🔴✈️ 426. Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (1 parte) 🚁

Fuente: 

AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS BY 

H. H. HURT, JR. 

UNIVERSITY OF SOUTHERN CALIFORNIA 

(NA VAIR 00-80T-80)

(Recuerda que nuestra informacion esta basada en manuales certificados de la Federal Aviation Administration FAA)

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El propósito de este libro de texto es presentar los elementos de aerodinámica aplicada e ingeniería aeronáutica que se relacionan directamente con los problemas de las operaciones de vuelo. Todos los Naval Aviators (Aviadores Navales) poseen un interés natural en los factores aerodinámicos básicos que afectan el rendimiento de todas las aeronaves. Debido a la creciente complejidad de las aeronaves modernas, este interés natural debe aplicarse para desarrollar una sólida comprensión de los principios básicos de ingeniería y una apreciación de algunos de los problemas más avanzados de la aerodinámica y la ingeniería. La seguridad y efectividad de las operaciones de vuelo dependerán en gran medida de la comprensión y apreciación de cómo y por qué vuela un avión. Los principios de la aerodinámica proporcionarán los cimientos para desarrollar técnicas de vuelo y procedimientos operativos exigentes y precisos.

El contenido de este libro de texto ha sido organizado para proporcionar una referencia lo más completa posible para todas las fases de vuelo en la Naval Aviation (Aviación Naval). Por lo tanto, el material del texto es aplicable a los problemas del entrenamiento de vuelo, entrenamiento de transición y operaciones de vuelo generales. La forma de presentación a lo largo del texto ha sido diseñada para proporcionar los elementos tanto de teoría como de aplicación y permitirá el estudio dirigido o sin asistencia. Como resultado, el material del texto será aplicable para complementar las clases formales y briefings (sesiones informativas/instrucciones) y proporcionar material de lectura como base para el entrenamiento y las operaciones de vuelo.

Gran parte del detalle matemático especializado de la aerodinámica se ha omitido siempre que se consideró innecesario en el campo de las operaciones de vuelo. Además, muchas de las suposiciones básicas y limitaciones de ciertas partes de la teoría aerodinámica se han omitido en aras de la simplicidad y la claridad de la presentación.

Para lidiar con estas deficiencias específicas, el Naval Aviator (Aviador Naval) debe confiar en la asistencia de ciertos individuos especialmente calificados dentro de la Naval Aviation (Aviación Naval). Por ejemplo, ingenieros aeronáuticos graduados, graduados de la Test Pilot Training School (Escuela de Entrenamiento de Pilotos de Prueba) en el Naval Air Test Center (Centro de Pruebas Aéreas Navales), graduados del Naval Aviation Safety Officers Course (Curso de Oficiales de Seguridad de Aviación Naval) y representantes técnicos de los fabricantes están calificados para ayudar en la interpretación y aplicación de las partes más difíciles de la aerodinámica e ingeniería aeronáutica. Sin duda, las calificaciones especializadas de estos individuos deben utilizarse siempre que sea posible.

La mayoría de los accidentes de aeronaves se deben a algún tipo de error del piloto. Este hecho ha sido cierto en el pasado y, desafortunadamente, muy probablemente será cierto en el futuro. Cada Naval Aviator (Aviador Naval) debe esforzarse por armarse con conocimiento, entrenamiento, y actitudes y técnicas profesionales exigentes. Los fundamentos de la aerodinámica, tal como se presentan en este texto, proporcionarán el conocimiento y el trasfondo para operaciones de vuelo seguras y efectivas. Los flight handbooks (manuales de vuelo) de las aeronaves proporcionarán las técnicas, procedimientos y datos operativos particulares que son necesarios para cada aeronave. El estudio diligente y el entrenamiento continuo son necesarios para desarrollar las habilidades profesionales y técnicas para operaciones de vuelo exitosas.

El autor aprovecha esta oportunidad para expresar su agradecimiento a aquellos que han asistido en la preparación del manuscrito. En particular, se agradece al Sr. J. E. Fairchild por su asistencia con las partes que tratan sobre la aerodinámica de helicópteros y los fenómenos de roll coupling (acoplamiento de alabeo). También, se agradece al Sr. J. F. Detwiler y al Sr. E. Dimitruk por su revisión del material del texto.

HUGH HARRISON HURT, Jr.

Agosto 1959

University of Southern California

Los Angeles, Calif.

AERODINÁMICA BÁSICA / BASIC AERODYNAMICS

Para comprender las características de su aeronave y desarrollar técnicas de vuelo de precisión, el Naval Aviator (Aviador Naval) debe estar familiarizado con los fundamentos de la aerodinámica. Existen ciertas leyes físicas que describen el comportamiento del flujo de aire y definen las diversas fuerzas y momentos aerodinámicos que actúan sobre una superficie. Estos principios de aerodinámica proporcionan los cimientos para técnicas de vuelo buenas y precisas.

FUERZAS DEL ALA Y DEL PERFIL ALAR / WING AND AIRFOIL FORCES

PROPIEDADES DE LA ATMÓSFERA / PROPERTIES OF THE ATMOSPHERE

Las fuerzas y momentos aerodinámicos que actúan sobre una superficie se deben en gran parte a las propiedades de la masa de aire en la cual se está operando. La composición de la atmósfera terrestre por volumen es aproximadamente 78 por ciento nitrógeno, 21 por ciento oxígeno y 1 por ciento vapor de agua, argón, dióxido de carbono, etc. Para la mayoría de todas las consideraciones aerodinámicas, el aire se considera como una mezcla uniforme de estos gases. Las cantidades usuales utilizadas para definir las propiedades de una masa de aire son las siguientes:

PRESIÓN ESTÁTICA / STATIC PRESSURE. 

La presión estática absoluta del aire es una propiedad de importancia primaria. La presión estática del aire a cualquier altitud resulta de la masa de aire soportada por encima de ese nivel. En condiciones estándar al nivel del mar, la presión estática del aire es 2,116 psf (o 14.7 psi, 29.92 in. Hg, etc.) y a 40,000 pies de altitud esta presión estática disminuye a aproximadamente el 19 por ciento del valor al nivel del mar. La notación abreviada para la presión estática ambiente es "p" y la presión estática estándar al nivel del mar se le da el subíndice "0" para altitud cero, p0. Una referencia más usual en aerodinámica y rendimiento es la proporción de la presión estática ambiente y la presión estática estándar al nivel del mar. A esta relación de presión estática se le asigna la notación abreviada de delta (δ).

Relación de presión de altitud / Altitude pressure ratio

delta = presión estática ambiente / presión estática estándar al nivel del mar

δ = p / p0

Muchos elementos del rendimiento de motores de turbina de gas están directamente relacionados con algún parámetro que involucra la relación de presión de altitud.

TEMPERATURA / TEMPERATURE. 

La temperatura absoluta del aire es otra propiedad importante. La medición ordinaria de temperatura por la escala Centígrada tiene un punto de referencia en el punto de congelación del agua pero el cero absoluto de temperatura se obtiene a una temperatura de -273° Centígrados. Así, la temperatura estándar al nivel del mar de 15° C. es una temperatura absoluta de 288°. Esta escala de temperatura absoluta usando los incrementos Centígrados es la escala Kelvin, por ejemplo, °K. La notación abreviada para la temperatura ambiente del aire es "T" y la temperatura estándar del aire al nivel del mar de 288° K. se significa con T0. La referencia más usual es la proporción de la temperatura ambiente del aire y la temperatura estándar del aire al nivel del mar. A esta relación de temperatura se le asigna la notación abreviada de theta (θ).

Relación de temperatura / Temperature ratio

theta = Temperatura ambiente del aire / Temperatura estándar del aire al nivel del mar

θ = T / T0 = (C° + 273) / 288

Muchos elementos de los efectos de compresibilidad y el rendimiento del motor a reacción involucran la consideración de la relación de temperatura.

DENSIDAD / DENSITY. 

La densidad del aire es una propiedad de la mayor importancia en el estudio de la aerodinámica. La densidad del aire es simplemente la masa de aire por pie cúbico de volumen y es una medida directa de la cantidad de materia en cada pie cúbico de aire. El aire en condiciones estándar al nivel del mar pesa 0.0765 libras por pie cúbico y tiene una densidad de 0.002378 slugs por pie cúbico. A una altitud de 40,000 pies, la densidad del aire es aproximadamente el 25 por ciento del valor al nivel del mar.

La notación abreviada utilizada para la densidad del aire es rho (ρ) y la densidad del aire estándar al nivel del mar es entonces rho0 (ρ0). En muchas partes de la aerodinámica es muy conveniente considerar la proporción de la densidad del aire ambiente y la densidad del aire estándar al nivel del mar. A esta relación de densidad se le asigna la notación abreviada de sigma (σ).

Relación de densidad / Density ratio

sigma = densidad del aire ambiente / densidad del aire estándar al nivel del mar

σ = ρ / ρ0

Una ley general de los gases define la relación de presión, temperatura y densidad cuando no hay cambio de estado o transferencia de calor. Simplemente dicho, esto sería "la densidad varía directamente con la presión, inversamente con la temperatura". Usando las propiedades definidas anteriormente:

Relación de densidad = relación de presión / relación de temperatura

ρ / ρ0 = (P / P0) * (T0 / T)

σ = δ / θ

Esta relación tiene una gran aplicación en aerodinámica y es bastante fundamental y necesaria en ciertas partes del rendimiento del avión.

VISCOSIDAD / VISCOSITY. 

La viscosidad del aire es importante en efectos de escala y fricción. El coeficiente de viscosidad absoluta es la proporción entre el esfuerzo cortante y el gradiente de velocidad para un flujo de fluido. La viscosidad de los gases es inusual en el sentido de que la viscosidad generalmente aumenta al aumentar la temperatura. Al coeficiente de viscosidad absoluta se le asigna la notación abreviada mu (μ). Dado que muchas partes de la aerodinámica involucran la consideración de la viscosidad y la densidad, una forma más usual de medida de viscosidad es la proporción entre el coeficiente de viscosidad absoluta y la densidad. Esta combinación se denomina "viscosidad cinemática" (kinematic viscosity) y se denota por nu (ν).

Viscosidad cinemática / Kinematic viscosity

nu = coeficiente de viscosidad absoluta / densidad

ν = μ / ρ

La viscosidad cinemática del aire en condiciones estándar al nivel del mar es 0.0001576 pies cuadrados por segundo. A una altitud de 40,000 pies la viscosidad cinemática aumenta a 0.0005059 pies cuadrados por segundo.

Para proporcionar un denominador común para la comparación de varias aeronaves, se ha adoptado una atmósfera estándar. La atmósfera estándar representa realmente las propiedades medias o promedio de la atmósfera. Note que la tasa de cambio (lapse rate) es constante en la troposfera y la estratosfera comienza con la región isotérmica. Dado que todo el rendimiento de las aeronaves se compara y evalúa en el entorno de la atmósfera estándar, toda la instrumentación de la aeronave está calibrada para la atmósfera estándar.

Por lo tanto, ciertas correcciones deben aplicarse a la instrumentación así como al rendimiento de la aeronave si las condiciones operativas no se ajustan a la atmósfera estándar. Para tener en cuenta adecuadamente la atmósfera no estándar deben definirse ciertos términos. Pressure altitude (Altitud de presión) es la altitud en la atmósfera estándar correspondiente a una presión particular. 

El altímetro de la aeronave es esencialmente un barómetro sensible calibrado para indicar altitud en la atmósfera estándar. Si el altímetro está ajustado para 29.92 in. Hg, la altitud indicada es la altitud de presión, la altitud en la atmósfera estándar correspondiente a la presión detectada. Por supuesto, esta altitud indicada puede no ser la altura real sobre el nivel del mar debido a variaciones en temperatura, lapse rate (tasa de cambio de temperatura), presión atmosférica, y posibles errores en la presión detectada.

El término más apropiado para correlacionar el rendimiento aerodinámico en la atmósfera no estándar es density altitude (altitud de densidad): la altitud estándar correspondiente a un valor particular de densidad del aire. El cálculo de la altitud de densidad ciertamente debe involucrar la consideración de la presión (altitud de presión) y la temperatura. La Figura  ilustra la manera en la cual la altitud de presión y la temperatura se combinan para producir una cierta altitud de densidad. Esta carta se incluye usualmente en la sección de rendimiento del flight handbook (manual de vuelo). Muchos temas de aerodinámica y rendimiento de aeronaves enfatizarán la altitud de densidad y la temperatura como la consideración más importante.

PRINCIPIO DE BERNOULLI Y FLUJO DE AIRE SUBSÓNICO / BERNOULLI'S PRINCIPLE AND SUBSONIC AIRFLOW

Todas las fuerzas aerodinámicas externas sobre una superficie son el resultado de la air pressure (presión del aire) o la air friction (fricción del aire). Los efectos de fricción están generalmente confinados a la vecindad inmediata de la superficie en una capa delgada de aire llamada capa límite (boundary layer). Por lo tanto, las fuerzas de presión creadas en una superficie aerodinámica pueden estudiarse en una forma simple que al principio ignora el efecto de la fricción y la viscosidad del flujo de aire. El medio más apropiado para visualizar el efecto del flujo de aire y las presiones aerodinámicas resultantes es estudiar el flujo de fluido dentro de un tubo cerrado.

Suponga que una corriente de aire fluye a través del tubo mostrado en la figura 1.2. El flujo de aire en la estación 1 en el tubo tiene una cierta velocidad, presión estática y densidad. A medida que la corriente de aire se acerca a la constricción en la estación 2, ciertos cambios deben tener lugar. Dado que el flujo de aire está encerrado dentro del tubo, el flujo de masa (mass flow) en cualquier punto a lo largo del tubo debe ser el mismo y la velocidad, presión o densidad deben cambiar para acomodar esta continuidad de flujo.

ATMÓSFERA ESTÁNDAR OACI (ICAO STANDARD ATMOSPHERE)

Altitud (Pies)	Relación de Densidad (σ)	σ​	Relación de Presión (δ)	Temperatura (∘F)	Relación de Temperatura (θ)	Velocidad del Sonido (a) Nudos	Viscosidad Cinemática (ν) pies2/seg
0	1.0000	1.0000	1.0000	59.00	1.0000	661.7	.000158
1000	0.9711	0.9854	0.9644	55.43	0.9931	659.5	.000161
2000	0.9428	0.9710	0.9298	51.87	0.9862	657.2	.000165
3000	0.9151	0.9566	0.8962	48.30	0.9794	654.9	.000169
4000	0.8881	0.9424	0.8637	44.74	0.9725	652.6	.000174
5000	0.8617	0.9283	0.8320	41.17	0.9656	650.3	.000178
6000	0.8359	0.9143	0.8014	37.60	0.9587	647.9	.000182
7000	0.8106	0.9004	0.7716	34.04	0.9519	645.6	.000187
8000	0.7860	0.8866	0.7428	30.47	0.9450	643.3	.000192
9000	0.7620	0.8729	0.7148	26.90	0.9381	640.9	.000197
10000	0.7385	0.8593	0.6877	23.34	0.9312	638.6	.000202
15000	0.6292	0.7932	0.5643	5.51	0.8969	626.7	.000229
20000	0.5328	0.7299	0.4595	-12.32	0.8625	614.6	.000262
25000	0.4481	0.6694	0.3711	-30.15	0.8281	602.2	.000302
30000	0.3741	0.6117	0.2970	-47.98	0.7937	589.5	.000349
35000	0.3099	0.5567	0.2353	-65.82	0.7594	576.6	.000405
36089 *	0.2971	0.5450	0.2234	-69.70	0.7519	573.8	.000419
40000	0.2462	0.4962	0.1851	-69.70	0.7519	573.8	.000506
45000	0.1936	0.4400	0.1455	-69.70	0.7519	573.8	.000643
50000	0.1522	0.3902	0.1145	-69.70	0.7519	573.8	.000818
55000	0.1197	0.3460	0.0900	-69.70	0.7519	573.8	.001040
60000	0.0941	0.3068	0.0708	-69.70	0.7519	573.8	.001323
65000	0.0740	0.2721	0.0557	-69.70	0.7519	573.8	.001682
70000	0.0582	0.2413	0.0438	-69.70	0.7519	573.8	.002139
75000	0.0458	0.2140	0.0344	-69.70	0.7519	573.8	.002721
80000	0.0360	0.1897	0.0271	-69.70	0.7519	573.8	.003460
85000	0.0280	0.1673	0.0213	-64.80	0.7613	577.4	.004499
90000	0.0217	0.1472	0.0168	-56.57	0.7772	583.4	.00591
95000	0.0169	0.1299	0.0134	-48.34	0.7931	589.3	.00772
100000	0.0132	0.1149	0.0107	-40.11	0.8089	595.2	.01004

* Nota: Geopotencial de la Tropopausa (Geopotential of the Tropopause).

ECUACIÓN DE BERNOULLI / BERNOULLI'S EQUATION. 

Una característica distintiva del flujo de aire subsónico es que los cambios en presión y velocidad tienen lugar con cambios pequeños e insignificantes en la densidad. Por esta razón, el estudio del flujo de aire subsónico puede simplificarse ignorando la variación de densidad en el flujo y asumiendo que el flujo es incompressible (incompresible). Por supuesto, a altas velocidades de flujo que se acercan a la velocidad del sonido, el flujo debe considerarse como compresible y los "efectos de compresibilidad" (compressibility effects) deben tenerse en cuenta.

Sin embargo, si el flujo a través del tubo de la figura 1.2 se considera subsónico, la densidad de la corriente de aire es esencialmente constante en todas las estaciones a lo largo de la longitud.

Si la densidad del flujo permanece constante, la presión estática y la velocidad son las cantidades variables. A medida que el flujo se acerca a la constricción de la estación 2, la velocidad debe aumentar para mantener el mismo flujo de masa. A medida que la velocidad aumenta, la presión estática disminuirá y la disminución en la presión estática que acompaña al aumento en la velocidad puede verificarse de dos maneras:

1. Las leyes de movimiento de Newton establecen el requisito de una fuerza desequilibrada para producir una aceleración (cambio de velocidad). Si la corriente de aire experimenta un aumento en velocidad acercándose a la constricción, debe haber una fuerza desequilibrada para proporcionar la aceleración. Dado que solo hay aire dentro del tubo, el desequilibrio de fuerza es proporcionado por la presión estática en la estación 1 siendo mayor que la presión estática en la constricción, estación 2.

2. La energía total de la corriente de aire en el tubo no cambia. Sin embargo, la energía de la corriente de aire puede estar en dos formas. La corriente de aire puede tener potential energy (energía potencial) que está relacionada con la presión estática y una kinetic energy (energía cinética) en virtud de la masa y el movimiento. Como la energía total no cambia, un aumento en la velocidad (energía cinética) estará acompañado por una disminución en la presión estática (energía potencial). Esta situación es análoga a una bola rodando cuesta abajo, la energía potencial debida a la posición se intercambia por energía cinética de movimiento. Si la fricción fuera insignificante, el cambio de energía potencial sería igual al cambio en energía cinética. Este es también el caso para el flujo de aire dentro del tubo.

La relación de presión estática y velocidad se mantiene a lo largo de la longitud del tubo. A medida que el flujo se mueve más allá de la constricción hacia la estación 3, la velocidad disminuye y la presión estática aumenta.

La ecuación de Bernoulli para flujo incompresible se explica más fácilmente contabilizando la energía del flujo de aire dentro del tubo. Como la corriente de aire no tiene energía añadida o sustraída en ningún punto, la suma de la energía potencial y la energía cinética de un objeto se encuentra mediante:

K.E. = 1/2 MV^2

donde:

K.E. = energía cinética, pies-libras.

M = masa, slugs

V = velocidad, pies/seg.

La energía cinética de un pie cúbico de aire es:

K.E./pie^3 = 1/2 rho V^2

donde:

K.E./pie^3 = energía cinética por pie cúbico, psf

rho (ρ) = densidad del aire, slugs por pie cúbico

V = velocidad del aire, pies/seg.

EFECTO DE LA VELOCIDAD Y LA ALTITUD EN LA PRESIÓN DINÁMICA / EFFECT OF SPEED AND ALTITUDE ON DYNAMIC PRESSURE

Si la energía potencial está representada por la presión estática, p, la suma de la energía potencial y cinética es la presión total de la corriente de aire.

H = p + 1/2 rho V^2

donde:

H = presión total, psf (a veces referida como presión de "cabeza" o head pressure)

p = presión estática, psf

rho = densidad, slugs por pie cúbico

V = velocidad, pies/seg.

Esta ecuación es la ecuación de Bernoulli para flujo incompresible. Es importante apreciar que el término 1/2 rho V^2 tiene las unidades de presión, psf. Este término es uno de los más importantes en toda la aerodinámica y aparece tan frecuentemente que se le da el nombre de "presión dinámica" (dynamic pressure) y la notación abreviada "q".

q = presión dinámica, psf

q = 1/2 rho V^2

Con esta definición podría decirse que la suma de la presión estática y dinámica en el tubo de flujo permanece constante.

La figura 1.3 ilustra la variación de la presión estática, dinámica y total del aire fluyendo a través de un tubo cerrado. Note que la presión total es constante a lo largo de la longitud y cualquier cambio en la presión dinámica produce el cambio de misma magnitud en la presión estática.

La presión dinámica de una corriente de aire libre es el único denominador común de todas las fuerzas y momentos aerodinámicos. La presión dinámica representa la energía cinética de la corriente de aire libre y es un factor que relaciona la capacidad para producir cambios en la presión estática en una superficie. Como se define, la presión dinámica varía directamente con la densidad y el cuadrado de la velocidad. Valores típicos de presiones dinámicas, q, se muestran en la tabla 1-1 para varias velocidades aéreas en la atmósfera estándar. Note que la presión dinámica a alguna relación de densidad fija varía directamente con la relación de densidad a cualquier altitud. También, aprecie el hecho de que a una altitud de 40,000 pies (donde la relación de densidad, sigma, es 0.2462) es necesario tener una velocidad verdadera (true velocity) el doble que la del nivel del mar para producir la misma presión dinámica.

 Efecto de la Velocidad y la Altitud en la Presión Dinámica

Velocidad (nudos)	Velocidad Aérea Verdadera (pies/seg.)	Presión Dinámica, q, psf (libras por pie cuadrado)
		Nivel del mar	10,000 pies	20,000 pies	30,000 pies	40,000 pies
	$\sigma =$	1.000	0.7385	0.5328	0.3741	0.2462
100	169	33.9	25.0	18.1	12.7	8.4
200	338	135.6	100.2	72.3	50.7	33.4
300	507	305	225	163	114	75.0
400	676	542	400	289	203	133
500	845	847	625	451	317	208
600	1,013	1,221	902	651	457	300

MEDICIÓN DE VELOCIDAD AÉREA / AIRSPEED MEASUREMENT.

Si un objeto de forma simétrica se colocara en una corriente de aire en movimiento, resultaría el patrón de flujo típico de la figura. La corriente de aire en la misma nariz del objeto se estancaría y la velocidad relativa del flujo en este punto sería cero. El flujo de aire delante del objeto posee cierta presión dinámica y presión estática ambiente. En la misma nariz del objeto la velocidad local caerá a cero y la presión dinámica de la corriente de aire se convertirá en un aumento en la presión estática en el punto de estancamiento (stagnation point). En otras palabras, existirá una presión estática en el punto de estancamiento que es igual a la presión total de la corriente de aire: presión estática ambiente más presión dinámica.

Alrededor de la superficie del objeto el flujo de aire se dividirá y la velocidad local aumentará de cero en el punto de estancamiento a algún máximo en los lados del objeto. Si se ignoran los efectos de fricción y viscosidad, el flujo de aire superficial continúa hacia el punto de estancamiento posterior donde la velocidad local es nuevamente cero.

El punto importante de este ejemplo de flujo aerodinámico es la existencia del punto de estancamiento. El cambio en la presión estática del flujo de aire que tiene lugar en el punto de estancamiento es igual a la presión dinámica de la corriente libre, 

La medición de la presión dinámica de la corriente libre es fundamental para la indicación de la velocidad aérea (airspeed). De hecho, los indicadores de velocidad aérea son simplemente manómetros de presión que miden la presión dinámica relacionada con varias velocidades aéreas. Sistemas típicos de medición de velocidad aérea se ilustran en la figura 1.5. La cabeza pitot (pitot head) no tiene velocidad de flujo interna y la presión en el tubo pitot es igual a la presión total de la corriente de aire. El propósito de los puertos estáticos (static ports) es detectar la presión estática verdadera de la corriente de aire libre. Las líneas de presión total y presión estática están conectadas a un manómetro de presión diferencial y la presión neta indicada es la presión dinámica, q. El manómetro de presión es entonces calibrado para indicar la velocidad de vuelo en la masa de aire estándar al nivel del mar. Por ejemplo, una presión dinámica de 305 psf se realizaría a una velocidad de vuelo al nivel del mar de 300 nudos.

En realidad puede haber muchas condiciones de vuelo donde el indicador de velocidad aérea no refleja verdaderamente la velocidad real a través de la masa de aire. Las correcciones que deben aplicarse son muchas y se enumeran en secuencia a continuación:

1. La Indicated Airspeed (IAS) (Velocidad Aérea Indicada) es la indicación real del instrumento para alguna condición de vuelo dada. Factores como una altitud distinta al nivel del mar estándar, errores del instrumento y errores debidos a la instalación, compresibilidad, etc., pueden crear una gran variación entre esta indicación del instrumento y la velocidad de vuelo real.

2. La Calibrated Airspeed (CAS) (Velocidad Aérea Calibrada) es el resultado de corregir la IAS por errores del instrumento y errores debidos a la posición o ubicación de la instalación. El error del instrumento debe ser pequeño por diseño del equipo y usualmente es despreciable en equipos que son mantenidos y cuidados adecuadamente.

El error de posición (position error) de la instalación debe ser pequeño en el rango de velocidades aéreas que involucran condiciones de rendimiento críticas. Los errores de posición están casi siempre confinados a la fuente estática en que la presión estática real detectada en el puerto estático puede ser diferente de la presión estática de la corriente de aire libre. Cuando la aeronave se opera a través de un gran rango de ángulos de ataque, la distribución de presión estática varía grandemente y se vuelve bastante difícil minimizar el error de la fuente estática. En la mayoría de las instancias un grupo compensador de fuentes estáticas puede combinarse para reducir el error de posición. Para apreciar la magnitud de este problema, a una velocidad de vuelo cercana a 100 nudos un error de posición de 0.05 psi es un error de velocidad aérea de 10 nudos. Una variación típica del error de posición del sistema de velocidad se ilustra en la figura.

3. La Equivalent Airspeed (EAS) (Velocidad Aérea Equivalente) es el resultado de corregir la CAS por efectos de compresibilidad. A altas velocidades de vuelo la presión de estancamiento recuperada en el tubo pitot no es representativa de la presión dinámica de la corriente de aire debido a una magnificación por compresibilidad. El flujo de aire compresible produce una presión de estancamiento en el pitot que es mayor que si el flujo fuera incompresible. Como resultado, la indicación de velocidad recibe una magnificación errónea. El indicador de velocidad aérea estándar está calibrado para leer correctamente cuando está en condiciones estándar al nivel del mar y por tanto tiene una corrección de compresibilidad apropiada para estas condiciones. Sin embargo, cuando la aeronave está operando por encima de la altitud estándar del nivel del mar, la compensación inherente es inadecuada y debe aplicarse una corrección adicional. Las correcciones sustractivas a la CAS dependen de la altitud de presión y la CAS y se muestran en la figura 1.6 para el rango de vuelo subsónico. La velocidad aérea equivalente (EAS) es la velocidad de vuelo en la masa de aire estándar al nivel del mar que produciría la misma presión dinámica de la corriente libre que la condición de vuelo real.

4. La True Airspeed (TAS) (Velocidad Aérea Verdadera) resulta cuando la EAS se corrige por altitud de densidad. Dado que el indicador de velocidad aérea está calibrado para las presiones dinámicas correspondientes a velocidades aéreas en condiciones estándar al nivel del mar, las variaciones en la densidad del aire deben tenerse en cuenta. Para relacionar EAS y TAS se requiere considerar que la EAS junto con la densidad del aire estándar al nivel del mar produce la misma presión dinámica que la TAS junto con la densidad del aire real de la condición de vuelo. A partir de este razonamiento, se puede mostrar que:

(TAS)^2 * rho = (EAS)^2 * rho0

o, TAS = EAS * raiz_cuadrada(rho0 / rho)

TAS = EAS * (1 / raiz_cuadrada(sigma))

donde:

TAS = velocidad aérea verdadera (true airspeed)

EAS = velocidad aérea equivalente (equivalent airspeed)

rho = densidad del aire actual

rho0 = densidad del aire estándar al nivel del mar

sigma = relación de densidad de altitud, rho/rho0

El resultado muestra que la TAS es una función de la EAS y la altitud de densidad. La figura 1.6 muestra una carta de altitud de densidad como función de la altitud de presión y temperatura. Cada par particular de altitud de densidad y temperatura fija la proporción entre TAS y EAS. El uso de una computadora de navegación requiere ajustar valores apropiados de altitud de presión y temperatura en las escalas lo cual fija entonces la proporción entre las escalas de TAS y EAS (o TAS y CAS cuando la compresibilidad no es aplicable).

DEVELOPMENT OF AERODYNAMIC FORCES / DESARROLLO DE LAS FUERZAS AERODINÁMICAS

Los patrones típicos de flujo de aire ejemplifican la relación entre presión estática y velocidad definida por Bernoulli. Cualquier objeto colocado en una corriente de aire (airstream) tendrá el aire impactando o estancándose en algún punto cerca del borde de ataque (leading edge). La presión en este punto de estancamiento (stagnation point) será igual a la presión total de la corriente de aire. 

En otras palabras, la presión estática en el punto de estancamiento será mayor que la presión estática de la corriente libre por la cantidad de la presión dinámica (dynamic pressure) de la corriente. A medida que el flujo se divide y avanza alrededor del objeto, los aumentos en la velocidad local producen disminuciones en la presión estática. Este procedimiento de flujo se ilustra mejor mediante los patrones de flujo y distribuciones de presión.

STREAMLINE PATTERN AND PRESSURE DISTRIBUTION / PATRÓN DE LÍNEAS DE CORRIENTE Y DISTRIBUCIÓN DE PRESIÓN

El patrón de flujo del cilindro se caracteriza por las líneas de corriente (streamlines) que denotan la dirección del flujo local. La distribución de velocidad es notada por el patrón de líneas de corriente ya que las líneas de corriente efectúan un límite de flujo, y el flujo de aire entre las líneas de corriente es similar al flujo en un tubo cerrado. Cuando las líneas de corriente se contraen y están cerca unas de otras, existen altas velocidades locales; cuando las líneas de corriente se expanden y se separan, existen bajas velocidades locales.

En el punto de estancamiento delantero (forward stagnation point) la velocidad local es cero y resulta la máxima presión positiva. A medida que el flujo procede desde el punto de estancamiento delantero, la velocidad aumenta como se muestra por el cambio en las líneas de corriente. Las velocidades locales alcanzan un máximo en las extremidades superior e inferior y se produce un pico de presión de succión (suction pressure) en estos puntos en el cilindro.

(Nota: Las presiones positivas son presiones por encima de la atmosférica y las presiones negativas o de succión son menores que la atmosférica).

A medida que el flujo continúa hacia atrás desde el pico de presión de succión, las líneas de corriente divergentes indican velocidades locales decrecientes y presiones locales crecientes.

Si no se consideraran los efectos de fricción y compresibilidad, la velocidad disminuiría a cero en el punto de estancamiento trasero (aft stagnation point) y se recuperaría la presión de estancamiento completa. La distribución de presión para el cilindro en un fluido perfecto sería simétrica y no resultaría ninguna fuerza neta (lift o drag - sustentación o resistencia). Por supuesto, la relación entre presión estática y velocidad a lo largo de la superficie está definida por la ecuación de Bernoulli.

El patrón de flujo para el cilindro en un fluido real demuestra el efecto de la fricción o viscosidad (viscosity). La viscosidad del aire produce una capa delgada de flujo retardado inmediatamente adyacente a la superficie. La energía gastada en esta "capa límite" (boundary layer) puede alterar la distribución de presión y destruir la simetría del patrón. El desequilibrio de fuerza causado por el cambio en la distribución de presión crea una fuerza de resistencia (drag) que se suma a la resistencia por fricción de la piel (skin friction).

GENERATION OF LIFT / GENERACIÓN DE SUSTENTACIÓN

Un fenómeno importante asociado con la producción de sustentación (lift) por un perfil alar (airfoil) se imparte a la corriente de aire. El mejor fenómeno práctico se muestra con el cilindro rotatorio. El cilindro sin circulación (circulation) tiene un patrón de líneas de corriente simétrico y una distribución de presión que no crea sustentación neta. Si al cilindro se le da una rotación en sentido horario, induce un flujo rotacional o de circulación en la corriente de aire. 

Este cambio distinto tiene lugar en el patrón de líneas de corriente y en la distribución de presión. Las velocidades debido al vórtice del flujo circulatorio causan un aumento de la velocidad local en la superficie superior del cilindro y una disminución de la velocidad local en la superficie inferior. Además, el flujo circulatorio produce un flujo ascendente (upwash) inmediatamente por delante y un flujo descendente (downwash) inmediatamente por detrás del cilindro y ambos puntos de estancamiento, delantero y trasero, se bajan.

El efecto de la adición de flujo circulatorio se aprecia por el cambio en la distribución de presión en el cilindro. El aumento de velocidad local en la superficie superior causa un aumento en la succión de la superficie superior mientras que la disminución de velocidad local en la superficie inferior causa una disminución en la succión de la superficie inferior. Como resultado, el cilindro con circulación producirá una sustentación neta. Esta circulación inducida mecánicamente —llamada efecto Magnus— ilustra la relación entre circulación y sustentación y es importante para golfistas, jugadores de béisbol, así como para pilotos y aerodinamistas. La curvatura de la trayectoria de vuelo de una pelota de golf o de béisbol requiere un desequilibrio de fuerza que es creado por la rotación de la pelota. El lanzador que puede controlar con precisión una poderosa rotación será todo un "artista de la bola curva", mientras que el golfista que no puede controlar la rotación lateral de la cara del palo golpeando la pelota de golf impartirá un giro incontrolable y tendrá problemas con un "hook" o un "slice".

Mientras que un cilindro rotatorio puede producir una sustentación neta a partir del flujo circulatorio, el método es relativamente ineficiente y solo sirve para señalar la relación entre sustentación y circulación. Un perfil alar (airfoil) es capaz de producir sustentación con una eficiencia relativamente alta y el proceso se ilustra en la figura. Si un perfil alar simétrico se coloca con ángulo de ataque cero (zero angle of attack) respecto a la corriente de aire, el patrón de líneas de corriente y la distribución de presión dan evidencia de cero sustentación. Sin embargo, si al perfil alar se le da un ángulo de ataque positivo, ocurren cambios en el patrón de líneas de corriente y distribución de presión similares a los causados por la adición de circulación al cilindro.

La generación de sustentación por un perfil alar depende de que el perfil sea capaz de crear circulación en la corriente de aire y desarrollar la distribución de presión de sustentación en la superficie. En todos los casos, la fuerza neta generada será causada por la distribución de presión sobre las superficies superior e inferior del perfil alar. A bajos ángulos de ataque, las presiones de succión generalmente existirán en ambas superficies, superior e inferior, pero la succión de la superficie superior debe ser mayor que la de la superficie inferior para una sustentación positiva.

AIRFOIL TERMINOLOGY / TERMINOLOGÍA DEL PERFIL ALAR

Dado que la forma del perfil alar y la inclinación respecto a la corriente de aire son tan importantes para determinar la distribución de presión, es necesario definir correctamente la terminología del perfil alar. Una línea recta que conecta los bordes de ataque (leading) y de salida (trailing) del perfil alar:

(1) La línea de cuerda (chord line) es una línea recta que conecta el borde de ataque y el borde de salida del perfil alar.

(2) La cuerda (chord) es la dimensión característica del perfil alar.

(3) La línea de curvatura media (mean-camber line) es una línea dibujada a medio camino entre las superficies superior e inferior. De hecho, la línea de cuerda conecta los extremos de la línea de curvatura media.

(4) La forma de la línea de curvatura media es muy importante para determinar las características aerodinámicas de una sección de perfil alar. La curvatura máxima (maximum camber) (desplazamiento de la línea media desde la línea de cuerda) y la ubicación (location) de la línea de curvatura máxima ayudan a definir la forma de la línea de curvatura media. Estas cantidades se expresan como fracciones o porcentaje de la dimensión básica de la cuerda. Un perfil alar típico de baja velocidad puede tener una curvatura máxima del 4 por ciento ubicada al 40 por ciento detrás del borde de ataque.

(5) El espesor (thickness) y la distribución del espesor del perfil son propiedades importantes de una sección. El espesor máximo (maximum thickness) y la ubicación del espesor máximo definen el espesor y la distribución del espesor y se expresan como fracciones o porcentaje de la cuerda. Un perfil típico de baja velocidad puede tener un espesor máximo del 12 por ciento ubicado al 30 por ciento detrás del borde de ataque.

(6) El radio del borde de ataque (leading edge radius) del perfil alar es el radio de curvatura dada la forma del borde de ataque. Es el radio del círculo centrado en una línea tangente a la curvatura del borde de ataque y conectando puntos de tangencia de las superficies superior e inferior con el borde de ataque. Los radios típicos del borde de ataque son cero (borde de cuchillo) a 1 o 2 por ciento.

(7) La sustentación (lift) producida por un perfil alar es la fuerza neta producida perpendicular al viento relativo (relative wind).

(8) La resistencia (drag) incurrida por un perfil alar es la fuerza neta producida paralela al viento relativo.

(9) El ángulo de ataque (angle of attack) es el ángulo entre la línea de cuerda y el viento relativo. El ángulo de ataque se denota por $\alpha$ (alfa). Por supuesto, es importante diferenciar entre actitud de cabeceo (pitch attitude) y ángulo de ataque. Independientemente de la condición de vuelo, la trayectoria de vuelo instantánea determina la dirección del viento relativo entrante y el ángulo de ataque es el ángulo entre el viento relativo instantáneo y la línea de cuerda. Para respetar la definición de ángulo de ataque, visualice la trayectoria de vuelo de la aeronave durante un "loop" y aprecie que el viento relativo está definido por la trayectoria de vuelo en cualquier punto durante la maniobra.

AERODYNAMIC FORCE COEFFICIENT / COEFICIENTE DE FUERZA AERODINÁMICA

Las fuerzas aerodinámicas de sustentación y resistencia dependen del efecto combinado de muchas variables diferentes. Las variables simples importantes podrían ser:

(1) Velocidad de la corriente de aire (Airstream velocity)

(2) Densidad del aire (Air density)

(3) Forma o perfil de la superficie (Shape or profile)

(4) Ángulo de ataque (Angle of attack)

(5) Área de superficie (Surface area)

(6) Efectos de compresibilidad (Compressibility effects)

(7) Efectos de viscosidad (Viscosity effects)

Si los efectos de viscosidad y compresibilidad no son de importancia inmediata, los elementos restantes pueden combinarse para consideración.

Dado que la mayor fuerza aerodinámica será el resultado de varias presiones distribuidas sobre una superficie, el área de superficie (surface area) será un factor mayor.

La presión dinámica (dynamic pressure) de la corriente de aire es un denominador común de las presiones aerodinámicas y es un factor mayor ya que la magnitud de la distribución de presión depende de la fuente de energía de la corriente libre. El factor principal restante es la distribución de presión existente en la superficie. Por supuesto, la distribución de velocidad y la distribución de presión resultante, están determinadas por la forma o perfil de la superficie y el ángulo de ataque.

Así, cualquier fuerza aerodinámica puede ser representada como el producto de tres factores principales:

1. El área de superficie del objeto

2. La presión dinámica de la corriente de aire

3. El coeficiente o índice de fuerza determinado por la distribución de presión relativa

Esta relación se expresa mediante la siguiente ecuación:

F = Cf * q * S

Donde:

F = fuerza aerodinámica, lbs.

Cf = coeficiente de fuerza aerodinámica

q = presión dinámica, psf = 1/2 * rho * V^2

S = área de superficie, pies cuadrados.

Para apreciar completamente la importancia del coeficiente de fuerza aerodinámica, Cf, la ecuación anterior se reorganiza a formas alternativas:

Cf = F / qS o Cf = F/S / q

En esta forma, el coeficiente de fuerza aerodinámica se aprecia como la fuerza aerodinámica por superficie y presión dinámica. En otras palabras, el coeficiente de fuerza es una relación adimensional entre la fuerza aerodinámica promedio por presión (fuerza aerodinámica por área) y la presión dinámica de la corriente de aire. Todas las fuerzas aerodinámicas de sustentación y resistencia se estudian sobre esta base: el denominador común en cada caso es el área de superficie y la presión dinámica. Por tal definición, un "coeficiente de sustentación" (lift coefficient) sería la relación entre presión de sustentación y presión dinámica; un "coeficiente de resistencia" (drag coefficient) sería la relación entre presión de resistencia y presión dinámica.

El uso de la forma de coeficiente de una fuerza aerodinámica es necesario ya que el coeficiente es:

(1) Un índice de la fuerza aerodinámica independiente del área, densidad y velocidad.

(2) Influenciado solo por la forma de la superficie y el ángulo de ataque ya que estos factores determinan la distribución de presión.

(3) Un índice que permite la evaluación de los efectos de compresibilidad y viscosidad.

Dado que los efectos de área, densidad y velocidad son obviados por la forma de coeficiente, los efectos de compresibilidad y viscosidad pueden ser separados para estudio.

THE BASIC LIFT EQUATION / LA ECUACIÓN BÁSICA DE SUSTENTACIÓN

La sustentación (lift) ha sido definida como la fuerza neta desarrollada perpendicular al viento relativo (relative wind). La fuerza dinámica aerodinámica de sustentación en un avión resulta de la generación de una distribución de presión en el ala. Esta fuerza de sustentación se describe mediante la siguiente ecuación:

L = Cl * q * S

Donde:

L = sustentación, lbs.

Cl = coeficiente de sustentación (lift coefficient)

q = presión dinámica, psf = 1/2 * rho * V^2

S = área de superficie del ala, pies cuadrados.

El coeficiente de sustentación utilizado en esta ecuación es la relación de la presión de sustentación y la presión dinámica y es una función de la forma del ala y el ángulo de ataque (angle of attack). Si el coeficiente de sustentación de un ala de avión convencional se grafica versus el ángulo de ataque, el resultado sería una curva típica del gráfico de la figura. Dado que los efectos de velocidad, densidad, área, peso, altitud, etc., son eliminados por la forma de coeficiente, se obtiene una indicación de la verdadera capacidad de sustentación. 

Cada ángulo de ataque produce un coeficiente de sustentación particular ya que el ángulo de ataque es el factor de control en la distribución de presión. El coeficiente de sustentación aumenta con el ángulo de ataque hasta el coeficiente de sustentación máximo (Clmax), y, a medida que el ángulo de ataque aumenta más allá del ángulo de sustentación máxima, el flujo de aire es incapaz de adherirse a la superficie superior. El flujo de aire entonces se separa de la superficie superior y ocurre la pérdida (stall).

INTERPRETATION OF THE LIFT EQUATION / INTERPRETACIÓN DE LA ECUACIÓN DE SUSTENTACIÓN

Varios hechos importantes se derivan del estudio de la ecuación básica de sustentación y la curva típica de sustentación del ala. Un hecho importante que debe apreciarse es que el avión entra en pérdida (stalls) al mismo ángulo de ataque independientemente del peso, presión dinámica, ángulo de inclinación (bank angle), etc. Por supuesto, la velocidad de la aeronave se verá afectada por el peso, ángulo de inclinación y otros factores, ya que el producto de la presión dinámica, área del ala y coeficiente de sustentación debe producir la sustentación requerida. Una reorganización de la ecuación básica de sustentación define esta relación:

L = Cl * q * S

usando q = (sigma * V^2) / 295 (V en nudos, TAS)

L = Cl * ((sigma * V^2) / 295) * S

resolviendo para V,

V = 17.2 * raiz_cuadrada(L / (Cl * sigma * S))

Dado que la velocidad de pérdida (stall speed) es la velocidad mínima necesaria para mantener el vuelo, el coeficiente de sustentación debe ser el máximo (Cl_max). Suponga que el avión mostrado en la figura 1.11 tiene las siguientes propiedades:

• Peso = 14,250 lbs.

• Área del ala = 280 pies cuadrados (sq. ft.)

• Cl_max = 1.5

Si el avión se vuela en vuelo estable y nivelado al nivel del mar con sustentación igual al peso, la velocidad de pérdida sería:

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(W / (Cl_max * sigma * S))

Donde:

Vs = velocidad de pérdida, nudos TAS

W = peso, lbs. (sustentación = peso)

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(14,250 / (1.5 * 1.000 * 280))

Vs = 100 nudos

Así, una velocidad respecto al aire al nivel del mar (o EAS) de 100 nudos proporcionaría la presión dinámica necesaria al coeficiente de sustentación máximo para producir 14,250 lbs. de sustentación. Si el avión fuera operado con un peso mayor, resultaría necesaria una presión dinámica mayor y una velocidad de pérdida más alta para proporcionar la mayor sustentación requerida. 

Si el avión fuera puesto en un viraje pronunciado, la mayor sustentación requerida en el viraje aumentaría la velocidad de pérdida. Si el avión fuera volado a una altitud de mayor densidad, la velocidad verdadera (TAS) en la pérdida aumentaría. Sin embargo, un factor común a cada una de estas condiciones es que el ángulo de ataque en Cl_max es el mismo. Es importante darse cuenta de que los dispositivos de advertencia de pérdida deben detectar el ángulo de ataque (alfa) o la distribución de presión (relacionada con CL).

Otro hecho importante relacionado por la ecuación básica de sustentación y la curva de sustentación es la variación del ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación con la velocidad (airspeed). Suponga que el avión del ejemplo se vuela en vuelo estable y nivelado a varias velocidades con sustentación igual al peso. Es obvio que un aumento en la velocidad por encima de la velocidad de pérdida requerirá una disminución correspondiente en el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque para mantener una sustentación constante (igual al peso) y velocidades equivalentes.

La ecuación básica de sustentación evolucionada de la sustentación constante asumiendo velocidades equivalentes:

CL / CL_max = (Vs / V)^2

El avión de ejemplo se especificó para tener:

Peso = 14,250 lbs.

CL_max = 1.5

Vs = 100 nudos EAS

La siguiente tabla representa los coeficientes de sustentación y ángulos de ataque a varias velocidades en vuelo estable:

V, nudos	CL / CL_max = (Vs/V)^2	CL	alfa (grados)
100	1.000	1.50	20.0°
110	.826	1.24	15.2°
120	.694	1.04	12.7°
150	.444	.67	8.2°
200	.250	.38	4.6°
300	.111	17	2.1°
400	.063	.09	1.1°
500	.040	.06	.7°
600	.028	.04	.5°

Note que para las condiciones de vuelo estable, cada velocidad requiere un ángulo de ataque y coeficiente de sustentación específicos. Este hecho proporciona un concepto fundamental de la técnica de vuelo: El ángulo de ataque es el control primario de la velocidad en vuelo estable. Por supuesto, la palanca de control o el volante (yoke) permite al piloto controlar el ángulo de ataque y, así, controlar la velocidad en vuelo estable. En el mismo sentido, el acelerador (throttle) controla la salida de la planta de potencia y permite al piloto controlar la tasa de ascenso y descenso a varias velocidades.

Los verdaderos creyentes de estos conceptos son pilotos de instrumentos profesionales, LSO's (Oficiales de Señales de Aterrizaje), y pilotos de planeadores. El piloto de planeador (o entusiasta del "flameout" - apagado de motor) no tiene otro recurso que controlar la velocidad mediante el ángulo de ataque y aceptar cualquier tasa de descenso en la que se incurra a las diversas velocidades. El LSO debe volverse bastante competente en juzgar la trayectoria de vuelo y el ángulo de ataque del avión en el patrón. El campo de referencia visual más completo disponible para el LSO le permite juzgar el ángulo de ataque del avión con mayor precisión que el piloto.

Cuando el avión se acerca al LSO, el juicio preciso de la velocidad es por el ángulo de ataque en lugar de la tasa de cierre. Si la trayectoria es demasiado alta; si el ángulo de ataque es demasiado alto, la velocidad es demasiado baja y el avión se está acercando a la pérdida (stall). El sistema de aterrizaje de espejo acoplado con un indicador de ángulo de ataque es un refinamiento obvio. 

El espejo indica la trayectoria de vuelo deseada y el indicador de ángulo de ataque permite un control preciso de la velocidad. El piloto consumado de instrumentos es devoto de la técnica de "vuelo por actitud" —su credo siendo "actitud más potencia igual a rendimiento". Durante una aproximación GCA (Ground Controlled Approach), el piloto de instrumentos profesional controla la velocidad con la palanca (ángulo de ataque) y la tasa de descenso con el ajuste de potencia.

El vuelo de maniobra y ciertas condiciones transitorias de vuelo tienden a complicar la relación de ángulo de ataque y velocidad. Sin embargo, la mayoría del régimen de vuelo (despegue, aproximación y aterrizaje) se lleva a cabo esencialmente en condiciones de vuelo estable.

AIRFOIL LIFT CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL ALAR

Las propiedades de la sección del perfil alar (airfoil section) difieren de las propiedades del avión debido al efecto de la forma en planta (planform) del ala. Realmente, el ala puede tener varias secciones de perfil desde la raíz hasta la punta con torsión, flecha (sweepback) y componentes de flujo local en dirección de la envergadura. Las propiedades aerodinámicas resultantes del ala son determinadas por la acción de cada sección a lo largo de la envergadura y el flujo tridimensional. Las propiedades de la sección del perfil alar se derivan de la forma básica o perfil en flujo bidimensional y los coeficientes de fuerza reciben una notación de letras minúsculas. 

Por ejemplo, un coeficiente de sustentación de ala o avión es CL, mientras que un coeficiente de sustentación de sección de perfil alar se denomina cl. Además, el ángulo de ataque del ala es alfa mientras que el ángulo de ataque de la sección se diferencia mediante el uso de alfa_0. El estudio de las propiedades de la sección permite una consideración objetiva de los efectos de la curvatura (camber), espesor, etc.

Las características de sustentación de cinco secciones ilustrativas de perfil alar se muestran en la figura 1.12. El coeficiente de sustentación de sección, cl, se grafica versus el ángulo de ataque de sección, alfa_0, para cinco perfiles NACA estándar. Una característica de las diversas curvas de sustentación es esencialmente la misma. A coeficientes de sustentación bajos, el coeficiente de sustentación de la sección aumenta aproximadamente 0.1 por cada grado de aumento en el ángulo de ataque. Para los perfiles mostrados, un cambio de 5° en el ángulo de ataque produciría un cambio aproximado de 0.5 en el coeficiente de sustentación. Evidentemente, la pendiente de la curva de sustentación no es un factor importante en la selección de un perfil alar.

Una propiedad importante de la sustentación afectada por la forma del perfil alar es el coeficiente de sustentación máximo de la sección, cl_max. El efecto de la forma del perfil alar en cl_max puede apreciarse mediante la comparación de las curvas de sustentación para los cinco perfiles de la figura 1.12. Los perfiles NACA 63-006, 63-009 y 63-012 son secciones simétricas de una distribución de espesor básica pero con espesores máximos de 6, 9 y 12 por ciento respectivamente. El efecto del espesor en cl_max es obvio a partir de una inspección de estas curvas:

Sección	cl_max	alfa_0 para cl_max
NACA 63-006	0.82	9.0°
NACA 63-009	1.10	10.5°
NACA 63-012	1.40	13.8°

La sección del 12 por ciento tiene un cl_max aproximadamente 70 por ciento mayor que la sección de 6 por ciento de espesor. Además, los perfiles más gruesos tienen un mayor beneficio del uso de varios dispositivos de alta sustentación (high lift devices).

El efecto de la curvatura (camber) se ilustra mediante las curvas de sustentación de las secciones NACA 4412 y 63-412. El perfil NACA 4412 es una sección de 12 por ciento de espesor máximo con 4 por ciento de curvatura máxima ubicada al 40 por ciento de la cuerda. El perfil NACA 63-412 tiene la misma distribución de espesor y espesor que el 63-012 pero con curvatura añadida para dar un "coeficiente de sustentación de diseño" (design lift coefficient) de 0.4 (para resistencia mínima de sección). Las curvas de sustentación para estos dos perfiles muestran que la curvatura tiene un efecto beneficioso sobre cl_max.

Sección	cl_max	alfa_0 para cl_max
NACA 63-012 (simétrico)	1.40	13.8°
NACA 63-412 (con curvatura)	1.73	15.2°

Un efecto adicional de la curvatura es el cambio en el ángulo de sustentación cero (zero lift angle). Mientras que las secciones simétricas tienen sustentación cero a ángulo de ataque cero, las secciones con curvatura positiva tienen ángulos negativos para sustentación cero.

La importancia del coeficiente de sustentación máximo es obvia. Si el coeficiente de sustentación máximo es alto, la velocidad de pérdida será baja. Sin embargo, el alto espesor y la curvatura necesarios para coeficientes de sustentación máximos de sección altos pueden producir números de Mach críticos bajos y grandes momentos de torsión a alta velocidad. En otras palabras, un alto coeficiente de sustentación máximo es solo una de las muchas características deseadas de una sección de perfil alar.

FLIGHT AT HIGH LIFT CONDITIONS / VUELO EN CONDICIONES DE ALTA SUSTENTACIÓN

Frecuentemente se afirma que el Aviador Naval de carrera pasa más de la mitad de su vida "por debajo de mil pies y a cien nudos". Independientemente de las implicaciones de tal declaración, el pensamiento connota la relación de velocidades mínimas de vuelo y la aviación embarcada (carrier aviation). Solo en la Aviación Naval existe tal importancia asignada al control de precisión de la aeronave en condiciones de alta sustentación. La operación segura en las demandas de la aviación embarcada exige un control de precisión del avión en condiciones de alta sustentación.

Las características aerodinámicas de sustentación de un avión se representan mediante la curva del coeficiente de sustentación versus ángulo de ataque. Tal curva se ilustra en la figura 1.15 para un avión específico en la configuración limpia y con flaps abajo. Una configuración aerodinámica dada experimenta aumentos en el coeficiente de sustentación con aumentos en el ángulo de ataque hasta que se obtiene el coeficiente de sustentación máximo (maximum lift coefficient). Un aumento adicional en el ángulo de ataque produce la pérdida (stall) y el coeficiente de sustentación luego disminuye. Dado que el coeficiente de sustentación máximo corresponde a la velocidad mínima disponible en vuelo, es un punto de referencia importante. La velocidad de pérdida de la aeronave en vuelo nivelado se relaciona mediante la ecuación:

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(W / (Cl_max * sigma * S))

Donde:

Vs = velocidad de pérdida (stall speed), nudos TAS

W = peso bruto, lbs.

Cl_max = coeficiente de sustentación máximo del avión

sigma = relación de densidad de altitud

S = área del ala, pies cuadrados.

Esta ecuación ilustra el efecto sobre la velocidad de pérdida del peso y el área del ala (o carga alar, W/S), coeficiente de sustentación máximo y altitud. Si se desea la velocidad de pérdida en EAS (Equivalent Airspeed), la relación de densidad será la del nivel del mar (sigma = 1.000).

EFFECT OF WEIGHT / EFECTO DEL PESO

Las configuraciones modernas de los aviones se caracterizan por un gran porcentaje del peso bruto máximo siendo combustible. Por lo tanto, el peso bruto y la velocidad de pérdida del avión pueden variar considerablemente a lo largo del vuelo. El efecto de solo el peso en la velocidad de pérdida puede expresarse mediante una forma modificada de la ecuación de velocidad de pérdida donde la relación de densidad, Cl_max, y el área del ala se mantienen constantes.

Vs2 / Vs1 = raiz_cuadrada(W2 / W1)

Donde:

Vs1 = velocidad de pérdida correspondiente a cierto peso bruto, W1

Vs2 = velocidad de pérdida correspondiente a un peso bruto diferente, W2

Como ilustración de esta ecuación, asuma que un avión particular tiene una velocidad de pérdida de 100 nudos a un peso bruto de 10,000 lbs. Las velocidades de pérdida de este mismo avión a otros pesos brutos serían:

Peso Bruto, lbs.	Velocidad de pérdida, nudos EAS 100 * raiz(W/10,000)
10,000	100
11,000	105
12,000	110
14,400	120
9,000	95
8,100	90

La figura 1.15 ilustra el efecto del peso en la velocidad de pérdida sobre una base porcentual y será válida para cualquier avión. Muchas condiciones específicas de vuelo se logran a ciertos coeficientes de sustentación y ángulos de ataque fijos. El efecto del peso sobre una base porcentual en las velocidades para cualquier coeficiente de sustentación y ángulo de ataque específico es idéntico. Tenga en cuenta que a pequeñas variaciones de peso, una regla general puede expresar el efecto del peso en la velocidad de pérdida:

"un cambio del 2 por ciento en el peso causa un cambio del 1 por ciento en la velocidad de pérdida."

EFFECT OF MANEUVERING FLIGHT / EFECTO DEL VUELO DE MANIOBRA

El vuelo en viraje y las maniobras producen un efecto en la velocidad de pérdida que es similar al efecto del peso. La inspección del gráfico en la figura 1.16 muestra las fuerzas que actúan sobre un avión en un viraje estable. Cualquier viraje estable requiere que la componente vertical de la sustentación sea igual al peso del avión y la componente horizontal de la sustentación sea igual a la fuerza centrífuga. Así, la aeronave en un viraje estable desarrolla una sustentación mayor que el peso y experimenta velocidades de pérdida incrementadas.

Las relaciones trigonométricas permiten determinar el efecto del ángulo de inclinación (bank angle) en la velocidad de pérdida y el factor de carga (load factor). El factor de carga, n, es la proporción entre sustentación y peso y se determina por:

n = L / W

n = 1 / cos(phi)

Donde:

n = factor de carga (o "G")

cos(phi) = coseno del ángulo de inclinación, phi

Los valores típicos del factor de carga determinados por esta relación son:

phi	0°	15°	30°	45°	60°	75.5°
n	1.00	1.035	1.154	1.414	2.000	4.000

La velocidad de pérdida en un viraje puede ser determinada por:

Vs_phi = Vs * raiz_cuadrada(n)

Donde:

Vs_phi = velocidad de pérdida a cierto ángulo de inclinación phi

Vs = velocidad de pérdida para vuelo nivelado, peso igual a sustentación

n = factor de carga correspondiente al ángulo de inclinación

El aumento porcentual en la velocidad de pérdida en un viraje se muestra en la figura 1.16. Dado que este gráfico se basa en un viraje estable y Cl_max constante, las cifras son válidas para cualquier avión. El gráfico muestra que no ocurre ningún cambio apreciable en el factor de carga o velocidad de pérdida en ángulos de inclinación menores a 30°. Por encima de 45° de inclinación el aumento en el factor de carga y velocidad de pérdida es bastante rápido. Este hecho enfatiza la necesidad de evitar virajes pronunciados a bajas velocidades —una condición de vuelo común a los accidentes de pérdida-barrena (stall-spin).

EFFECT OF HIGH LIFT DEVICES / EFECTO DE LOS DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACIÓN

El propósito principal de los dispositivos de alta sustentación (flaps, slots, slats, etc.) es aumentar el Cl_max del avión y reducir la velocidad de pérdida. Las velocidades de despegue y aterrizaje son consecuentemente reducidas. El efecto de un dispositivo típico de alta sustentación se muestra mediante las curvas de sustentación del avión de la figura 1.15 y se resume aquí:

Configuración	Cl_max	alfa para Cl_max
Limpio (flaps arriba)	1.5	20°
Flaps abajo	2.0	18.5°

El efecto principal de la extensión de los flaps es aumentar el Cl_max y reducir el ángulo de ataque para cualquier coeficiente de sustentación dado. El aumento en Cl_max proporcionado por la deflexión de los flaps reduce la velocidad de pérdida en una cierta proporción, el efecto descrito por la ecuación:

V_sf = Vs * raiz_cuadrada(Cl_max / Cl_max_f)

Donde:

V_sf = velocidad de pérdida con flaps abajo

Vs = velocidad de pérdida sin flaps

Cl_max = coeficiente de sustentación máximo de la configuración limpia

Cl_max_f = coeficiente de sustentación máximo con flaps abajo

Por ejemplo, asuma que el avión descrito por las curvas de sustentación de la figura 1.15 tiene una velocidad de pérdida de 100 nudos al peso de aterrizaje en la configuración limpia. Si se bajan los flaps, la velocidad de pérdida reducida se reduce a:

V_sf = 100 * raiz_cuadrada(1.5 / 2.0)

V_sf = 86.5 nudos

Así, con el mayor coeficiente de sustentación disponible, se requiere menos presión dinámica para proporcionar la sustentación necesaria.

Debido a la variación establecida de la velocidad de pérdida con Cl_max, son necesarios grandes cambios en Cl_max para producir cambios significativos en la velocidad de pérdida. La contribución de los dispositivos de alta sustentación debe ser considerable para causar una gran reducción en la velocidad de pérdida. La combinación más elaborada de flaps, slots, slats y control de capa límite (boundary layer control) a lo largo de la envergadura del ala sería requerida para aumentar Cl_max en un 300 por ciento.

Un caso común es el de un transporte típico impulsado por hélice que experimenta un aumento del 70 por ciento en Cl_max por la deflexión total de los flaps.

Un caza a reacción típico de un solo motor con un ala delgada en flecha obtiene un aumento del 20 por ciento en Cl_max por la deflexión total de los flaps. Las secciones de perfil alar delgadas con flecha (sweepback) imponen limitaciones distintas en la efectividad de los flaps y el aumento del 20 por ciento en Cl_max por flaps es una contribución típica, si no alta, de valor para tal configuración.

Un factor común a las condiciones de sustentación máxima es el ángulo de ataque y la distribución de presión. El coeficiente de sustentación máximo de una configuración de ala particular se obtiene a un ángulo de ataque y una distribución de presión. Peso, ángulo de inclinación, factor de carga, densidad, altitud y velocidad no tienen efecto directo en el ángulo de ataque de pérdida. Este hecho es justificación suficiente para el uso de indicadores de ángulo de ataque y advertencia de pérdida que detectan la distribución de presión en el ala. Durante maniobras de vuelo, aproximación de aterrizaje, despegue, virajes, etc., el avión entrará en pérdida si se excede el ángulo de ataque crítico. 

La velocidad a la cual ocurre la pérdida será determinada por el peso, factor de carga y altitud, pero el ángulo de ataque no se ve afectado. A cualquier altitud particular, la velocidad de pérdida indicada es una función del peso y el factor de carga. Un aumento en la altitud producirá una disminución en la densidad y efectos de viscosidad y, generalmente hablando, causará que la velocidad de pérdida indicada aumente. Esta consideración particular es generalmente significativa solo por encima de altitudes de 20,000 pies.

La recuperación de la pérdida implica un concepto muy simple. Dado que la pérdida es precipitada por un ángulo de ataque excesivo, el ángulo de ataque debe ser disminuido. Este es un principio fundamental que es común a cualquier avión.

Un avión puede ser diseñado para ser "a prueba de pérdidas" (stall-proof) simplemente reduciendo la efectividad de los elevadores. Si los elevadores no son lo suficientemente potentes para mantener el avión en ángulos de ataque altos, el avión no puede ser puesto en pérdida en ninguna condición de vuelo. Tal requisito reduciría seriamente el rendimiento de un avión militar táctico. 

Se requieren coeficientes de sustentación altos cerca del máximo para alta maniobrabilidad y bajas velocidades de aterrizaje y despegue. Por lo tanto, el Aviador Naval debe apreciar el efecto de las muchas variables que afectan la velocidad de pérdida y considerar el "vuelo por actitud", indicadores de ángulo de ataque y advertencia de pérdida como técnicas que permiten un control más preciso del avión en condiciones de alta sustentación.

DRAG CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE RESISTENCIA

La resistencia (drag) es la fuerza aerodinámica neta paralela al viento relativo y su fuente es la distribución de presión y la fricción de la piel (skin friction) en la superficie. Cuerpos grandes, gruesos y romos (bluff bodies) en una corriente de aire muestran un predominio de resistencia de forma (form drag) debido a la distribución de presión desequilibrada. 

Sin embargo, cuerpos aerodinámicos (streamlined bodies) con contornos suaves muestran un predominio de resistencia debido a la fricción de la piel. De una manera similar a otras fuerzas aerodinámicas, las fuerzas de resistencia pueden ser consideradas en la forma de un coeficiente de resistencia que es independiente de la presión dinámica y el área de superficie. La ecuación básica de resistencia es como sigue:

D = Cd * q * S

Donde:

D = resistencia (drag), lbs.

Cd = coeficiente de resistencia (drag coefficient)

q = presión dinámica, psf

S = área de superficie del ala, pies cuadrados.

La fuerza de resistencia se muestra como el producto de la presión dinámica, área de superficie y coeficiente de resistencia, Cd. El coeficiente de resistencia es similar a cualquier otro coeficiente de fuerza aerodinámica: es la relación de presión de resistencia a presión dinámica. Si el coeficiente de resistencia de un avión convencional fuera graficado versus el ángulo de ataque, el resultado sería típico del gráfico mostrado en la figura 1.13. A ángulos de ataque bajos y pequeños cambios en la sustentación crean solo cambios ligeros en el coeficiente de resistencia. A ángulos de ataque más altos, el coeficiente de resistencia es mucho mayor y pequeños cambios en el ángulo de ataque causan cambios significativos en la resistencia. A medida que ocurre la pérdida (stall), tiene lugar un gran aumento en la resistencia.

Un factor más importante en las consideraciones de rendimiento del avión es la relación sustentación-resistencia, L/D. Con los datos de sustentación y resistencia disponibles para el avión, las proporciones de Cl y Cd pueden calcularse para cada ángulo de ataque específico. El gráfico resultante de la relación sustentación-resistencia con el ángulo de ataque muestra que L/D aumenta hasta algún máximo y luego disminuye a los coeficientes de sustentación y ángulos de ataque más altos. 

Note que la relación máxima sustentación-resistencia, (L/D)max, ocurre a un ángulo de ataque y coeficiente de sustentación específicos. Si el avión se opera en vuelo estable a (L/D)max, la resistencia total es mínima. Cualquier ángulo de ataque menor o mayor que aquel para (L/D)max reduce la relación sustentación-resistencia y consecuentemente aumenta la resistencia total para una sustentación dada del avión.

AIRFOIL DRAG CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE RESISTENCIA DEL PERFIL ALAR

La resistencia total de un avión está compuesta por las resistencias de los componentes individuales y las fuerzas causadas por la interferencia entre estos componentes. La resistencia de una configuración de avión debe incluir las diversas resistencias debidas a sustentación, forma, fricción, interferencia, fugas, etc. Para apreciar los factores que afectan la resistencia de una configuración de avión, es más lógico considerar las propiedades de resistencia de las secciones de perfil alar.

Las características de resistencia de tres secciones ilustrativas de perfil alar se muestran en la figura 1.14. El coeficiente de resistencia de la sección, cd, se grafica versus el coeficiente de sustentación de la sección, cl. La resistencia en la sección del perfil alar se compone de resistencia de presión y fricción de la piel. Cuando el perfil alar está en coeficientes de sustentación bajos, la resistencia debida a la fricción de la piel predomina. La curva de resistencia para un perfil alar convencional tiende a ser bastante poco profunda en esta región ya que hay muy poca variación de la fricción de la piel con el ángulo de ataque. Cuando el perfil alar está en altos coeficientes de sustentación, predomina la resistencia de forma o presión y el coeficiente de resistencia varía rápidamente con el coeficiente de sustentación.

El NACA 0006 es un perfil simétrico delgado que tiene un espesor máximo del 6 por ciento ubicado al 30 por ciento de la cuerda. Esta sección muestra una variación típica de cd y cl.

El NACA 4412 es una sección de 12 por ciento de espesor con 4 por ciento de curvatura máxima ubicada al 40 por ciento de la cuerda. Cuando esta sección se compara con la sección NACA 0006 se puede apreciar el efecto de la curvatura. A coeficientes de sustentación bajos, la sección delgada y simétrica tiene mucha menor resistencia. Sin embargo, a coeficientes de sustentación por encima de 0.5, la sección más gruesa y con curvatura tiene la menor resistencia. Así, la curvatura (camber) y el espesor pueden mejorar la relación sustentación-resistencia de la sección.

El NACA 63-412 es un perfil alar de 12 por ciento de espesor, con curvatura, del tipo "flujo laminar" (laminar flow). Este perfil alar está formado para producir un coeficiente de sustentación de diseño de 0.4. Note que la curva de resistencia de este perfil alar tiene aberraciones o coeficientes de resistencia muy bajos cerca del coeficiente de sustentación de 0.4. Este perfil tiene su curvatura y espesor distribuidos para producir una velocidad muy baja y uniforme en la superficie delantera (punto de presión mínima muy atrás) en este coeficiente de sustentación. La distribución de presión y velocidad resultante mejora el flujo laminar extenso en la capa límite y reduce en gran medida la resistencia por fricción de la piel. El beneficio del flujo laminar se aprecia comparando la resistencia mínima de este perfil alar con un perfil alar que tiene la mitad del espesor máximo: el NACA 0006.

La elección de una sección de perfil alar dependerá de la consideración de muchos factores diferentes. Mientras que el cl_max de la sección es una cualidad importante, un factor más apropiado para consideración es el coeficiente de sustentación máximo de la sección cuando se aplican varios dispositivos de alta sustentación. Dispositivos de borde de salida y borde de ataque se aplican para aumentar el cl_max para el rendimiento a baja velocidad.

 Así, un factor apropiado para comparación es la relación de coeficiente de resistencia de sección a coeficiente de sustentación máximo de sección con flaps: cd/cl_max_f. Cuando esta cantidad se corrige por compresibilidad, es posible una selección preliminar de una sección de perfil alar. El perfil alar que tenga el valor más bajo de cd/cl_max_f en la condición de vuelo de diseño (resistencia, alcance, alta velocidad, etc.) creará la menor resistencia de sección para una velocidad de pérdida de diseño dada.

CONFIGURATION AND GLIDE RATIO / CONFIGURACIÓN Y RELACIÓN DE PLANEO

La configuración de un avión tiene un gran efecto en la relación sustentación-resistencia. Valores típicos de (L/D)max se listan para varios tipos de aviones. Mientras que el planeador de alto rendimiento puede tener relaciones sustentación-resistencia extremadamente altas, el caza supersónico o táctico no tiene un propósito económico real. El caza supersónico puede tener relaciones sustentación-resistencia aparentemente bajas en vuelo subsónico pero la configuración del avión requerida para vuelo supersónico (y altos números de Mach para [L/D]) precipitan esta situación.

Muchos elementos importantes del rendimiento del avión se obtienen en vuelo en condiciones de rendimiento (L/D)max. Condiciones típicas de rendimiento que ocurren en (L/D)max son:

• resistencia máxima de aviones propulsados a chorro (jet powered)

• alcance máximo de aviones propulsados por hélice

• ángulo de ascenso máximo para aviones propulsados a chorro

• alcance de planeo máximo (maximum power-off glide range), jet o hélice

El elemento más inmediatamente interesante de estos es el alcance de planeo sin potencia del avión. Al examinar las fuerzas que actúan sobre un avión durante un planeo, se puede demostrar que la relación de planeo (glide ratio) es numéricamente igual a la relación sustentación-resistencia. Por ejemplo, si el avión en un planeo tiene un (L/D) de 15, cada milla de altitud se intercambia por 15 millas de distancia horizontal. Tal hecho implica que el avión debe ser volado en (L/D)max para obtener la mayor distancia de planeo.

Una característica increíble del rendimiento de planeo es el efecto del peso bruto del avión. Dado que la relación máxima sustentación-resistencia de un avión dado es una propiedad intrínseca de la configuración aerodinámica, el peso bruto no afectará el rendimiento de planeo. Si un entrenador a reacción típico tiene un (L/D)max de 15, la aeronave puede obtener un máximo de 15 millas de distancia horizontal por cada milla de altitud. Esto sería cierto para este avión en particular a cualquier peso bruto si el avión se vuela al ángulo de ataque para (L/D)max. Por supuesto, el peso bruto afectaría la velocidad de planeo necesaria para este ángulo de ataque particular, pero la relación de planeo no se vería afectada.

Tipo de avión:	(L/D)max
Planeador de alto rendimiento	25-40
Patrulla típica o transporte	12-20
Bombardero de alto rendimiento	20-25
Entrenador propulsado por hélice	10-15
Entrenador a reacción (Jet trainer)	14-16
Caza o ataque transónico	10-13
Caza o ataque supersónico	4-9 (subsónico)

INTERPRETATION OF THE LIFT EQUATION / INTERPRETACIÓN DE LA ECUACIÓN DE SUSTENTACIÓN

Varios hechos importantes se derivan del estudio de la ecuación básica de sustentación y la curva típica de sustentación del ala. Un hecho importante que debe apreciarse es que el avión entra en pérdida (stalls) al mismo ángulo de ataque independientemente del peso, presión dinámica, ángulo de inclinación (bank angle), etc. Por supuesto, la velocidad de la aeronave se verá afectada por el peso, ángulo de inclinación y otros factores, ya que el producto de la presión dinámica, área del ala y coeficiente de sustentación debe producir la sustentación requerida. Una reorganización de la ecuación básica de sustentación define esta relación:

L = Cl * q * S

Usando q = (sigma * V^2) / 295 (donde V está en nudos, TAS)

L = Cl * ((sigma * V^2) / 295) * S

Resolviendo para V,

V = 17.2 * raiz_cuadrada(L / (Cl * sigma * S))

Dado que la velocidad de pérdida (stall speed) es la velocidad mínima necesaria para mantener el vuelo, el coeficiente de sustentación debe ser el máximo (Cl_max). Suponga que el avión mostrado en la figura 1.11 tiene las siguientes propiedades:

• Peso = 14,250 lbs.

• Área del ala = 280 pies cuadrados (sq. ft.)

• Cl_max = 1.5

Si el avión se vuela en vuelo estable y nivelado al nivel del mar con sustentación igual al peso, la velocidad de pérdida sería:

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(W / (Cl_max * sigma * S))

Donde:

Vs = velocidad de pérdida, nudos TAS

W = peso, lbs. (sustentación = peso)

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(14,250 / (1.5 * 1.000 * 280))

Vs = 100 nudos

Así, una velocidad respecto al aire al nivel del mar (o EAS) de 100 nudos proporcionaría la presión dinámica necesaria al coeficiente de sustentación máximo para producir 14,250 lbs. de sustentación. Si el avión fuera operado con un peso mayor, resultaría necesaria una presión dinámica mayor y una velocidad de pérdida más alta para proporcionar la mayor sustentación requerida.

Otro hecho importante relacionado por la ecuación básica de sustentación y la curva de sustentación es la variación del ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación con la velocidad (airspeed). Suponga que el avión de ejemplo se vuela en vuelo estable y nivelado a varias velocidades con sustentación igual al peso. Es obvio que un aumento en la velocidad por encima de la velocidad de pérdida requerirá una disminución correspondiente en el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque para mantener una sustentación constante. La relación exacta se deriva de la ecuación básica de sustentación asumiendo sustentación constante y velocidades equivalentes:

CL / CL_max = (Vs / V)^2

Note que para las condiciones de vuelo estable, cada velocidad requiere un ángulo de ataque y coeficiente de sustentación específicos. Este hecho proporciona un concepto fundamental de la técnica de vuelo: El ángulo de ataque es el control primario de la velocidad en vuelo estable.

AIRFOIL LIFT CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL ALAR

Las propiedades de la sección del perfil alar difieren de las propiedades del ala completa. Las propiedades de la sección se derivan de la forma básica en flujo bidimensional. El coeficiente de sustentación de sección se denomina cl, mientras que el del ala es CL.

Una propiedad importante de la sustentación afectada por la forma del perfil alar es el coeficiente de sustentación máximo de la sección, cl_max. El efecto del espesor en cl_max es obvio:

Sección	cl_max	alfa_0 para cl_max
NACA 63-006	0.82	9.0°
NACA 63-009	1.10	10.5°
NACA 63-012	1.40	13.8°

La sección del 12 por ciento tiene un cl_max aproximadamente 70 por ciento mayor que la sección de 6 por ciento de espesor. Además, los perfiles más gruesos tienen un mayor beneficio del uso de varios dispositivos de alta sustentación.

El efecto de la curvatura (camber) también es ilustrativo. Las secciones con curvatura (como la NACA 63-412) tienen un mayor cl_max que sus contrapartes simétricas (como la NACA 63-012).

Un efecto adicional de la curvatura es el cambio en el ángulo de sustentación cero (zero lift angle). Mientras que las secciones simétricas tienen sustentación cero a ángulo de ataque cero, las secciones con curvatura positiva tienen ángulos negativos para sustentación cero.

La importancia del coeficiente de sustentación máximo es obvia. Si el coeficiente de sustentación máximo es alto, la velocidad de pérdida será baja. Sin embargo, el alto espesor y la curvatura necesarios para coeficientes altos pueden producir números de Mach críticos bajos y grandes momentos de torsión a alta velocidad.

FLIGHT AT HIGH LIFT CONDITIONS / VUELO EN CONDICIONES DE ALTA SUSTENTACIÓN

La operación segura en las demandas de la aviación embarcada exige un control de precisión del avión en condiciones de alta sustentación. La velocidad de pérdida de la aeronave en vuelo nivelado se relaciona mediante la ecuación:

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(W / (Cl_max * sigma * S))

EFFECT OF WEIGHT / EFECTO DEL PESO

Las configuraciones modernas de los aviones se caracterizan por grandes variaciones de peso debido al combustible. El efecto del peso en la velocidad de pérdida es:

Vs2 / Vs1 = raiz_cuadrada(W2 / W1)

Una regla general expresa el efecto del peso en la velocidad de pérdida: "un cambio del 2 por ciento en el peso causa un cambio del 1 por ciento en la velocidad de pérdida."

EFFECT OF MANEUVERING FLIGHT / EFECTO DEL VUELO DE MANIOBRA

El vuelo en viraje y las maniobras producen un efecto similar al peso. Cualquier viraje estable requiere que la componente vertical de la sustentación sea igual al peso, lo que aumenta el factor de carga (load factor), n.

n = 1 / cos(phi)

La velocidad de pérdida en un viraje se determina por:

Vs_phi = Vs * raiz_cuadrada(n)

Esto muestra que no ocurre ningún cambio apreciable en la velocidad de pérdida en ángulos de inclinación menores a 30°. Por encima de 45°, el aumento es rápido, lo que enfatiza la necesidad de evitar virajes pronunciados a bajas velocidades para prevenir accidentes de pérdida-barrena.

EFFECT OF HIGH LIFT DEVICES / EFECTO DE LOS DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACIÓN

El propósito principal de los dispositivos de alta sustentación (flaps, slots, slats, etc.) es aumentar el Cl_max del avión y reducir la velocidad de pérdida.

Configuración	Cl_max	alfa para Cl_max
Limpio (flaps arriba)	1.5	20°
Flaps abajo	2.0	18.5°

El efecto principal de la extensión de los flaps es aumentar el Cl_max y reducir el ángulo de ataque para cualquier coeficiente de sustentación dado. La velocidad de pérdida reducida se describe por:

V_sf = Vs * raiz_cuadrada(Cl_max / Cl_max_f)

Por ejemplo, asuma que el avión tiene una velocidad de pérdida de 100 nudos. Si se bajan los flaps y el Cl_max aumenta de 1.5 a 2.0:

V_sf = 100 * raiz_cuadrada(1.5 / 2.0) = 86.5 nudos

Así, con el mayor coeficiente de sustentación disponible, se requiere menos presión dinámica para proporcionar la sustentación necesaria.

La contribución de los dispositivos de alta sustentación debe ser considerable para causar una gran reducción en la velocidad de pérdida. El transporte típico impulsado por hélice experimenta un aumento del 70 por ciento en Cl_max por la deflexión total de flaps. Un caza a reacción típico con ala en flecha obtiene un aumento del 20 por ciento. Las secciones delgadas y la flecha (sweepback) limitan la efectividad de los flaps.

HIGH LIFT DEVICES / DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACIÓN

Hay muchos tipos diferentes de dispositivos de alta sustentación utilizados para aumentar el coeficiente de sustentación máximo para el vuelo a baja velocidad.

Trailing Edge Devices (Dispositivos de borde de salida)

Los dispositivos de alta sustentación aplicados al borde de salida de una sección consisten en un flap que suele ser del 15 al 25 por ciento de la cuerda. La deflexión de un flap produce el efecto de una gran cantidad de curvatura (camber) añadida muy atrás en la cuerda.

1. Plain Flap (Flap simple): Es una porción simple articulada del borde de salida. El efecto del camber añadido causa un aumento significativo en cl_max. Además, el ángulo de sustentación cero cambia a un valor negativo más alto y la resistencia (drag) aumenta considerablemente.

2. Split Flap (Flap partido): Consiste en una placa desviada desde la superficie inferior de la sección y produce un cambio ligeramente mayor en cl_max que el flap simple. Sin embargo, se produce un cambio mucho mayor en la resistencia debido a la estela turbulenta (turbulent wake). Esta mayor resistencia puede ser ventajosa para lograr aproximaciones de aterrizaje más pronunciadas sin requerir mayor potencia del motor.

3. Slotted Flap (Flap ranurado): Es similar al flap simple pero el espacio entre la sección principal y el borde de ataque del flap recibe contornos específicos. El aire de alta energía de la superficie inferior es conducido a la superficie superior del flap. Este aire de alta energía acelera la capa límite superior y retrasa la separación del flujo de aire a un coeficiente de sustentación mayor. El flap ranurado puede causar aumentos mucho mayores en cl_max que los flaps simples o partidos y con resistencias de sección mucho menores.

4. Fowler Flap: Es similar al flap ranurado. La diferencia es que el segmento del flap desviado se mueve hacia atrás a lo largo de un conjunto de rieles, lo que aumenta la cuerda y el área del ala. El flap Fowler se caracteriza por grandes aumentos en cl_max con cambios mínimos en la resistencia.

Un factor adicional es el momento de torsión aerodinámico (twisting moment). La curvatura positiva produce un momento de picado (nariz abajo). Los grandes momentos creados por los flaps deben ser controlados con la cola horizontal. El flap Fowler usualmente causa el mayor cambio en momentos de torsión, mientras que el flap partido causa el menor.

Leading Edge Devices (Dispositivos de borde de ataque)

Los dispositivos de alta sustentación aplicados al borde de ataque consisten en slots (ranuras), slats (aletas), y pequeñas cantidades de curvatura local.

1. Fixed Slot (Ranura fija): Conduce flujo de aire de alta energía hacia la superficie superior y retrasa la separación del flujo de aire a algún ángulo de ataque y coeficiente de sustentación más altos. Dado que la ranura por sí sola no cambia la curvatura, el coeficiente de sustentación máximo más alto se obtendrá simplemente a un ángulo de ataque más alto; es decir, la ranura simplemente retrasa la pérdida.

2. Automatic Slot / Slat: Consiste en un segmento del borde de ataque que es libre de moverse sobre rieles. A bajos ángulos de ataque, el slat se mantiene a ras contra el borde de ataque por las altas presiones locales positivas. A altos ángulos de ataque, las presiones de succión locales mueven el slat hacia adelante para crear la ranura.

3. Slot-Slat combination: A menudo se usan junto con flaps ya que los flaps proporcionan reducción en el ángulo de ataque para máxima sustentación. El uso de una ranura tiene dos ventajas importantes: hay solo un cambio insignificante en el momento de cabeceo y la resistencia de la sección con la ranura será menor que la de la sección básica cerca de la sustentación máxima.

Boundary Layer Control (Control de capa límite - BLC)

El control de capa límite es un medio de aumentar el coeficiente de sustentación máximo de una sección controlando el flujo de aire adyacente a la superficie. Si este flujo se estanca, ocurre la separación y la pérdida.

Las aplicaciones de BLC presentan varios dispositivos para mantener alta velocidad en la capa límite.

• Succión: Extraer el aire de baja energía de la capa límite a través de puertos.

• Soplado (Blowing BLC): Inyectar un chorro de aire de alta velocidad en la capa límite. Este método produce esencialmente los mismos resultados que el método de succión y es más práctico en la instalación. El tipo de soplado requiere la instalación de una bomba separada o utilizar el aire de purga (bleed air) del compresor de un motor a reacción.

  Puesto que cualquier instalación de BLC tiende a aumentar el ángulo de ataque para máxima sustentación, es importante combinar el control de capa límite con flaps, ya que la deflexión de los flaps tiende a reducir el ángulo de ataque para máxima sustentación.

Operation: La gestión de los dispositivos de alta sustentación es un factor importante. Dispositivos como slats automáticos suelen ser de poca preocupación. Sin embargo, los flaps deben ser gestionados adecuadamente por el piloto para aprovechar la capacidad de baja velocidad sin incurrir en penalizaciones excesivas de resistencia.

STALL RECOVERY / RECUPERACIÓN DE LA PÉRDIDA

La recuperación de la pérdida implica un concepto muy simple. Dado que la pérdida es precipitada por un ángulo de ataque excesivo, el ángulo de ataque debe ser disminuido. Este es un principio fundamental que es común a cualquier avión.

Un avión puede ser diseñado para ser "a prueba de pérdidas" (stall-proof) simplemente reduciendo la efectividad de los elevadores. Si los elevadores no son lo suficientemente potentes para mantener el avión en ángulos de ataque altos, el avión no puede ser puesto en pérdida. Sin embargo, tal requisito reduciría seriamente el rendimiento de un avión militar táctico. Se requieren coeficientes de sustentación altos cerca del máximo para alta maniobrabilidad y bajas velocidades de aterrizaje. Por lo tanto, el Aviador Naval debe apreciar el efecto de las muchas variables que afectan la velocidad de pérdida y considerar el "vuelo por actitud", indicadores de ángulo de ataque y advertencia de pérdida como técnicas que permiten un control más preciso. El ángulo de ataque no se ve afectado por el peso o la altitud en la pérdida; el avión siempre entra en pérdida si se excede el ángulo de ataque crítico.

DRAG CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE RESISTENCIA

La resistencia (drag) es la fuerza aerodinámica neta paralela al viento relativo.

La ecuación básica de resistencia es:

D = Cd * q * S

Donde:

D = resistencia, lbs.

Cd = coeficiente de resistencia (drag coefficient)

q = presión dinámica, psf

S = área del ala, pies cuadrados.

El coeficiente de resistencia es la relación de la presión de resistencia a la presión dinámica. A ángulos de ataque bajos, el coeficiente de resistencia es bajo y cambia poco. A medida que ocurre la pérdida, tiene lugar un gran aumento en la resistencia.

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AIRFOIL DRAG CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE RESISTENCIA DEL PERFIL ALAR

La resistencia de una configuración de avión incluye sustentación, forma, fricción, interferencia, etc. Para apreciar los factores, se estudian las secciones de perfil alar.

La resistencia en la sección del perfil alar se compone de resistencia de presión y fricción de la piel.

• A bajos coeficientes de sustentación, predomina la resistencia por fricción de la piel.

• A altos coeficientes de sustentación, predomina la resistencia de presión (forma).

El perfil NACA 63-412 es un perfil de tipo "flujo laminar". Está formado para producir un coeficiente de sustentación de diseño de 0.4. La distribución de presión mejora el flujo laminar extenso en la capa límite y reduce en gran medida la resistencia por fricción de la piel, teniendo una resistencia mínima mucho menor que el perfil NACA 0006 que es la mitad de grueso.

CONFIGURATION AND GLIDE RATIO / CONFIGURACIÓN Y RELACIÓN DE PLANEO

La configuración de un avión tiene un gran efecto en la relación sustentación-resistencia (L/D). Mientras que el planeador de alto rendimiento puede tener relaciones extremadamente altas, el caza supersónico puede tener relaciones bajas.

Muchos elementos importantes del rendimiento se obtienen en vuelo a (L/D)max:

• máxima resistencia (tiempo en el aire) de aviones a reacción.

• máximo alcance de aviones de hélice.

• máximo ángulo de ascenso para jets.

• máximo alcance de planeo sin potencia (power-off glide range).

La relación de planeo es numéricamente igual a la relación sustentación-resistencia. Por ejemplo, si el avión tiene un L/D de 15, cada milla de altitud se intercambia por 15 millas de distancia horizontal.

Una característica increíble es el efecto del peso bruto: El peso bruto no afectará la relación de planeo. Un avión más pesado simplemente deberá volar a una velocidad mayor para mantener el mismo ángulo de ataque óptimo, pero obtendrá la misma distancia de planeo desde una altitud dada.

Tipo de avión:	(L/D)max
Planeador de alto rendimiento	25-40
Patrulla típica o transporte	12-20
Bombardero de alto rendimiento	20-25
Entrenador propulsado por hélice	10-15
Entrenador a reacción	14-16
Caza o ataque transónico	10-13
Caza o ataque supersónico	4-9 (subsónico)

INTERPRETATION OF THE LIFT EQUATION / INTERPRETACIÓN DE LA ECUACIÓN DE SUSTENTACIÓN

Derivado del estudio de la curva básica de sustentación del ala, un hecho importante a apreciar es que el avión entra en pérdida (stalls) al mismo ángulo de ataque independientemente del peso, ángulo de inclinación (bank angle), etc. Por supuesto, la velocidad de la aeronave se verá afectada por el peso, ángulo de inclinación y otros factores, ya que el producto de la presión dinámica, área del ala y coeficiente de sustentación debe producir la sustentación requerida. Una reorganización de la ecuación básica de sustentación define esta relación:

L = Cl * q * S

usando q = (sigma * V^2) / 295 (donde V está en nudos, TAS)

L = Cl * ((sigma * V^2) / 295) * S

resolviendo para V,

V = 17.2 * raiz_cuadrada(L / (Cl * sigma * S))

Dado que la velocidad de pérdida (stall speed) es la velocidad mínima necesaria para mantener el vuelo, el coeficiente de sustentación debe ser el máximo (Cl_max). Suponga que el avión de ejemplo tiene las siguientes propiedades:

• Peso = 14,250 lbs.

• Área del ala = 280 pies cuadrados (sq. ft.)

• Cl_max = 1.5

Si el avión se vuela en vuelo estable y nivelado al nivel del mar con sustentación igual al peso, la velocidad de pérdida sería:

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(W / (Cl_max * sigma * S))

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(14,250 / (1.5 * 1.000 * 280))

Vs = 100 nudos

Así, una velocidad al nivel del mar (o EAS) de 100 nudos proporcionaría la presión dinámica necesaria al coeficiente de sustentación máximo para producir 14,250 lbs. de sustentación. Si el avión fuera operado con un peso mayor, resultaría necesaria una presión dinámica mayor y una velocidad de pérdida más alta.

Otro hecho importante relacionado por la ecuación básica de sustentación y la curva de sustentación es la variación del ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación con la velocidad (airspeed). Suponga que el avión de ejemplo se vuela en vuelo estable y nivelado a varias velocidades con sustentación igual al peso. Es obvio que un aumento en la velocidad por encima de la velocidad de pérdida requerirá una disminución correspondiente en el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque.

La tabla siguiente representa los coeficientes de sustentación y ángulos de ataque en vuelo estable:

V, nudos	Cl / Cl_max = (Vs/V)^2	Cl	alfa (grados)
100	1.000	1.50	20.0°
110	.826	1.24	15.2°
120	.694	1.04	12.7°
150	.444	.67	8.2°
200	.250	.38	4.6°
...	...	...	...
600	.028	.04	.5°

Note que para las condiciones de vuelo estable, cada velocidad requiere un ángulo de ataque y coeficiente de sustentación específicos. Este hecho proporciona un concepto fundamental de la técnica de vuelo: El ángulo de ataque es el control primario de la velocidad en vuelo estable.

Los verdaderos creyentes de estos conceptos son los pilotos de instrumentos profesionales, LSO's (Oficiales de Señales de Aterrizaje) y pilotos de planeadores. El LSO debe volverse bastante competente en juzgar la trayectoria de vuelo y el ángulo de ataque. Cuando el avión se acerca al LSO, el juicio preciso de la velocidad es por el ángulo de ataque en lugar de la tasa de cierre. Si el ángulo de ataque es demasiado alto, la velocidad es demasiado baja y el avión se está acercando a la pérdida. El sistema de aterrizaje de espejo acoplado con un indicador de ángulo de ataque es un refinamiento obvio; el espejo indica la trayectoria deseada y el indicador de ángulo de ataque permite un control preciso de la velocidad.

AIRFOIL LIFT CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE SUSTENTACIÓN DEL PERFIL ALAR

Una propiedad importante de la sustentación afectada por la forma del perfil alar es el coeficiente de sustentación máximo de la sección, cl_max. El efecto de la forma del perfil se puede apreciar comparando las curvas de sustentación para cinco perfiles.

1. Efecto del espesor:

   • NACA 63-006 (6% espesor): cl_max = 0.82

   • NACA 63-009 (9% espesor): cl_max = 1.10

   • NACA 63-012 (12% espesor): cl_max = 1.40

     La sección del 12% tiene un cl_max aproximadamente 70% mayor que la sección del 6%. Además, las secciones más gruesas tienen mayor beneficio del uso de dispositivos de alta sustentación.

2. Efecto de la curvatura (Camber):

   • NACA 63-012 (Simétrico): cl_max = 1.40

   • NACA 63-412 (Con curvatura): cl_max = 1.73

     La curvatura tiene un efecto beneficioso en cl_max. Un efecto adicional de la curvatura es el cambio en el ángulo de sustentación cero; las secciones con curvatura positiva tienen ángulos negativos para sustentación cero.

La importancia del coeficiente de sustentación máximo es obvia. Si es alto, la velocidad de pérdida será baja. Sin embargo, el alto espesor y curvatura pueden producir números de Mach críticos bajos y grandes momentos de torsión a alta velocidad.

FLIGHT AT HIGH LIFT CONDITIONS / VUELO EN CONDICIONES DE ALTA SUSTENTACIÓN

Se afirma frecuentemente que el Aviador Naval de carrera pasa más de la mitad de su vida "por debajo de mil pies y a cien nudos". La operación segura en la aviación embarcada exige precisión en condiciones de alta sustentación.

EFFECT OF WEIGHT / EFECTO DEL PESO

El peso bruto y la velocidad de pérdida varían considerablemente. El efecto de solo el peso se expresa como:

Vs2 / Vs1 = raiz_cuadrada(W2 / W1)

Una regla general es: "un cambio del 2 por ciento en el peso causa un cambio del 1 por ciento en la velocidad de pérdida."

EFFECT OF MANEUVERING FLIGHT / EFECTO DEL VUELO DE MANIOBRA

El vuelo en viraje (turning flight) y las maniobras producen un efecto similar al peso. Un viraje estable requiere que la componente vertical de la sustentación sea igual al peso.

El factor de carga (load factor o "G"), n, es: n = 1 / cos(phi)

La velocidad de pérdida en un viraje es: Vs_phi = Vs * raiz_cuadrada(n)

El aumento en la velocidad de pérdida es rápido por encima de 45° de inclinación (bank). Esto enfatiza la necesidad de evitar virajes pronunciados a bajas velocidades.

EFFECT OF POWER / EFECTO DE LA POTENCIA

En condiciones de alta potencia, la presión dinámica en la estela (slipstream) y el área sombreada pueden ser mucho mayores que en la corriente libre, causando mayor sustentación que con empuje cero. Además:

1. Aviones de hélice: El flujo inducido sobre el ala aumenta el CL_max y reduce la velocidad de pérdida. Una reducción repentina de potencia (corte de motor) durante una aproximación puede causar que el avión "caiga" repentinamente debido a la pérdida de esta sustentación extra. La inclinación del vector de empuje también contribuye a soportar el peso.

2. Aviones a reacción (Jets): Típicamente no experimentan las velocidades de flujo inducido sobre el ala que tienen los de hélice. La componente vertical del empuje es usualmente insignificante a menos que el ángulo de ataque sea muy grande. Por lo tanto, en los jets, el efecto de la potencia en la velocidad de pérdida es menor que en los de hélice.

STALL RECOVERY / RECUPERACIÓN DE LA PÉRDIDA

La recuperación de la pérdida implica un concepto muy simple. Dado que la pérdida es precipitada por un ángulo de ataque excesivo, el ángulo de ataque debe ser disminuido.

Un avión podría diseñarse para ser "a prueba de pérdidas" limitando la efectividad de los elevadores para que no puedan alcanzar el ángulo crítico, pero esto limitaría severamente la maniobrabilidad táctica y el rendimiento de aterrizaje. Por ende, el aviador debe confiar en indicadores de ángulo de ataque y sistemas de advertencia de pérdida (stall warning).

HIGH LIFT DEVICES / DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACIÓN

Hay muchos tipos diferentes de dispositivos usados para aumentar el coeficiente de sustentación máximo (CL_max) para el vuelo a baja velocidad.

Trailing Edge Devices (Dispositivos de borde de salida)

Generalmente son flaps del 15 al 25% de la cuerda.

1. Plain Flap (Flap simple): Una porción articulada del borde de salida. Aumenta la curvatura, aumenta cl_max y aumenta considerablemente la resistencia (drag).

2. Split Flap (Flap partido): Placa desviada desde la superficie inferior. Produce gran resistencia debido a la estela turbulenta, útil para aproximaciones pronunciadas.

3. Slotted Flap (Flap ranurado): Similar al simple pero con un espacio (ranura) que conduce aire de alta energía desde la superficie inferior a la superior, retrasando la separación de la capa límite. Produce mayores aumentos en cl_max con menos resistencia que los anteriores.

4. Fowler Flap: Similar al ranurado pero se mueve hacia atrás sobre rieles, lo que aumenta el área del ala y la cuerda. Caracterizado por grandes aumentos en cl_max con cambios mínimos en resistencia.

Leading Edge Devices (Dispositivos de borde de ataque)

1. Slots (Ranuras): Conducen flujo de alta energía a la capa límite superior y retrasan la separación a un ángulo de ataque mayor. No cambian la curvatura, simplemente permiten alcanzar un ángulo de ataque más alto antes de la pérdida.

2. Slats (Aletas): Segmentos del borde de ataque móviles. Automáticos (por succión aerodinámica) o accionados.

3. Slot-Slat combination: Muy efectiva en alas con flecha (swept wings) donde controlan la distribución de sustentación a lo largo de la envergadura y aumentan cl_max.

Boundary Layer Control (Control de capa límite - BLC)

Métodos para prevenir la separación del flujo:

• Succión: Extraer aire de baja energía a través de poros.

• Soplado (Blowing): Inyectar aire de alta velocidad (usualmente purgado del motor jet) en la capa límite ("Blown flaps").

  El BLC permite grandes aumentos en cl_max.

EFFECT OF HIGH LIFT DEVICES (Summary) / EFECTO DE LOS DISPOSITIVOS

El propósito principal es aumentar CL_max y reducir la velocidad de pérdida.

V_sf = Vs * raiz_cuadrada(Cl_max / Cl_max_f)

Ejemplo: Si un avión tiene una velocidad de pérdida limpia de 100 nudos (CL_max=1.5) y con flaps baja a 86.5 nudos (CL_max=2.0).

• Aviones de hélice típicos: Aumento del 70% en CL_max con flaps full.

• Cazas a reacción con ala en flecha: Aumento del 20% en CL_max.

OPERATION OF HIGH LIFT DEVICES / OPERACIÓN DE DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACIÓN

La gestión de estos dispositivos es crítica. Al extender los flaps ocurren tres cambios importantes:

1. El cambio en curvatura crea un momento de cabeceo (pitching moment), usualmente hacia abajo (nariz abajo), requiriendo re-trimado.

2. La resistencia aumenta, requiriendo más potencia para mantener velocidad y altitud.

3. El ángulo de ataque para la misma sustentación es menor, lo que puede causar que el avión "globee" (balloon) o suba si no se corrige.

La retracción de flaps reduce CL_max y aumenta el ángulo de ataque necesario. Si se retraen prematuramente a baja velocidad, el avión puede hundirse (sink) o entrar en pérdida. Es vital acelerar antes de retraer.

En muchos aviones, la deflexión inicial de flaps (ej. 0° a 30°) produce el mayor aumento en sustentación, mientras que la deflexión final (30° a full) produce principalmente resistencia (drag).

DRAG CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE RESISTENCIA

La resistencia (drag) es la fuerza aerodinámica paralela al viento relativo.

Ecuación básica: D = Cd * q * S

El coeficiente de resistencia, Cd, es bajo a ángulos de ataque bajos y aumenta drásticamente en la pérdida.

Airfoil Drag Characteristics / Características de resistencia del perfil:

• NACA 0006 (Simétrico delgado): Resistencia de presión predomina a altos ángulos de ataque.

• NACA 4412 (Cambered): Mejor relación sustentación-resistencia que el simétrico a coeficientes de sustentación medios.

• NACA 63-412 (Laminar Flow): Diseñado para producir un coeficiente de sustentación de diseño de 0.4. Tiene aberraciones distintivas en la curva de resistencia ("drag bucket") donde la resistencia es muy baja debido al flujo laminar extenso en la capa límite.

CONFIGURATION AND GLIDE RATIO / CONFIGURACIÓN Y RELACIÓN DE PLANEO

La configuración del avión determina su relación sustentación-resistencia (L/D).

Muchos ítems importantes de rendimiento ocurren en (L/D)max:

• Máximo alcance de planeo sin potencia (power-off glide range).

La relación de planeo es numéricamente igual a la relación L/D.

Ejemplo: Si L/D = 15, el avión planea 15 millas por cada milla de altitud.

Efecto del peso: El peso bruto no afecta la relación de planeo (distancia). Un avión pesado planeará la misma distancia que uno ligero, pero deberá hacerlo a una velocidad mayor.

Tipo de avión	(L/D)max
Planeador de alto rendimiento	25-40
Bombardero	20-25
Transporte / Patrulla	12-20
Jet trainer	14-16
Caza supersónico (en subsónico)	4-9

INTERPRETATION OF THE LIFT EQUATION / INTERPRETACIÓN DE LA ECUACIÓN DE SUSTENTACIÓN

Del estudio de la ecuación básica de sustentación y la curva típica de sustentación del ala, se deriva un hecho importante: el avión entra en pérdida (stalls) al mismo ángulo de ataque independientemente del peso, ángulo de inclinación (bank angle), etc. Por supuesto, la velocidad de la aeronave se verá afectada por el peso, ángulo de inclinación y otros factores, ya que el producto de la presión dinámica, área del ala y coeficiente de sustentación debe producir la sustentación requerida. Una reorganización de la ecuación básica de sustentación define esta relación:

L = Cl * q * S

Usando q = (sigma * V^2) / 295 (donde V está en nudos, TAS)

L = Cl * ((sigma * V^2) / 295) * S

Resolviendo para V:

V = 17.2 * raiz_cuadrada(L / (Cl * sigma * S))

Dado que la velocidad de pérdida (stall speed) es la velocidad mínima necesaria para mantener el vuelo, el coeficiente de sustentación debe ser el máximo (CLmax). Suponga que el avión mostrado en la figura 1.11 tiene las siguientes propiedades:

• Peso = 14,250 lbs.

• Área del ala = 280 pies cuadrados (sq. ft.)

• CLmax = 1.5

Si el avión se vuela en vuelo estable y nivelado al nivel del mar con sustentación igual al peso, la velocidad de pérdida sería:

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(W / (CLmax * sigma * S))

Vs = 17.2 * raiz_cuadrada(14,250 / (1.5 * 1.000 * 280))

Vs = 100 nudos

Así, una velocidad al nivel del mar (o EAS) de 100 nudos proporcionaría la presión dinámica necesaria.

Otro hecho importante relacionado por la ecuación básica de sustentación es la variación del ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación con la velocidad (airspeed).

Note que para las condiciones de vuelo estable, cada velocidad requiere un ángulo de ataque y coeficiente de sustentación específicos. Este hecho proporciona un concepto fundamental de la técnica de vuelo: El ángulo de ataque es el control primario de la velocidad en vuelo estable.

Esto permite al piloto controlar la velocidad mediante la palanca de control (ángulo de ataque) y controlar la tasa de ascenso/descenso con el acelerador (potencia).

Los verdaderos creyentes de estos conceptos son los pilotos de instrumentos profesionales, LSO's (Oficiales de Señales de Aterrizaje) y pilotos de planeadores. El LSO juzga la velocidad por el ángulo de ataque; si el ángulo es demasiado alto, la velocidad es demasiado baja y el avión se acerca a la pérdida.

FLIGHT AT HIGH LIFT CONDITIONS / VUELO EN CONDICIONES DE ALTA SUSTENTACIÓN

Se afirma frecuentemente que el Aviador Naval de carrera pasa más de la mitad de su vida "por debajo de mil pies y a cien nudos". La operación segura en la aviación embarcada demanda precisión en el control del avión en condiciones de alta sustentación.

EFFECT OF WEIGHT / EFECTO DEL PESO

El peso bruto y la velocidad de pérdida del avión pueden variar considerablemente a lo largo del vuelo. El efecto de solo el peso en la velocidad de pérdida se puede expresar mediante una forma modificada de la ecuación de velocidad de pérdida:

Vs2 / Vs1 = raiz_cuadrada(W2 / W1)

Donde:

Vs1 = velocidad de pérdida correspondiente a un peso bruto, W1

Vs2 = velocidad de pérdida correspondiente a un peso bruto diferente, W2

Como ilustración, asuma que un avión tiene una velocidad de pérdida de 100 nudos a 10,000 lbs. A 11,000 lbs la velocidad sería 105 nudos. Una regla general (rule of thumb) puede expresar el efecto del peso en la velocidad de pérdida:

"Un cambio del 2 por ciento en el peso causa un cambio del 1 por ciento en la velocidad de pérdida."

EFFECT OF MANEUVERING FLIGHT / EFECTO DEL VUELO DE MANIOBRA

El vuelo en viraje (turning flight) y las maniobras producen un efecto en la velocidad de pérdida similar al efecto del peso. Cualquier viraje estable requiere que la componente vertical de la sustentación sea igual al peso del avión.

Las relaciones trigonométricas permiten determinar el efecto del ángulo de inclinación (bank angle, $\phi$) en la velocidad de pérdida y el factor de carga (load factor, $n$).

n = 1 / cos(phi)

La velocidad de pérdida en un viraje puede ser determinada por:

Vs_phi = Vs * raiz_cuadrada(n)

El gráfico muestra que no ocurre ningún cambio apreciable en el factor de carga o velocidad de pérdida en ángulos de inclinación menores a 30°. Por encima de 45° de inclinación el aumento es bastante rápido. Este hecho enfatiza la necesidad de evitar virajes pronunciados a bajas velocidades —una condición común en accidentes de pérdida-barrena.

HIGH LIFT DEVICES / DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACIÓN

Hay muchos tipos diferentes de dispositivos utilizados para aumentar el coeficiente de sustentación máximo para el vuelo a baja velocidad.

Trailing Edge Devices (Dispositivos de borde de salida)

Generalmente consisten en un flap que es del 15 al 25 por ciento de la cuerda.

1. Plain Flap (Flap simple): Una porción articulada del borde de salida. El efecto de la curvatura (camber) añadida causa un aumento significativo en cl_max. El ángulo de sustentación cero cambia a un valor negativo más alto y la resistencia (drag) aumenta considerablemente.

2. Split Flap (Flap partido): Una placa desviada desde la superficie inferior. Produce un cambio ligeramente mayor en cl_max pero un cambio mucho mayor en la resistencia debido a la estela turbulenta. Esto puede ser ventajoso para aproximaciones más pronunciadas.

3. Slotted Flap (Flap ranurado): Similar al flap simple pero con un espacio (ranura) entre la sección principal y el borde de ataque del flap. El aire de alta energía de la superficie inferior es conducido a la superficie superior del flap, acelerando la capa límite y retrasando la separación. Causa mayores aumentos en cl_max con mucha menor resistencia que los anteriores.

4. Fowler Flap: Similar al ranurado, pero el segmento del flap se mueve hacia atrás sobre rieles, lo que aumenta el área del ala y la cuerda. Se caracteriza por grandes aumentos en cl_max con cambios mínimos en resistencia.

5. 
   

Leading Edge Devices (Dispositivos de borde de ataque)

Consisten en slots (ranuras), slats (aletas) y pequeñas cantidades de curvatura local.

1. Fixed Slot (Ranura fija): Conduce flujo de alta energía a la superficie superior y retrasa la separación a un ángulo de ataque mayor. No cambia la curvatura, simplemente permite alcanzar un cl_max más alto a un ángulo mayor.

2. Slat: Un segmento del borde de ataque libre de moverse sobre rieles (automático) o actuado.

3. Slot-Slat combination: A menudo usados en configuraciones de aviones modernos de alta velocidad (especialmente con alas en flecha) para aumentar el cl_max donde los flaps de borde de salida son menos efectivos.

Boundary Layer Control (Control de capa límite - BLC)

Método para aumentar el coeficiente de sustentación controlando el flujo de aire adyacente a la superficie para evitar que se estanque y se separe.

• Succión: Extraer la capa límite de baja energía a través de puertos.

• Soplado (Blowing): Inyectar un chorro de aire de alta velocidad en la capa límite (a menudo usando aire de purga del compresor de un motor a reacción, "blown flap").

EFFECT OF HIGH LIFT DEVICES / EFECTO DE LOS DISPOSITIVOS

El propósito principal es aumentar el CLmax y reducir la velocidad de pérdida.

La velocidad de pérdida reducida se describe por la ecuación:

V_sf = Vs * raiz_cuadrada(CLmax / CLmax_f)

Donde V_sf es la velocidad de pérdida con flaps abajo. Por ejemplo, si los flaps aumentan el CLmax de 1.5 a 2.0, la velocidad de pérdida de 100 nudos se reduce a 86.5 nudos.

OPERATION OF HIGH LIFT DEVICES / OPERACIÓN DE DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACIÓN

La gestión de los dispositivos es un factor importante. Para apreciar los factores involucrados en la gestión de flaps, asuma que el avión acaba de despegar y los flaps están extendidos. El piloto no debería retraer los flaps hasta que el avión tenga suficiente velocidad. Si se retraen prematuramente, el coeficiente de sustentación puede no ser suficiente para soportar el avión y este se hundirá (sink) o entrará en pérdida.

A medida que la configuración se altera de "sucia" a "limpia", ocurren tres cambios importantes:

1. La reducción en curvatura por la retracción de flaps cambia el momento de cabeceo del ala y requiere re-trimado (retrimming) para balancear el cambio de momento de nariz.

2. La retracción de flaps causa una reducción del coeficiente de resistencia (drag coefficient). Esta reducción de resistencia mejora la aceleración.

3. La retracción de flaps requiere un aumento en el ángulo de ataque para mantener el mismo coeficiente de sustentación y prevenir que el avión se hunda.

Cuando se bajan los flaps para el aterrizaje:

1. Bajar los flaps requiere re-trimado para balancear el cambio de momento de nariz abajo.

2. El aumento en resistencia requiere una configuración de potencia más alta para mantener la velocidad y altitud.

3. El ángulo de ataque requerido para producir el mismo coeficiente de sustentación es menor, por lo que la extensión de flaps tiende a causar que el avión "globee" (balloon).

AIRFOIL CHARACTERISTICS & MOMENTS / CARACTERÍSTICAS DEL PERFIL Y MOMENTOS

LIFT CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE SUSTENTACIÓN

Una propiedad importante afectada por la forma del perfil es el coeficiente de sustentación máximo de la sección (cl_max).

• Espesor: Un perfil más grueso (ej. 12%) tiene un cl_max mayor (1.40) que uno delgado (ej. 6%, cl_max 0.82).

• Curvatura (Camber): La adición de curvatura aumenta significativamente el cl_max (ej. de 1.40 en simétrico a 1.73 con curvatura).

PITCHING MOMENTS / MOMENTOS DE CABECEO

La distribución de presión sobre una superficie es la fuente de los momentos aerodinámicos.

• Aerodynamic Center AC: Es el punto a lo largo de la cuerda donde todos los cambios en la sustentación tienen lugar efectivamente. El coeficiente de momento alrededor del $a.c.$ es constante. Para perfiles subsónicos, está ubicado al 25% de la cuerda. En flujo supersónico, se mueve al 50%.

• Center of Pressure CP: Es el punto a lo largo de la cuerda donde la sustentación distribuida está efectivamente concentrada.

Si el perfil tiene curvatura negativa o un borde de salida reflejado, el momento alrededor del $a.c.$ será positivo. Si tiene curvatura positiva (común), tendrá un momento negativo MAC alrededor del AC, lo que significa que el está detrás del 

Un requisito adicional de estabilidad es que el avión debe ser trimado para vuelo a sustentación positiva. Cuando el centro de gravedad está adelante del centro aerodinámico , el avión posee estabilidad longitudinal.

DRAG & GLIDE RATIO / RESISTENCIA Y RELACIÓN DE PLANEO

DRAG CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS DE RESISTENCIA

La resistencia es la fuerza aerodinámica paralela al viento relativo.

Ecuación básica: D = Cd * q * S

A ángulos de ataque altos, pequeños cambios en el ángulo de ataque causan cambios significativos en la resistencia. Al entrar en pérdida, ocurre un gran aumento en la resistencia.

El perfil NACA 63-412 es del tipo "flujo laminar" (laminar flow), diseñado para tener muy baja resistencia en un rango específico de coeficientes de sustentación ("drag bucket").

CONFIGURATION AND GLIDE RATIO / CONFIGURACIÓN Y RELACIÓN DE PLANEO

La configuración del avión tiene un gran efecto en la relación sustentación-resistencia (L/D).

Muchos ítems de rendimiento importantes ocurren en (L/D)max:

• Alcance máximo de aviones de hélice.

• Resistencia máxima (endurance) de jets.

• Alcance máximo de planeo sin potencia (maximum power-off glide range).

La relación de planeo es numéricamente igual a la relación L/D. Si L/D = 15, el avión planea 15 millas por cada milla de altitud.

Característica increíble: El peso bruto del avión no afecta la relación de planeo (distancia). Un avión cargado planeará la misma distancia que uno ligero, pero deberá volar a una velocidad mayor para mantener el mismo ángulo de ataque óptimo.

OTHER FACTORS / OTROS FACTORES

EFFECT OF POWER / EFECTO DE LA POTENCIA

A alta potencia, la presión dinámica en la estela (slipstream) de la hélice puede ser mucho mayor que en la corriente libre. Esto causa mayor sustentación y, debido al flujo inducido, un mayor ángulo de ataque máximo de sustentación.

• Aviones de hélice: El flujo inducido sobre el ala reduce significativamente la velocidad de pérdida (velocidad de pérdida con potencia es menor que sin potencia). Si se corta el motor repentinamente durante una aproximación, el avión puede "caer" (drop) debido a la pérdida repentina de esta sustentación extra.

• Aviones a reacción (Jets): No experimentan las velocidades de flujo inducido sobre el ala de los de hélice. El efecto de la potencia en la velocidad de pérdida es pequeño (solo la componente vertical del empuje).

STALL RECOVERY / RECUPERACIÓN DE LA PÉRDIDA

La recuperación de la pérdida implica un concepto muy simple. Dado que la pérdida es precipitada por un ángulo de ataque excesivo, el ángulo de ataque debe ser disminuido.

Un avión puede ser diseñado para ser "a prueba de pérdidas" limitando el elevador, pero esto reduciría el rendimiento táctico. Por tanto, el aviador debe confiar en indicadores de ángulo de ataque y advertencia de pérdida (stall warning).

EFECTOS DE FRICCIÓN (FRICTION EFFECTS)

Debido a que el aire tiene viscosidad, el aire encontrará resistencia al fluir sobre una superficie. La naturaleza viscosa del flujo de aire reduce las velocidades locales en una superficie y explica la resistencia por fricción superficial (skin friction drag). El retraso de las partículas de aire debido a la fricción superficial es mayor inmediatamente adyacente a la superficie. En la superficie misma de un objeto, las partículas de aire se ralentizan hasta una velocidad relativa cercana a cero. Por encima de esta área, otras partículas experimentan sucesivamente una menor demora hasta que finalmente, a cierta distancia por encima de la superficie, la velocidad local alcanza el valor total de la corriente de aire (airstream) sobre la superficie.

Esta capa de aire que muestra un retraso local del flujo de aire debido a la viscosidad se denomina "boundary layer" (capa límite). Las características de esta capa límite se ilustran en la figura 1.24 con el flujo de aire sobre una placa plana y lisa.

El flujo inicial en una superficie lisa da evidencia de una capa muy delgada con laminaciones. El flujo de la capa límite (boundary layer flow) cerca del borde de ataque (leading edge) es similar a capas o láminas de aire deslizándose suavemente unas sobre otras y el término obvio para este tipo de flujo es "laminar". Esta capa laminar suave existe sin que las partículas de aire se muevan de una elevación dada.

A medida que el flujo continúa hacia atrás desde el borde de ataque, las fuerzas de fricción en la capa límite continúan disipando la energía de la corriente de aire y el espesor de la capa límite laminar aumenta con la distancia desde el borde de ataque. Después de cierta distancia desde el borde de ataque, la perturbación oscilatoria de la capa límite laminar crece y se vuelve severa y destruye el flujo laminar suave.

Por lo tanto, tiene lugar una transición en la que la capa límite laminar decae en una capa límite "turbulenta". Se puede notar el mismo tipo de transición en el humo de un cigarrillo en aire quieto. Al principio, la cinta de humo es suave y laminar, luego desarrolla una ondulación definida y decae en un patrón de humo turbulento aleatorio.

Tan pronto como ocurre la transición a la capa límite turbulenta, la capa límite se espesa y crece a un ritmo más rápido. (La capa límite turbulenta de pequeña escala no debe confundirse con la turbulencia de gran escala asociada con la separación del flujo de aire). El flujo en la capa límite turbulenta permite que el aire viaje de una capa a otra produciendo un intercambio de energía. Sin embargo, continúa existiendo algo de flujo laminar en los niveles más bajos de la capa límite turbulenta y se conoce como la "subcapa laminar" (laminar sub-layer). La turbulencia que existe en la capa límite turbulenta permite determinar el punto de transición por varios medios. 

Dado que la capa límite turbulenta transfiere calor más fácilmente que la capa laminar, la escarcha, el agua y las películas de aceite se eliminarán más rápidamente del área detrás del punto de transición. Además, se puede conectar una pequeña sonda a un estetoscopio y colocarla en varios puntos a lo largo de una superficie. Cuando la sonda está en el área laminar, se escuchará un "siseo" bajo; cuando la sonda entra en el área turbulenta, se escuchará un "crujido" agudo.

Para comparar las características de los perfiles de velocidad de la capa límite laminar y turbulenta (la variación de la velocidad de la capa límite con la altura sobre la superficie) se deben comparar bajo condiciones que podrían producir flujo laminar o turbulento. Los perfiles típicos de flujo laminar y turbulento se muestran en la figura 1.24. El perfil de velocidad de la capa límite turbulenta muestra un cambio inicial de velocidad mucho más brusco pero una mayor altura (o espesor de capa límite) requerida para alcanzar la velocidad de la corriente libre. Una comparación como resultado de estas diferencias mostrará:

1. La capa límite turbulenta tiene un perfil de velocidad más completo y tiene velocidades locales más altas inmediatamente adyacentes a la superficie. La capa límite turbulenta tiene mayor energía cinética en el flujo de aire junto a la superficie.

2. En la superficie, la capa límite laminar tiene el cambio de velocidad menos rápido con la distancia por encima de la placa. Dado que el esfuerzo cortante es proporcional al gradiente de velocidad, el gradiente de velocidad más bajo de la capa límite laminar es evidencia de una menor fricción por arrastre (friction drag) en la superficie. Si las condiciones de flujo fueran tales que pudieran existir una capa límite laminar o turbulenta, la fricción superficial laminar sería aproximadamente un tercio de la del flujo turbulento.

La baja resistencia por fricción de la capa laminar hace que sea bastante deseable. Sin embargo, la transición tiende a ocurrir de forma natural y limita el desarrollo extenso de la capa límite laminar.

NÚMERO DE REYNOLDS (REYNOLDS NUMBER)

Si existe una capa límite laminar o turbulenta depende de los efectos combinados de la velocidad, viscosidad, distancia desde el borde de ataque, densidad, etc. El efecto de los factores más importantes se combina en un parámetro adimensional llamado "Reynolds Number, RN" (Número de Reynolds). El Número de Reynolds es una relación adimensional de las fuerzas dinámicas y viscosas en el flujo.

RN = Vx / v

Donde:

• RN = Número de Reynolds, adimensional

• V = velocidad, pies por segundo

• x = distancia desde el borde de ataque, pies.

• v = viscosidad cinemática, pies cuadrados por segundo.

Si bien la magnitud real del Número de Reynolds no tiene un significado físico, la cantidad se utiliza como un índice para predecir y correlacionar varios fenómenos de flujo viscoso. Cuando el RN es bajo, predominan las fuerzas viscosas o de fricción; cuando el RN es alto, predominan las fuerzas dinámicas o de inercia. El efecto de las variables en la ecuación del Número de Reynolds debe entenderse. 

El RN varía directamente con la velocidad y la distancia desde el borde de ataque e inversamente con la viscosidad cinemática. Los RN altos resultan de superficies de cuerda (chord) grande, altas velocidades y baja altitud; los RN bajos resultan de superficies de cuerda pequeña, bajas velocidades y grandes altitudes que producen altos valores de viscosidad cinemática.

El uso más directo del Número de Reynolds es indexar o correlacionar la resistencia superficial (skin friction drag) de una superficie. La figura 1.25 ilustra la variación de la resistencia por fricción de una placa plana y lisa con un Número de Reynolds basado en la longitud o cuerda (chord) de la placa. 

El gráfico muestra líneas separadas de coeficiente de resistencia si el flujo debe ser completamente laminar y turbulento. Las dos curvas para la resistencia por fricción laminar y turbulenta ilustran la magnitud relativa de la resistencia si pudiera existir cualquier tipo de capa límite. Los coeficientes de resistencia para el flujo turbulento o laminar disminuyen al aumentar el RN ya que el gradiente de velocidad disminuye a medida que la capa límite se espesa.

Si la superficie de la placa es lisa y no hay turbulencia, la corriente de aire original existirá con flujo laminar puro a Números de Reynolds bajos. Cuando el RN aumenta a aproximadamente 530,000, la transición ocurre en la placa y el flujo es parcialmente turbulento. Una vez que tiene lugar la transición, el coeficiente de resistencia de la placa aumenta desde la curva laminar a la curva turbulenta. 

A medida que el RN se acerca a valores muy altos (20 a 50 millones), la curva de resistencia de la placa se acerca y casi iguala la curva para el flujo turbulento. A un RN tan alto, la capa límite es predominantemente turbulenta con muy poco flujo laminar; el punto de transición está muy cerca del borde de ataque.

Si bien la placa plana y lisa no es exactamente representativa del perfil alar (airfoil) típico, se ilustran fenómenos básicos de fricción de fluidos. A un RN menor de medio millón, la capa límite será completamente laminar a menos que haya una rugosidad superficial extrema o turbulencia inducida en la corriente de aire. Los Números de Reynolds entre un millón y cinco millones producen un flujo de capa límite que es parcialmente laminar y parcialmente turbulento. A un RN por encima de diez millones, las características de la capa límite son predominantemente turbulentas.

Para obtener secciones de baja resistencia, la transición de laminar a turbulento debe retrasarse para que una mayor parte de la superficie esté influenciada por la capa límite laminar. Las formas de perfil alar convencionales de baja velocidad se caracterizan por puntos de presión mínima muy cerca del borde de ataque. Dado que las altas velocidades locales mejoran la transición temprana, muy poca superficie está cubierta por la capa límite laminar. En la figura 1.25 se presenta una comparación de dos secciones simétricas gruesas del 9 por ciento. 

Una sección es la "convencional" NACA 0009 que tiene un punto de presión mínima aproximadamente al 10 por ciento de la cuerda (chord) al 0 de sustentación. La otra sección es la NACA 66-009 que tiene un punto de presión mínima aproximadamente al 60 por ciento de la cuerda a cero de sustentación. Las velocidades locales más bajas en el borde de ataque y el gradiente de presión favorable de la NACA 66-009 retrasan la transición a algún punto más atrás en la cuerda. 

La consiguiente reducción en la resistencia por fricción en los ángulos de ataque bajos explica la "drag bucket" (cubeta de resistencia) mostrada en los gráficos de cd y CL para estas secciones. Por supuesto, las ventajas del perfil alar de flujo laminar son aparentes solo para el perfil alar suave, ya que la rugosidad u ondulación de la superficie pueden impedir el desarrollo extenso de una capa límite laminar.

SEPARACIÓN DEL FLUJO DE AIRE (AIRFLOW SEPARATION)

El carácter de la capa límite (boundary layer) en una superficie aerodinámica está muy influenciado por el gradiente de presión. Para estudiar este efecto, la distribución de presión de un cilindro en un fluido perfecto se representa en la figura 1.26. Los flujos de aire muestran una velocidad local de cero en el punto de estancamiento delantero y una velocidad local máxima en la superficie extrema. 

El flujo de aire se mueve desde el punto de presión positiva alta hasta el punto de presión mínima: un gradiente de presión favorable (de alto a bajo). A medida que el aire se mueve desde la superficie extrema hacia atrás, la velocidad local disminuye a cero en el punto de estancamiento trasero. La presión estática aumenta desde el mínimo (o succión máxima) hasta el punto de alta presión positiva en el punto de estancamiento trasero: un gradiente de presión adverso (de bajo a alto).

La acción del gradiente de presión es tal que el gradiente de presión favorable asiste a la capa límite mientras que el gradiente de presión adverso impide el flujo de la capa límite. El efecto de un gradiente de presión adverso se ilustra en el segmento X-Y de la figura 1.26. Un corolario de la resistencia por fricción superficial (skin friction drag) es la reducción continua de la energía cinética de la capa límite a medida que el flujo continúa hacia atrás en una superficie. 

Los perfiles de velocidad de la capa límite se muestran en el segmento X-Y de la figura 1.26. En el área de gradiente de presión adverso, el flujo de cualquier capa se ve impedido y tiende a mostrar una reducción de velocidad junto a la superficie. Si la capa límite no tiene suficiente energía cinética en presencia del gradiente de presión adverso, los niveles inferiores de la capa límite pueden estancarse prematuramente.

El estancamiento prematuro de la capa límite significa que todo el flujo de aire posterior sobrepasará este punto y la capa límite se separará de la superficie. El flujo de superficie que está detrás del punto de separación indicará una inversión del flujo local. Si ocurre la separación, las presiones positivas no se recuperan y resultan en resistencia de forma (form drag). 

Los puntos de separación en cualquier superficie aerodinámica pueden notarse por el área de flujo inverso. Mechones (tufts) de tela o cuerda pegados a la superficie permanecerán aerodinámicos en un área de flujo no separado pero se inclinarán hacia adelante en un área detrás del punto de separación.

La característica básica de la separación del flujo de aire es el estancamiento de los niveles inferiores de la capa límite. La separación del flujo de aire resulta cuando los niveles inferiores de la capa límite no tienen suficiente energía cinética en presencia de un gradiente de presión adverso. Los casos más destacados de separación de flujo de aire se muestran en la figura 1.26. Un perfil alar en algún ángulo de ataque alto crea un gradiente de presión en la superficie superior demasiado severo para permitir que la capa límite se adhiera a la superficie. Cuando el flujo de aire no se adhiere a la superficie cerca del borde de ataque, las altas presiones de succión se pierden y ocurre la pérdida (stall).

Cuando se forma una onda de choque en la superficie superior de un ala a altas velocidades subsónicas, el aumento de la presión estática a través de la onda de choque crea un obstáculo muy fuerte para la capa límite. Si la onda de choque es lo suficientemente fuerte, la separación seguirá y resultará una "estela turbulenta" (turbulent wake) o flujo separado.

Para prevenir la separación de una capa límite en presencia de un gradiente de presión adverso, la capa límite debe tener la mayor energía cinética posible. Si hay una opción disponible, la capa límite turbulenta sería preferible a la capa límite laminar porque las velocidades locales más altas junto a la superficie aumentan la energía cinética de los niveles inferiores para resistir los gradientes de presión más severos comunes a los coeficientes de sustentación más altos. 

La rugosidad extrema de la superficie en aeronaves de escala completa (debido a daños en la superficie, escarcha pesada, etc.) causa una mayor fricción superficial (skin friction) y una mayor pérdida de energía en la capa límite. La capa límite de menor energía puede causar un cambio notable en el Cl max y la velocidad de pérdida (stall speed).

En el mismo sentido, los generadores de vórtices (vortex generators) aplicados a las superficies de un avión de alta velocidad pueden disipar el problema de compresibilidad hasta cierto grado. La función de los generadores de vórtices es crear un vórtice fuerte que introduce aire de alta energía y alta velocidad junto a la superficie para reducir o retrasar la separación inducida por el choque. Estos ejemplos sirven como recordatorio de que la separación es el resultado del estancamiento prematuro de la capa límite: energía cinética insuficiente en presencia de un gradiente de presión adverso.

EFECTOS DE LA FORMA EN PLANTA Y RESISTENCIA DEL AVIÓN (PLANFORM EFFECTS AND AIRPLANE DRAG)

EFECTO DE LA FORMA EN PLANTA DEL ALA (EFFECT OF WING PLANFORM)

La discusión anterior se refería a las propiedades de las secciones del perfil alar (airfoil sections) en flujo bidimensional sin considerar la influencia de la forma en planta (planform). Cuando se introducen los efectos de la forma en planta del ala, la atención debe dirigirse a la existencia de componentes de flujo en la dirección de la envergadura (spanwise). En otras palabras, las propiedades de la sección del perfil alar tratan con el flujo en dos dimensiones, mientras que las propiedades de la forma en planta consideran el flujo en tres dimensiones.

Para describir completamente la forma en planta de un ala, se requieren varios términos. Los términos que tienen la mayor influencia en las características aerodinámicas se ilustran en la figura 1.28.

1. El área del ala, S (wing area), es simplemente el área de la superficie plana del ala. Aunque una parte del área puede estar cubierta por el fuselaje o las nacelas, el arrastre de presión en estas superficies permite la consideración legítima de toda el área plana.

2. La envergadura, b (wing span), se mide de punta a punta (tip to tip).

3. La cuerda media, c (average chord), es el promedio geométrico. El producto de la envergadura y la cuerda media es el área del ala (b x c = S).

4. El alargamiento, AR (aspect ratio), es la proporción de la envergadura y la cuerda media. Si la forma en planta tiene curvatura y la cuerda media no se determina fácilmente, una expresión alternativa es:

   AR = b^2 / S

El alargamiento es una relación de finura (fineness ratio) del ala y esta cantidad es muy poderosa para determinar las características aerodinámicas y el peso estructural. Los alargamientos típicos varían desde 35 para un planeador de alto rendimiento hasta 3.5 para un caza a reacción (jet fighter) o 1.28 para un platillo volador.

5. La cuerda de raíz, Cr (root chord), es la cuerda en la línea central del ala y la cuerda de punta, Ct (tip chord), es la cuerda medida en la punta.

6. Considerando que la forma en planta del ala tiene líneas rectas para los bordes de ataque y salida, la relación de estrechamiento, lambda (taper ratio), es la relación de la cuerda de la punta con la cuerda de la raíz.

   lambda = Ct / Cr

   La relación de estrechamiento afecta la distribución de sustentación (lift distribution) y el peso estructural del ala. Un ala rectangular tiene una relación de estrechamiento de 1.0 mientras que el ala delta puntiaguda tiene una relación de estrechamiento de 0.0.

7. El ángulo de flecha, A (sweep angle), generalmente se mide como el ángulo entre la línea del 25 por ciento de las cuerdas y una perpendicular a la cuerda de la raíz. La flecha (sweep) de un ala causa cambios definidos en la compresibilidad, la sustentación máxima y las características de pérdida (stall).

8. La Cuerda Aerodinámica Media, MAC (Mean Aerodynamic Chord), es la cuerda dibujada a través del centroide (centro geográfico) del área plana. Un ala rectangular de esta cuerda y la misma envergadura tendría características idénticas de momento de cabeceo (pitching moment). La MAC se ubica en el eje de referencia del avión y es una referencia primaria para consideraciones de estabilidad longitudinal. Tenga en cuenta que la MAC no es la cuerda media (average chord) sino la cuerda a través del centroide del área. Como ejemplo, el ala delta puntiaguda con una relación de estrechamiento de cero tendría una cuerda media igual a la mitad de la cuerda de raíz pero una MAC igual a dos tercios de la cuerda de raíz.

El alargamiento, la relación de estrechamiento y la flecha (sweepback) de una forma en planta son los factores principales que determinan las características aerodinámicas de un ala. Estas mismas cantidades también tienen una influencia definida en el peso estructural y la rigidez de un ala.

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DESARROLLO DE LA SUSTENTACIÓN POR UN ALA (DEVELOPMENT OF LIFT BY A WING)

Para apreciar el efecto de la forma en planta sobre las características aerodinámicas, es necesario estudiar la manera en que un ala produce sustentación. La figura 1.29 ilustra el patrón de flujo tridimensional que resulta cuando el ala rectangular crea sustentación.

Si un ala está produciendo sustentación, existirá un diferencial de presión entre las superficies superior e inferior, es decir, para una sustentación positiva, la presión estática en la superficie superior será menor que en la superficie inferior. En las puntas del ala, la existencia de este diferencial de presión crea los componentes de flujo a lo largo de la envergadura (spanwise) mostrados en la figura 1.29. Para el ala rectangular, el flujo lateral se desarrolla en la punta, es bastante fuerte y se crea un fuerte vórtice en la punta (tip vortex). El flujo lateral —y la consiguiente fuerza del vórtice— se reduce hacia el interior desde la punta hasta que es cero en la línea central.

La existencia del vórtice de punta se describe mediante los dibujos de la figura 1.29. El flujo rotacional del vórtice de punta se combina con el flujo de aire local para producir el vórtice resultante. Además, el campo de flujo descendente (downwash) detrás de un ala delta se ilustra mediante las fotografías de la figura 1.29. Una rejilla de mechones (tuft-grid) montada detrás del ala sirve para visualizar el flujo local mediante la deflexión de los mechones. Tenga en cuenta que un aumento en el ángulo de ataque aumenta la sustentación y aumenta la deflexión del flujo y la fuerza de los vórtices de punta.

La figura 1.30 ilustra el efecto principal del sistema de vórtices del ala. La producción de sustentación del ala puede representarse por una serie de filamentos de vórtice que consisten en los vórtices de punta o de estela (trailing vortices) acoplados con el vórtice ligado (bound vortex) o vórtice de línea. Los vórtices de punta se acoplan con el vórtice ligado cuando la circulación se induce con sustentación. El efecto de este sistema de vórtices es crear ciertos componentes de velocidad vertical en la vecindad del ala. La ilustración de estas velocidades verticales muestra que delante del ala el vórtice ligado induce un flujo ascendente (upwash). 

Detrás del ala, el vórtice ligado y los vórtices de punta acoplados, inducen una acción final de flujo descendente (downwash). Con la acción de los vórtices de punta (2w) impartida a la corriente de aire por el ala que produce sustentación, el resultado es una consecuencia inevitable de un ala finita produciendo sustentación. El ala que produce sustentación aplica una fuerza igual y opuesta a la corriente de aire y la desvía hacia abajo. Uno de los factores importantes en este sistema es que se crea una velocidad descendente en el centro aerodinámico (w) que es la mitad de la velocidad final descendente impartida a la corriente de aire (2w).

El efecto de las velocidades verticales en la vecindad del ala se aprecia mejor cuando se suman vectorialmente a la velocidad de la corriente de aire. La corriente libre remota (remote free stream) muy por delante del ala no se ve afectada y su dirección es opuesta a la trayectoria de vuelo del avión. En el centro del ala, la velocidad vertical (w) se suma a la velocidad de la corriente de aire para producir una deflexión hacia abajo de la corriente de aire a la mitad de la del ángulo de flujo descendente (downwash angle). En otras palabras, el ala que produce sustentación opera en una vecindad inmediata de viento relativo promedio que está inclinado hacia abajo la mitad del ángulo final de flujo descendente. Esta es una característica importante que distingue las propiedades aerodinámicas de un ala de las propiedades aerodinámicas de una sección de perfil alar.

Las velocidades inducidas que existen en el centro aerodinámico de un ala finita crean un viento relativo promedio que es diferente del viento de la corriente libre remota. Dado que las fuerzas aerodinámicas creadas por las secciones del perfil alar del ala dependen de la corriente de aire inmediata en la que operan, se debe considerar el efecto del viento relativo promedio inclinado.

Para crear un cierto coeficiente de sustentación con la sección del perfil alar, debe existir un cierto ángulo entre la línea de cuerda del perfil alar y el viento relativo promedio. Este ángulo de ataque de la sección es a0, o el ángulo de ataque de la sección (section angle of attack). Sin embargo, a medida que se desarrolla esta sustentación en el ala, se incurre en un flujo descendente (downwash) y el viento relativo promedio se inclina. Por lo tanto, se debe dar al ala un cierto ángulo de ataque mayor que el ángulo de ataque de la sección requerido para tener en cuenta la inclinación del viento relativo promedio. Dado que esta corriente adicional se denomina flujo inducido (induced flow), el ángulo entre el viento relativo promedio y el viento libre remoto se denomina ángulo de ataque inducido (ai). De esta influencia, el ángulo de ataque del ala es la suma de los ángulos de ataque de la sección y el inducido.

a = a0 + ai

Donde:

• a = ángulo de ataque del ala (wing angle of attack)

• a0 = ángulo de ataque de la sección (section angle of attack)

• ai = ángulo de ataque inducido (induced angle of attack)

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(Nota: Los siguientes textos corresponden a las imágenes sobre "Separación del Flujo" y "Efecto de Escala" que también estaban incluidas en tu carga de archivos. Son idénticos a los del documento anterior, pero los incluyo aquí por completitud).

SEPARACIÓN DEL FLUJO DE AIRE (AIRFLOW SEPARATION)

El carácter de la capa límite (boundary layer) en una superficie aerodinámica está muy influenciado por el gradiente de presión. Para estudiar este efecto, la distribución de presión de un cilindro en un fluido perfecto se representa en la figura 1.26. Los flujos de aire muestran una velocidad local de cero en el punto de estancamiento delantero y una velocidad local máxima en la superficie extrema. El flujo de aire se mueve desde el punto de presión positiva alta hasta el punto de presión mínima: un gradiente de presión favorable (de alto a bajo). A medida que el aire se mueve desde la superficie extrema hacia atrás, la velocidad local disminuye a cero en el punto de estancamiento trasero. La presión estática aumenta desde el mínimo (o succión máxima) hasta el punto de alta presión positiva en el punto de estancamiento trasero: un gradiente de presión adverso (de bajo a alto).

La acción del gradiente de presión es tal que el gradiente de presión favorable asiste a la capa límite mientras que el gradiente de presión adverso impide el flujo de la capa límite.

El estancamiento prematuro de la capa límite significa que todo el flujo de aire posterior sobrepasará este punto y la capa límite se separará de la superficie. El flujo de superficie que está detrás del punto de separación indicará una inversión del flujo local. Si ocurre la separación, las presiones positivas no se recuperan y resultan en resistencia de forma (form drag). Los puntos de separación en cualquier superficie aerodinámica pueden notarse por el área de flujo inverso. Mechones (tufts) de tela o cuerda pegados a la superficie permanecerán aerodinámicos en un área de flujo no separado pero se inclinarán hacia adelante en un área detrás del punto de separación.

La característica básica de la separación del flujo de aire es el estancamiento de los niveles inferiores de la capa límite. La separación del flujo de aire resulta cuando los niveles inferiores de la capa límite no tienen suficiente energía cinética en presencia de un gradiente de presión adverso. Los casos más destacados de separación de flujo de aire se muestran en la figura 1.26. Un perfil alar en algún ángulo de ataque alto crea un gradiente de presión en la superficie superior demasiado severo para permitir que la capa límite se adhiera a la superficie. Cuando el flujo de aire no se adhiere a la superficie cerca del borde de ataque, las altas presiones de succión se pierden y ocurre la pérdida (stall).

Para prevenir la separación de una capa límite en presencia de un gradiente de presión adverso, la capa límite debe tener la mayor energía cinética posible. Si hay una opción disponible, la capa límite turbulenta sería preferible a la capa límite laminar porque las velocidades locales más altas junto a la superficie aumentan la energía cinética de la capa límite de la cara superior para resistir los gradientes de presión más severos comunes a los coeficientes de sustentación más altos.

EFECTO DE ESCALA (SCALE EFFECT)

Dado que la fricción de la capa límite y la energía cinética dependen de las características de la capa límite, el Número de Reynolds es importante para correlacionar las características aerodinámicas. La variación de las características aerodinámicas con el Número de Reynolds se denomina "efecto de escala" (scale effect) y es extremadamente importante al correlacionar datos de prueba de túnel de viento de modelos a escala con las características de vuelo reales del avión de tamaño completo. 

Las dos características de sección más importantes usualmente afectadas por los efectos de escala son la resistencia (drag) y la sustentación máxima (maximum lift), siendo el efecto en los momentos de cabeceo usualmente insignificante. A partir de la variación conocida de las características de la capa límite con el Número de Reynolds, se pueden anticipar ciertos efectos generales. Con un Número de Reynolds creciente, se puede esperar que el coeficiente de sustentación máximo de la sección aumente (debido a la capa límite turbulenta de mayor energía) y que el coeficiente de resistencia de la sección disminuya (similar al de la placa lisa). Estos efectos se ilustran en los gráficos de la figura 1.27.

Las características representadas en la figura 1.27 son para el perfil alar NACA 4412 (4 por ciento de curvatura al 40 por ciento de la cuerda, 12 por ciento de espesor al 30 por ciento de la cuerda), una sección "convencional" bastante típica. La curva de sustentación muestra un aumento constante en Cl max con el aumento del RN. Sin embargo, note que un cambio menor en Cl max ocurre entre Números de Reynolds de 6.0 y 9.0 millones que el que ocurre entre 0.1 y 3.0 millones.

Los cambios muy grandes en las características aerodinámicas a bajos Números de Reynolds se deben en gran parte a la capa límite laminar de baja energía típica de los Números de Reynolds bajos. Los Números de Reynolds bajos son el resultado de alguna combinación de baja velocidad, tamaño pequeño y alta viscosidad cinemática (RN = Vx / v).

Por lo tanto, superficies pequeñas, bajas velocidades de vuelo o grandes altitudes pueden proporcionar el régimen de bajos Números de Reynolds. Un fenómeno interesante asociado con bajo RN es la forma alta de resistencia (form drag) debido a la separación de la capa límite laminar de baja energía. La pelota de golf ordinaria opera a bajo RN y tendría una resistencia de forma muy alta sin hoyuelos (dimpling). La rugosidad de la superficie debido a los hoyuelos perturba la capa límite laminar a turbulenta. La turbulencia forzada en la capa límite reduce la resistencia de forma proporcionando una capa límite de mayor energía para mitigar la separación. Esencialmente, el mismo efecto se puede producir en un ala de avión modelo haciendo rugoso el borde de ataque.

EFECTOS DE LA FORMA EN PLANTA Y RESISTENCIA DEL AVIÓN (PLANFORM EFFECTS AND AIRPLANE DRAG)

EFECTO DE LA FORMA EN PLANTA DEL ALA (EFFECT OF WING PLANFORM)

La discusión anterior se refería a las fuerzas aerodinámicas y las propiedades de las secciones del perfil alar (airfoil sections) en flujo bidimensional sin consideración a la influencia de la forma en planta. Cuando se introducen los efectos de la forma en planta del ala, la atención debe dirigirse a la existencia de componentes de flujo en la dirección de la envergadura (spanwise). En otras palabras, las propiedades de la sección del perfil alar tratan con el flujo en dos dimensiones, mientras que las propiedades de la forma en planta consideran el flujo en tres dimensiones.

Para describir completamente la forma en planta de un ala, se requieren varios términos. Los términos que tienen la mayor influencia en las características aerodinámicas se ilustran en la figura 1.28.

1. El área del ala, S (wing area), es simplemente el área de la superficie plana del ala. Aunque una parte del área puede estar cubierta por el fuselaje o las nacelas, el arrastre de presión en estas superficies permite la consideración legítima de toda el área plana.

2. La envergadura, b (wing span), se mide de punta a punta (tip to tip).

3. La cuerda media, c (average chord), es el promedio geométrico. El producto de la envergadura y la cuerda media es el área del ala (b x c = S).

4. El alargamiento, AR (aspect ratio), es la proporción de la envergadura y la cuerda media. Si la forma en planta tiene curvatura y la cuerda media no se determina fácilmente, una expresión alternativa es: AR = b^2 / S

El alargamiento es una relación de finura (fineness ratio) del ala y esta cantidad es muy poderosa para determinar las características aerodinámicas y el peso estructural. Los alargamientos típicos varían desde 35 para un planeador de alto rendimiento hasta 3.5 para un caza a reacción (jet fighter) o 1.28 para un platillo volador.

5. La cuerda de raíz, Cr (root chord), es la cuerda en la línea central del ala y la cuerda de punta, Ct (tip chord), es la cuerda medida en la punta.

6. Considerando que la forma en planta del ala tiene líneas rectas para los bordes de ataque y salida, la relación de estrechamiento, lambda (taper ratio), es la relación de la cuerda de la punta con la cuerda de la raíz. lambda = ct / cr La relación de estrechamiento afecta la distribución de sustentación (lift distribution) y el peso estructural del ala. Un ala rectangular tiene una relación de estrechamiento de 1.0 mientras que el ala delta puntiaguda tiene una relación de estrechamiento de 0.0.

7. El ángulo de flecha, A (sweep angle), generalmente se mide como el ángulo entre la línea del 25 por ciento de las cuerdas y una perpendicular a la cuerda de la raíz. La flecha (sweep) de un ala causa cambios definidos en la compresibilidad, la sustentación máxima y las características de pérdida (stall).

8. La Cuerda Aerodinámica Media, MAC (Mean Aerodynamic Chord), es la cuerda dibujada a través del centroide (centro geográfico) del área plana. Un ala rectangular de esta cuerda y la misma envergadura tendría características idénticas de momento de cabeceo (pitching moment). La MAC se ubica en el eje de referencia del avión y es una referencia primaria para consideraciones de estabilidad longitudinal. Tenga en cuenta que la MAC no es la cuerda media (average chord) sino la cuerda a través del centroide del área. Como ejemplo, el ala delta puntiaguda con una relación de estrechamiento de cero tendría una cuerda media igual a la mitad de la cuerda de raíz pero una MAC igual a dos tercios de la cuerda de raíz.

El alargamiento, la relación de estrechamiento y la flecha (sweepback) de una forma en planta son los factores principales que determinan las características aerodinámicas de un ala. Estas mismas cantidades también tienen una influencia definida en el peso estructural y la rigidez de un ala.

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DESARROLLO DE LA SUSTENTACIÓN POR UN ALA (DEVELOPMENT OF LIFT BY A WING)

Para apreciar el efecto de la forma en planta sobre las características aerodinámicas, es necesario estudiar la manera en que un ala produce sustentación. La figura 1.29 ilustra el patrón de flujo tridimensional que resulta cuando el ala rectangular crea sustentación.

Si un ala está produciendo sustentación, existirá un diferencial de presión entre las superficies superior e inferior, es decir, para una sustentación positiva, la presión estática en la superficie superior será menor que en la superficie inferior. En las puntas del ala, la existencia de este diferencial de presión crea los componentes de flujo a lo largo de la envergadura (spanwise) mostrados en la figura 1.29. Para el ala rectangular, el flujo lateral se desarrolla en la punta, es bastante fuerte y se crea un fuerte vórtice en la punta (tip vortex). El flujo lateral —y la consiguiente fuerza del vórtice— se reduce hacia el interior desde la punta hasta que es cero en la línea central.

La existencia del vórtice de punta se describe mediante los dibujos de la figura 1.29. El flujo rotacional del vórtice de punta se combina con el flujo de aire local para producir el vórtice resultante. También, el campo de flujo descendente (downwash) detrás de un ala delta se ilustra mediante las fotografías de la figura 1.29. Una rejilla de mechones (tuft-grid) montada detrás del ala sirve para visualizar el flujo local mediante la deflexión de los mechones. Tenga en cuenta que un aumento en el ángulo de ataque aumenta la sustentación y aumenta la deflexión del flujo y la fuerza de los vórtices de punta.

La figura 1.30 ilustra el principio del ala produciendo sustentación representado por una serie de filamentos de vórtice que consisten en los vórtices de punta o de estela (trailing vortices) acoplados con el vórtice ligado (bound vortex) o vórtice de línea. Los vórtices de punta se acoplan con el vórtice ligado cuando la circulación se induce con sustentación. El efecto de este sistema de vórtices es crear ciertos componentes de velocidad vertical en la vecindad del ala. La ilustración de estas velocidades verticales muestra que delante del ala el vórtice ligado induce un flujo ascendente (upwash). Detrás del ala, el vórtice ligado y los vórtices de punta acoplados, inducen una acción final de flujo descendente (downwash). Con la acción de los vórtices de punta (2w) impartida a la corriente de aire por el ala que produce sustentación, el resultado es una consecuencia inevitable de un ala finita produciendo sustentación. El ala que produce sustentación aplica una fuerza igual y opuesta a la corriente de aire y la desvía hacia abajo. Uno de los factores importantes en este sistema es que se crea una velocidad descendente en el centro aerodinámico (w) que es la mitad de la velocidad final descendente impartida a la corriente de aire (2w).

El efecto de las velocidades verticales en la vecindad del ala se aprecia mejor cuando se suman vectorialmente a la velocidad de la corriente de aire. La corriente libre remota (remote free stream) muy por delante del ala no se ve afectada y su dirección es opuesta a la trayectoria de vuelo del avión. En el centro del ala, la velocidad vertical (w) se suma a la velocidad de la corriente de aire para producir una deflexión hacia abajo de la corriente de aire a la mitad de la del ángulo de flujo descendente (downwash angle). En otras palabras, el ala que produce sustentación opera en una vecindad inmediata de viento relativo promedio que está inclinado hacia abajo la mitad del ángulo final de flujo descendente. Esta es una característica importante que distingue las propiedades aerodinámicas de un ala de las propiedades aerodinámicas de una sección de perfil alar.

Las velocidades inducidas que existen en el centro aerodinámico de un ala finita crean un viento relativo promedio que es diferente del viento de la corriente libre remota. Dado que las fuerzas aerodinámicas creadas por las secciones del perfil alar del ala dependen de la corriente de aire inmediata en la que operan, se debe considerar el efecto del viento relativo promedio inclinado.

Para crear un cierto coeficiente de sustentación con la sección del perfil alar, debe existir un cierto ángulo entre la línea de cuerda del perfil alar y el viento relativo promedio. Este ángulo de ataque de la sección es a0, o el ángulo de ataque de la sección (section angle of attack). Sin embargo, a medida que se desarrolla esta sustentación en el ala, se incurre en un flujo descendente (downwash) y el viento relativo promedio se inclina. Por lo tanto, se debe dar al ala un cierto ángulo de ataque mayor que el ángulo de ataque de la sección requerido para tener en cuenta la inclinación del viento relativo promedio. Dado que esta corriente adicional se denomina flujo inducido (induced flow), el ángulo entre el viento relativo promedio y el viento libre remoto se denomina ángulo de ataque inducido (ai). De esta influencia, el ángulo de ataque del ala es la suma de los ángulos de ataque de la sección y el inducido.

a = a0 + ai

Donde:

• a = ángulo de ataque del ala (wing angle of attack)

• a0 = ángulo de ataque de la sección (section angle of attack)

• ai = ángulo de ataque inducido (induced angle of attack)

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RESISTENCIA INDUCIDA (INDUCED DRAG)

Otra influencia importante del flujo inducido es la orientación de la sustentación real en el ala. La figura 1.30 ilustra el hecho de que la sustentación producida por las secciones del ala es perpendicular al viento relativo promedio. Dado que el viento relativo promedio está inclinado hacia abajo, la sección de sustentación está inclinada hacia atrás en la misma cantidad: el ángulo de ataque inducido, ai. La sustentación y resistencia de un ala deben referirse perpendicular y paralelamente a la corriente libre remota delante del ala. En este respecto, la sustentación en el ala tiene un componente de fuerza paralelo a la dirección de arrastre. Este componente de sustentación en la dirección de arrastre es la consecuencia indeseable, pero inevitable, de desarrollar sustentación con un ala finita y se denomina "INDUCED DRAG, Di" (RESISTENCIA INDUCIDA). La resistencia inducida está separada de la resistencia debida a la forma y fricción y se debe simplemente al desarrollo de la sustentación.

Mediante la inspección del diagrama de fuerzas de la figura 1.30, una relación entre la resistencia inducida, sustentación y el ángulo de ataque inducido es aparente. El coeficiente de resistencia inducida, CDi, variará directamente con el coeficiente de sustentación del ala, CL, y el ángulo de ataque inducido, ai. La sustentación efectiva es el componente vertical de la sustentación real y, si el ángulo de ataque inducido es pequeño, será esencialmente la misma que la sustentación real. El componente horizontal y vertical de la resistencia es insignificante bajo las mismas condiciones. Mediante un estudio detallado de los factores involucrados, las siguientes relaciones pueden derivarse para un ala con una distribución de sustentación elíptica:

1. La ecuación de resistencia inducida sigue la misma forma que se aplica a cualquier otra fuerza aerodinámica: Di = CDi * q * S Donde:

   • Di = resistencia inducida, lbs.

   • q = presión dinámica, psf

   • CDi = coeficiente de resistencia inducida

   • S = área del ala, pies cuadrados.

2. El coeficiente de resistencia inducida puede derivarse como: CDi = (CL^2) / (pi * AR) O CDi = 0.318 * (CL^2 / AR) Donde:

   • CL = coeficiente de sustentación

   • pi = 3.1416, constante

   • AR = alargamiento del ala (wing aspect ratio)

3. El ángulo de ataque inducido puede derivarse como: ai = 18.24 * (CL / AR) (grados)

(Nota: la derivación de estas relaciones puede encontrarse en cualquiera de los libros de texto estándar de ingeniería aerodinámica. Estas relaciones facilitan una comprensión y apreciación de la resistencia inducida.)

El ángulo de ataque inducido (ai = 18.24 * CL / AR) depende del coeficiente de sustentación y del alargamiento. El vuelo en condiciones de alta sustentación, como bajas velocidades o vuelo de maniobra, creará altos ángulos de ataque inducidos mientras que el vuelo a alta velocidad con baja sustentación creará ángulos de ataque inducidos muy pequeños. La inferencia es que los coeficientes de sustentación altos requieren grandes flujos descendentes (downwash) y resultan en grandes ángulos de ataque inducidos. El efecto del alargamiento es significativo ya que un alargamiento muy alto produciría un ángulo de ataque inducido insignificante. Si el alargamiento fuera infinito, el ángulo de ataque inducido sería cero y las características aerodinámicas del ala serían idénticas a las propiedades de la sección del perfil alar. Por otro lado, si el alargamiento del ala es bajo, el ángulo de ataque inducido será grande y el ala de bajo alargamiento deberá operar a altos ángulos de ataque para producir máxima sustentación. Esencialmente, el ala de bajo alargamiento afecta a una masa de aire relativamente pequeña y, en consecuencia, debe proporcionar una gran deflexión (flujo descendente) para producir sustentación.

EFECTO DE LA SUSTENTACIÓN (EFFECT OF LIFT)

El coeficiente de resistencia inducida CDi = 0.318 * (CL^2 / AR) muestra efectos algo similares del coeficiente de sustentación y el alargamiento. Debido a la potencia de variación del coeficiente de resistencia inducida con el coeficiente de sustentación, los coeficientes de sustentación altos proporcionan coeficientes de resistencia inducida muy altos; los coeficientes de sustentación muy bajos proporcionan resistencia inducida muy baja.

EFECTO DE LA VELOCIDAD (EFFECT OF SPEED)

El efecto general de la velocidad en la resistencia inducida es inusual ya que las bajas velocidades aéreas se asocian con coeficientes de sustentación altos y los coeficientes de sustentación altos crean coeficientes de resistencia inducida altos. La implicación inmediata es que la resistencia inducida aumenta con la disminución de la velocidad. Si todos los demás factores se mantienen constantes, un reordenamiento de las ecuaciones anteriores predeciría que la "resistencia inducida varía inversamente con el cuadrado de la velocidad aérea".

Di2 / Di1 = (V1 / V2)^2 Donde:

• Di1 = resistencia inducida correspondiente a una velocidad original, V1

• Di2 = resistencia inducida correspondiente a una velocidad nueva, V2

• (y L, S, AR, sigma son constantes)

Tal efecto implicaría que un avión dado en vuelo constante incurriría en una cuarta parte de resistencia inducida al doble de velocidad o cuatro veces más resistencia inducida a la mitad de la velocidad original. Esta variación puede ilustrarse asumiendo que un avión se ralentiza de 300 a 150 nudos. La presión dinámica a 300 nudos es cuatro veces mayor que para crear la misma sustentación. El ala debe desviar la corriente de aire hacia popa cuatro veces más y la resistencia inducida es cuatro veces mayor.

La variación expresada de la resistencia inducida con la velocidad señala que la resistencia inducida será de mayor importancia a bajas velocidades y prácticamente insignificante en vuelo a altas presiones dinámicas. Por ejemplo, un avión a reacción típico volando a baja altitud y máxima velocidad nivelada tiene una resistencia inducida que es menos del 1 por ciento de la resistencia total. Sin embargo, este mismo avión en vuelo estable justo por encima de la velocidad de pérdida podría tener una resistencia inducida que es aproximadamente el 75 por ciento de la resistencia total.

EFECTO DEL ALARGAMIENTO (EFFECT OF ASPECT RATIO)

El efecto del alargamiento en la resistencia inducida es el principal efecto de la forma en planta del ala. La relación para el coeficiente de resistencia inducida enfatiza la necesidad de un alargamiento alto para el avión que opera continuamente a coeficientes de sustentación altos. En otras palabras, las configuraciones de avión diseñadas para operar a coeficientes de sustentación altos durante la mayor parte de su vuelo (planeadores, aviones de carga, transporte, patrulla y tipos antisubmarinos) demandan un ala de alto alargamiento para minimizar la resistencia inducida. Mientras que el ala de alto alargamiento minimizará la resistencia inducida, las alas largas y delgadas aumentan el peso estructural y tienen características de rigidez relativamente pobres. Este hecho templará la preferencia por un alargamiento muy alto.

Las configuraciones de avión que se desarrollan para vuelo a muy alta velocidad (especialmente vuelo supersónico) operan a coeficientes de sustentación relativamente bajos y demandan gran limpieza aerodinámica. Estas configuraciones de aviones no tienen la misma preferencia por el alto alargamiento que los aviones que operan continuamente a altos coeficientes de sustentación. Esto generalmente resulta en el desarrollo de configuraciones de forma en planta de bajo alargamiento para estos aviones.

El efecto del alargamiento en las características de sustentación y resistencia se muestra en la figura 1.31 para alas de una sección simétrica básica del 9 por ciento. Las propiedades básicas de la sección del perfil alar se muestran en estas curvas y estas propiedades serían típicas solo de una forma en planta de ala de alargamiento extremadamente alto (infinito). Cuando un ala de algún alargamiento finito se construye de esta sección básica, las diferencias principales estarán en las características de sustentación y resistencia: la pendiente y la resistencia máxima son las mismas. El efecto de disminuir el alargamiento en la curva de sustentación es aumentar el ángulo de ataque del ala necesario para producir un coeficiente de sustentación dado. La diferencia entre el ángulo de ataque del ala y el ángulo de ataque de la sección es el ángulo de ataque inducido: ai = 18.24 * (CL / AR) que aumenta con la disminución del alargamiento.

El ala con el menor alargamiento es menos sensible a los cambios en el ángulo de ataque y requiere mayores ángulos de ataque para la sustentación máxima. Cuando el alargamiento es muy bajo (por debajo de 5 o 6), los ángulos de ataque inducidos no se predicen con precisión mediante la ecuación elemental para ai, y el gráfico de CL versus alpha desarrolla una curvatura distinta. Este efecto es especialmente cierto en coeficientes de sustentación altos donde la curva para el ala de muy bajo alargamiento es muy superficial y CLmax y el ángulo de ataque de pérdida (stall) están menos definidos.

El efecto del alargamiento en las características de resistencia del ala puede apreciarse en la figura 1.31. Las propiedades básicas de la sección se muestran como las características de resistencia de un ala de alargamiento infinito. Cuando se construye una forma en planta de algún alargamiento finito, el coeficiente de resistencia del ala es la suma del coeficiente de resistencia de la sección, CDp, y el coeficiente de resistencia inducida: CDi = (CL^2) / (pi * AR) o CD = CDp + CDi

Disminuir el alargamiento aumenta el coeficiente de resistencia del ala en cualquier coeficiente de sustentación ya que el coeficiente de resistencia inducida varía inversamente con el alargamiento. Cuando el alargamiento es muy bajo, la resistencia inducida varía grandemente con la sustentación y aumenta muy rápidamente con el coeficiente de sustentación.

Si bien el efecto del alargamiento en la pendiente de sustentación y la resistencia debida a la sustentación es una relación importante, debe tenerse en cuenta que el diseño para vuelo a muy alta velocidad no favorece el uso de formas en planta de alto alargamiento. Las formas en planta de bajo alargamiento tienen ventajas estructurales y permiten el uso de secciones delgadas y de baja resistencia para vuelo a alta velocidad. La aerodinámica del vuelo transónico y supersónico también favorece la envergadura corta, superficies de bajo alargamiento. Por lo tanto, la configuración moderna de avión diseñado para vuelo a alta velocidad tendrá una forma en planta de bajo alargamiento con alargamientos característicos de dos a cuatro.

La impresión más importante que debe resultar es que la configuración moderna típica tendrá altos ángulos de ataque para sustentación máxima y una resistencia muy prodigiosa debida a la sustentación a bajas velocidades de vuelo. Este hecho es de importancia para el Aviador Naval porque la mayoría de los accidentes causados por pilotos ocurren durante este régimen de vuelo —durante el despegue, la aproximación y el aterrizaje. La resistencia inducida predomina en estos regímenes de vuelo.

La configuración moderna de avión de alta velocidad generalmente tiene una forma en planta de bajo alargamiento con alta carga alar (wing loading). Cuando la flecha (sweepback) se acopla con bajo alargamiento, la curva de sustentación tiene una curvatura distinta y es muy plana en ángulos de ataque altos, es decir, a alto CL, el CL aumenta muy lentamente con un aumento en alpha. Además, la curva de resistencia muestra un aumento extremadamente rápido en los coeficientes de sustentación alta ya que la resistencia debida a la sustentación es muy grande. Estos efectos producen cualidades de vuelo que son claramente diferentes de una configuración de avión de alto alargamiento más "convencional".

Algunas de las ramificaciones más importantes de la configuración moderna de alta velocidad son:

1. Durante el despegue, donde el avión no debe rotarse en exceso a un ángulo de ataque excesivo. Cualquier avión dado tendrá algún ángulo de ataque fijo (y CL) que produce el mejor rendimiento de despegue y este ángulo de ataque no variará con el peso, la densidad de altitud o la temperatura. Un ángulo de ataque excesivo produce resistencia inducida adicional y puede tener un efecto indeseable en el rendimiento de despegue. La aceleración de despegue puede reducirse seriamente y un gran aumento en la distancia de despegue puede ocurrir. También, el rendimiento inicial de ascenso puede ser marginal a una velocidad aérea excesivamente baja. Hay configuraciones modernas de aviones de muy bajo alargamiento (más flecha) que, si se rotan en exceso durante un despegue a gran altitud y alto peso bruto, no pueden volar fuera del efecto suelo. Con la configuración de avión más convencional, un ángulo de ataque excesivo produce una pérdida (stall) bien definida. Sin embargo, el avión moderno no tiene una pérdida tan claramente definida sino que desarrolla una cantidad excesiva de resistencia inducida. Para asegurarse de que no pase desapercibido, un ángulo de ataque excesivamente bajo en el despegue crea sus propios problemas: velocidad de despegue excesiva y cargas críticas en los neumáticos.

2. Durante la aproximación, donde el piloto debe ejercer la técnica adecuada para controlar la trayectoria de vuelo. "Actitud más potencia equivale a rendimiento" (Attitude plus power equals performance). La configuración moderna de alta velocidad a bajas velocidades tendrá bajas relaciones de sustentación-resistencia debido a la alta resistencia inducida y puede requerir ajustes de potencia relativamente altos durante la aproximación con potencia (power approach). Si el piloto interpreta que su avión está por debajo de la trayectoria de planeo deseada, su primera reacción no debe ser simplemente levantar el morro. Un aumento en el ángulo de ataque sin un aumento en la potencia reducirá la velocidad aérea y aumentará enormemente la resistencia inducida. Tal reacción podría crear una alta tasa de descenso y conducir a consecuencias muy indeseables. El indicador de ángulo de ataque acoplado con el sistema de aterrizaje de espejo (mirror landing system) proporciona referencia al piloto y enfatiza que durante la aproximación constante el "ángulo de ataque es el control primario de la velocidad aérea y la potencia es el control primario de la tasa de ascenso o descenso". Los virajes pronunciados durante la aproximación a bajas velocidades aéreas son siempre indeseables en cualquier tipo de avión debido al aumento de la velocidad de pérdida y la resistencia inducida. Los virajes pronunciados a bajas velocidades aéreas en un avión de bajo alargamiento pueden crear una resistencia inducida extremadamente alta y pueden incurrir en tasas de descenso peligrosas.

3. Durante la fase de aterrizaje, donde un ángulo de ataque excesivo (o velocidad aérea excesivamente baja) y un ajuste de alta potencia para controlar la tasa de descenso crearían una alta resistencia inducida. Un error común en la técnica de aproximación de aterrizaje moderna es una trayectoria de vuelo empinada y de baja potencia hacia el aterrizaje. La trayectoria de vuelo empinada requiere una maniobra considerable para el enderezamiento (flare) para el contacto y necesita un aumento definido en el ángulo de ataque. Dado que la maniobra del enderezamiento es una condición transitoria, la variación de la sustentación y resistencia con el ángulo de ataque debe ser considerada. Las curvas de sustentación y resistencia (fig. 1.31) muestran una continuación del fuerte aumento en CL con alpha hasta la pérdida. Estos cambios característicos en CD solo en el punto de pérdida para el avión de alto alargamiento implican que el avión de alto alargamiento es usualmente capaz de un gran aumento en sustentación para cambiar la dirección de la trayectoria de vuelo sin grandes cambios en resistencia para desacelerar el avión.

   Las curvas de sustentación y resistencia para un ala de bajo alargamiento (fig. 1.31) muestran que en ángulos de ataque altos la curva de sustentación es poco profunda, es decir, pequeños cambios en CL con alpha incrementado. Esto implica que se necesita una gran rotación para proporcionar la sustentación para el enderezamiento del avión desde una aproximación empinada. La curva de resistencia para el ala de bajo alargamiento muestra grandes y poderosos aumentos en CD con CL muy por debajo de la pérdida. Estas características de sustentación y resistencia del ala de bajo alargamiento crean un cambio distinto en las características del enderezamiento (flare). Si se intenta un enderezamiento desde una aproximación empinada a baja velocidad aérea, el ángulo de ataque aumentado y la rápida pérdida de velocidad aérea y resistencia aumentada pueden proporcionar tal tasa de descenso incrementada que en realidad falle el enderezamiento. 

   La técnica de aterrizaje debe enfatizar el control adecuado del ángulo de ataque y la tasa de descenso para prevenir altas tasas de descenso y aterrizajes duros. Como antes, para asegurarse de que no pase desapercibido, una velocidad aérea excesiva en el aterrizaje crea sus propios problemas: desgaste excesivo y rotura de neumáticos y frenos, distancia de aterrizaje excesiva, etc.

   El efecto de la relación de bajo alargamiento de los aviones modernos enfatiza la necesidad de técnicas de vuelo adecuadas a bajas velocidades aéreas. Ángulos de ataque excesivos crean una enorme resistencia inducida que puede obstaculizar el rendimiento de despegue e incurrir en altas tasas de descenso en el aterrizaje. Dado que tales aeronaves tienen velocidades de vuelo mínimas altas intrínsecas, un ángulo de ataque excesivamente bajo en el despegue o aterrizaje crea sus propios problemas. Estos hechos subrayan la importancia de una técnica de vuelo de "enhebrar la aguja" (thread-the-needle), precisa y profesional.

4. Una posible tasa de descenso aún más alta resultante es un factor que favorece el uso de la técnica de aterrizaje "sin enderezamiento" (no-flare) o "enderezamiento mínimo" (minimum flare) para ciertas configuraciones modernas. Estas mismas propiedades aerodinámicas establecen las mejores velocidades de planeo de aviones de bajo alargamiento por encima de la velocidad para (L/D)max. La velocidad adicional proporciona un margen más favorable de capacidad de enderezamiento para el aterrizaje sin motor (flameout landing) desde una trayectoria de planeo empinada (bajo alargamiento, bajo (L/D)max, bajo planeo).

EFFECT OF TAPER AND SWEEPBACK (EFECTO DEL ESTRECHAMIENTO Y LA FLECHA)

El Aspect Ratio (alargamiento) es el factor principal para determinar las características tridimensionales del ala ordinaria y su Drag (resistencia) debida a la Lift (sustentación). Sin embargo, ciertos efectos locales tienen lugar a lo largo de la Span (envergadura) del ala y estos efectos se deben a la distribución del área a lo largo de la envergadura. La distribución de la sustentación a lo largo de la envergadura de un ala no puede tener discontinuidades bruscas. (La naturaleza simplemente no organiza las fuerzas naturales con discontinuidades agudas).

La distribución típica de la sustentación está organizada de alguna manera elíptica. Una distribución representativa de la sustentación por pie de envergadura a lo largo de la envergadura de un ala se muestra en la figura 1.32.

La distribución natural de la sustentación a lo largo de la envergadura de un ala proporciona una base para apreciar el efecto de la distribución del área y el Taper (estrechamiento) a lo largo de la envergadura. Si la distribución elíptica de la sustentación es.emparejada con una Planform (forma en planta) cuya Chord (cuerda) se distribuye de manera elíptica (el ala elíptica), cada pie cuadrado de área a lo largo de la envergadura produce exactamente la misma presión de sustentación. El ala elíptica funcionando exactamente con el mismo coeficiente de sustentación local y el Downwash (flujo descendente/deflexión de la estela) inducido en el ala es uniforme a lo largo de la envergadura. En el sentido aerodinámico, la forma en planta elíptica es la más eficiente porque la uniformidad del coeficiente de sustentación y el Downwash incurre en la menor Induced Drag (resistencia inducida) para un Aspect Ratio dado.

El mérito de cualquier forma en planta de ala se mide entonces por la cercanía con la que la distribución del coeficiente de sustentación y el Downwash se aproxima a la de la forma en planta elíptica.

El efecto de la forma en planta elíptica se ilustra en la figura 1.32 mediante el gráfico del coeficiente de sustentación local, cl, versus la distancia de la semi-envergadura. El ala elíptica produce un valor constante de cl / CL = 1.0 a lo largo de la envergadura desde la raíz hasta la punta. Por lo tanto, el coeficiente de sustentación local, el Angle of Attack (ángulo de ataque) de la sección local, a0, y el ángulo de ataque inducido local, ai, son constantes a lo largo de la envergadura. Si la distribución del área de la forma en planta es algo distinto a la elíptica, se puede esperar que la sección local y los ángulos inducidos de ataque no sean constantes a lo largo de la envergadura.

Una forma en planta considerada anteriormente es la simple ala rectangular que tiene una relación de Taper de 1.0. Una característica del ala rectangular es un fuerte vórtice en la punta con un alto Downwash detrás del ala que es alto en la punta y bajo en la raíz. Esta gran no uniformidad en el Downwash causa una variación similar en los ángulos de ataque inducidos locales a lo largo de la envergadura. En la punta, donde existe un alto Downwash, el ángulo de ataque inducido local es mayor que el promedio para el ala. Dado que la suma de ai y a0, un gran ai local reduce el a0 local creando coeficientes de sustentación locales bajos en la punta. Lo inverso es cierto en la raíz del ala rectangular donde el bajo Downwash...

...existe. Esta situación crea un ángulo inducido en la raíz que es menor que el promedio para el ala y un ángulo de ataque de la sección local mayor que el promedio para el ala.

El resultado se muestra en el gráfico de la figura 1.32 que representa un coeficiente de sustentación local en la raíz casi un 20 por ciento mayor que el coeficiente de sustentación del ala.

El efecto de la forma en planta rectangular puede ser apreciado al comparar una forma en planta casi elíptica con una forma en planta con una cuerda constante. Las cuerdas cerca de la punta desarrollan menos presión de sustentación que la raíz y consecuentemente tienen coeficientes de sustentación de sección más bajos.

La gran no uniformidad del coeficiente de sustentación local a lo largo de la envergadura implica que algunas secciones llevan más de su parte de la carga mientras que otras llevan menos de su parte de la carga. Por lo tanto, para un Aspect Ratio dado, la forma en planta rectangular será menos eficiente que el ala elíptica. Por ejemplo, un ala rectangular de AR = 6 tendría un 5 por ciento más de Induced Drag que un ala elíptica del mismo Aspect Ratio.

En el otro extremo del Taper está el ala puntiaguda que tiene una relación de estrechamiento de cero. La parcela extremadamente pequeña de área en la punta puntiaguda no es capaz de sostener el vórtice principal de la punta y resulta un cambio drástico en la distribución del Downwash. La raíz y el ala puntiaguda tienen el mayor Downwash en la raíz y este disminuye hacia la punta. En la vecindad inmediata de la punta puntiaguda, se encuentra un Upwash (flujo ascendente) lo que indica que existe un ángulo de ataque inducido negativo en esta área.

La variación resultante del coeficiente de sustentación local, cl, muestra un cl bajo en la raíz y un cl muy alto en la punta. Este efecto puede ser apreciado al darse cuenta de que las cuerdas anchas en la raíz producen bajas presiones de sustentación mientras que las cuerdas muy estrechas hacia la punta están sujetas a presiones de sustentación muy altas. La variación de cl / CL a lo largo de la envergadura del ala con una relación de estrechamiento = 0 se muestra en el gráfico de la figura 1.32. Al igual que con el ala rectangular, la no uniformidad del Downwash y la distribución de la sustentación resultarán en ineficiencia de esta forma en planta. Por ejemplo, un ala puntiaguda de AR = 6 tendría un 17 por ciento más de Induced Drag que un ala elíptica del mismo Aspect Ratio.

Entre los dos extremos de Taper existirán formas en planta de una eficiencia más tolerable.

Las variaciones de cl / CL para un ala con relación de estrechamiento = 0.5 se aproxima estrechamente a la distribución de sustentación del ala elíptica y las características de Drag (resistencia) debida a la sustentación son casi idénticas. Un ala de AR = 6 y relación de estrechamiento = 0.5 tiene solo un 1 por ciento más de CD (coeficiente de resistencia) que un ala elíptica del mismo Aspect Ratio.

Un efecto separado en la distribución de la sustentación a lo largo de la envergadura es contribuido por el Sweepback (flecha) del ala. El Sweepback de la forma en planta tiende a alterar la distribución de la sustentación de manera similar a disminuir la relación de Taper. Además, un gran Sweepback tiende a aumentar la Induced Drag.

El ala elíptica es el ideal de la forma en planta aerodinámica subsónica ya que proporciona un mínimo de Induced Drag para un Aspect Ratio dado. Sin embargo, la mayor objeción a la forma en planta elíptica es la extrema dificultad de disposición mecánica y construcción. Una forma en planta altamente estrechada (Tapered) es deseable desde el punto de vista del peso estructural y la rigidez y la forma en planta usual del ala puede tener una relación de estrechamiento de 0.45 a 0.20. Dado que las consideraciones estructurales son bastante importantes en el desarrollo de una configuración de avión, el ala estrechada (Tapered Planform) es una necesidad para una configuración eficiente. Para preservar la eficiencia aerodinámica, la forma en planta resultante se adapta mediante Twist (torsión) del ala y variación de la sección para obtener lo más cerca posible la distribución elíptica de la sustentación.

STALL PATTERNS (PATRONES DE PÉRDIDA)

Un efecto adicional de la distribución del área de la forma en planta está en el patrón de Stall (pérdida) del ala. El patrón de Stall deseable de cualquier ala es aquel que comienza en las secciones de la raíz primero. Las ventajas de la pérdida en la raíz primero son que los Ailerons (alerones) permanecen efectivos en altos ángulos de ataque, el Buffet (vibración/sacudida) favorable de la pérdida proporciona advertencia al fuselaje y al empenaje, y la pérdida de Downwash detrás de la raíz usualmente proporciona un momento estable de "morro abajo". Tal patrón de pérdida es favorecido para el avión. Puede ser difícil de obtener con ciertas configuraciones de ala. Los tipos de patrones de pérdida inherentes a varias formas en planta se ilustran en la figura 1.33. Los diversos efectos de la forma en planta se separan de la siguiente manera:

(A) La forma en planta elíptica tiene coeficientes de sustentación local constantes a lo largo de la envergadura desde la raíz hasta la punta. Tal distribución de sustentación significa que todas las secciones alcanzarán el Stall esencialmente al mismo ángulo de ataque del ala y el Stall comenzará y progresará uniformemente a lo largo de la envergadura. Mientras que el ala elíptica alcanzaría altos coeficientes de sustentación antes del Stall incipiente, habría poca advertencia anticipada de Stall completo. Además, los Ailerons pueden carecer de efectividad cuando el ala opera cerca del Stall y el control lateral puede ser difícil.

(B) La distribución de sustentación del ala rectangular exhibe coeficientes de sustentación local bajos en la punta y altos coeficientes de sustentación local en la raíz. Dado que el ala iniciará el Stall en el área de coeficientes de sustentación local más altos, el ala rectangular se caracteriza por una fuerte tendencia al Root Stall (pérdida en la raíz). Por supuesto, este patrón de pérdida es favorable ya que hay una advertencia adecuada de Stall, efectividad adecuada de los Ailerons, y usualmente un fuerte momento estable cambia en el avión. Debido a la gran ineficiencia aerodinámica y estructural de esta forma en planta, el ala rectangular encuentra una aplicación limitada solo en aviones ligeros de bajo costo y baja velocidad. La simplicidad de construcción y las características favorables de Stall son ventajas predominantes de tal avión. La secuencia de Stall se muestra en las imágenes de la rejilla de hilos (tuft-grid).

La separación progresiva del flujo ilustra la fuerte tendencia al Root Stall.

(C) El ala de Taper moderado (relación de estrechamiento = 0.5) tiene una distribución de sustentación que se aproxima a la del ala elíptica. Por lo tanto, el patrón de Stall es muy similar al del ala elíptica.

(D) El ala altamente estrechada con Taper (relación = 0.25) muestra la tendencia al Stall inherente con alto estrechamiento. La distribución de sustentación de tal ala tiene picos distintos justo hacia el interior desde la punta. Dado que el Stall del ala se inicia en la vecindad del coeficiente de sustentación local más alto, esta forma en planta tiene una fuerte tendencia al "Tip Stall" (pérdida de punta). El Stall inicial no se inicia en la punta exacta sino en la estación hacia el interior desde la punta donde prevalecen los coeficientes de sustentación local más altos. Si al ala real se le permitiera entrar en Stall de esta manera, la ocurrencia del Stall sería tipificada por Buffet (sacudida) de los alerones y caída del ala. No habría Buffet en el fuselaje, no habría un fuerte momento de morro abajo, y muy poca —si alguna— efectividad de los Ailerons. Para prevenir tales sucesos indeseables, el ala debe ser adaptada para favorecer el patrón de pérdida en la raíz.

El ala puede recibir un Twist geométrico o "Washout" (torsión negativa) para disminuir los ángulos de ataque locales en la punta. Además, la sección del perfil aerodinámico puede variarse a lo largo de la envergadura de tal manera que las secciones con mayor grosor y curvatura estén ubicadas en las áreas de coeficientes de sustentación locales más altos. El cl_max (coeficiente de sustentación máximo) local más alto de tales secciones puede entonces desarrollar el cl local más alto y ser menos propenso al Stall. La adición de ranuras de borde de ataque o Slats hacia la punta aumenta el cl_max local y el ángulo de ataque de Stall y son útiles para mitigar el Tip Stall y la pérdida de efectividad de los Ailerons. Otro dispositivo para mejorar el patrón de pérdida sería forzar el Stall en la ubicación deseada disminuyendo el cl_max de la sección en esta vecindad. El uso de bordes de ataque afilados o "Stall strips" (tiras de pérdida) es un dispositivo poderoso para controlar el patrón de Stall.

(E) El ala de punta puntiaguda con relación de estrechamiento igual a cero desarrolla coeficientes de sustentación locales extremadamente altos en la punta. Para todos los propósitos prácticos, la punta puntiaguda estará en Stall en cualquier condición de sustentación a menos que se aplique una adaptación extensiva al ala. Tal forma en planta no tiene aplicación práctica para un avión que es definitivamente subsónico en rendimiento.

(F) Sweepback (flecha) aplicado a una forma en planta de ala altera la distribución de la sustentación similar a disminuir la relación de Taper (estrechamiento). También, una influencia predominante de la forma en planta en flecha es la tendencia de la Boundary Layer (capa límite) a altas coeficientes de sustentación a derivar hacia las secciones exteriores. Dado que las secciones exteriores del ala siguen a las secciones interiores, las presiones de succión externas tienden a arrastrar la capa límite hacia la punta. El resultado es una capa límite engrosada de baja energía en las puntas que se separa fácilmente. El desarrollo del flujo a lo largo de la envergadura en la capa límite se ilustra en las fotografías de la figura 1.33. Nótese que las líneas de tinte en la superficie superior del ala en flecha desarrollan un fuerte flujo transversal (crossflow) a lo largo de la envergadura en altos ángulos de ataque. Slots, Slats, y Flow Fences (vallas de flujo) ayudan a mitigar la fuerte tendencia al flujo a lo largo de la envergadura.

Cuando el Sweepback y el Taper se combinan en una forma en planta, la tendencia inherente al Tip Stall es considerable. Si se permite que ocurra un Tip Stall de alguna significancia en el ala en flecha, resulta una complicación adicional: el desplazamiento hacia adelante en el centro de presión del ala crea un momento de cabeceo inestable hacia arriba ("morro arriba"). La secuencia de Stall de un ala estrechada y en flecha se indica por las fotografías de la rejilla de hilos (tuft-grid) de la figura 1.33.

Un efecto adicional en el Sweepback es la reducción en la pendiente de la curva de sustentación y el coeficiente de sustentación máximo. Cuando el Sweepback es grande y se combina con un bajo Aspect Ratio, la curva de sustentación es muy poco profunda y el coeficiente de sustentación máximo puede ocurrir a ángulos de ataque tremendos. La curva de sustentación de una forma en planta típica de bajo Aspect Ratio, altamente estrechada y en flecha representa un coeficiente de sustentación máximo a aproximadamente 45 grados de ángulo de ataque. Tal Drag en altos ángulos de ataque es una configuración extrema que se requiere, la Induced Drag es extremadamente alta, y la estabilidad del avión puede deteriorarse seriamente. Por lo tanto, la configuración moderna de avión puede tener velocidades de control "mínimas" establecidas por estos factores en lugar de velocidades de pérdida simples basadas en CL_max.

Cuando se añaden dispositivos de alta sustentación al ala de una forma en planta dada, la distribución de la sustentación y el patrón de Stall pueden verse muy afectados. La deflexión de los Trailing Edge Flaps (flaps de borde de salida) aumenta los coeficientes de sustentación locales en las áreas con flaps y, dado que el ángulo de Stall de la sección con flaps disminuye, el Stall inicial usualmente comienza en el área con flaps. La extensión de Slats simplemente permite que las áreas con slats vayan a coeficientes de sustentación y ángulos de ataque más altos y generalmente retrasa el Stall en esa vecindad. También, los efectos de la potencia pueden afectar adversamente el patrón de Stall del avión propulsado por hélice. Cuando el avión propulsado por hélice está en alta potencia y baja velocidad, el flujo inducido en la raíz del ala por la Slipstream (estela de la hélice) puede causar un retraso considerable en el Stall de las secciones de la raíz. Por lo tanto, el avión propulsado por hélice puede tener sus características de Stall más indeseables durante el Stall con potencia (power-on stall) en lugar del Stall sin potencia (power-off stall).