Rendimiento del avión - Importance of Performance Data 

La sección de rendimiento o información operativa del Manual de Vuelo de la Aeronave/Manual de Operaciones del Piloto (AFM/ POH) contiene los datos operativos de la aeronave; es decir, los datos relativos al despegue, ascenso, alcance, resistencia, descenso y aterrizaje. El uso de estos datos en las operaciones de vuelo es obligatorio para una operación segura y eficiente. El estudio de este material permite adquirir un conocimiento y una familiaridad considerables con la aeronave.

Hay que destacar que la información y los datos de los fabricantes que se facilitan en el AFM/POH no están estandarizados. Algunos proporcionan los datos en forma de tabla, mientras que otros utilizan gráficos. Además, los datos de rendimiento pueden presentarse en base a las condiciones atmosféricas estándar, la altitud de presión o la altitud de densidad. La información de rendimiento en el AFM/POH tiene poco o ningún valor a menos que el usuario reconozca esas variaciones y haga los ajustes necesarios. 

Para poder hacer un uso práctico de las capacidades y limitaciones de la aeronave, es esencial comprender el significado de los datos operativos. El piloto debe conocer la base de los datos de rendimiento, así como el significado de los diversos términos utilizados para expresar las capacidades y limitaciones de rendimiento.

Dado que las características de la atmósfera tienen un efecto importante en el rendimiento, es necesario revisar dos factores dominantes: la presión y la temperatura.

Rendimiento es un término que se utiliza para describir la capacidad de una aeronave para lograr ciertas cosas que la hacen útil para determinados fines. Por ejemplo, la capacidad de una aeronave para aterrizar y despegar en una distancia muy corta es un factor importante para el piloto que opera dentro y fuera de aeródromos cortos y no mejorados. 

La capacidad de transportar cargas pesadas, volar a grandes altitudes a velocidades rápidas y/o recorrer largas distancias es esencial para el rendimiento de los aviones de tipo aéreo y ejecutivo. 

Los principales factores que influyen en el rendimiento son la distancia de despegue y aterrizaje, la velocidad de ascenso, el techo, la carga útil, el alcance, la velocidad, la maniobrabilidad, la estabilidad y el ahorro de combustible. 

Algunos de estos factores suelen ser directamente opuestos: por ejemplo, alta velocidad frente a corta distancia de aterrizaje, largo alcance frente a gran carga útil y alta tasa de ascenso frente a ahorro de combustible. La preeminencia de uno o más de estos factores es lo que dicta las diferencias entre las aeronaves y explica el alto grado de especialización de los aviones modernos.

Los diferentes elementos de rendimiento de la aeronave son el resultado de la combinación de las características de la aeronave y del grupo motopropulsor. Las características aerodinámicas de la aeronave suelen definir los requisitos de potencia y empuje en diversas condiciones de vuelo, mientras que las características del grupo motopropulsor suelen definir la potencia y el empuje disponibles en diversas condiciones de vuelo. 

El fabricante se encarga de combinar la configuración aerodinámica con el grupo motopropulsor para obtener el máximo rendimiento en las condiciones específicas de diseño (por ejemplo, autonomía, resistencia y ascenso).

Vuelo recto y nivelado - Straight and Level Flight

Todos los componentes principales del rendimiento de vuelo implican condiciones de vuelo estables y el equilibrio de la aeronave. Para que la aeronave se mantenga en vuelo estable y nivelado, el equilibrio debe obtenerse mediante una sustentación igual al peso de la aeronave y un empuje del motor igual a la resistencia de la aeronave. 

Así pues, la resistencia de la aeronave define el empuje necesario para mantener un vuelo estable y nivelado. Todas las partes de una aeronave contribuyen a la resistencia, ya sea inducida (de las superficies de elevación) o parásita.

Mientras que la resistencia parásita predomina a alta velocidad, la resistencia inducida predomina a baja velocidad. Por ejemplo, si una aeronave en condiciones de vuelo estable a 100 nudos se acelera a 200 nudos, la resistencia parásita es cuatro veces mayor, pero la potencia necesaria para superar esa resistencia es ocho veces mayor que el valor original. 

A la inversa, cuando la aeronave funciona en vuelo estable y nivelado a una velocidad dos veces mayor, la resistencia inducida es una cuarta parte del valor original, y la potencia necesaria para superar esa resistencia es sólo la mitad del valor original.

Cuando una aeronave está en vuelo estable y nivelado, debe prevalecer la condición de equilibrio. La condición de vuelo sin aceleración se consigue con la aeronave ajustada para que la sustentación sea igual al peso y el grupo motor ajustado para que el empuje sea igual a la resistencia de la aeronave.

La velocidad máxima de vuelo nivelado de la aeronave se obtiene cuando la potencia o el empuje requeridos son iguales a la potencia o el empuje máximos disponibles de la planta motriz. La velocidad mínima de vuelo nivelado no suele estar definida por el empuje o la potencia requerida, ya que generalmente predominan las condiciones de pérdida o los problemas de estabilidad y control. 

Rendimiento de ascenso (Climb Performance)

Para que una aeronave se mueva, vuele y rinda, el trabajo debe actuar sobre ella. El trabajo implica una fuerza que mueve la aeronave. La aeronave adquiere energía mecánica cuando se mueve. La energía mecánica se presenta en dos formas: (1) Energía cinética (KE), la energía de la velocidad; (2) Energía potencial (PE), la energía almacenada de la posición.

El movimiento de la aeronave (KE) se describe por su velocidad (velocidad del aire). La posición de la aeronave (PE) se describe por su altura (altitud). Tanto la KE como la PE son directamente proporcionales a la masa del objeto. La KE es directamente proporcional al cuadrado de la velocidad del objeto (velocidad del aire). La PE es directamente proporcional a la altura del objeto (altitud). Las fórmulas siguientes resumen estas relaciones energéticas: 

KE = ½ × m × v² 

m = masa del objeto

v = velocidad del objeto

PE = m × g × h

m = masa del objeto

g = intensidad del campo gravitatorio

h = altura del objeto

A veces utilizamos los términos "potencia" y "empuje" indistintamente cuando hablamos de rendimiento de ascenso. Esto implica erróneamente que los términos son sinónimos. Es importante distinguir entre estos términos. El empuje es una fuerza o presión ejercida sobre un objeto. El empuje se mide en libras (lb) o newtons (N). 

La potencia, sin embargo, es una medida de la tasa de realización de trabajo o de transferencia de energía (KE y PE). La potencia se mide normalmente en caballos de fuerza (hp) o kilovatios (kw). Podemos pensar en la potencia como el movimiento (KE y PE) que crea una fuerza (empuje) cuando se ejerce sobre un objeto durante un periodo de tiempo.

El rendimiento de ascenso positivo se produce cuando una aeronave gana PE al aumentar la altitud. Dos factores básicos, o una combinación de ambos, contribuyen al rendimiento de ascenso positivo en la mayoría de las aeronaves: 

1.   La aeronave asciende (gana PE) utilizando un exceso de potencia por encima de la necesaria para mantener el vuelo nivelado.

2.   La aeronave asciende convirtiendo la velocidad del aire (KE) en altitud (PE). 

Como ejemplo del factor 1 anterior, un avión con un motor capaz de producir 200 caballos de potencia (a una altitud determinada) sólo utiliza 130 caballos para mantener el vuelo nivelado a esa altitud. Esto deja 70 caballos disponibles para subir. El piloto mantiene constante la velocidad del aire y aumenta la potencia para realizar el ascenso.

Como ejemplo del factor 2, una aeronave está volando a nivel a 120 nudos. El piloto deja el ajuste de potencia del motor constante pero aplica otras entradas de control para realizar un ascenso. El ascenso, a veces llamado ascenso con zoom, convierte la velocidad aerodinámica (KE) en altitud (PE); la velocidad aerodinámica disminuye a algo menos de 120 nudos a medida que aumenta la altitud.

Hay dos razones principales para evaluar el rendimiento de ascenso. En primer lugar, las aeronaves deben ascender por encima de los obstáculos para evitar chocar con ellos. En segundo lugar, el ascenso a mayores altitudes puede proporcionar mejores condiciones meteorológicas, ahorro de combustible y otros beneficios. El ángulo máximo de ascenso (AOC), obtenido en VX, puede proporcionar el rendimiento de ascenso para garantizar que una aeronave supere los obstáculos. 

La tasa máxima de ascenso (ROC), obtenida en VY, proporciona un rendimiento de ascenso para lograr la mayor ganancia de altitud en el tiempo. El ROC máximo puede no ser suficiente para evitar obstáculos en algunas situaciones, mientras que el AOC máximo puede ser suficiente para evitar los mismos obstáculos.

Ángulo de ascenso (AOC) - Angle of Climb

El AOC es una comparación de la altitud ganada en relación con la distancia recorrida. El AOC es la inclinación (ángulo) de la trayectoria de vuelo. Para obtener el máximo rendimiento del AOC, el piloto vuela la aeronave a VX para conseguir el máximo aumento de altitud con el mínimo recorrido horizontal sobre el terreno. 

Un buen uso del AOC máximo es cuando se despega de un aeródromo corto rodeado de obstáculos altos, como árboles o líneas eléctricas. El objetivo es ganar suficiente altitud para superar el obstáculo mientras se recorre la menor distancia horizontal sobre la superficie.

Un método para subir (tener un rendimiento AOC positivo) es tener un exceso de empuje disponible. Esencialmente, cuanto mayor sea la fuerza que empuja a la aeronave hacia arriba, mayor será la pendiente a la que puede ascender. El AOC máximo se produce en la combinación de velocidad aerodinámica y ángulo de ataque (AOA) que permite el máximo exceso de empuje. La combinación de velocidad aerodinámica y AOA en la que existe un exceso de empuje varía según el tipo de aeronave.

Por ejemplo, proporciona una comparación entre los aviones de reacción y los de hélice en cuanto a dónde se produce el máximo exceso de empuje (para el máximo AOC). 

En un avión de reacción, el exceso de empuje máximo se produce normalmente a la velocidad del aire en la que el empuje requerido es mínimo (aproximadamente L/DMAX). En un avión de hélice, el máximo exceso de empuje se produce normalmente a una velocidad aerodinámica inferior a L/DMAX y, con frecuencia, justo por encima de la velocidad de pérdida.

Velocidad de ascenso (ROC) - Rate of Climb

El ROC es una comparación de la altitud ganada en relación con el tiempo necesario para alcanzar esa altitud. El ROC es simplemente el componente vertical del vector de velocidad de la trayectoria de vuelo de la aeronave. Para obtener el máximo rendimiento del ROC, un piloto vuela la aeronave a VY para lograr una ganancia máxima de altitud en un periodo de tiempo determinado. 

El ROC máximo acelera un ascenso hasta una altitud asignada. Así se gana la mayor distancia vertical en un periodo de tiempo. Por ejemplo, en un perfil AOC máximo, una determinada aeronave tarda 30 segundos en alcanzar los 1.000 pies AGL, pero cubre sólo 3.000 pies sobre el terreno. En comparación, utilizando su perfil ROC máximo, la misma aeronave sube a 1.500 pies en 30 segundos pero cubre 6.000 pies sobre el terreno. 

Tenga en cuenta que tanto los perfiles de ascenso máximo ROC como AOC utilizan el ajuste de aceleración máximo de la aeronave. Cualquier diferencia entre el ROC máximo y el AOC máximo radica principalmente en la combinación de velocidad (velocidad del aire) y AOA que especifica el manual de la aeronave.

El rendimiento del ROC depende del exceso de potencia. Dado que el ascenso es un trabajo y la potencia es la tasa de realización del trabajo, un piloto puede aumentar la tasa de ascenso utilizando cualquier potencia no utilizada para mantener el vuelo nivelado. El ROC máximo se produce en una combinación de velocidad aerodinámica y AOA que produce el máximo exceso de potencia. 

Por lo tanto, el ROC máximo para un avión a reacción típico se produce a una velocidad aerodinámica mayor que L/DMAX y a un AOA menor que L/DMAX AOA. Por el contrario, el ROC máximo para un avión de hélice típico se produce a una combinación de velocidad aerodinámica y AOA más cercana a L/DMAX.

Rendimiento de ascenso - Climb Performance 

Factores Dado que el peso, la altitud y los cambios de configuración afectan al exceso de empuje y potencia, también afectan al rendimiento de ascenso. El rendimiento de ascenso depende directamente de la capacidad de producir un exceso de empuje o de potencia. 

Anteriormente en el libro se demostró que un aumento de peso, un aumento de altitud, bajar el tren de aterrizaje o bajar los flaps disminuyen tanto el exceso de empuje como el exceso de potencia para todos los aviones. Por lo tanto, el rendimiento máximo del AOC y del ROC disminuye bajo cualquiera de estas condiciones.

El peso tiene un efecto muy pronunciado en el rendimiento del avión. Si se añade peso a una aeronave, ésta debe volar a una mayor AOA para mantener una altitud y velocidad determinadas. Esto aumenta la resistencia inducida de las alas, así como la resistencia parásita del avión. 

El aumento de la resistencia significa que se necesita más empuje para superarla, lo que a su vez significa que hay menos empuje de reserva disponible para el ascenso. Los diseñadores de aviones hacen todo lo posible por minimizar el peso, ya que tiene un efecto tan marcado en los factores relativos al rendimiento.

Un cambio en el peso de una aeronave produce un doble efecto en el rendimiento de ascenso. En primer lugar, un cambio en el peso modifica la resistencia y la potencia necesaria. Esto altera la potencia de reserva disponible, que a su vez, afecta tanto al ángulo de ascenso como a la velocidad de ascenso. En segundo lugar, un aumento de peso reduce el ROC máximo, pero la aeronave debe funcionar a una velocidad de ascenso más alta para alcanzar la tasa de ascenso máxima más pequeña. 

Un aumento de la altitud también aumenta la potencia necesaria y disminuye la potencia disponible. Por lo tanto, el rendimiento de ascenso de una aeronave disminuye con la altitud. Las velocidades para el ROC máximo, el AOC máximo y las velocidades aéreas de vuelo nivelado máximas y mínimas varían con la altitud. A medida que aumenta la altitud, estas distintas velocidades convergen finalmente en el techo absoluto de la aeronave.

En el techo absoluto, no hay exceso de potencia y sólo una velocidad permite un vuelo estable y nivelado. En consecuencia, el techo absoluto de una aeronave produce un ROC cero. El techo de servicio es la altitud a la que la aeronave no puede ascender a una velocidad superior a 100 pies por minuto - feet per minute (fpm). Normalmente, estos puntos de referencia de rendimiento específicos se proporcionan para la aeronave en una configuración de diseño específica.

Los términos "carga de potencia", "carga de las alas", "carga de las palas" y "carga de los discos" se utilizan habitualmente en referencia al rendimiento. La carga de potencia se expresa en libras por caballo de potencia y se obtiene dividiendo el peso total de la aeronave por la potencia nominal del motor. Es un factor importante en la capacidad de despegue y ascenso de un avión. La carga del ala se expresa en libras por pie cuadrado y se obtiene dividiendo el peso total de un avión en libras por el área del ala (incluyendo los alerones) en pies cuadrados. 

Es la carga de las palas del avión la que determina la velocidad de aterrizaje. La carga de las palas se expresa en libras por pie cuadrado y se obtiene dividiendo el peso total de un helicóptero por el área de las palas del rotor. La carga de las palas no debe confundirse con la carga del disco, que es el peso total de un helicóptero dividido por el área del disco barrido por las palas del rotor.

Rendimiento de la autonomía de vuelo - Range Performance 

La capacidad de una aeronave para convertir la energía del combustible en distancia de vuelo es uno de los elementos más importantes del rendimiento de la aeronave. En las operaciones de vuelo, el problema del funcionamiento eficiente del alcance de una aeronave aparece en dos formas generales:

1.  Para extraer la máxima distancia de vuelo de una carga de combustible determinada.

2.  Volar una distancia determinada con un gasto mínimo de combustible.

Un elemento común para cada uno de estos problemas operativos es la autonomía específica; es decir, las millas náuticas (NM) de distancia de vuelo frente a la cantidad de combustible consumido. La autonomía debe distinguirse claramente del elemento de resistencia. La autonomía implica la consideración de la distancia de vuelo, mientras que la resistencia implica la consideración del tiempo de vuelo. Por lo tanto, es apropiado definir un término separado, la resistencia específica.

Resistencia específica = horas de vuelo / libras de combustible

Resistencia específica = (horas de vuelo / hora) / (libras de combustible / hora)

Resistencia específica = 1 / flujo de combustible

El flujo de combustible puede definirse en libras o galones. Si se desea una resistencia máxima, la condición de vuelo debe proporcionar un flujo de combustible mínimo. En el punto A, la velocidad del aire es baja y el flujo de combustible es alto. Esto ocurriría durante las operaciones en tierra o al despegar y ascender. A medida que aumenta la velocidad del aire, los requisitos de potencia disminuyen debido a factores aerodinámicos, y el flujo de combustible disminuye hasta el punto B. 

Este es el punto de máxima resistencia. Más allá de este punto, el aumento de la velocidad del aire tiene un coste. Los aumentos de velocidad requieren más potencia y el flujo de combustible aumenta con la potencia adicional.

Las operaciones de vuelo de crucero para obtener la máxima autonomía deben realizarse de manera que la aeronave obtenga la máxima autonomía específica durante todo el vuelo. El alcance específico puede definirse mediante la siguiente relación.

Alcance específico = NM / libras de combustible

Alcance específico = (NM / hora) / ( libras de combustible / hora)

Alcance específico = nudos / flujo de combustible

Si se desea la máxima autonomía específica, la condición de vuelo debe proporcionar un máximo de velocidad por flujo de combustible. Mientras que el valor máximo de alcance específico proporcionaría una operación de alcance máximo, la operación de crucero de largo alcance se recomienda generalmente a una velocidad del aire ligeramente superior. 

La mayoría de las operaciones de crucero de largo alcance se llevan a cabo en la condición de vuelo que proporciona el 99% de la autonomía específica máxima absoluta. La ventaja de este tipo de operación es que se intercambia un uno por ciento de alcance por un tres a cinco por ciento más de velocidad de crucero. 

Dado que la velocidad de crucero más alta tiene un gran número de ventajas, el pequeño sacrificio de alcance es una ganga justa. Los valores de la autonomía específica frente a la velocidad se ven afectados por tres variables principales:

1.   Peso bruto de la aeronave

2.   Altitud

3.   La configuración aerodinámica externa de la aeronave.

La fuente de los datos de funcionamiento de la autonomía y la resistencia incluidos en la sección de rendimiento del AFM/POH.

El control de crucero de una aeronave implica que la aeronave se opera para mantener la condición de crucero de largo alcance recomendada durante todo el vuelo. Dado que el combustible se consume durante el crucero, el peso bruto de la aeronave varía y la velocidad aerodinámica, la altitud y el ajuste de potencia óptimos también pueden variar. 

El control de crucero significa el control de la velocidad aerodinámica, la altitud y el ajuste de potencia óptimos para mantener la condición de alcance específico máximo del 99%.

Al principio del vuelo de crucero, el peso inicial relativamente alto de la aeronave requiere valores específicos de velocidad aerodinámica, altitud y ajuste de potencia para producir la condición de crucero recomendada. 

A medida que se consume combustible y el peso bruto de la aeronave disminuye, la velocidad aerodinámica y el ajuste de potencia óptimos pueden disminuir, o la altitud óptima puede aumentar. Además, la autonomía específica óptima aumenta. Por lo tanto, el piloto debe proporcionar el procedimiento de control de crucero adecuado para garantizar que se mantengan las condiciones óptimas. 

La autonomía total depende tanto del combustible disponible como de la autonomía específica. Cuando el alcance y la economía de operación son los objetivos principales, el piloto debe asegurarse de que la aeronave sea operada en la condición de crucero de largo alcance recomendada. Mediante este procedimiento, la aeronave es capaz de alcanzar su máximo radio de operación de diseño o puede lograr distancias de vuelo inferiores al máximo con un máximo de reserva de combustible en el destino. 

Un avión de hélice combina la hélice con el motor recíproco para la potencia de propulsión. El flujo de combustible viene determinado principalmente por la potencia en el eje de la hélice y no por el empuje. 

 Así pues, el flujo de combustible puede relacionarse directamente con la potencia necesaria para mantener el avión en vuelo estable y nivelado, y en los gráficos de rendimiento la potencia puede sustituirse por el flujo de combustible. Este hecho permite determinar la autonomía mediante el análisis de la potencia necesaria en función de la velocidad.

La condición de máxima resistencia se obtendría en el punto de mínima potencia requerida ya que esto requeriría el menor flujo de combustible para mantener el avión en vuelo estable y nivelado. La condición de máxima autonomía se produciría en el punto en el que la relación entre la velocidad y la potencia requerida es mayor. 

La condición de máximo alcance se obtiene con la máxima relación sustentación/resistencia (L/DMAX), y es importante señalar que para una configuración de aeronave dada, el L/DMAX se produce con un AOA y un coeficiente de sustentación determinados y no se ve afectado por el peso o la altitud. 

Una variación en el peso altera los valores de velocidad aerodinámica y potencia necesarios para obtener el L/DMAX. Existen diferentes teorías sobre cómo conseguir la máxima autonomía cuando hay viento de cara o de cola. Muchos dicen que acelerar con viento de cara o reducir la velocidad con viento de cola ayuda a conseguir la máxima autonomía. 

Aunque esta teoría puede ser cierta en muchos casos, no siempre lo es, ya que hay diferentes variables en cada situación. Cada configuración de aeronave es diferente, y no hay una regla general que abarque a todas ellas en cuanto a cómo lograr la máxima autonomía.

Las variaciones de velocidad y potencia requeridas deben ser monitoreadas por el piloto como parte del procedimiento de control de crucero para mantener el L/DMAX. Cuando el peso del combustible de la aeronave es una pequeña parte del peso bruto y el alcance de la aeronave es pequeño, el procedimiento de control de crucero puede simplificarse para mantener esencialmente una velocidad y un ajuste de potencia constantes durante todo el tiempo de vuelo de crucero. 

Sin embargo, un avión de largo alcance tiene un peso de combustible que es una parte considerable del peso bruto, y los procedimientos de control de crucero deben emplear cambios programados de velocidad y potencia para mantener las condiciones óptimas de alcance.

Un vuelo realizado a gran altura tiene una mayor velocidad aerodinámica real (TAS), y la potencia requerida es proporcionalmente mayor que cuando se realiza a nivel del mar. La resistencia aerodinámica de la aeronave en altitud es la misma que la del nivel del mar, pero la mayor TAS hace que se requiera una potencia proporcionalmente mayor. 

NOTA: La línea recta que es tangente a la curva de potencia a nivel del mar es también tangente a la curva de potencia en altitud.

El efecto de la altitud sobre la autonomía específica también puede apreciarse a partir de las relaciones anteriores. Si un cambio de altitud provoca cambios idénticos en la velocidad y la potencia requerida, la proporción entre la velocidad y la potencia requerida no cambiaría. 

Este hecho implica que el alcance específico de un avión de hélice no se vería afectado por la altitud. En realidad, esto es cierto en la medida en que el consumo específico de combustible y la eficiencia de la hélice son los principales factores que podrían causar una variación del alcance específico con la altitud. 

Si los efectos de la compresibilidad son insignificantes, cualquier variación del alcance específico con la altitud es estrictamente una función del rendimiento del motor/hélice.

Una aeronave equipada con un motor recíproco experimenta muy poca, o ninguna, variación de alcance específico hasta su altitud absoluta. La variación del consumo específico de combustible en el freno es insignificante para valores de potencia de freno inferiores a la potencia máxima de crucero del motor, es decir, el rango de funcionamiento pobre del motor. 

Por lo tanto, un aumento de la altitud produce una disminución de la autonomía específica sólo cuando el aumento de la potencia requerida supera la potencia máxima de crucero del motor. Una de las ventajas de la sobrealimentación es que la potencia de crucero puede mantenerse a gran altitud, y la aeronave puede alcanzar la autonomía a gran altitud con el correspondiente aumento de la TAS. Las principales diferencias entre el crucero a gran altitud y el crucero a baja altitud son la TAS y los requisitos de combustible para el ascenso.

Región de mando invertido - Region of Reversed Command 

Las propiedades aerodinámicas de una aeronave generalmente determinan los requisitos de potencia en diversas condiciones de vuelo, mientras que las capacidades del grupo motor generalmente determinan la potencia disponible en diversas condiciones de vuelo. Cuando una aeronave está en vuelo estable y nivelado, debe prevalecer una condición de equilibrio. 

La condición de vuelo sin aceleración se alcanza cuando la sustentación es igual al peso, y la planta motriz se ajusta para que el empuje sea igual a la resistencia. La potencia necesaria para alcanzar el equilibrio en vuelo de altitud constante a distintas velocidades del aire se representa en una curva de potencia requerida. La curva de potencia requerida ilustra el hecho de que a bajas velocidades del aire cercanas a la pérdida o a la velocidad mínima controlable, el ajuste de potencia requerido para un vuelo estable y nivelado es bastante alto.

El vuelo en la región de mando normal significa que mientras se mantiene una altitud constante, una mayor velocidad del aire requiere un ajuste de potencia más alto y una velocidad del aire más baja requiere un ajuste de potencia más bajo. La mayoría de los vuelos de las aeronaves (ascenso, crucero y maniobras) se realizan en la región de mando normal.

El vuelo en la región de mando invertido significa el vuelo en el que una velocidad aerodinámica mayor requiere un ajuste de potencia menor y una velocidad aerodinámica menor requiere un ajuste de potencia mayor para mantener la altitud. No implica que una disminución de la potencia produzca una menor velocidad aerodinámica. 

La región de mando invertido se encuentra en las fases de baja velocidad de vuelo. Las velocidades de vuelo por debajo de la velocidad de máxima resistencia (punto más bajo de la curva de potencia) requieren ajustes de potencia más altos con una disminución de la velocidad aerodinámica.

Dado que la necesidad de aumentar el ajuste de potencia requerida con la disminución de la velocidad es contraria al comando normal de vuelo, el régimen de velocidades de vuelo entre la velocidad para el ajuste de potencia mínima requerida y la velocidad de pérdida (o velocidad de control mínima) se denomina región de comando invertido. En la región de mando invertido, una disminución de la velocidad del aire debe ir acompañada de un aumento de la potencia para mantener el vuelo estable.

Los ajustes de potencia más bajos, como la potencia de crucero, también aparecerían en una curva similar. El punto más bajo de la curva de potencia requerida representa la velocidad a la que la menor potencia de freno mantiene el vuelo nivelado. Esto se denomina la mejor velocidad aerodinámica de resistencia.

Un avión que realiza una aproximación con baja velocidad del aire y alta actitud de cabeceo para un aterrizaje en campo corto es un ejemplo de operación en la región de mando invertido. Si se produce una tasa de caída inaceptablemente alta, el piloto puede reducir o detener el descenso aplicando potencia. 

Pero sin un mayor uso de la potencia, el avión probablemente entraría en pérdida o sería incapaz de volar para el aterrizaje. El mero hecho de bajar el morro del avión para recuperar la velocidad de vuelo en esta situación, sin el uso de la potencia, daría como resultado una rápida tasa de hundimiento y la correspondiente pérdida de altitud. 

Si durante un despegue y ascenso en campo suave, por ejemplo, el piloto intenta subir fuera del efecto suelo sin alcanzar primero la actitud de cabeceo y la velocidad aerodinámica normales, el avión puede entrar inadvertidamente en la región de mando invertido a una altitud peligrosamente baja. 

Incluso con toda la potencia, el avión puede ser incapaz de ascender o incluso de mantener la altitud. El único recurso del piloto en esta situación es bajar la actitud de cabeceo para aumentar la velocidad del aire, lo que inevitablemente resulta en una pérdida de altitud.

Los pilotos de avión deben prestar especial atención al control preciso de la velocidad del aire cuando operan en las bajas velocidades de vuelo de la región de mando invertido.

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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.