Factor de carga en un avión (Load Factors)
En aerodinámica, el factor de carga máxima (en un ángulo de banqueo dado) es una proporción entre la sustentación y el peso y tiene una relación trigonométrica. El factor de carga se mide en G (aceleración de la gravedad), una unidad de fuerza igual a la fuerza ejercida por la gravedad sobre un cuerpo en reposo e indica la fuerza a la que se somete un cuerpo cuando se acelera.
Cualquier fuerza aplicada a una aeronave para desviar su vuelo de una línea recta produce un estrés en su estructura.
La cantidad de esta fuerza es el factor de carga. Si bien un curso de aerodinámica no es un requisito previo para obtener una licencia de piloto, el piloto competente debe tener una sólida comprensión de las fuerzas que actúan en la aeronave, el uso ventajoso de estas fuerzas y las limitaciones operativas de la aeronave que se vuela.
Por ejemplo, un factor de carga de 3 significa que la carga total en la estructura de una aeronave es tres veces su peso. Dado que los factores de carga se expresan en términos de Gs, un factor de carga de 3 se puede hablar de 3 G, o un factor de carga de 4 como 4 G.
Si un avión es sacado de una inmersión, sometiendo al piloto a 3 G, él o ella sería presionado hacia abajo en el asiento con una fuerza igual a tres veces su peso. Dado que las aeronaves modernas operan a velocidades significativamente más altas que las aeronaves más antiguas, lo que aumenta el potencial de grandes factores de carga, este efecto se ha convertido en una consideración primordial en el diseño de la estructura de todas las aeronaves.
Con el diseño estructural de los aviones planificado para soportar sólo una cierta cantidad de sobrecarga, un conocimiento de los factores de carga se ha convertido en esencial para todos los pilotos. Los factores de carga son importantes por dos razones:
1. Es posible que un piloto imponga una sobrecarga peligrosa a las estructuras de la aeronave.
2. Un mayor factor de carga aumenta la velocidad de perdida y hace que las entradas en perdida sean posibles a velocidades de vuelo aparentemente seguras.
Factores de carga en el diseño de aeronaves
La respuesta a la pregunta "¿Qué tan fuerte debe ser un avión?" está determinada en gran medida por el uso al que está sometida la aeronave. Este es un problema difícil porque las cargas máximas posibles son demasiado altas para su uso en un diseño eficiente.
Es cierto que cualquier piloto puede hacer un aterrizaje muy duro o una retirada extremadamente fuerte de una inmersión, lo que resultaría en cargas anormales. Sin embargo, tales cargas extremadamente anormales deben ser descartadas de alguna manera si se construyen aviones que despegan rápidamente, aterrizan lentamente y llevan cargas útiles que valen la pena.
El problema de los factores de carga en el diseño de aeronaves se convierte en cómo determinar los factores de carga más altos que se pueden esperar en operación normal bajo diversas situaciones operacionales. Estos factores de carga se llaman "factores de carga límite." Por razones de seguridad, se requiere que la aeronave esté diseñada para soportar estos factores de carga sin ningún daño estructural. Aunque el Código de Regulaciones Federales (CFR) requiere que la estructura de la aeronave sea capaz de soportar una vez y media estos factores de carga límite sin fallar, se acepta que partes de la aeronave pueden doblarse o torcerse bajo estas cargas y que puede ocurrir algún daño estructural.
Este factor límite de carga de 1,5 se denomina "factor de seguridad" y proporciona, en cierta medida, cargas superiores a las esperadas en condiciones normales y razonables de funcionamiento. Esta reserva de fuerza no es algo que los pilotos deban abusar deliberadamente; más bien, está ahí para la protección cuando se encuentran con condiciones inesperadas.
Las consideraciones anteriores se aplican a todas las condiciones de carga, ya sea debido a ráfagas, maniobras o aterrizajes. Los requisitos del factor de carga de ráfaga actualmente en vigor son sustancialmente los mismos que han existido durante años. Cientos de miles de horas de funcionamiento han demostrado ser adecuadas para la seguridad. Dado que el piloto tiene poco control sobre los factores de carga de ráfagas (excepto para reducir la velocidad de la aeronave cuando se encuentra aire áspero), los requisitos de carga de ráfagas son sustancialmente los mismos para la mayoría de las aeronaves de tipo de aviación general, independientemente de su uso operacional. Generalmente, los factores de carga de ráfaga controlan el diseño de las aeronaves que están destinadas a un uso estrictamente no acrobático.
Una situación completamente diferente existe en el diseño de aeronaves con factores de carga de maniobra. Es necesario discutir este asunto por separado con respecto a: (1) aeronaves diseñadas de acuerdo con el sistema de categoría (es decir, normal, de utilidad, acrobático); y (2) diseños más antiguos construidos de acuerdo con requisitos que no contemplaban categorías operacionales.
Las aeronaves diseñadas bajo el sistema de categoría se identifican fácilmente con una placa en la cabina de vuelo, que indica la categoría operativa (o categorías) en la que la aeronave está certificada. Los factores de carga máxima segura (factores de carga límite) especificados para las aeronaves en las distintas categorías son:
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Normal |
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Utilitario (acrobacias leves, incluyendo giros) |
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Para aeronaves con peso bruto superior a 4.000 libras, el factor de carga límite se reduce. A las cargas límite dadas Arriba, se añade un factor de seguridad del 50 por ciento.
Hay una graduación ascendente en el factor de carga con la creciente gravedad de las maniobras. El sistema de categorías prevé la máxima utilidad de una aeronave. Si la operación normal por sí sola está prevista, el factor de carga requerido (y consecuentemente el peso de la aeronave) es menor que si la aeronave va a ser empleada en entrenamiento o maniobras acrobáticas, ya que resultan en cargas de maniobra más altas.
Las aeronaves que no tienen el cartel de categoría son diseños que se construyeron bajo requisitos de ingeniería anteriores en los que no se dieron restricciones operacionales específicas a los pilotos. Para aeronaves de este tipo (hasta pesos de aproximadamente 4.000 libras), la fuerza requerida es comparable a la actual categoría de aviones de uso general, y los mismos tipos de operación son permisibles.
Para aviones de este tipo de más de 4.000 libras, los factores de carga disminuyen con el peso. Estas aeronaves deben considerarse comparables a las aeronaves de categoría normal diseñadas con arreglo al sistema de categorías, y deben explotarse en consecuencia.
Factores de carga en un avión cuando realiza giros pronunciados
A una altitud constante, durante un giro coordinado en cualquier aeronave, el factor de carga es el resultado de dos fuerzas: fuerza centrífuga y peso. Para cualquier ángulo de banco dado, el ROT varía con la velocidad del aire-cuanto mayor sea la velocidad, más lento será el ROT. Esto compensa la fuerza centrífuga añadida, permitiendo que el factor de carga permanezca igual.
En la imagen revela un hecho importante acerca de los giros el factor de carga aumenta a un ritmo terrible después de que un banqueo ha alcanzado 45°o 50°. El factor de carga para cualquier aeronave en un giro de nivel coordinado a 60° banqueo es de 2 G. El factor de carga en un 80° banqueo es de 5.76 G. El ala deberá producir una elevación igual a estos factores de carga si se desea mantener la altitud.
Hay que señalar la rapidez con que la línea que denota el factor de carga se eleva a medida que se acerca a la línea de giro 90° , que nunca alcanza porque un giro 90°de altitud constante en banqueo no es matemáticamente posible. Un avión puede ser apuntado a 90° en un giro coordinado si no se trata de mantener la altitud. Un avión que se puede sostener en un giro 90° de deslizamiento de banqueo es capaz de vuelo recto con knife-edged flight. Con un poco más de 80°, el factor de carga supera el límite de 6 G, el factor de carga límite de un avión acrobático.
Para un giro coordinado y constante de altitud, el margen máximo aproximado para el promedio de aviones de aviación general es de 60°. Este banqueo y su potencia necesaria resultante alcanzan el límite de este tipo de aeronave. Un banqueo adicional de 10° aumenta el factor de carga en aproximadamente 1 G, acercándolo al punto de rendimiento establecido para estos aviones.
Factores de Carga y Pérdida de Velocidad
Cualquier aeronave, dentro de los límites de su estructura, puede ser detenida a cualquier velocidad aérea. Cuando se impone un AOA suficientemente alto, el flujo suave de aire sobre una superficie aerodinámica se rompe y se separa, produciendo un cambio abrupto de las características de vuelo y una pérdida repentina de elevación, lo que resulta en un estancamiento.
Un estudio de este efecto ha revelado que la velocidad de perdida de un avión aumenta en proporción a la raíz cuadrada del factor de carga. Esto significa que una aeronave con una velocidad de perdida normal no acelerada de 50 nudos se puede detener a 100 nudos induciendo un factor de carga de 4 G. Si fuera posible para este avión soportar un factor de carga de nueve, podría ser detenido a una velocidad de 150 nudos. Un piloto debe ser consciente de lo siguiente:
- El peligro de atascar inadvertidamente la aeronave aumentando el factor de carga, como en una curva empinada o en espiral;
- Cuando intencionalmente se detiene un avión por encima de su velocidad de maniobra de diseño, se impone un factor de carga enorme.
La imagen muestran que el banqueo de una aeronave mayor de 72° en una curva pronunciada produce un factor de carga de 3, y la velocidad de parada se incrementa significativamente. Si este giro se realiza en una aeronave con una velocidad de frenado normal no acelerada de 45 nudos, la velocidad aérea deberá mantenerse superior a 75 nudos para evitar que se produzca un estancamiento.
Un efecto similar se experimenta en un tirón rápido hacia arriba o cualquier maniobra produciendo factores de carga por encima de 1 G. Esta pérdida repentina e inesperada de control, particularmente en una curva empinada o aplicación abrupta del control del elevador trasero cerca del suelo, ha causado muchos accidentes.
La siguiente información se aplica principalmente a los aviones aviones. La velocidad máxima a la que un avión puede estar estancado de forma segura ahora se determina para todos los nuevos diseños.
Esta velocidad se llama "velocidad de maniobra de diseño" (VA), que es la velocidad por debajo de la cual se puede mover un solo control de vuelo, una vez, a su deflexión completa, para un eje de rotación del avión sólo (pitch, roll o yaw), en el aire suave, sin riesgo de daño al avión. El VA debe ser introducido en el Manual de Vuelo de Avión/Manual de Operación del Piloto (AFM/POH) aprobado por la FAA de todos los aviones recientemente diseñados. Para los aviones de aviación general más antiguos, esta velocidad es aproximadamente 1,7 veces la velocidad normal de estancamiento.
Por lo tanto, un avión más viejo que normalmente se estanca a 60 nudos nunca debe estancarse a más de 102 nudos (60 nudos 1.7 = 102 nudos). Un avión con una velocidad de perdida normal de 60 nudos a 102 nudos sufre un factor de carga igual al cuadrado del aumento de velocidad, o 2,89 G (1,7 1,7 = 2,89 G). (Las cifras anteriores son aproximaciones para ser consideradas como una guía, y no son las respuestas exactas a cualquier conjunto de problemas.
La velocidad de maniobra de diseño debe determinarse a partir de las limitaciones operativas del avión en particular proporcionadas por el fabricante.) Operar a la velocidad de maniobra de diseño o por debajo de ella no proporciona protección estructural contra múltiples entradas de control completo en un eje o entradas de control completo en más de un eje al mismo tiempo.
Dado que el leverage en el sistema de control varía con las diferentes aeronaves (algunos tipos emplean superficies de control "equilibradas" mientras que otros no), la presión ejercida por el piloto sobre los controles no puede aceptarse como un índice de los factores de carga producidos en diferentes aeronaves. En la mayoría de los casos, los factores de carga pueden ser juzgados por el piloto experimentado a partir de la sensación de presión del asiento.
Los factores de carga también pueden ser medidos por un instrumento llamado "acelerómetro", pero este instrumento no es común en aviones de entrenamiento de aviación general. El desarrollo de la capacidad de juzgar factores de carga de la sensación de su efecto sobre el cuerpo es importante. El conocimiento de estos principios es esencial para el desarrollo de la capacidad de estimar los factores de carga.
Un conocimiento profundo de los factores de carga inducidos por los diversos grados de banqueo y el VA ayuda en la prevención de dos de los tipos más graves de accidentes:
1. Entradas en perdida en curvas empinadas o maniobras excesivas cerca del suelo
2. Fallos estructurales durante acrobacias u otras maniobras violentas resultantes de la pérdida del control
Factores de carga y maniobras de vuelo del avión
Los factores de carga críticos se aplican a todas las maniobras de vuelo, excepto en vuelo recto no acelerado, donde siempre hay un factor de carga de 1 G. Se sabe que ciertas maniobras consideradas en esta sección involucran factores de carga relativamente altos. La aplicación completa de los controles de cabeceo, balanceo o guiñada debe limitarse a velocidades por debajo de la velocidad de maniobra. Evite entradas de control alternadas rápidas y grandes, especialmente en combinación con grandes cambios en el pitch, el roll o yaw (por ejemplo, grandes ángulos de deslizamiento lateral), ya que pueden resultar en fallas estructurales a cualquier velocidad, incluso por debajo del AV.
Giros (Turns)
Los factores de carga aumentada son una característica de todos los giros en banqueo. Como se señala en la sección sobre factores de carga en giros pronunciados, los factores de carga se vuelven significativos tanto en el rendimiento de vuelo como en la estructura de las alas a medida que el banco aumenta más allá de aproximadamente 45°.
El factor de rendimiento del avión ligero promedio se alcanza en un banco de aproximadamente 70°, a 75°, y la velocidad de estancamiento se aumenta aproximadamente a la mitad en un banqueo de aproximadamente 63°.
Entrada en perdida
Un perdida normal que entra en vuelo recto y nivelado, o una subida recta no acelerada, no produce factores de carga añadidos más allá de los 1 G de vuelo recto y a nivel. Sin embargo, a medida que se produce el estancamiento, este factor de carga puede reducirse hacia cero, el factor en el que nada parece tener peso.
El piloto experimenta una sensación de "flotar libre en el espacio." Si la recuperación se efectúa rompiendo el control del elevador hacia adelante, se pueden producir factores de carga negativos (o aquellos que imponen una carga hacia abajo en las alas y levantan al piloto del asiento).
Durante la recuperación de la perdida, a veces se inducen factores de carga significativos. Estos pueden ser aumentados inadvertidamente durante el diving excesivo (y por lo tanto alta velocidad aérea) y abrupt pull a nivel de vuelo. Uno generalmente lleva al otro, aumentando así el factor de carga.
Los Abrupt pull ups o arranques bruscos a altas velocidades de inmersión pueden imponer cargas críticas en las estructuras de las aeronaves y pueden producir puestos recurrentes o secundarios al aumentar el AOA al de estancamiento.
En general, una recuperación por entrada en perdida hecha por un diving sólo a la velocidad de crucero o de maniobra de diseño, con una subida gradual tan pronto como la velocidad del aire está a salvo por encima del estancamiento, se puede efectuar con un factor de carga no superior a 2 o 2,5 G. Un factor de carga más alto nunca debe ser necesario a menos que la recuperación se haya efectuado con la nariz de la aeronave cerca o más allá de la posición vertical o a altitudes extremadamente bajas para evitar zambullirse en el suelo.
Spins
Un giro estabilizado no es diferente de una entrada en perdida en cualquier elemento que no sea la rotación y las mismas consideraciones de factor de carga se aplican a la recuperación de giro como se aplican a la recuperación de estancamiento.
Dado que las recuperaciones de spín generalmente se efectúan con la nariz mucho más baja de lo que es común en las recuperaciones de puntos muertos, es de esperar velocidades aéreas más altas y, en consecuencia, factores de carga más altos. El factor de carga en una recuperación de spín adecuada suele ser de aproximadamente 2.5 G.
El factor de carga durante una rotación varía con las características de rotación de cada aeronave, pero generalmente se encuentra ligeramente por encima de los 1 G de vuelo nivelado. Hay dos razones para ello:
1. La velocidad del aire en un spin es muy baja, normalmente dentro de los 2 nudos de las velocidades de frenado no aceleradas.
2. Un avión pivota, en lugar de girar, mientras que está en un spin.
Perdidas en alta velocidad
El avión ligero medio no está construido para soportar la aplicación repetida de factores de carga comunes a las paradas de alta velocidad. El factor de carga necesario para estas maniobras produce un estrés en las alas y la estructura de la cola, que no deja un margen razonable de seguridad en la mayoría de los aviones ligeros.
La única manera de inducir este estancamiento a una velocidad de aire superior a la normal implica la imposición de un factor de carga adicional, que puede ser logrado por un fuerte tirón en el control del elevador Una velocidad de 1,7 veces mayor (unos 102 nudos en un avión ligero con una velocidad de 60 nudos) produce un factor de carga de 3 G. Sólo se puede permitir un margen de error muy estrecho para las acrobacias en aviones ligeros. Para ilustrar la rapidez con que aumenta el factor de carga con la velocidad del aire, una parada de alta velocidad a 112 nudos en el mismo avión produciría un factor de carga de 4 G.
Chandelles y Lazy Eights
Un chandelle es un giro de escalada de máximo rendimiento que comienza aproximadamente en vuelo recto y nivelado, y termina en la finalización de un preciso giro de 180° a su vez en un nivel de alas, nariz alta actitud a la velocidad mínima controlable.
En esta maniobra de vuelo, el avión está en una curva de escalada empinada y casi se estanca para ganar altitud mientras cambia de dirección. Un ocho perezoso deriva su nombre de la manera en que el eje longitudinal extendido de la aeronave se hace para trazar un patrón de vuelo en la forma de una figura "8" que se encuentra en su lado. Sería difícil hacer una declaración definitiva sobre los factores de carga en estas maniobras, ya que ambas implican inmersiones suaves y superficiales y dominadas. Los factores de carga incurridos dependen directamente de la velocidad de las inmersiones y de la brusquedad de los pull-ups durante estas maniobras.
Generalmente, cuanto mejor se realiza la maniobra, menos extremo es el factor de carga inducido. Un chandelle u ocho perezoso en el que el pull-up produce un factor de carga superior a 2 G no resultará en una gran ganancia de altitud; en aviones de baja potencia, puede resultar en una pérdida neta de altitud.
El pull-up más suave posible, con un factor de carga moderada, ofrece la mayor ganancia de altitud en un chandelle y resulta en un mejor rendimiento general tanto en chandelle y ocho perezosos. La velocidad de entrada recomendada para estas maniobras está generalmente cerca de la velocidad de maniobra de diseño del fabricante, lo que permite el máximo desarrollo de factores de carga sin exceder los límites de carga.
Aire turbulento (rough air)
Todos los aviones certificados estándar están diseñados para soportar cargas impuestas por ráfagas de intensidad considerable. Los factores de carga de ráfaga aumentan con el aumento de la velocidad del aire, y la fuerza utilizada con fines de diseño generalmente corresponde al nivel más alto de velocidad de vuelo. En el aire extremadamente áspero, como en tormentas eléctricas o condiciones frontales, es aconsejable reducir la velocidad a la velocidad de maniobra de diseño. Independientemente de la velocidad mantenida, puede haber ráfagas que pueden producir cargas que exceden los límites de carga.
Cada aeronave específica está diseñada con una carga G específica que puede imponerse a la aeronave sin causar daños estructurales. Hay dos tipos de factores de carga factorizados en el diseño de la aeronave: carga límite y carga final. La carga límite es una fuerza aplicada a una aeronave que provoca una flexión de la estructura de la aeronave que no vuelve a la forma original. La carga final es el factor de carga aplicado a la aeronave más allá de la carga límite y en qué punto el material de la aeronave experimenta un fallo estructural (rotura). Los factores de carga inferiores a la carga límite pueden mantenerse sin comprometer la integridad de la estructura de la aeronave.
Las velocidades suben, pero no excediendo, la velocidad de maniobra permiten que un avión se detenga antes de experimentar un aumento en el factor de carga que excedería el límite de carga del avión.
La mayoría de AFM/POH ahora incluyen la información de penetración de aire turbulento, que ayudan a los pilotos de hoy vuelan con seguridad aviones capaces de una amplia gama de velocidades y altitudes. Es importante para que el piloto recuerde que el máximo "nunca exceder" Las velocidades de inmersión con placas se determinan solo para aire suave. Alta inmersiones de velocidad o acrobacias que impliquen una velocidad superior a la conocida velocidad de maniobra nunca debe ser practicada en bruto o aire turbulento.
Diagrama de Vg
La fuerza operativa de vuelo de una aeronave se presenta en un gráfico cuya escala vertical se basa en el factor de carga. El diagrama se llama diagrama Vg-velocidad versus cargas G o factor de carga. Cada avión tiene su propio diagrama de Vg que es válido a un determinado peso y altitud.
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| Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B |
Las líneas de máxima capacidad de elevación (líneas curvas) son los primeros elementos de importancia en el diagrama de Vg. El avión en la imagen es capaz de desarrollar no más de +1 G a 64 mph, la velocidad de parada de nivel del ala de la aeronave. Dado que el factor de carga máxima varía con el cuadrado de la velocidad aérea, la capacidad máxima de elevación positiva de este avión es de 2 G a 92 mph, 3 G a 112 mph, 4.4 G a 137 mph, y así sucesivamente.
Cualquier factor de carga por encima de esta línea no está disponible aerodinámicamente (es decir, la aeronave no puede volar por encima de la línea de máxima capacidad de elevación porque se estanca). La misma situación existe para el vuelo de elevación negativo, con la excepción de que la velocidad necesaria para producir un factor de carga negativo determinado es superior a la necesaria para producir el mismo factor de carga positiva.
Si la aeronave vuela con un factor de carga positivo superior al factor de carga límite positivo de 4.4, es posible que se produzcan daños estructurales. Cuando la aeronave opera en esta región, puede producirse una deformación permanente objetable de la estructura primaria y se produce una alta tasa de daños por fatiga. El funcionamiento por encima del factor de carga límite debe evitarse en condiciones normales de funcionamiento.
Hay otros dos puntos de importancia en el diagrama de Vg. Un punto es la intersección del factor de carga límite positivo y la línea de máxima capacidad de elevación positiva. La velocidad del aire en este punto es la velocidad mínima a la que se puede desarrollar aerodinámicamente la carga límite. Cualquier velocidad aérea mayor que esto proporciona una capacidad de elevación positiva suficiente para dañar la aeronave. Por el contrario, cualquier velocidad aérea inferior no proporciona una capacidad de elevación positiva suficiente para causar daños por cargas de vuelo excesivas.
El término usual dado a esta velocidad es "velocidad de maniobra", ya que la consideración de la aerodinámica subsónica predeciría el radio de giro mínimo utilizable o la maniobrabilidad para ocurrir en esta condición. La velocidad de maniobra es un punto de referencia valioso, ya que un avión que opera por debajo de este punto no puede producir una carga de vuelo positiva perjudicial. Cualquier combinación de maniobra y ráfaga no puede causar daños debido al exceso de carga aérea cuando el avión está por debajo de la velocidad de maniobra.
El otro punto de importancia en el diagrama Vg es el intersección del factor de carga límite negativo y la línea de capacidad máxima de elevación negativa. Cualquier velocidad de aire mayor que esto proporciona una capacidad de elevación negativa suficiente para dañar la aeronave; cualquier velocidad aérea inferior a esta no proporciona capacidad de elevación negativa suficiente para dañar la aeronave cargas de vuelo excesivas.
El límite de velocidad aérea (o velocidad en línea roja) es un punto de referencia de diseño para la aeronave, esta aeronave está limitada a 225 mph. Si el vuelo se intenta más allá del límite de velocidad, el daño estructural o falla estructural puede resultar de una variedad de fenómenos.
La aeronave en vuelo está limitada a un régimen de velocidades aéreas y G que no exceden el límite (o línea roja) de velocidad, no exceden el factor de carga límite y no pueden exceder la capacidad máxima de elevación. La aeronave debe ser operada dentro de esta "envolvente" para evitar daños estructurales y asegurar que el elevador de servicio anticipado de la aeronave se obtenga. El piloto debe apreciar el diagrama de Vg como una descripción de la combinación permisible de velocidades de aire y factores de carga para un funcionamiento seguro. Cualquier maniobra, ráfaga o ráfaga más maniobra fuera de la envolvente estructural puede causar daños estructurales y efectivamente acortar la vida útil de la aeronave.
Velocidad de giro (ROT)
La velocidad de giro (ROT) es el número de grados (expresados en grados por segundo) de cambio de rumbo que hace una aeronave. El ROT puede determinarse tomando la constante de 1,091, multiplicándola por la tangente de cualquier ángulo de banco y dividiendo ese producto por una velocidad de aire dada en nudos como se ilustra en la imagen.
Si se aumenta la velocidad del aire y el ROT deseado debe ser constante, el ángulo de banco debe ser aumentado, de lo contrario, el ROT disminuye. Asimismo, si la velocidad aérea se mantiene constante, el ROT de una aeronave aumenta si el ángulo de banqueo se incrementa. La fórmula representa la relación entre el ángulo de banqueo y la velocidad del aire ya que afectan al ROT.
NOTA: Toda la velocidad del aire discutida en este articulo es (TAS).
La velocidad del aire afecta significativamente el ROT de un avión. Si se aumenta la velocidad del aire, el ROT se reduce si se utiliza el mismo ángulo de banqueo a la velocidad más baja. Por lo tanto, si la velocidad aérea se incrementa como se ilustra en la imagen, se puede inferir que el ángulo del banqueo debe incrementarse para lograr el mismo ROT.
¿Qué significa esto? Si una determinada velocidad y ángulo de alabeo produce un ROT específico, se pueden hacer conclusiones adicionales. Sabiendo que el ROT es un número dado de grados de cambio por segundo, el número de segundos que se tarda en viajar 360° (un círculo) se puede determinar por simple división.
Por ejemplo, si se mueve a 120 nudos con un ángulo de banqueo de 30° , el ROT es de 5,25° por segundo y toma 68,6 segundos (360° dividido por 5,25 = 68,6 segundos) para hacer un círculo completo. Del mismo modo, si vuela a 240 nudos TAS y utiliza un ángulo de banqueo de 30° , el ROT es sólo alrededor de 2,63° por segundo y se tarda unos 137 segundos para completar un círculo de 360°. Mirando la fórmula, cualquier aumento en la velocidad aérea es directamente proporcional al tiempo que el avión tarda en viajar un arco.
Entonces, ¿por qué es importante entender esto? Una vez que se entiende el ROT, un piloto puede determinar la distancia necesaria para hacer ese giro en particular, que se explica en el radio de giro.
Radio de giro
El radio de giro está directamente relacionado con el ROT, que se explicó anteriormente es una función de ángulo de banqueo y velocidad aérea. Si el ángulo de alabeo se mantiene constante y la velocidad del aire se incrementa, el radio del giro cambia (aumenta). Una mayor velocidad aérea hace que la aeronave viaje a través de un arco más largo debido a una mayor velocidad. Un avión que viaja a 120 nudos es capaz de girar un círculo 360° en un radio más estrecho que un avión que viaja a 240 nudos. A fin de compensar el aumento de la velocidad del aire, habría que aumentar el ángulo de alabeo.
El radio de giro (R) se puede calcular usando una fórmula simple. El radio de giro es igual a la velocidad al cuadrado (V2) dividida por 11,26 veces la tangente del ángulo de banqueo.
Otra manera de determinar el radio de giro es la velocidad usando pies por segundo (fps), π (3.1415), y el ROT. En uno de los ejemplos anteriores, se determinó que un avión con un ROT de 5,25 grados por segundo requería 68,6 segundos para hacer un círculo completo. La velocidad de una aeronave (en nudos) se puede convertir en fps multiplicándola por una constante de 1,69.
Por lo tanto, un avión que viaja a 120 nudos (TAS) viaja a 202,8 fps. Conocer la velocidad en fps (202.8) multiplicada por el tiempo que tarda un avión en completar un círculo (68.6 segundos) puede determinar el tamaño del círculo; 202.8 veces 68.6 es igual a 13.912 pies. Dividir por π produce un diámetro de 4.428 pies, que cuando se divide por 2 es igual a un radio de 2.214 pies.
¿Qué es acelerómetro o accelerometer?
Parte de un sistema de navegación inercial (INS) que mide con precisión la fuerza de la aceleración en una dirección.
¿Qué es enfriamiento adiabático o adiabatic cooling?
Es un proceso de enfriamiento del aire mediante expansión. Por ejemplo, a medida que el aire se mueve cuesta arriba se expande con la reducción de la presión atmosférica y se enfría a medida que se expande.
¿Qué es calentamiento adiabático o adiabatic heating?
Es un proceso de calentamiento por aire seco comprimido. Por ejemplo, a medida que el aire baja por una pendiente, se comprime, lo que resulta en un aumento de la temperatura.
¿Qué es hélice de paso ajustable o adjustable pitch propeller?
Es una hélice con palas cuyo paso se puede ajustar en el suelo con el motor apagado, pero que no se puede ajustar en vuelo. También se conoce como una hélice ajustable en tierra. A veces también se utiliza para referirse a las hélices de velocidad constante que son ajustables en vuelo.
¿Qué es estabilizador ajustable o adjustable stabilizer?
Es un estabilizador que se puede ajustar en vuelo para recortar el avión, permitiendo así que el avión vuele sin ayuda a cualquier velocidad aérea.
¿Qué es advección de niebla o advection fog?
Niebla resultante del movimiento del calor, aire húmedo sobre una superficie fría.
¿Qué es guiñada adversa o adverse yaw?
Condición de vuelo en la que la nariz de un avión tiende a guiñar hacia el exterior de la curva. Esto es causado por la mayor resistencia inducida en el ala exterior, que también está produciendo más sustentación. La resistencia inducida es un subproducto del elevador asociado con el ala exterior.
¿Qué es aerodinámica o aerodynamics?
Es la ciencia que estudia la acción del aire sobre un objeto, y con el movimiento del aire sobre otros gases. La aerodinámica se ocupa de la producción de la sustentación producto de la acción de una aeronave, el viento relativo, y la atmósfera.
¿Qué es carta aeronáutica o aeronautical charten?
Mapa utilizado en la navegación aérea que contiene todo o parte de lo siguiente: características topográficas, peligros y obstrucciones, ayudas a la navegación, rutas de navegación, espacio aéreo designado y aeropuertos.
¿Qué es toma de decisiones aeronáuticas o ADM?
Es un enfoque sistemático del proceso mental utilizado por los pilotos para determinar consistentemente el mejor curso de acción en respuesta a un conjunto dado de circunstancias.
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Fuente: La información (texto e imágenes) utilizado para este artículo está basado en el manual de la FAA (Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge - FAA-H-8083-25B) y manuales de instrucción de centros académicos aeronáuticos.
