Manual Aerodinamica I
Manual Aerodinamica I
Manual Aerodinamica I
AERODINÁMICA I
4.1 Definiciones.
4.2 Estabilidad estática.
4.3 Estabilidad dinámica.
4.4 Estabilidad longitudinal.
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4.5 Estabilidad lateral.
4.6 Estabilidad direccional.
4.7 Balanceo Holandés.
4.8 Asimetría de potencias.
MÓDULO VI MANIOBRAS
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MÓDULO I INTRODUCCIÓN A LA TEORÍA DEL VUELO Y
DEFINICIONES
Sin importar el tipo de avión, su tamaño o características, todos vuelan gracias a las
fuerzas aerodinámicas. En este módulo vamos a conocer estos principios, las leyes
y la teoría del vuelo, así como las características de la atmósfera.
La Atmósfera es una cubierta gaseosa que rodea a nuestro planeta, conformada por
varias capas dependiendo de la altitud. Para nuestro curso vamos a considerar
solamente la capa más cercana a la tierra llamada Troposfera, ya que en esta es en
la que vuelan los aviones, aproximadamente hasta unos 12 kilómetros de la
superficie terrestre.
La Troposfera está compuesta por una mezcla de gases: 78% Nitrógeno, 21%
Oxígeno y 1% de otros gases. A este conjunto de gases lo conocemos como aire.
Además de estos gases encontramos el vapor de agua, el cual puede variar en una
concentración de 0% a 5%. Debido al peso específico de cada gas, los más
pesados tienden a permanecer más abajo, por lo que es normal que en altitudes
superiores a los 35,000 pies no encontremos prácticamente nada de oxígeno.
El aire es un elemento que tiene una masa, peso y una forma indeterminada. Tiene
la capacidad de fluir y cuando está sujeto a cambios de presión cambia en su forma
debido a la baja cohesión molecular. Esto quiere decir que el aire tiende a
expandirse o comprimirse ocupando todo el volumen del recipiente que lo contiene.
El aire es un fluido en estado gaseoso, el cual toma la forma del recipiente que lo
contiene y genera poca resistencia a la deformación. Esta resistencia a la
deformación se le conoce como viscosidad. En el caso del aire la viscosidad es muy
baja al ser un fluido muy ligero y de fácil movilidad. Por el contrario la miel es un
fluido muy viscoso debido a la dificultad para moverse y la resistencia que opone.
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1.1.2 Presión atmosférica
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1.1.3 Temperatura del aire
El aire no se calienta directamente por la incidencia del sol, sino por otros factores
como la cercania o lejania de la linea del Ecuador, o la cercania o lejania de las
costas, pero principalmente el aire se calienta por el calor absorbido por la superficie
terrestre, la cual cede este calor a las capas más cercanas del aire.
Este es un ciclo continuo que se da a través del día y la noche, en donde las capas
más cercanas a la superficie terrestre se calientan y enfrían. Precisamente debido a
que el calor reflejado solo llega a las zonas más bajas de la troposfera, podemos
entender que la temperatura es inversamente proporcional a la altura. “A mayor
altura menor temperatura”.
La temperatura baja aproximadamente 6.5°C por cada 1,000 metros o 1.98°C por
cada 1,000 pies. Este cambio se considera hasta los 36,000 pies aproximadamente
(11,000 metros), a partir de la cual la temperatura se considera constante a -56.5°C.
Gracias a la Ley de los Gases de Gay-Lussac podemos entender que la presión de
los gases va en función de la temperatura. Es decir que la presión de los gases
aumenta conforme la temperatura aumenta y viceversa.
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La densidad depende directamente de la presión, es decir “a mayor presión mayor
densidad”. Este concepto lo podemos explicar mediante la Ley de Boyle. Esta ley
nos indica que a un temperatura constante, un fluido se puede comprimir mediante
presión para que ocupe un menor volumen. Esto produciría que la densidad
aumente, debido a que una misma cantidad de masa ocupa un menor volumen.
Si pensamos en el aire, conforme ascendemos la presión disminuye, por lo que la
densidad del aire disminuye igualmente.
Ahora bien, la Ley de de Dilatación de los Gases de Gay-Lussac nos indica que a
mayor temperatura tenemos menor densidad. En la atmósfera es mayor el cambio
de densidad debido a la presión que debido a la temperatura, por lo que para fines
teóricos debemos considerar que “a mayor altura menor densidad”.
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El aire húmedo (vapor de agua + aire), es menos denso que el aire seco, por lo que
en medida que el vapor de agua aumente la densidad del aire disminuye.
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importante revisar la condición y limpieza del Tubo Pitot, para evitar
información incorrecta en los instrumentos.
- Tomas Estáticas: estos dispositivos toman la presión del aire libre en el que
se mueve el avión. Son un conjunto de orificios protegidos con una rejilla,
normalmente ubicados sobre el fuselaje del avión. Por lo general vienen en
pares para evitar diferencias de mediciones, y a diferencia de los Tubos Pitot
no llevan calentamiento. Lo que sí se debe cuidar es la obstrucción y
condición de los orificios.
Las tomas estáticas se basan en la presión atmosférica debido a la altitud a
la que vuela el avión y esta información alimenta los instrumentos de cabina
mediante un conjunto de conductos internos en el avión.
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1.1.8 Instrumentos basados en propiedades del aire
- Horizonte artificial.
- Indicador de giro.
- Indicador direccional.
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base a los ejes de referencia. Este movimiento generan las siguientes propiedades
giroscópicas: rigidez en el espacio y precesión.
La rigidez en el espacio, se refiere básicamente a que gracias a la fuerza de inercia
un cuerpo que gira a gran velocidad va a permanecer erguido sin importar si el
plano sobre el que está girando se inclina.
Por otra parte la precesión se refiere a la reacción de un cuerpo que gira a alta
velocidad cuando se le aplica una fuerza en uno de sus bordes. La precesión es
inversamente proporcional a la velocidad de giro y directamente proporcional a la
cantidad de fuerza de deflexión aplicada.
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El giróscopo del horizonte artificial es el encargado de mantener fijo el plano
horizontal, mientras que la caja del instrumento se mueve dependiendo de cómo se
mueve el avión. En resumen, el avión se mueve alrededor del giróscopo el cual se
mantiene fijo respecto al horizonte.
En el caso del indicador de orientación y viraje, es el giróscopo mantiene fijo el
plano vertical y es el avión el que gira en torno a él.
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1.2 Aerodinámica
- Cualquier fluido que esté en contacto con un cuerpo ejerce una fuerza sobre
el.
- La fuerza resultante se produce por la interacción de este cuerpo y el fluido,
no por un campo de fuerza (gravedad) o un campo electromagnético.
- Para que exista una fuerza aerodinámica debe existir una diferencia de
velocidad entre el fluido (aire) y el cuerpo (ala).
- “Sin flujo de aire no hay fuerza de sustentación”.
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1.3 Física de Vuelo
Un avión puede volar a pesar de ser más pesado que el aire gracias a las fuerzas
aerodinámicas que se generan por la superficies sustentadoras y la velocidad.
Físicamente el vuelo se puede explicar por dos principios físicos: La 3era Ley de
Newton y el Principio de Bernoulli.
Por otro lado, el Teorema de Bernoulli nos explica que la presión interna de un fluido
disminuye a razón del incremento de la velocidad. Es decir, cuando un fluido se
mueve a través de un cuerpo y por motivos de la geometría, la velocidad se
incrementa y la presión automáticamente disminuye.
Usando este principio sobre un ala, vemos que debido a la geometría de la misma
(superficie superior más larga que la superficie inferior), el aire fluye a una mayor
velocidad por la parte de arriba y a menor velocidad por la parte de abajo. Esta
diferencia de velocidad produce una diferencia de presiones, generando una presión
inferior en la cara superior del ala.
La 3era Ley de Newton mejor conocida como la ley de acción y reacción, nos indica
que la acción de una fuerza sobre un cuerpo genera una fuerza de reacción de la
misma magnitud en sentido contrario. Este principio se aplica a las alas del avión,
así como a los motores.
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El motor expulsa aire caliente a alta velocidad por la parte posterior (acción), lo que
genera una fuerza de empuje hacia adelante impulsando al avión (reacción).
En el caso de las alas, la geometría de la misma empuja al aire hacia abajo (acción),
lo que produce una fuerza contraria empujando el ala hacia arriba (reacción).
Para entender la capa límite, debemos primero saber que en la mecánica de fluidos
existen dos tipos de flujos: laminar y turbulento. El flujo laminar se da cuando el
fluido tiene capas bien definidas y planas, mientras que el flujo turbulento se
caracteriza por capas que se mezclan entre sí de manera desordenada.
Ahora bien, la capa límite es la capa en donde el flujo laminar se convierte en flujo
turbulento. Esta zona en el ala se le conoce como área de transición, y depende del
ángulo de ataque del avión y la velocidad. Es una zona imaginaria sobre el ala, la
cual puede desplazarse hacia adelante o hacia atrás. Mientras más pronunciado sea
el ángulo de ataque del avión, más adelante encontraremos la capa límite.
Para que un avión se mantenga en el aire se busca que el flujo sea lo más laminar
posible sobre el ala, por lo que un flujo turbulento provoca una pérdida de
sustentación y una entrada en pérdida.
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Durante la operación del avión se puede modificar la ubicación de la capa límite
mediante la velocidad, el ángulo de ataque o elementos hipersustentadores como
los slats y los flaps.
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MÓDULO II FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE EL AVIÓN EN VUELO
En el módulo anterior vimos las teoría del vuelo y las leyes físicas que lo permiten,
pero existen varias fuerzas que están involucradas durante todas las fases del
vuelo: sustentación, peso, empuje y resistencia. Vamos a explicar estas 4 fuerzas y
la influencia que tienen para el vuelo de un avión.
El peso se refiere a la fuerza producida por el peso del avión más la fuerza de
gravedad.
La sustentación es la fuerza que mantiene al avión en el aire y es producida por el
flujo del aire sobre las alas.
La resistencia se refiere a la fuerza de fricción que genera el avión al moverse a
través del aire.
El empuje es la fuerza generada por el o los motores, que impulsan al avión hacia
adelante.
Se considera que estas fuerzas actúan en pares, es decir para una fuerza siempre
existe una fuerza contraria. La sustentación (+) es la fuerza contraria al peso (-). El
empuje (+) es contraria a la fuerza de resistencia (-).
Se considera que todas las fuerzas es igual a 0, por lo que para que una fuerza
pueda vencer a otra debe ser superior. Es decir el empuje debe ser superior a la
fuerza de resistencia para que el avión pueda volar.
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MÓDULO III FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE UN PERFIL AERODINÁMICO
En este módulo vamos a estudiar los diferentes tipos de perfiles, sus características
y las fuerzas que se ejercen sobre ellos.
El borde de ataque (leading edge), se refiere a la cara del ala que va frente al viento.
Es por donde el flujo del aire entra a la superficie alar.
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El borde de salida (trailing edge), es el punto por donde el flujo de aire abandona la
superficie alar y se encuentra en la parte posterior de la misma.
El extradós (upper surface), es la superficie superior del ala, mientras que el
intradós (lower surface), es la superficie inferior del ala.
La cuerda (chord), se refiere a la línea imaginaria que une al borde de ataque con el
borde de salida del ala.
El espesor máximo (maximum thickness) , como su nombre lo indica es el espesor
mayor que hay entre el intradós y el extradós. Este espesor también está
relacionado con el coeficiente de sustentación del ala. A mayor espesor el
coeficiente de sustentación máximo aumenta.
El radio de la curvatura del borde de ataque , se refiere a la forma redondeada del
borde de ataque el cual generalmente representa el 1% de la longitud de la cuerda
del ala (operaciones subsónicas). Este radio es fundamental para las velocidades de
entrada en pérdida de una aeronave. Mientras más redondeado sea, mayor es la
capacidad de pérdida del ala.
La línea de curvatura media (mean camber line), es la característica principal de un
perfil aerodinámico. Se refiere a una línea imaginaria equidistante entre el extradós
y el intradós, a lo largo de la cuerda.
La curvatura (camber), se refiere a la distancia entre la cuerda y la línea de
curvatura media.
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- NACA serie 1: NACA “1a-bcd”, donde el 1 indica la serie, la “a” indica la
ubicación de la zona de mínima presión en porcentaje de cuerda, “b” indica el
coeficiente de sustentación en décimas y “cd” indican el grosor máximo en
porcentaje de cuerda.
La NACA 16-123 indica que es familia serie 1, con ubicación de la zona de
mínima presión al 60% de la longitud de la cuerda, un coeficiente de
sustentación de 0.1 y un grosor máximo del 23% de longitud de cuerda.
- NACA serie 6: NACA “6ax-bcd”, donde el 6 indica la serie, a “a” indica la
ubicación de la zona de mínima presión en porcentaje de cuerda, “x”
subíndice indica cuántas décimas por arriba o por abajo se encuentra la
resistencia del coeficiente de sustentación, “b” indica el coeficiente de
sustentación en décimas y “cd” indican el grosor máximo en porcentaje de
cuerda.
La NACA 642-212 indica que es serie 6, con una ubicación de la zona mínima
de presión al 40% de la cuerda, con un índice de 0.2 de resistencia del
coeficiente de sustentación, 0.2 como coeficiente de sustentación y un 12%
de grosor máximo respecto a la longitud de cuerda.
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3.2 Características de los diferentes perfiles
Ya hemos visto las diferentes familias de los perfiles aerodinámicos, pero ahora
debemos entender cuáles son sus diferencias, ventajas y desventajas, así como sus
aplicaciones en los aviones más comunes.
4 dígitos:
Ventajas: perfil muy controlable y capacidad para evitar un stall.
Desventajas: bajos coeficientes de sustentación, alta resistencia y fricción.
5 dígitos:
Ventajas: mejora en el coeficiente máximo de sustentación, reduce la tendencia del
momento de elevación.
Desventajas: pobre comportamiento en pérdida de sustentación y alta resistencia.
6 dígitos:
Ventajas: mejora en el coeficiente máximo de sustentación, mejora en el flujo
laminar y reducción de la resistencia. Muy útil en aviones de alta velocidad.
Desventajas: presenta alta resistencia operando en velocidades bajas, pobre
comportamiento en pérdida de sustentación.
No podemos decir que perfil es mejor que otro, ya que cada uno está diseñado para
cumplir con las especificaciones de cada avión.
Gracias a los estudios realizados por NACA, tenemos un gran catálogo de perfiles
aerodinámicos que pueden ser utilizados por los ingenieros al momento de diseñar
un nuevo avión. Aunado a eso, en la actualidad existen un sin fin de programas
computacionales y aplicaciones, que permiten simular y entender el comportamiento
de cada uno de los perfiles.
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3.3 Corrientes sobre un perfil aerodinámico
Ya conocemos las partes que conforman un perfil aerodinámico, así como sus
características y diferencias. Pero al momento de que el avión está en vuelo, se
presentan diversas corrientes de aire que afectan directamente al comportamiento
del mismo.
Para que la fuerza de sustentación sea máxima, se busca que el flujo del aire sea
laminar y que el flujo turbulento se dé fuera del perfil aerodinámico.
Durante las maniobras del avión el ángulo de ataque puede variar lo que provoca un
cambio en el flujo laminar del aire. Este ángulo de ataque puede llegar a ser tan
pronunciado que haga que todo el flujo laminar del aire se vuelva turbulento y se
pierda la fuerza de sustentación, llevando al avión a una entrada en pérdida.
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Si recordamos, la capa límite es la zona del ala en donde el flujo laminar se
convierte en turbulento. Esta capa límite se va desplazando hacia adelante del perfil
aerodinámico conforme el ángulo de ataque aumenta, llegando hasta el punto que el
alá pierde la fuerza de sustentación y se desploma.
Hay que tener en mente que no solamente el ángulo de ataque afecta para que la
fuerza de sustentación se pierda. Vamos a estudiar más adelante los demás
factores que afectan la fuerza de sustentación y que nos pueden llevar a una
entrada en pérdida.
3.4 Sustentación
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Ahora bien, teóricamente se considera que la fuerza de sustentación se concentra
en un punto imaginario en la cuerda del ala llamado centro de presión. Su ubicación
se indica como % con respecto a la cuerda. Conforme se va incrementando el
ángulo de ataque del avión este centro de presión se desplaza hacia adelante. Se
considera que los límites para la ubicación del centro de presión se debe encontrar
entre el 25% y el 60% de la cuerda.
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El ángulo de incidencia, se refiere al ángulo formado por la cuerda del ala respecto
al eje longitudinal del avión. Este ángulo se mantiene fijo, ya que depende del
diseño del ala.
El ángulo de ataque, indica el ángulo que se forma entre la cuerda del ala y el viento
relativo. Este ángulo es variable, ya que depende de la actitud del avión con
respecto al viento relativo y no al horizonte.
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Finalmente podemos resumir los diversos factores que pueden afectar la fuerza de
sustentación. Si bien muchos de ellos no pueden ser controlados por el piloto, si
pueden ser identificados y analizados:
Cuando el avión se desplaza a través del aire, el ala está expuesta a dos tipos de
resistencia: una resistencia debida a la fricción del aire y una resistencia debido a la
presión del aire que se opone al movimiento del ala.
La resistencia debido a la fricción depende de la viscosidad del aire, que como
hemos visto en capítulos anteriores es muy baja. Por el contrario la resistencia de la
presión depende de la densidad de la masa de aire que se desplaza.
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- Resistencia Inducida: esta resistencia como dijimos anteriormente se debe a
la presión generada por la fuerza de sustentación y se incrementa
proporcionalmente con el ángulo de ataque. Debido a que la sustentación no
es uniforme sobre toda la superficie alar y debido al cambio de presiones
entre el intradós y el extradós, se genera una corriente de aire que recorre
hacia las puntas de ala en forma de vórtice y que es opuesta a la fuerza de
empuje. Esta resistencia es directamente referida al diseño del ala. Un ala
delgada con cuerda larga produce menos resistencia que un ala corta con
cuerda larga.
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Ahora bien, estas dos resistencia dependen de diferentes factores y conforme una
aumenta la otra disminuye, por lo que el piloto debe entender muy bien este
concepto durante la operación de una aeronave.
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Este coeficiente se puede ver afectado por el ángulo de ataque del avión. Como
podemos ver en la gráfica, conforme el ángulo de ataque se incrementa el
coeficiente de sustentación se incrementa hasta un punto máximo donde desciende
abruptamente y entra en pérdida.
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Podríamos resumir diversas características que dependen del ángulo de ataque:
- La pérdida.
- El ángulo de ascenso ideal.
- La mejor velocidad de ascenso.
- La mejor tasa de planeo.
- La compensación del estabilizador horizontal.
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la capa límite sobre el ala se desplaza hacia adelante y el flujo laminar se convierte
en turbulento.
Debemos tener claro que la actitud del avión y el ángulo de ataque no es lo mismo.
La actitud se mide respecto al horizonte indicando si está nariz arriba o nariz abajo,
mientras que el ángulo de ataque se mide respecto al viento relativo.
En la imagen podemos ver que el avión tiene la misma actitud de nariz arriba, sin
embargo el ángulo de ataque varía así como la velocidad vertical. En el primer caso
el avión tiene una actitud de nariz arriba, con un ángulo de ataque bajo y una
velocidad vertical ascendente.
El segundo caso tiene una actitud igualmente de nariz arriba, pero el ángulo de
ataque es alto y una velocidad vertical descendente. Este caso lo podemos entender
como que el avión se está “hundiendo”. Un ángulo de ataque grande no significa
necesariamente que el avión está ascendiendo.
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De acuerdo a esta fórmula, en un vuelo recto y nivelado el ángulo de actitud es 0° y
el ángulo ascenso es 0°, por lo que en esta condición el ángulo de incidencia sería
igual al ángulo de ataque.
El ángulo de incidencia es constante, ya que depende del diseño del avión, mientras
que los otros ángulos dependen de la operación.
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MÓDULO IV ESTABILIDAD Y CONTROL
4.1 Definiciones
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La negativa se refiere a un sistema en el cual se generan fuerzas mayores que
tienden a desplazar aún más su posición de equilibrio.
Para entender estas diferencias podemos considerar una rueda de bicicleta que
tiene un contrapeso en diferentes posiciones.
Ahora bien, un avión se considera estable cuando al ser afectado por una fuerza
tiende a regresar a su posición original (positiva), e inestable si al ser afectado por
una fuerza se aleja de su posición original (negativa). Podemos definir entonces que
un avión debe ser diseñado siempre para tener una estabilidad positiva o neutra y
evitar cualquier tipo de estabilidad negativa.
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Para ejemplificar podemos pensar en un amortiguador. Cuando comprimimos un
amortiguador este tiende a regresar a su posición original mediante oscilaciones
(hidro-neumático). Normalmente es un sistema con estabilidad positiva. En el caso
de un amortiguador que ya no funciona correctamente tendríamos una situación de
estabilidad neutra.
Esta gráfica nos permite interpretar visualmente como oscila un sistema de acuerdo
al tipo de estabilidad que posee.
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El control sobre la actitud de la nariz del avión se da mediante el estabilizador
horizontal. Este al estar ubicado lo más alejado posible del centro de gravedad del
avión, ayuda a que un pequeño cambio en su posición contrarreste las fuerzas
externas.
Por diseño, los aviones se calculan para que el estabilizador horizontal tenga un
ángulo de incidencia menor que el de ala. Esta diferencia de ángulo entre ambas
superficies se le conoce como decalaje. La utilidad de esta diferencia consiste en
mejorar las características de pérdida del avión. Cuando una fuerza afecta la
posición de equilibrio del avión (rafaga de viento por debajo de la trayectoria), el
estabilizador horizontal genera mayor sustentación obligando a bajar la nariz del
avión, regresando a su posición de equilibrio.
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4.5 Estabilidad lateral
Esta estabilidad se da principalmente por el diseño de las alas del avión. Cuando
una fuerza o rafaga de aire hace elevar un ala, el ala contraria tiene a inclinarse, por
lo que la sustentación en la misma aumenta tendiendo a elevarse y recuperar la
posición original nivelada.
Este tipo de estabilidad se mide respecto al eje vertical del avión (guiñada).
Principalmente la estabilidad direccional se da gracias al estabilizador vertical que
por diseño genera la fuerza necesaria para tratar de regresar la nariz del avión a la
dirección original. Si una rafaga golpea al avión, la cola del avión genera un par de
fuerza mayor, obligando a la nariz del avión a alinearse con la dirección de la ráfaga
del aire.
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4.7 Balanceo Holandés
El balanceo holandés se refiere a una oscilación lateral del avión que se da debido a
movimientos constantes de alabeo y guiñada. Principalmente este efecto se dá en
aviones con ala en flecha regresiva, con diedro positivo y un estabilizador vertical
relativamente pequeño.
Su presencia se da a bajas velocidades y altitud de vuelo elevadas, llegando a ser
muy incómodo para los pasajeros y potencialmente peligroso para la integridad
estructural del avión.
La solución definitiva que se diseñó para evitar este fenómeno es el “Yaw Damper”
o amortiguador de guiñada. Consiste en un sistema automático que contrarresta el
movimiento oscilatorio lateral mediante movimientos pequeños del timón de
dirección. Esta funcionalidad no afecta el control de los pilotos y al contrario es un
aliado al momento de efectuar virajes, ya que evita los derrapes.
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asimetría de potencias o de empuje, lo que conlleva a una pérdida de sustentación
sobre el costado del motor inoperante.
Ahora bien, en aviones bimotores debemos tener claro cuál es el motor crítico en
caso de fallo. Este concepto nos explica cuál de los dos motores provocaría
mayores afectaciones aerodinámicas si se presentara una emergencia o un mal
funcionamiento. Tomemos como ejemplo un avión que tiene sentido de giro en sus
hélices “anti-horario”
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encuentra más cercano al eje longitudinal del avión que el del motor derecho.
Esto provoca que el momento que se produce sea mayor en el motor derecho
que el izquierdo, por lo que nuestro motor crítico sería el izquierdo.
- Factor de Torque: la fuerza que se produce por los motores provoca una
reacción del avión en sentido contrario. En nuestro ejemplo, el avión va a
tender a girar hacia la izquierda (visto de atrás hacia adelante), ya que los
motores y las hélices giran hacia la derecha.
Si el motor derecho presenta una falla, el avión va a tender a girar a la
izquierda pero será contrarrestado por la reacción al torque del motor
izquierdo. Por el contrario si el motor izquierdo falla, la reacción del avión al
torque del motor derecho será girar a la izquierda lo que agravaría la
situación del control de la aeronave.
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Si bien un fallo en el motor crítico es peligroso, no significa que el avión pierda su
estabilidad y control. Los manuales de vuelo de cada tipo de avión mencionan qué
pasos debe seguir la tripulación en situaciones de fallo de motor crítico, pero
podríamos resumirlo en las siguientes acciones:
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MÓDULO V MANDOS DE LA AERONAVE
En los módulos anteriores hemos visto los principios aerodinámicos, perfiles alares,
fuerzas que actúan en una aeronave y la estabilidad. En este módulo nos vamos a
enfocar a entender cómo se controla una aeronave, cuales son sus ejes principales,
las superficies de control primarias y secundarias.
Los aviones poseen tres ejes y el movimiento generado sobre cada uno de esos
ejes tiene un nombre especifico:
- Eje longitudinal es una línea imaginaria que recorre el avión desde la nariz
hasta el empenaje, el movimiento que se dá sobre ese eje se conoce como
alabeo (Roll). El alabeo le dá al avión estabilidad lateral.
- Eje transversal es una línea imaginaria que une las dos puntas del ala del
avión. El movimiento que se dá en este eje se llama cabeceo (Pitch) . El
cabeceo le permite al piloto tener estabilidad longitudinal.
- Eje vertical es una línea imaginaria que atraviesa el avión de arriba a abajo
sobre el centro de gravedad. El movimiento que se dá sobre este eje se le
conoce como guiñada (Yaw). La guiñada nos da estabilidad direccional.
Las superficies primarias tienen como función principal el control del avión en sus
tres ejes.
Como hemos dicho anteriormente las superficies de control modifican la
aerodinámica del avión provocando un cambio en la magnitud de las fuerzas, lo que
provoca un movimiento en uno de sus ejes.
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Al igual que los ejes, las superficies de control primarias son tres: alerones, timón de
profundidad y timón de dirección.
- Alerones: se encuentran en el borde de salida de ambas alas, funcionan en
pares pero con movimiento inverso, es decir, si un alerón sube el otro baja.
Gracias a la ley de acción y reacción si un alerón sube genera una reacción
inversa en el ala, lo que provoca que esta baje. Al tener un movimiento
inverso el alerón contrario va a bajar haciendo subir esa ala, provocando un
movimiento de alabeo en el avión.
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Igual que los alerones, el timón de profundidad se controla desde el mando
del piloto. En este caso el piloto debe jalar o empujar el mando haciendo que
la superficie baje o suba.
Si queremos elevar la nariz del avión debemos jalar del mando, esto genera
que las superficies del timón de profundidad suban, generando una reacción
hacia abajo del empenaje. Este movimiento del empenaje genera que la nariz
del avión suba.
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5.3 Compensación de los mandos
Como una ayuda adicional para el piloto y para reducir las cargas aerodinámicas
sobre las superficies de control, la mayoría de aviones cuentan con
“compensadores”. Estos se encuentran en el borde de salida de cada una de las
superficies y pueden ser configuradas por el piloto para que ayuden a mantener una
posición específica en las superficies de control.
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5.4 Superficies secundarias de control
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Existen varios tipos de flaps, dependiendo del tamaño del avión, su
aerodinámica y el tipo de operaciones para el que fué diseñado, aunque el
principio de funcionamiento es igual.
Sencillo: es el más común en la aviación ligera, generalmente solo tiene una
posición y solo produce un cambio en el perfil del ala.
Intradós: solo afecta la curvatura inferior del ala. Es poco usado y produce un
efecto menor.
Zap: es similar al de intradós, su diferencia radica en que se desplaza hacia
atrás del borde de ataque del ala.
Fowler: es similar al Zap, su diferencia se debe a que el movimiento hacia
atrás es mayor e incrementa enormemente la curvatura y el perfil del ala. Es
muy utilizado en aviones comerciales.
Ranurado: al momento de ser desplegado deja apertura entre las secciones
del flap, lo que aumenta la superficie alar y disminuye el efecto de arrastre.
Junto con el tipo fowler son los más utilizados en aviones comerciales.
Krueger: a diferencia de todos los demás, estos se encuentran en el borde de
ataque del ala cercano al fuselaje. Tiene un efecto aerodinámico similar a los
slats.
En resumen los flaps generan varios efectos sobre la aerodinámica del avión:
- Aumento en la sustentación.
- Aumento en la resistencia.
- Aumento en la velocidad de pérdida.
- Menor longitud necesaria para maniobras de despegue y aterrizaje.
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- Slats: al igual que los flaps son superficies hipersustentadoras, aunque estas
se sitúan en el borde de ataque del ala. Al ser activados (en conjunto con los
flaps), se desplazan hacia adelante generando una abertura o “slot” que
obliga a que el flujo del aire pase por del intradós hacia el extradós. Esta
desviación genera que la velocidad del aire aumente y la presión disminuya
sobre el ala.
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- Spoilers: también conocidos como aerofrenos, se sitúan sobre la superficie
del ala. A diferencia de los flaps y los slats, los spoilers disminuyen la
sustentación del ala. Tiene varias funciones como reducir la velocidad
durante los descensos, incrementar la tasa de descenso, reducir la velocidad
durante la frenada en tierra, y en algunos aviones complementan a los
alerones en maniobras de giro.
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5.5 Superficies Pasivas
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- Generadores de Vórtice: estos son unos pequeños dispositivos
aerodinámicos en forma de aletas instalados normalmente en el extradós de
las alas. Estas aletas generan pequeños vórtices los cuales retrasan la
ubicación de la capa límite sobre la superficie del ala, lo que mejora la
prevención de la entrada en pérdida. Es decir, retrasa la ubicación del flujo
laminar a flujo turbulento sobre el ala.
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MÓDULO VI MANIOBRAS
En este módulo vamos a revisar las maniobras principales, etapas del vuelo, así
como la teoría de planeo, perdida y barrena.
Un avión al desplazarse por el aire está sujeto a la fuerza de gravedad que actúa
sobre la estructura y está relacionada directamente con el peso del avión.
Esta carga se mide como un factor multiplicador de la aceleración que produce la
gravedad sobre el peso (g = 9.81 m/s^2). Dependiendo de las maniobras que se
realicen, esta fuerza “g” se puede traducir en aceleraciones o fuerzas centrífugas
que afectan tanto a los pasajeros como a la estructura.
La fuerza de gravedad actúa sobre toda la superficie terrestre, por lo que todas las
operaciones de un avión se ven afectadas por ella y se puede representar como una
línea de fuerza imaginaria que apunta hacia el centro de la tierra.
Como pasajeros o tripulación, estas cargas las podemos traducir como una
sensación de pegarnos al asiento (fuerzas g positivas), o una sensación de flotar
(fuerzas g negativas).
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Esto significa que en una fuerza g positiva, nuestro cuerpo estaría soportando una
carga de 2 o 3 veces nuestro peso real. Si esto lo multiplicamos por el peso de un
avión, podemos dimensionar la magnitud de las cargas que actúan sobre su
estructura.
De acuerdo a las normativas los aviones deben estar diseñados para soportar cierto
nivel de cargas límite dependiendo de su aplicación.
Acrobáticos 5-6 3
Construcción Amateur 6 3
Si bien esta tabla indica la carga máxima permisible, al momento de diseñar las
estructuras se les aplica un factor de seguridad de 1.5, por lo que un avión
comercial está diseñado para cargas de hasta 4.5 - 6.
- Carga Límite: la carga límite se refiere a la carga más alta prevista para una
estructura. Normalmente la cara límite se dá en las alas durante operaciones
de maniobra a altos números de g. En un avión de caza podemos encontrar
cargas de hasta 8g durante virajes a alta velocidad. No hay que confundir
esta carga con la carga de cálculo o de diseño, ya que la carga de diseño se
refiere a la carga máxima que puede soportar una estructura sin sufrir una
rotura o daño catastrófico.
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- Carga de Maniobra: estas cargas se refieren a las que se generan durante
las fases del vuelo como virajes, ascensos, descensos, pérdidas, barrenas y
demás operaciones que van relacionadas con la velocidad y las fuerzas g a
las que el avión está sometido.
Para cumplir con las certificaciones los diseñadores deben demostrar de
manera gráfica que el avión cumple con las cargas límite en función de la
velocidad. Esta gráfica se le conoce como Diagrama de Maniobra o
Envolvente de Vuelo. Existe una para cada modelo de avión y debe ser
estudiada y analizada a profundidad, para saber los límites estructurales de
nuestra aeronave.
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Los colores nos ayudan a interpretar esta gráfica: en color azul vemos la
zona de pérdida en la cual el avión no tiene la fuerza de sustentación
necesaria. La zona verde es la zona segura para operar a las diferentes
velocidades y factores de carga. Por el contrario la zona amarilla representa
una zona de precaución, el área naranja representa un daño estructural y el
área roja representa daño catastrófico.
A manera de interpretación podemos ver que conforme sube el factor de
carga, la velocidad de pérdida aumenta, pero pasando el umbral de la
velocidad de maniobra entramos en zonas de riesgo estructural. Esto aplica
tanto para factores de carga positivos o negativos.
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- Flameo: este efecto es peligroso y ocurre igualmente al desplazar una
superficie de control a alta velocidad. En este caso la superficie de
control genera que el ala aumente el ángulo de ataque de manera
súbita, localmente esta zona del ala entra en pérdida y se descarga
súbitamente reduciendo el ángulo de ataque. Al reducir el ángulo de
ataque el ala vuelve a generar sustentación y vuelve a aumentar su
ángulo de ataque súbitamente, generando un efecto repetitivo y
oscilatorio.
- Cargas de Inercia: estas cargas se dan debido a la 1era Ley de Newton, la
cual nos habla que todo cuerpo tiende a oponerse a la aceleración (positiva o
negativa). Debido a esto, toda la estructura del avión sufre este tipo de
cargas, especialmente el ala. Debido a su forma, el peso y el combustible,
tiene a generar esfuerzos de torsión debido a la inercia.
- Cargas por el Sistema de Propulsión: independientemente si es un
monomotor o polimotor, los aviones sufren cargas generadas por el empuje y
el torque de los motores. Normalmente el sistema de propulsión está
instalado sobre montantes o bancadas que transmiten el empuje al avión.
Podríamos resumir que al ser el motor un equipo pesado, sufre también
cargas de inercia, de torsión, de compresión y de tracción.
Ahora bien, una gráfica velocidad versus factor de carga o conocida también como
envolvente de vuelo. Esta gráfica es una representación de los límites del
rendimiento de un avión. Podemos identificar cual es el factor de carga seguro a
diferentes velocidades de vuelo.
En el eje “x” (horizontal), se representa la velocidad del aire mientras que en el eje
“y” (vertical), se representan las cargas.
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- El punto A representa la velocidad normal de pérdida, es decir que debajo de
esta velocidad el avión entraría en pérdida (62 mph).
- El punto B representa la velocidad de maniobra. A velocidades más bajas y el
mismo factor de carga el avión entraría en pérdida, mientras que si
aumentamos la velocidad y la carga el avión entra en una zona de daños
estructurales (4.4 g o 137 mph).
- El punto C indica la ubicación de la velocidad máxima bajo cargas negativas.
Si se incrementa la velocidad y aumentan las cargas negativas pueden
generarse daños estructurales.
- En la línea vertical de 180 mph se ubica la velocidad máxima estructural.
Después de esta velocidad encontramos la velocidad máxima de descenso o
máxima velocidad límite (1.25 velocidad de crucero), pasando la cual el avión
puede sufrir daños estructurales severos.
- Se debe evitar operar en las zonas rojas, ya que son velocidades y cargas
estructurales que sobrepasan el diseño y la seguridad de la aeronave.
Durante el vuelo, los pilotos deben controlar diversos parámetros del avión como la
altitud, velocidad y rumbo. Las acciones para controlar estos parámetros se les
conoce como maniobras, las cuales vamos a analizar en este capítulo.
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6.2.1 Ascenso
Como indica su nombre, esta maniobra implica que el avión gane altura. Durante el
ascenso, el peso del avión no actúa de manera perpendicular a la trayectoria del
avión sino en dirección contraria al movimiento, por esto la fuerza de resistencia se
incrementa.
Para que el avión pueda ascender el empuje se debe incrementar para vencer a la
fuerza de resistencia. Bajo este concepto podemos decir que el ascenso está
limitado a la cantidad de empuje disponible.
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En esta imagen podemos ver la relación que hay entre el ángulo de ataque, la
velocidad de ascenso y la tasa de ascenso.
Como podemos ver la V es la velocidad de ascenso en crucero, la cual se da a un
ángulo de ataque menor pero a una velocidad mayor que las demás.
La Vy es un ángulo de ataque intermedio pero a una velocidad mayor a la Vx.
La Vx implica un ángulo de ataque máximo pero con la menor velocidad posible de
ascenso.
Esta maniobra implica mantener una altitud constante y seguir una trayectoria
rectilínea. En esta posición el avión está en equilibrio con el par de fuerzas
opuestas: peso/sustentación y empuje/resistencia.
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Ahora bien, sabemos que la velocidad y el ángulo de ataque del avión son
inversamente proporcionales, por lo que cuando en un vuelo recto y nivelado
queramos hacer un incremento o disminución de velocidad, debemos considerar el
ángulo de ataque del avión y la potencia.
Un vuelo recto y nivelado puede sostenerse a diferentes velocidades y ángulos de
ataque pudiéndose agrupar en tres: baja velocidad, crucero y alta velocidad.
Como lo hemos estudiado anteriormente, los aviones están diseñados para soportar
cierta cantidad de cargas aerodinámicas sin sufrir algún daño estructural. Estas
cargas dependen de la velocidad a la que el avión vuele, por lo que es vital que
conozcamos e interpretemos las gráficas envolventes de vuelo.
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La velocidad de maniobra se refiere a la velocidad máxima recomendada por el
fabricante a la cual el avión puede volar de manera segura durante una maniobra
repentina o durante turbulencia. Esta velocidad asegura que incluso volando con el
peso máximo del avión, no vamos a sufrir un daño estructural catastrófico.
Es vital siempre conocer la velocidad de maniobra “Va” de su avión, así como las
cargas máximas que soporta. Esta información la puede encontrar en el manual de
operación de cada aeronave.
6.2.4 Viraje
El viraje o giro es la maniobra básica para cambiar la dirección del avión. Idealmente
el viraje se debe hacer de manera coordinada para mantener la altitud del avión, por
lo que esta es la maniobra más compleja. Implica la utilización de todas las
superficies de control primarias del avión así como la potencia.
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Con esta imagen podemos hacer varias interpretaciones: conforme se da el giro, el
componente vertical de la sustentación disminuye, por lo que se debe compensar
con un aumento de potencia o elevando la nariz del avión. Por el contrario,
conforme el viraje se hace más pronunciado el componente horizontal de la
sustentación aumenta, por lo que el radio de giro será menor. Es decir el avión va a
cambiar de grados de dirección más rápido.
Ahora bien, durante los virajes hay que cuidar el factor de carga que sufre la
estructura, ya que a mayor alabeo y radio de giro las cargas aumentan. Así mismo
el factor de carga afecta también a la velocidad de entrada en pérdida, por lo que
hay que tener especial atención en giros pronunciados. De acuerdo a los manuales
la velocidad de entrada en pérdida se incrementa con la raíz cuadrada del factor de
carga.
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Para realizar una maniobra coordinada es necesario controlar el movimiento de los
alerones y el timón de dirección, esto evitará que el avión derrape. Al mismo tiempo
que se está moviendo la columna de control se debe aplicar presión en el pedal del
mismo lado para activar el timón de dirección.
Adicionalmente la nariz del avión tiende a caer, por lo que se debe jalar de la
columna de control para elevar la nariz y mantener la actitud deseada. Esto puede
implicar que se aumente la potencia para compensar la elevación de la nariz.
Para considerar que un viraje o giro es coordinado deben suceder las siguientes
condiciones:
- La nariz del avión “barre” el horizonte sin caer o elevarse.
- La velocidad debe permanecer constante.
- El indicador de giro debe mostrar una tasa constante.
- La bola del indicador de giro coordinado debe permanecer en el centro.
- El altímetro debe indicar la misma altitud.
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6.2.5 Descenso
El descenso es una maniobra básica la cual implica que el avión pierda altitud de
una manera controlada con o sin potencia aplicada.
Los descensos asistidos con motor son muy utilizados en la aviación comercial, para
mantener el confort de los pasajeros, así como cumplir con las necesidades del
tráfico aéreo.
Los descensos no asistidos con motor o con el motor a ralentí se le conoce como
planeo, el cual será estudiado en el siguiente capítulo.
Como hemos estudiado en capítulos anteriores los aviones cuentan con superficies
de control secundarias o hipersustentadoras mejor conocidas como Flaps. Durante
un descenso que requiera un mayor ángulo pero con una velocidad menor, es muy
útil extender los flaps. Cuando se extienden los flaps se incrementa la fuerza de
sustentación del avión, lo que permite que la nariz del avión baje todavía más y la
distancia horizontal se reduzca.
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Obviamente podemos deducir que el viento es un factor primordial para la maniobra
de descenso ya que un viento de cola puede incrementar la distancia horizontal
recorrida, mientras que un viento de frente la acorta. En el caso del planeo este
factor es sumamente vital.
6.2.6 Planeo
El planeo es básicamente una maniobra de descenso sin apoyo del motor. Ya sea
que el motor esté a ralentí o se tenga un fallo, el planeo requiere una combinación
de velocidad y actitud del avión específica, que permitan que se encuentre en el aire
por el mayor tiempo posible y recorra la mayor distancia posible.
Cada avión tiene una velocidad de planeo específica, la cual debe ser consultada en
el manual de operaciones.
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En este caso, si voláramos a 8,000 ft y tuviéramos un paro de motor, deberíamos
volar a 76 Kts para alcanzar una distancia horizontal de hasta 10.5 millas náuticas.
Esto considerando “avión limpio”, es decir sin flaps, ni tren de aterrizaje extendido y
condición de viento en calma.
Durante esta maniobra se debe cuidar no bajar la velocidad a un rango de entrada
en pérdida, de ser así se debe compensar con la actitud de la nariz del avión.
6.2.7 Aterrizaje
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- Tramo base: esta es la fase inicial del aterrizaje. El piloto debe decidir en qué
momento iniciar con el descenso y en qué momento iniciar con el giro. De
esta decisión depende la calidad del aterrizaje. Idealmente primero se debe
cortar la potencia del avión y permitir que la velocidad se reduzca a la
velocidad óptima de descenso, posteriormente se debe iniciar el descenso.
Debemos recordar que debemos aterrizar con viento de frente, por lo que se
debe considerar este factor al momento del giro y al alinearse con la pista.
Así mismo considere el factor de los flaps. Se aconseja que para este
momento el avión tenga el tren de aterrizaje abajo y asegurado y los flaps
extendidos, dejando una última posición para la aproximación final.
Una regla común es que a unos 1,000 ft sobre el terreno alcance la velocidad
de descenso y una vez establecida inicie el descenso a unos 500 fpm.
Así mismo se recomienda no hacer giros mayores a 30°, ya que el avión se
encuentra a una velocidad y altitud baja, lo que es muy riesgoso en caso de
entrar en pérdida. Si fuera el caso, es preferible cancelar la maniobra, irse al
aire e intentar nuevamente.
- Aproximación final: esta fase se refiere a cuando el avión se encuentra
alineado con la pista e inicia su descenso en línea recta hacia el punto
estimado para aterrizar. Esta fase tiene como objetivo que el avión mantenga
una actitud y velocidad que permitan el toque en el punto seleccionado en la
pista, así como facilitar la maniobra de recogida. Es muy importante en esta
fase cuidar la velocidad para evitar entrar en pérdida.
Así como debemos evitar entrar en pérdida, debemos limitar la velocidad
para no hacer un toque a alta velocidad que dificulte el frenado posterior.
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en caso de entrar en pérdida o fallo de motor no tendremos mucho espacio
para reaccionar.
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El proceso inicia antes de estar sobre la pista dependiendo de la velocidad de
aproximación. Se debe tirar de la columna de control para que la nariz del
avión vaya subiendo suavemente, logrando un cambio en la actitud del avión.
Ya que se encuentra a pocos centímetros de la pista se debe volar paralelo a
ella, en este punto la potencia del motor debe ser cero, lo que provocará que
la fuerza de sustentación desaparezca y el avión haga contacto suavemente
con la superficie.
Esta gráfica es un resumen general, pero dependerá de cada avión, así como
la configuración de flaps, peso, condiciones del avión y longitud de la pista.
- Aterrizaje y carrera posterior: estas dos fases son las últimas, pero no se
deben descuidar. La idea principal es desacelerar el avión y maniobrar para
evacuar la pista lo antes posible. La literatura recomienda que nunca se
pierda el centrado con la pista, así como evitar hacer el aterrizaje con los
frenos puestos. Una vez que todo el peso del avión recaiga sobre las ruedas
pueden aplicarse los frenos y las reversas de los motores (si aplica).
Para proteger la integridad del tren de nariz se recomienda mantenerlo en el
aire los primeros 50 pies una vez que el tren principal haya hecho contacto
con la pista.
Una vez que el avión haya frenado y tenga el control total del mismo, se debe
evacuar la pista lo antes posible para no entorpecer las operaciones
posteriores.
En este capítulo vamos a estudiar dos conceptos básicos y muy riesgosos que se
pueden presentar en cualquier fase del vuelo. El desplome o pérdida se refiere a la
insuficiencia de la fuerza de sustentación para mantener al avión en el aire. Por otro
lado, la barrena se refiere a una situación de pérdida pero con el agravante que se
da de una manera descontrolada, haciendo que el avión pierda altitud en tirabuzón.
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6.3.1 Desplome
Como se estudió en el primer capítulo, el flujo de aire sobre el ala se debe dar de
manera uniforme o laminar, lo que permite que se genera una diferencia de
presiones.
Para conservar este flujo laminar es muy importante mantener un ángulo de ataque
adecuado. Se sabe que el factor principal para el desplome es es un ángulo de
ataque excesivo, por lo que a medida que se incrementa, el punto de transición de
flujo laminar a turbulento se desplaza sobre el ala.
Como podemos observar en esta gráfica, cada avión tiene un ángulo de ataque
crítico en el cual el coeficiente de sustentación disminuye drásticamente.
Si bien el ángulo de ataque del avión es el factor principal para entrar en pérdida, en
la práctica los pilotos deben cuidar la velocidad. Los fabricantes tienen tablas
informativas en donde indican la velocidad específica en la cual el avión pierde la
sustentación dependiendo del peso del mismo y la configuración.
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Como podemos ver cada curva representa una velocidad de pérdida dependiendo
del ángulo de banqueo, posición de flaps, peso, etc.
Si bien es muy compleja esta gráfica nos da una visión clara de las velocidades
críticas que se deben vigilar.
En la práctica los aviones cuentan con alarmas sonoras y “stick shakers” que se
activan antes que el avión entre en pérdida, dándole tiempo al piloto de corregir la
actitud y velocidad del avión.
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6.3.1.3 Recuperación del desplome
6.3.2 Barrena
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6.3.2.2 Indicios de barrena inminente
Cómo la barrena ocurre una vez que el avión entró en pérdida o está en desplome,
los indicios son prácticamente los mismos como por ejemplo una pérdida en la
efectividad de las superficies de control, vibración y descenso de altitud. En la
barrena tenemos el agravante que el avión va a empezar a tender a girar en espiral
y guiñar.
Hay que evitar a toda costa que un desplome se convierta en barrena, por lo que
actuar de manera oportuna para salir de la pérdida es de suma importancia.
Al igual que los desplomes, cada fabricante debe incluir en sus manuales el
procedimiento para la recuperación de una barrena, sin embargo la literatura
recomienda los siguientes pasos:
- Reducir la potencia a ralentí.
- Posicionar los alerones en neutro.
- Aplicar el timón de dirección en el sentido opuesto al giro.
- Empujar la columna de mando hacia adelante.
- Una vez que el giro se neutralice dejar de aplicar presión sobre el timón de
dirección.
- Suavemente y una vez se haya recuperado la velocidad, jalar la columna de
mando para recuperar el vuelo recto y nivelado.
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Bibliografía
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