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Los cambios o modificaciones del equipo afectan a los datos de peso y balance. Con demasiada frecuencia, los pilotos reducen el peso y el balance de la aeronave a una regla general, como por ejemplo "Si tengo tres pasajeros, puedo cargar sólo 100 galones de combustible; cuatro pasajeros, 70 galones". 

Los cálculos de peso y balance deben formar parte de todas las instrucciones previas al vuelo. Nunca asuma que tres pasajeros tienen siempre el mismo peso. En su lugar, haga un cálculo completo de todos los elementos que se van a cargar en la aeronave, incluido el equipaje, así como el piloto y el pasajero. Se recomienda pesar todas las maletas para hacer un cálculo preciso de la posición del CG de la aeronave.

La importancia del CG o centro de gravedad se destacó en el debate sobre la estabilidad, la capacidad de control y el rendimiento. La distribución desigual de la carga provoca accidentes. Un piloto competente entiende y respeta los efectos del CG en una aeronave. 

El peso y balance son componentes críticos en la utilización de una aeronave a su máximo potencial. El piloto debe saber cuánto combustible puede cargar en la aeronave sin violar los límites de CG, así como los límites de peso para realizar vuelos largos o cortos con o sin una dotación completa de pasajeros permitidos. Por ejemplo, una aeronave tiene cuatro asientos y puede llevar 60 galones de combustible. 

¿Cuántos pasajeros puede transportar la aeronave con seguridad? ¿Pueden ocuparse todos esos asientos en todo momento con las diferentes cargas de combustible? Cuatro personas que pesan 150 libras cada una llevan a un cálculo de peso y balance diferente al de cuatro personas que pesan 200 libras cada una. El segundo escenario carga 200 libras adicionales en el avión y equivale a unos 30 galones de combustible.

El peso adicional puede o no situar el CG fuera de la envolvente del CG, pero podría superarse el peso bruto máximo. El exceso de peso puede sobrecargar la aeronave y degradar el rendimiento. 

Las aeronaves se certifican en cuanto a peso y balance por dos razones principales:

1. El efecto del peso en la estructura primaria de la aeronave y sus características de rendimiento.

2. El efecto de la ubicación de este peso en las características de vuelo características de vuelo, especialmente en la recuperación de la pérdida y el giro y la estabilidad.

Aunque es difícil superar los límites de CG en estas aeronaves, los pilotos nunca deben sobrecargar una aeronave porque la sobrecarga provoca daños estructurales y fallos. Los cálculos de peso y balance no son necesarios, pero los pilotos deben calcular el peso y mantenerse dentro del límite establecido por el fabricante. 

Efecto del peso en el rendimiento de vuelo 

El rendimiento de despegue/ascenso y aterrizaje de una aeronave se determinan en función de su peso máximo admisible de despegue y aterrizaje. Un mayor peso bruto da lugar a un recorrido de despegue más largo y a un ascenso menos pronunciado, así como a una velocidad de aterrizaje más rápida y a un giro de aterrizaje más largo. Incluso una pequeña sobrecarga puede hacer que la aeronave no pueda superar un obstáculo que normalmente no sería un problema durante el despegue en condiciones más favorables. 

Los efectos perjudiciales de la sobrecarga en el rendimiento no se limitan a los riesgos inmediatos relacionados con los despegues y aterrizajes. La sobrecarga tiene un efecto adverso en todo el rendimiento de ascenso y crucero, lo que lleva a un sobrecalentamiento durante los ascensos, un mayor desgaste de las piezas del motor, un mayor consumo de combustible, velocidades de crucero más lentas y una reducción de la autonomía.

Los fabricantes de aeronaves modernas suministran los datos de peso y balance con cada aeronave producida. Por lo general, esta información puede encontrarse en el AFM/POH aprobado por la FAA y ahora se proporcionan gráficos fáciles de leer para determinar los datos de peso y balance. El aumento del rendimiento y la capacidad de carga de estas aeronaves exige el cumplimiento estricto de las limitaciones operativas prescritas por el fabricante.

Las desviaciones de las recomendaciones pueden dar lugar a daños estructurales o al fallo completo de la estructura de la aeronave. Incluso si una aeronave está cargada dentro de las limitaciones de peso máximo, es imperativo que la distribución del peso esté dentro de los límites de la ubicación del CG. 

El breve estudio anterior sobre la aerodinámica y los factores de carga señala las razones de esta precaución. La siguiente discusión es información de fondo sobre algunas de las razones por las que las condiciones de peso y balance son importantes para el vuelo seguro de una aeronave.

En algunas aeronaves, no es posible llenar todos los asientos, los compartimentos de equipaje y los depósitos de combustible, y seguir manteniéndose dentro de los límites de peso y balance aprobados. Por ejemplo, en varias aeronaves populares de cuatro plazas, los depósitos de combustible no pueden llenarse al máximo cuando se transportan cuatro ocupantes y su equipaje. 

En ciertas aeronaves de dos plazas, no se puede llevar equipaje en el compartimento de cola de los asientos cuando se van a practicar giros. Es importante que el piloto conozca las limitaciones de peso y balance de la aeronave que está volando y las razones de estas limitaciones.

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Efecto del peso en la estructura del avión

El efecto del peso adicional en la estructura del ala de una aeronave no es evidente. Los requisitos de aeronavegabilidad prescriben que la estructura de una aeronave certificada en la categoría normal (en la que están prohibidas las acrobacias) debe ser lo suficientemente fuerte como para soportar un factor de carga de 3,8 Gs para hacerse cargo de las cargas dinámicas causadas por las maniobras y las ráfagas. 

Esto significa que la estructura primaria de la aeronave puede soportar una carga de 3,8 veces el peso bruto aprobado de la aeronave sin que se produzca un fallo estructural.
Si se acepta esto como indicativo de los factores de carga que pueden imponerse durante las operaciones para las que está destinada la aeronave, una sobrecarga de 100 libras impone una sobrecarga estructural potencial de 380 libras. 

La misma consideración es aún más impresionante en el caso de las aeronaves de categoría utilitaria y acrobática, que tienen requisitos de factor de carga de 4,4 y 6,0, respectivamente.

Los fallos estructurales derivados de la sobrecarga pueden ser dramáticos y catastróficos, pero lo más frecuente es que afecten a los componentes estructurales de forma progresiva, de manera difícil de detectar y costosa de reparar. 

La sobrecarga habitual tiende a causar tensiones y daños acumulativos que pueden no ser detectados durante las inspecciones previas al vuelo y dar lugar a un fallo estructural más tarde durante operaciones completamente normales. Se cree que la tensión adicional que se ejerce sobre las piezas estructurales debido a la sobrecarga acelera la aparición de fallos por fatiga metálica.

El conocimiento de los factores de carga impuestos por las maniobras de vuelo y las ráfagas pone de relieve las consecuencias de un aumento del peso bruto de una aeronave. La estructura de una aeronave que está a punto de sufrir un factor de carga de 3 Gs, como en la recuperación de un picado pronunciado, debe estar preparada para soportar una carga añadida de 300 libras por cada aumento de 100 libras de peso. Hay que tener en cuenta que esto se impondría por la adición de unos 16 galones de combustible innecesario en una aeronave concreta.

Las aeronaves civiles certificadas por la FAA han sido analizadas estructuralmente y probadas para volar con el peso bruto máximo autorizado y dentro de las velocidades anunciadas para el tipo de vuelos que se van a realizar. Los vuelos con pesos superiores a esta cantidad son muy posibles y a menudo están dentro de las capacidades de rendimiento de una aeronave. 

Este hecho no debe inducir a error al piloto, ya que éste puede no darse cuenta de que se están imponiendo cargas para las que la aeronave no fue diseñada en toda o parte de la estructura.

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Al cargar un avión, ya sea con pasajeros o con carga, hay que tener en cuenta la estructura. Los asientos, los compartimentos de equipaje y el suelo de la cabina están diseñados para una determinada carga o concentración de carga y no más. Por ejemplo, un compartimento de equipaje de un avión ligero puede estar rotulado para 20 libras debido a la resistencia limitada de su estructura de soporte, aunque el avión no esté sobrecargado o fuera de los límites de CG con más peso en ese lugar.

Efecto del peso en la estabilidad y la controlabilidad

La sobrecarga también afecta a la estabilidad. Una aeronave que es estable y controlable cuando está cargada normalmente puede tener características de vuelo muy diferentes cuando está sobrecargada. Aunque la distribución del peso tiene el efecto más directo sobre esto, se puede esperar que un aumento del peso bruto de la aeronave tenga un efecto adverso sobre la estabilidad, independientemente de la ubicación del CG. La estabilidad de muchas aeronaves certificadas es completamente insatisfactoria si se supera el peso bruto. 

Efecto de la distribución de la carga

El efecto de la posición del CG sobre la carga impuesta al ala de un avión en vuelo es importante para el rendimiento de ascenso y de crucero. Una aeronave con carga adelantada es más "pesada" y, en consecuencia, más lenta que la misma aeronave con el CG más retrasado.

Con la carga hacia delante, en la mayoría de los aviones se requiere un trim de "nariz arriba" para mantener un vuelo de crucero nivelado. El trim de "nariz arriba" implica el ajuste de las superficies de cola para producir una mayor carga descendente en la parte de cola del fuselaje, que se suma a la carga del ala y a la sustentación total requerida del ala si se quiere mantener la altitud. Esto requiere un mayor AOA del ala, lo que resulta en una mayor resistencia y, a su vez, produce una mayor velocidad de pérdida.

Con la carga en la cola y el trim "nariz abajo", las superficies de cola ejercen menos carga hacia abajo, aliviando el ala de tanta carga alar y sustentación requerida para mantener la altitud. El AOA requerido del ala es menor, por lo que la resistencia es menor, permitiendo una velocidad de crucero más rápida. En teoría, una carga neutra en las superficies de cola en vuelo de crucero produciría el rendimiento global más eficiente y la velocidad de crucero más rápida, pero también daría lugar a la inestabilidad. 

Las aeronaves modernas están diseñadas para requerir una carga baja en la cola para la estabilidad y controlabilidad. Una indicación de cero en el control del Tab de centrado no es necesariamente lo mismo que un "centrado neutro" debido a la fuerza ejercida por la corriente descendente de las alas y el fuselaje sobre las superficies de cola.

Los efectos de la distribución de la carga útil de la aeronave tienen una influencia significativa en sus características de vuelo, incluso cuando la carga está dentro de los límites del CG y del peso bruto máximo permitido. Entre estos efectos son importantes los cambios en la controlabilidad, la estabilidad y la carga real impuesta al ala. 

Generalmente, una aeronave se vuelve menos controlable, especialmente a velocidades de vuelo lentas, a medida que el CG se mueve más hacia la cola. Una aeronave que se recupera limpiamente de un giro prolongado con el CG en una posición puede dejar de responder completamente a los intentos normales de recuperación cuando el CG se mueve hacia la cola una o dos pulgadas.

Es una práctica común que los diseñadores de aeronaves establezcan un límite de CG en la cola que esté dentro de una pulgada del máximo, lo que permite la recuperación normal de un giro. Cuando se certifica una aeronave en la categoría de utilidad para permitir giros intencionales, el límite de CG de cola se establece normalmente en un punto varios centímetros por delante del permitido para la certificación en la categoría normal.

Otro factor que afecta a la controlabilidad, y que se ha vuelto más importante en los diseños actuales de aviones grandes, es el efecto de los brazos de momento largos en las posiciones del equipo pesado y la carga. El mismo avión puede cargarse hasta el peso bruto máximo dentro de sus límites de CG concentrando el combustible, los pasajeros y la carga cerca del CG de diseño, o dispersando las cargas de combustible y carga en los depósitos de las puntas de las alas y en los compartimentos de carga delante y detrás de la cabina.

Con el mismo peso total y CG, maniobrar el avión o mantener el vuelo nivelado en aire turbulento requiere la aplicación de mayores fuerzas de control cuando la carga está dispersa. Los brazos de momento más largos a las posiciones de las cargas pesadas de combustible y carga deben ser superados por la acción de las superficies de control. 

Un avión con los depósitos exteriores del ala o los depósitos de punta llenos tiende a ser lento en el alabeo cuando las situaciones de control son marginales, mientras que uno con los depósitos de carga llenos en la nariz y en la popa tiende a ser menos sensible a los controles del elevador.

El límite del CG hacia atrás de una aeronave se determina en gran medida por consideraciones de estabilidad. Los requisitos originales de aeronavegabilidad para un certificado tipo especifican que una aeronave en vuelo a una determinada velocidad amortigua el desplazamiento vertical del nariz dentro de un determinado número de oscilaciones. Un avión cargado demasiado hacia atrás puede no hacerlo. 

En su lugar, cuando la nariz se levanta momentáneamente, puede subir y bajar alternativamente haciéndose más pronunciado con cada oscilación. Esta inestabilidad no sólo es incómoda para los ocupantes, sino que incluso puede llegar a ser peligrosa al hacer que el avión sea menos operable en determinadas condiciones.

La recuperación en entrada de perdida en cualquier avión se vuelve progresivamente más difícil a medida que su CG se mueve a popa. Esto es particularmente importante en la recuperación del giro, ya que hay un punto en la carga trasera de cualquier avión en el que se desarrolla un giro "plano". Un giro plano es aquel en el que la fuerza centrífuga, actuando a través de un CG situado bien en la parte trasera, tira de la cola del avión fuera del eje del giro, lo que hace imposible conseguir la nariz hacia abajo y recuperarse.

Una aeronave cargada hasta el límite posterior de su rango de CG permisible se maneja de manera diferente en los giros y en las maniobras de entrada en pérdida y tiene características de aterrizaje diferentes que cuando está cargada cerca del límite anterior.

El límite de CG delantero se determina por una serie de consideraciones. Como medida de seguridad, se requiere que el dispositivo trimming, ya sea un tab o estabilizador ajustable, sea capaz de mantener la aeronave en un planeo normal con la potencia apagada. Una aeronave convencional debe ser capaz de realizar un aterrizaje en pérdida total con la potencia desconectada para garantizar una velocidad mínima de aterrizaje en caso de emergencia.

(1)..... Una aeronave de tipo rueda de cola cargada excesivamente de la nariz es difícil de rodar, especialmente con vientos fuertes. Se puede volcar fácilmente con los frenos, y es difícil aterrizar sin rebotar, ya que tiende a inclinarse hacia abajo sobre las ruedas cuando se reduce la velocidad y se abre para el aterrizaje. Las dificultades de dirección en tierra pueden darse en las aeronaves de tipo rueda de nariz, especialmente durante el balanceo de aterrizaje y el despegue. Los efectos de la distribución de la carga son los siguientes:

- La posición del CG influye en la sustentación y el AOA del ala, la cantidad y la dirección de la fuerza en la cola, y el grado de deflexión del estabilizador necesario para suministrar la fuerza de cola adecuada para el equilibrio. Esto último es muy importante debido a su relación con la fuerza de control del elevador.

- La aeronave entra en pérdida a una velocidad más alta con una ubicación del CG hacia adelante. Esto se debe a que la AOA de pérdida se alcanza a una mayor velocidad debido al aumento de la carga alar.

- Las fuerzas de control del elevador son más elevadas cuando el centro de gravedad está adelantado, debido a la mayor deflexión del estabilizador necesaria para equilibrar la aeronave.

- El avión se vuelve menos estable a medida que el CG se mueve hacia atrás. Esto se debe a que cuando el CG se mueve hacia atrás, provoca una disminución del AOA. Por lo tanto, la contribución del ala a la estabilidad de la aeronave disminuye, mientras que la contribución de la cola sigue estabilizándose. Cuando se alcanza el punto en el que las contribuciones del ala y de la cola se equilibran, entonces existe una estabilidad neutral. Cualquier movimiento del CG más hacia la cola resulta en una aeronave inestable.

- Una ubicación del CG más adelantada aumenta la necesidad de una mayor presión del elevador trasero. Es posible que el elevador ya no pueda oponerse a cualquier aumento del cabeceo hacia abajo. Se necesita un control adecuado del elevador para controlar la aeronave en todo el rango de velocidad del aire hasta la entrada en pérdida. 

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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.