Aerodinámica del vuelo a alta velocidad (High Speed Flight) Subsónico, Transónico, Hipersónico, Mach 

Comparación flujo subsónico Vs supersónico (Subsonic Versus Supersonic Flow)

En la aerodinámica subsónica, la teoría de la sustentación se basa en las fuerzas generadas sobre un cuerpo y un gas en movimiento (aire) en el que está inmerso. A velocidades de aproximadamente 260 nudos o menos, el aire puede considerarse incompresible en el sentido de que, a una altura fija, su densidad permanece casi constante mientras que su presión varía. 

Bajo este supuesto, el aire actúa igual que el agua y se clasifica como un fluido. La teoría aerodinámica subsónica también asume que los efectos de la viscosidad (la propiedad de un fluido que tiende a impedir el movimiento de una parte del fluido con respecto a otra) son despreciables y clasifica el aire como un fluido ideal que se ajusta a los principios de la aerodinámica de los fluidos ideales, como la continuidad, el principio de Bernoulli y la circulación.

En realidad, el aire es compresible y viscoso. Aunque los efectos de estas propiedades son insignificantes a bajas velocidades, los efectos de la compresibilidad, en particular, son cada vez más importantes a medida que aumenta la velocidad. La compresibilidad (y en menor medida la viscosidad) tiene una importancia capital a velocidades cercanas a la del sonido. En estos rangos de velocidad, la compresibilidad provoca un cambio en la densidad del aire alrededor de un avión.

Durante el vuelo, un ala produce sustentación al acelerar el flujo de aire sobre la superficie superior. Este aire acelerado puede alcanzar, y de hecho lo hace, velocidades sónicas, aunque la propia aeronave vuele a velocidades subsónicas. En algunos AOA extremos, en algunos aviones, la velocidad del aire sobre la superficie superior del ala puede ser el doble de la velocidad del avión. Por lo tanto, es totalmente posible tener un flujo de aire supersónico y subsónico en un avión al mismo tiempo. 

Cuando las velocidades del flujo alcanzan velocidades sónicas en algún punto de la aeronave (como la zona de máxima inclinación del ala), una mayor aceleración da lugar a la aparición de efectos de compresibilidad, como la formación de ondas de choque, el aumento de la resistencia aerodinámica, las sacudidas, la estabilidad y las dificultades de control. Los principios del flujo subsónico no son válidos a todas las velocidades por encima de este punto.

Rangos de velocidad (Speed Ranges)

La velocidad del sonido varía con la temperatura. En condiciones de temperatura estándar de 15 °C, la velocidad del sonido a nivel del mar es de 661 nudos. A 40.000 pies, donde la temperatura es de -55 °C, la velocidad del sonido disminuye a 574 nudos. En los vuelos de alta velocidad y/o de gran altitud, la medición de la velocidad se expresa en términos de un "número Mach": la relación entre la velocidad real del avión y la velocidad del sonido en las mismas condiciones atmosféricas. Un avión que viaja a la velocidad del sonido lo hace a Mach 1,0. Los regímenes de velocidad de las aeronaves se definen aproximadamente como sigue:

Aunque la velocidad de pérdida ha permanecido igual para nuestros propósitos, tanto el número Mach como la TAS han aumentado. Con el aumento de la altitud, la densidad del aire ha disminuido; esto requiere una velocidad real del aire más rápida para tener la misma presión detectada por el tubo pitot para el mismo KCAS, o KIAS (para nuestros propósitos, KCAS y KIAS son relativamente cercanos entre sí). La presión dinámica que experimenta el ala a FL 380 a 287 KTAS es la misma que a nivel del mar a 152 KTAS. Sin embargo, está volando a un número de Mach más alto.

Esto describe lo que ocurre cuando la aeronave está a un KCAS constante con el aumento de la altitud, pero ¿Qué ocurre cuando el piloto mantiene el Mach constante durante el ascenso? En las operaciones normales de vuelo a reacción, el ascenso se realiza a 250 KIAS (o más (p. ej., pesado)) hasta los 10.000 pies y, a continuación, a una velocidad aerodinámica de ascenso en ruta especificada (unos 330 si se trata de un DC10) hasta alcanzar una altitud de "mediados de los veinte", donde el piloto asciende entonces a un número Mach constante hasta la altitud de crucero.

Suponiendo, a modo de ilustración, que el piloto sube a un MMO de 0,82 desde el nivel del mar hasta FL 380. El KCAS pasa de 543 a 261. El KIAS en cada altitud seguiría el mismo comportamiento y sólo diferiría en unos pocos nudos. Recordemos de la discusión anterior que la velocidad del sonido disminuye con la caída de la temperatura a medida que el avión asciende. El número Mach es simplemente la relación entre la velocidad real del aire y la velocidad del sonido en condiciones de vuelo. El significado de esto es que en un ascenso con número de Mach constante, el KCAS (y KTAS o KIAS también) está cayendo.

Si la aeronave subía lo suficiente a este MMO constante con KIAS, KCAS y KTAS decrecientes, empezaría a acercarse a su velocidad de pérdida. En algún momento, la velocidad de pérdida de la aeronave en número de Mach podría ser igual a la MMO de la aeronave, y el piloto no podría ni reducir la velocidad (sin entrar en pérdida) ni acelerar (sin superar la velocidad máxima de funcionamiento de la aeronave). Esto se ha denominado la “coffin corner.”

Flujo de capa límite turbulento (Turbulent Boundary Layer Flow)

A cierta distancia del borde de ataque, el flujo laminar suave se rompe y pasa a un flujo turbulento. Desde el punto de vista de la resistencia aerodinámica, es aconsejable que la transición del flujo laminar al turbulento se produzca lo más atrás posible en el ala o que una gran parte de la superficie del ala se encuentre dentro de la parte laminar de la capa límite. Sin embargo, el flujo laminar de baja energía tiende a romperse más repentinamente que la capa turbulenta.

Separación de la capa límite (Boundary Layer Separation)

Otro fenómeno asociado al flujo viscoso es la separación. La separación se produce cuando el flujo de aire se separa de un perfil aéreo. La progresión natural es de capa límite laminar a capa límite turbulenta y luego a separación del flujo de aire. La separación del flujo de aire produce una gran resistencia y, en última instancia, destruye la sustentación. El punto de separación de la capa límite se desplaza hacia delante en el ala a medida que aumenta el AOA.

Los generadores de vórtices se utilizan para retrasar o evitar la separación de la capa límite inducida por la onda de choque que se produce en el vuelo transónico. Se trata de pequeños perfiles aerodinámicos de baja relación de aspecto colocados a un AOA de 12° a 15° con respecto a la corriente de aire. Los generadores de vórtices, que suelen estar separados unos pocos centímetros a lo largo del ala por delante de los alerones u otras superficies de control, crean un vórtice que mezcla el flujo de aire límite con el flujo de aire de alta energía justo por encima de la superficie. Esto produce mayores velocidades en la superficie y aumenta la energía de la capa límite. Por lo tanto, se necesita una onda de choque más fuerte para producir la separación del flujo de aire.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Ondas de choque (Shock Waves)

Cuando un avión vuela a velocidades subsónicas, el aire que le precede es "advertido" de la llegada del avión por un cambio de presión transmitido por delante del avión a la velocidad del sonido. Debido a este aviso, el aire comienza a apartarse antes de que llegue el avión y se prepara para dejarlo pasar fácilmente. Cuando la velocidad del avión alcanza la velocidad del sonido, el cambio de presión ya no puede advertir al aire de delante porque el avión sigue su propio ritmo de ondas de presión. En su lugar, las partículas de aire se amontonan delante del avión provocando una fuerte disminución de la velocidad del flujo directamente delante del avión con el correspondiente aumento de la presión y la densidad del aire.

A medida que la velocidad del avión aumenta por encima de la velocidad del sonido, la presión y la densidad del aire comprimido que le precede aumentan, y la zona de compresión se extiende a cierta distancia por delante del avión. En algún punto de la corriente de aire, las partículas de aire no se ven afectadas, ya que no han tenido ningún aviso previo de la aproximación del avión, y en el siguiente instante las mismas partículas de aire se ven obligadas a sufrir cambios repentinos y drásticos de temperatura, presión, densidad y velocidad.

El límite entre el aire no perturbado y la región de aire comprimido se denomina onda de choque o de "compresión". Este mismo tipo de onda se forma siempre que una corriente de aire supersónica se ralentiza hasta convertirse en subsónica sin cambiar de dirección, como cuando la corriente de aire se acelera hasta alcanzar la velocidad sónica sobre la parte combada de un ala, y luego se desacelera hasta alcanzar la velocidad subsónica al pasar por la zona de máxima combadura. Se forma una onda de choque como límite entre los rangos supersónico y subsónico.

Cuando se forma una onda de choque perpendicular al flujo de aire, se denomina onda de choque "normal", y el flujo inmediatamente posterior a la onda es subsónico. Una corriente de aire supersónica que pasa por una onda de choque normal experimenta estos cambios:

- La corriente de aire se ralentiza hasta ser subsónica.

- El flujo de aire inmediatamente detrás de la onda de choque no no cambia de dirección.

- La presión estática y la densidad de la corriente de aire detrás de de la onda se incrementa en gran medida.

 - La energía de la corriente de aire (indicada por la presión total presión total-dinámica más estática) se reduce en gran medida.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

La formación de ondas de choque provoca un aumento de la resistencia. Uno de los principales efectos de una onda de choque es la formación de una densa región de alta presión inmediatamente detrás de la onda. 

La inestabilidad de la región de alta presión, y el hecho de que parte de la energía de la velocidad de la corriente de aire se convierta en calor mientras fluye a través de la onda, es un factor que contribuye al aumento de la resistencia, pero la resistencia resultante de la separación del flujo de aire es mucho mayor. Si la onda de choque es fuerte, la capa límite puede no tener suficiente energía cinética para soportar la separación del flujo de aire.

La resistencia que se produce en la región transónica debido a la formación de ondas de choque y a la separación del flujo de aire se conoce como "resistencia de onda". Cuando la velocidad supera el número Mach crítico en un 10% aproximadamente, la resistencia a las olas aumenta considerablemente. Se requiere un aumento considerable del empuje (potencia) para aumentar la velocidad de vuelo más allá de este punto hasta el rango supersónico donde, dependiendo de la forma del perfil y del AOA, la capa límite puede volver a unirse.

Las ondas de choque normales se forman en la superficie superior del ala y forman una zona adicional de flujo supersónico y una onda de choque normal en la superficie inferior. A medida que la velocidad de vuelo se acerca a la velocidad del sonido, las áreas de flujo supersónico se amplían y las ondas de choque se acercan al borde de fuga.

Asociados al "aumento de la resistencia" están los cambios en el buffet (conocido como Mach buffet), el trim y la estabilidad, así como una disminución de la eficacia de la fuerza de control. La pérdida de sustentación debida a la separación del flujo de aire da lugar a una pérdida de la corriente descendente y a un cambio en la posición de la presión central en el ala. La separación del flujo de aire produce una estela turbulenta detrás del ala, lo que hace que las superficies de la cola vibren. El control de cabeceo hacia arriba y hacia abajo que proporciona la cola horizontal depende de la estela descendente detrás del ala.

Por lo tanto, un aumento en el downwash disminuye la efectividad del control de cabeceo de la cola horizontal, ya que efectivamente aumenta el AOA que la superficie de la cola está viendo. El movimiento del CP del ala afecta al momento de cabeceo del ala. Si el CP se desplaza hacia la popa, se produce un momento de cabeceo conocido como "Mach tuck" o "tuck under", y si se desplaza hacia delante, se produce un momento de cabeceo hacia arriba. Esta es la razón principal del desarrollo de la configuración de la cola en T en muchos aviones con motor de turbina, que coloca el estabilizador horizontal lo más lejos posible de la turbulencia de las alas.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Barrido de retorno (Sweepback)

La mayoría de las dificultades del vuelo transónico están asociadas a la separación del flujo inducida por las ondas de choque. Por lo tanto, cualquier medio para retrasar o aliviar la separación inducida por el choque mejora el rendimiento aerodinámico. Un método es el barrido del ala. La teoría del barrido se basa en el concepto de que sólo la componente del flujo de aire perpendicular al borde de ataque del ala afecta a la distribución de la presión y a la formación de las ondas de choque.

En una aeronave de ala recta, el flujo de aire incide en el borde de ataque del ala a 90°, y su impacto total produce presión y sustentación. Un ala con barrido es golpeada por el mismo flujo de aire en un ángulo menor de 90°. Este flujo de aire en el ala barrida tiene el efecto de persuadir al ala de que está volando más lento de lo que realmente es; así se retrasa la formación de ondas de choque. Las ventajas del barrido del ala incluyen un aumento del número Mach crítico, del número Mach de divergencia de fuerzas y del número Mach en el que el aumento de la resistencia alcanza su punto máximo. En otras palabras, el barrido retrasa la aparición de los efectos de la compresibilidad.

El número Mach que produce un cambio brusco en el coeficiente de resistencia se denomina número Mach de "divergencia de fuerzas" y, para la mayoría de los perfiles aéreos, suele superar el número de Mach crítico en un 5 a 10 por ciento. A esta velocidad, la separación del flujo de aire inducida por la formación de ondas de choque puede crear variaciones significativas en los coeficientes de resistencia, sustentación o momento de cabeceo. 

Además de retrasar la aparición de los efectos de compresibilidad, el barrido reduce la magnitud de los cambios en los coeficientes de resistencia, sustentación o momento de cabeceo. En otras palabras, el uso del sweepback "suaviza" la divergencia de fuerzas.

Una desventaja de las alas barridas es que tienden a entrar en pérdida en las puntas de las alas y no en la raíz del ala. Esto se debe a que la capa límite tiende a fluir hacia las puntas y a separarse cerca de los bordes de ataque. 

Como las puntas de un ala barrida están en la parte de popa del ala (detrás de la CL), una pérdida en la punta del ala hace que la CL se mueva hacia delante en el ala, forzando que el morro se eleve más. La tendencia a la pérdida de la punta del ala es mayor cuando se combinan el barrido y la conicidad del ala.

La situación de pérdida puede verse agravada por una configuración de cola en T, que ofrece poca o ninguna advertencia previa a la pérdida en forma buffer de la superficie de control de la cola. La cola en T, al estar por encima de la estela del ala, sigue siendo efectiva incluso después de que el ala haya empezado a entrar en pérdida, lo que permite al piloto llevar inadvertidamente el ala a una pérdida más profunda con una AOA mucho mayor. 

Si las superficies horizontales de la cola quedan enterradas en la estela del ala, el elevador puede perder toda su eficacia, haciendo imposible reducir la actitud de cabeceo y romper la pérdida. En los regímenes de pre-pérdida y post-pérdida, las cualidades de sustentación/arrastre de una aeronave de ala barrida (específicamente el enorme aumento de la resistencia a bajas velocidades) pueden causar una trayectoria de vuelo cada vez más descendente sin cambio en la actitud de cabeceo, aumentando aún más el AOA.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

En esta situación, sin una información fiable del AOA, una actitud de cabeceo hacia abajo con una velocidad aerodinámica creciente no es garantía de que la recuperación se haya visto afectada, y el movimiento del elevador hacia arriba en esta fase puede simplemente mantener la aeronave estancada.

Es una característica de las aeronaves con cola en T el cabeceo violento al entrar en pérdida en actitudes extremas de morro, lo que hace que la recuperación sea difícil o violenta. El empujador del stick inhibe este tipo de pérdida. 

Aproximadamente a un nudo por encima de la velocidad de pérdida, las fuerzas preprogramadas del stick lo mueven automáticamente hacia delante, evitando que se produzca la pérdida. También se puede incorporar al sistema un limitador G para evitar que el cabeceo hacia abajo generado por el empujador del stick imponga cargas excesivas a la aeronave. Por otro lado, un "stick shaker" avisa de la entrada en pérdida cuando la velocidad del aire está entre un cinco y un siete por ciento por encima de la velocidad de pérdida.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Límites del Mach Buffet (Mach Buffet Boundaries)

El Mach Buffet es una función de la velocidad del flujo de aire sobre el ala, no necesariamente de la velocidad de la aeronave. Cada vez que se produce una demanda de sustentación demasiado grande en el ala, ya sea por una velocidad del aire demasiado rápida o por un AOA demasiado alto cerca del MMO, se produce el "buffet de alta velocidad". También hay ocasiones en las que el buffet puede experimentarse a velocidades mucho más bajas conocidas como el "buffet de baja velocidad de Mach".

Una aeronave que vuela a una velocidad demasiado lenta para su peso y altitud y que necesita un AOA elevado es la situación más probable para causar un Mach buffet de baja velocidad. Este AOA muy alto tiene el efecto de aumentar la velocidad del flujo de aire sobre la superficie superior del ala hasta que se producen los mismos efectos de las ondas de choque y el buffet que en la situación de buffet de alta velocidad. 

El AOA del ala tiene el mayor efecto en la inducción del Mach buffet en los límites de alta velocidad o baja velocidad de la aeronave. Las condiciones que aumentan el AOA, la velocidad del flujo de aire sobre el ala y las posibilidades de que se produzca el Mach buffet son:

- Alturas elevadas: cuanto más alto vuela un avión, más fino es el aire el aire y mayor es el AOA requerido para producir la sustentación necesaria para mantener el vuelo nivelado.

- Pesos elevados: cuanto más pesada es la aeronave, mayor es la mayor es la sustentación requerida del ala, y siendo todos los demás factores iguales, mayor será el AOA.

- Carga G: un aumento de la carga G en la aeronave tiene el mismo efecto que el aumento del peso de la de la aeronave. Ya sea que el aumento de las fuerzas G sea causado por los giros, el uso de controles bruscos o la turbulencia, el efecto de aumentar el AOA del ala es el mismo.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Comportamiento de los controles de vuelo en alta velocidad (High Speed Flight Controls)

En las aeronaves de alta velocidad, los controles de vuelo se dividen en controles de vuelo primarios y controles de vuelo secundarios o auxiliares. Los mandos de vuelo primarios maniobran la aeronave sobre los ejes de cabeceo, balanceo y guiñada. Incluyen los alerones, el elevador y el timón. Los controles de vuelo secundarios o auxiliares incluyen las tabs, los flaps del borde de ataque, los flaps del borde de salida, los alerones y los slats.

Los alerones se utilizan en la superficie superior del ala para estropear o reducir la sustentación. Los aviones de alta velocidad, debido a su diseño limpio de baja resistencia, utilizan los alerones como frenos de velocidad para reducir la velocidad. Los alerones se extienden inmediatamente después del aterrizaje para descargar la sustentación y transferir así el peso del avión de las alas a las ruedas para mejorar el rendimiento del frenado.

Los aviones de transporte con motor a reacción tienen alerones pequeños. El espacio para los alerones es limitado porque se necesita la mayor parte posible del borde de salida del ala para los flaps. Además, un alerón de tamaño convencional provocaría la torsión del ala a alta velocidad. Por esta razón, los alerones se utilizan al unísono con los alerones para proporcionar un control adicional del alabeo.

Algunos aviones de transporte tienen dos juegos de alerones, un par de alerones exteriores de baja velocidad y un par de alerones interiores de alta velocidad. Cuando los flaps se retraen completamente después del despegue, los alerones exteriores se bloquean automáticamente en la posición de carenado.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

Cuando se utiliza para controlar el alabeo, el alerón del lado del alerón ascendente se extiende y reduce la sustentación de ese lado, haciendo que el ala baje. Si los alerones se extienden como frenos de velocidad, pueden seguir utilizándose para el control del balanceo. Si son del tipo diferencial, se extienden más en un lado y se retraen en el otro. Si son del tipo no diferencial, se extienden más en un lado pero no se retraen en el otro. Cuando están completamente extendidos como frenos de velocidad, los alerones no diferenciales permanecen extendidos y no complementan a los alerones.

Para obtener una entrada en pérdida suave y una mayor AOA sin separación del flujo de aire, el borde de ataque del ala debe tener una forma bien redondeada, casi roma, a la que el flujo de aire pueda adherirse en la mayor AOA. Con esta forma, la separación del flujo de aire comienza en el borde de fuga y progresa hacia adelante gradualmente a medida que se incrementa el AOA.

El borde de ataque puntiagudo necesario para el vuelo a alta velocidad da lugar a una entrada en pérdida abrupta y restringe el uso de los flaps del borde de fuga porque el flujo de aire no puede seguir la curva pronunciada alrededor del borde de ataque del ala. El flujo de aire tiende a desprenderse repentinamente de la superficie superior a una AOA moderada. Para utilizar los flaps del borde de fuga, y así aumentar el CL-MAX, el ala debe ir a un AOA más alto sin que el flujo de aire se separe. 

Por lo tanto, las ranuras del borde de ataque, los slats y los flaps se utilizan para mejorar las características de baja velocidad durante el despegue, el ascenso y el aterrizaje. Aunque estos dispositivos no son tan potentes como los flaps del borde de fuga, son eficaces cuando se utilizan en toda la envergadura en combinación con flaps del borde de fuga de gran elevación. Con la ayuda de estos sofisticados dispositivos de alta elevación, la separación del flujo de aire se retrasa y el CL-MAX aumenta considerablemente. De hecho, no es infrecuente una reducción de 50 nudos en la velocidad de pérdida.

Los requisitos operativos de un gran avión de transporte a reacción requieren grandes cambios de ajuste de cabeceo. Algunos requisitos son: 

- Una amplia gama de CG.

- Una amplia gama de velocidades.

- La capacidad de realizar grandes cambios de trim debido a los dispositivos de elevación del borde de ataque y del borde de fuga del ala sin limitar la cantidad de elevador restante.

- Mantener la resistencia del trim al mínimo.

Estos requisitos se cumplen con el uso de un estabilizador horizontal de incidencia variable. Los grandes cambios de trim en un avión de cola fija requieren grandes desviaciones del elevador. Con estas grandes desviaciones, queda poco movimiento del elevador en la misma dirección. Un estabilizador horizontal de incidencia variable está diseñado para eliminar los cambios de trim. El estabilizador es más grande que el elevador y, en consecuencia, no necesita moverse en un ángulo tan grande. Esto deja al elevador agilizando el plano de cola con un rango completo de movimiento hacia arriba y hacia abajo.

Fuente: Esta imagen es tomada del manual Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge, FAA-H-8083-25B

El estabilizador horizontal de incidencia variable puede ajustarse para manejar la mayor parte de la demanda de control de cabeceo, mientras que el elevador se encarga del resto. En las aeronaves equipadas con un estabilizador horizontal de incidencia variable, el elevador es más pequeño y menos eficaz de forma aislada que en una aeronave de cola fija. En comparación con otros controles de vuelo, el estabilizador horizontal de incidencia variable es enormemente potente en su efecto. 

Debido al tamaño y a las altas velocidades de los aviones de transporte a reacción, las fuerzas necesarias para mover las superficies de control pueden ser superiores a la fuerza del piloto. Por lo tanto, las superficies de control se accionan mediante unidades de potencia hidráulicas o eléctricas. Al mover los mandos en la cabina de vuelo se indica el ángulo de control necesario y la unidad de potencia posiciona la superficie de control real. 

En caso de fallo completo de la unidad de potencia, el movimiento de la superficie de control puede verse afectado por el control manual de los tabs de control. Al mover el tab de control se altera el equilibrio aerodinámico, lo que hace que la superficie de control se mueva.

Para tener en cuenta...

Para mantener una aeronave en vuelo, el piloto debe comprender cómo actúan el empuje, la resistencia, la sustentación y el peso sobre la aeronave. Al comprender la aerodinámica del vuelo, cómo el diseño, el peso, los factores de carga y la gravedad afectan a una aeronave durante las maniobras de vuelo, desde la entrada en pérdida hasta el vuelo a alta velocidad, el piloto aprende a controlar el equilibrio entre estas fuerzas. 

Para obtener información sobre las velocidades de entrada en pérdida, los factores de carga y otros datos importantes de la aeronave, consulte siempre el AFM/POH para obtener información específica relativa a la aeronave que se está volando.

Advertencia: Los artículos publicados en este sitio web deben ser utilizados únicamente con fines educativos (instrucción). 

No los utilice para operar una aeronave, volar, ni hacer procedimientos de mantenimiento. Tenga en cuenta que "Aprendamos Aviación" no está afiliado de ninguna manera con ninguna compañía fabricante de aeronaves. 

Verificar y confirmar la información con personal aeronáutico certificado y documentación certificada.

 

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.