPO QUE SE MUEVA EN UNA TRAYECTORIA CURVA, TENDRÁ UNA TENDENCIA NATURAL A SEGUIR EN LÍNEA RECTA A MENOS QUE UNA FUERZA CONSTANTE LO JALE HACIA DENTRO DEL CÍRCULO. EN UN AVIÓN SUCEDE LO MISMO, SE REQUIERE DE UNA FUERZA QUE MANTENGA AL AVIÓN EN UNA CONSTANTE TRAYECTORIA CIRCULAR. ESTO SE CONSIGUE AL ALABEAR LAS ALAS, PUES EL LEVANTAMIENTO ES ENTONCES INCLINADO Y SE DESCOMPONE EN UNA FUERZA VERTICAL (LEVANTAMIENTO) Y OTRA HORIZONTAL (FUERZA CENTRÍPETA). SI PARTIÉRAMOS DEL VUELO RECTO Y NIVELADO A VELOCIDAD CONSTANTE (DÓNDE TODAS LAS FUERZAS ESTÁN EN EQUILIBRIO) Y ACTUÁRAMOS LOS ALERONES PARA PRODUCIR UN ALABEO EN EL AVIÓN, INCLINARÍAMOS LA FUERZA DEL LEVANTAMIENTO HACIA EL LADO DE LA SEMIALA BAJA, CAUSANDO QUE ESTE SE DESCOMPONGA A SU VEZ EN DOS VECTORES: COMPONENTE VERTICAL DEL LEVANTAMIENTO. ES AQUELLA FUERZA QUE ACTÚA VERTICALMENTE EN UN AVIÓN EN VIRAJE, Y SI SE DESEA MANTENER LA ALTITUD DEBERÁ TENER UN VALOR IGUAL AL PESO DEL AVIÓN. 41

42 COMPONENTE HORIZONTAL DEL LEVANTAMIENTO. O TAMBIÉN LLAMADA FUERZA CENTRÍPETA, ES AQUELLA QUE DEBERÁ JALAR AL AVIÓN HACIA EL CENTRO DEL VIRAJE Y SU MAGNITUD DEBERÁ DE EQUILIBRAR LA FUERZA CENTRÍFUGA (QUE TRATA DE SACAR AL AVIÓN DE SU TRAYECTORIA CIRCULAR). COMO PODEMOS VER, LA MAGNITUD DE LA FUERZA DEL LEVANTAMIENTO TOTAL GENERADA POR LA ALAS EN UN VIRAJE, DEBERÁ SER MAYOR COMPARADA CON EL VUELO RECTO Y NIVELADO. NO OBSTANTE EL LEVANTAMIENTO VERTICAL REQUERIDO DEBERÁ DE SER EL MISMO. ENTRE MAYOR SEA EL ÁNGULO DE BANQUEO, LA COMPONENTE VERTICAL DEL LEVANTAMIENTO SE VERÁ MÁS REDUCIDA; Y SI PRETENDEMOS CONSERVAR LA ALTITUD, DEBEMOS DE INCREMENTAR POR LO TANTO EL LEVANTAMIENTO TOTAL GENERADO POR LAS ALAS. ESTO SE LOGRA AUMENTANDO EL ÁNGULO DE ATAQUE (JALANDO EL ELEVADOR); SIN EMBARGO ESTO TENDRÁ UN EFECTO ADVERSO EN LA VELOCIDAD DEL AVIÓN, YA QUE UN MAYOR ÁNGULO DE ATAQUE PRODUCIRÁ MAYOR RESISTENCIA AL AVANCE, DESACELERANDO ASÍ EL AVIÓN. ES POR ELLO QUE CUANDO EFECTUAMOS UN VIRAJE CEÑIDO (A GRAN ÁNGULO DE BANQUEO) Y PRETENDAMOS MANTENER UNA ALTITUD Y VELOCIDAD CONSTANTES, DEBEREMOS JALAR LA COLUMNA DE CONTROL PARA AUMENTAR EL ÁNGULO DE ATAQUE, Y AL MISMO TIEMPO APLICAR LA POTENCIA REQUERIDA PARA CONSERVAR LA MISMA VELOCIDAD INDICADA. POR LO ANTERIOR ENTENDEMOS QUE LA FUERZA CENTRIFUGA ES UNA COMPONENTE HORIZONTAL DEL PESO DEL AVIÓN, EN TANTO QUE LA CENTRÍPETA ES UNA COMPONENTE HORIZONTAL DEL LEVANTAMIENTO EN UN VIRAJE. 42

43 CAPITULO VIII LOS DESPLOMES Y BARRENAS LOS DESPLOMES Y BARRENAS SON REACCIONES NORMALES DEL AVION AL USO DE LOS CONTROLES POR EL PILOTO, UN AVION POR SI MISMO TENDERA A EVITAR ENTRAR EN ESTAS ACTITUDES O SI ES FORZADO PODRA RECOBRARSE SOLO, ES DECIR QUE ESTAS ACTITUDES SUCEDEN SOLO CUANDO SON INTENCIONALES O POR MALA OPERACIÓN DEL PILOTO DE LOS CONTROLES DE VUELO Y POTENCIA. DESPLOME Y BARRENA. CUANDO LAS ALAS DE UN AVION PIERDEN PARTE DE LA SUSTENTACIÓN, EL AVIÓN ENTRA EN UN DESPLOME, LOS CONTROLES PIERDEN EFICIENCIA, LA NARIZ SE INCLINA HACIA ABAJO Y EL AVION CAE RAPIDAMENTE. SI DURANTE EL DESPLOME, EL AVION AL DESCENDER INICIA A GIRAR EL DESPLOME SE CONVIERTE EN UNA BARRENA. CAUSAS DEL DESPLOME. LA RÁPIDA DISMINUCIÓN PERDIDA DE SUSTENTACIÓN QUE PRODUCE UN DESPLOME, ES CAUSADA POR UN ANGULO DE ATAQUE EXCESIVO, LO CUAL ORIGINA UN DESPRENDIMIENTO DE LA CAPA LIMITE EN EL PERFIL, O POR UNA VELOCIDAD VERDADERA INFERIOR A LA MINIMA DE SUSTENTACIÓN A LA CUAL SE LE DENOMINA VELOCIDAD DE DESPLOME, UNA COMBINACIÓN DE AMBOS FACTORES PUEDE SER QUE SI EL ANGULO DE ATAQUE ALTO SE MANTIENE Y LA VELOCIDAD DISMINUYE, EL LEVANTAMIENTO DESCIENDE RAPIDAMENTE, LLEGANDO A UNA CONDICION EN DONDE EL PESO DEL AVION ES MAYOR AL LEVANTAMIENTO Y ESTO PRODUCIRA UN DESPLOME. 43

44 DIAGNOSTICO DEL DESPLOME. EL DESPLOME SE PRESENTARA PRIMERO EN EL EMPOTRE DEL ALA, DE ESTA MANERA SE PUEDE MANTENER CONTROL, AL TENER EFECTIVIDAD EN LOS ALERONES Y DE ESTA MANERA MANTENER LA CONTROLABILIDAD DE LA AERONAVE. ESTO ES CASADO POR LA DIFERENCIA DE LOS ÁNGULOS DE INCIDENCIA ENTRE EL EMPOTRE Y LA PUNTA DEL ALA, COMO SE MUESTRA EN LA SIGUIENTE ILUSTRACIÓN. ASÍ MISMO ESTE EFECTO CAUSARA UNA PEQUEÑA VIBRACIÓN, LA CUAL SERÁ SEÑAL DE UNA PROXIMIDAD AL DESPLOME. LA MAYORÍA DE LAS AERONAVES ESTAN EQUIPADAS CON DISPOSITIVOS DE ALERTA QUE AVISAN AL PILOTO DE LA PROXIMIDAD DE UN DESPLOME. PARA LAS AERONAVES QUE NO ESTAN PROVISTAS DE ESTOS DISPOSITIVOS, EL INSTRUMENTO MAS CONFIABLE PARA ADVERTIR LA PROXIMIDAD DEL DESPLOME ES EL VELOCÍMETRO. 44

45 LA EXCEPCIÓN A ESTO ES EL DESPLOME QUE SE PRESENTA DURANTE LAS MANIOBRAS DE VIRAJE CEÑIDO, EN DONDE AUN CON VELOCIDAD INDICADA ALTA LA CARGA EJERCIDA POR EL VIRAJE PROVOCARA UN DESPLOME CON VELOCIDAD, ESTOS GENERALMENTE SE REALIZAN INTECIONALMENTE MANIOBRAS ACROBATICAS COMO PARTE DEL ESPECTÁCULO, PERO UN PILOTO REGULAR QUE INICIA UN VIRAJE CEÑIDO DEBE TENER CUIDADO DE NO ENTRAR EN UN DESPLOME CON VELOCIDAD YA QUE ESTOS DESPLOMES VIRANDO FRECUENTEMENTE SE CONVIERTEN EN BARRENAS. CUANDO UN AVION VIRA LA DIRECCIÓN DE LA SUSTENTACIÓN NO ES VERTICAL HACIA ARRIBA, SINO INCLINADA A LA HORIZONTAL, LA FUERZA DE SUSTENTACIÓN DESARROLLADA POR LAS ALAS JALA AL AVION HACIA UN LADO, ASI COMO HACIA ARRIBA, POR LO QUE DEBE SER COMPENSADA PARA NO ENTRAR EN DESPLOME, OBVIAMENTE LA VELOCIDAD MINIMA REQUERIDA PARA LA SUSTENTACIÓN PARA MANTENER EL VUELO RECTO NO ES SUFICIENTE PARA COMPENSAR UN GIRO, ESTA DEBE COMPENSARSE CON UN AUMENTO DE LA VELOCIDAD, ES DECIR A MAYOR BANQUEO, MAYOR DEBE SER LA VELOCIDAD. UN MÉTODO PARA CONOCER LA VELOCIDAD DE DESPLOME DURANTE UN GIRO ES APLICAR UNA TABLA DONDE CORRESPONDE A UN ANGULO DE BANQUEO UN FACTOR QUE SE MULTIPLICA POR LA VELOCIDAD DE DESPLOME NORMAL, EN LA CUAL OBSERVAMOS QUE A MEDIDA QUE EL BANQUEO SE APROXIMA A 90 LA VELOCIDAD DE DESPLOME SE INCREMENTA A MAS DEL DOBLE DE LA NORMAL. EJEMPLO CALCULADO CON UNA VELOCIDAD DE DESPLOME NORMAL DE 50 NUDOS ANGULO DE BANQUEO FACTOR DE MULTIPLICACIÓN VEL. DE DESPLOME AUNQUE ESTA TABLA NO ES ABSOLUTAMENTE CONFIABLE YA QUE EN EL BANQUEO LOS INSTRUMENTOS ANÁLOGOS NO MUESTRAN EXACTAMENTE EL ANGULO DE BANQUEO, SIRVE COMO REFERENCIA PARA OBSERVAR LAS VARIACIONES DE LAS VELOCIDADES DE DESPLOME, AUNADO A ESTO LOS DERRAPES Y DESLIZAMIENTOS EJERCIDOS POR EL VIENTO PUEDEN INCREMENTAR AUN MAS LAS VELOCIDADES CALCULADAS, POR ESTO EL PILOTO DEBE SENTIR EN LOS MANDOS EL COMPORTAMIENTO DEL AVION DEBIDO A LAS PRESIONES QUE SENTIRA EN SU COLUMNA DE MANDO SOBRE TODO DEL ELEVADOR, ASI COMO LA ACTITUD DE LA NARIZ Y EL SONIDO DE SU MOTOR. 45