Aprendamos Aviación A² 🔴: 🔴✈️ 430. Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS

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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Capítulo 5

LIMITACIONES DE RESISTENCIA OPERATIVA (OPERATING STRENGTH LIMITATIONS)

El peso de los componentes estructurales de una aeronave es un factor extremadamente importante en el desarrollo de una configuración eficiente de aeronave. En ningún otro campo del diseño mecánico se asigna tanta importancia necesaria al peso estructural. El diseño eficiente de la aeronave y de la planta motriz es el cenit del diseño de peso mínimo altamente refinado. Con el fin de obtener la vida útil requerida de su aeronave, el Aviador Naval debe comprender, apreciar y observar las limitaciones de resistencia operativa. No hacerlo incurrirá en costos de mantenimiento excesivos y una alta incidencia de fallas durante la vida útil de una aeronave.

Es importante distinguir entre resistencia (strength) y rigidez (stiffness). La resistencia es simplemente la resistencia a la carga, mientras que la rigidez es la resistencia a la deflexión o deformación. Si bien la resistencia y la rigidez están relacionadas, es necesario apreciar que una resistencia estructural adecuada no proporciona automáticamente una rigidez adecuada. Por lo tanto, es necesaria una consideración especial para proporcionar las características de rigidez específicas para prevenir efectos aeroelásticos (aeroelastic effects) indeseables durante la operación normal.

Una solución obvia a los problemas aparentes de resistencia estática, resistencia a la fatiga, rigidez y rigidez sería construir el avión como un producto de una "fábrica de yunques", capaz de soportar todas las cargas concebibles. Sin embargo, las configuraciones de aviones de alto rendimiento no pueden desarrollarse con estructuras ineficientes, de baja tensión (lowly stressed) y pesadas. El efecto del peso adicional se ilustra mejor mediante estudios de diseño preliminares de un bombardero de muy largo alcance.

En las fases preliminares de diseño, cada libra adicional de cualquier peso requeriría un aumento de 25 libras en el peso bruto para mantener el mismo rendimiento. Un aumento en el peso de cualquier elemento producía una reacción en cadena: más combustible, tanques más grandes, motores más grandes, tren de aterrizaje más pesado, más combustible, etc. En el sentido competitivo del diseño, no se puede tolerar ningún peso estructural adicional para proporcionar más resistencia de la especificada como necesaria para el requisito de la misión de diseño.

DEFINICIONES GENERALES Y REQUISITOS ESTRUCTURALES (GENERAL DEFINITIONS AND STRUCTURAL REQUIREMENTS)

Existen requisitos de resistencia que son comunes a todas las aeronaves. En general, estos requisitos se pueden separar en tres áreas particulares. Estas se detallan en la siguiente discusión.

RESISTENCIA ESTÁTICA (STATIC STRENGTH)

El requisito de resistencia estática es la consideración dada al efecto de cargas estáticas simples sin ninguna de las ramificaciones de la repetición o variación cíclica de las cargas. Un punto de referencia importante en el requisito de resistencia estática es la condición de "carga límite" (limit load). Cuando la aeronave se encuentra en la configuración de diseño, habrá algún máximo de carga que se anticiparía de la misión requerida del avión. Por ejemplo, en una configuración de caza o ataque, en la configuración de diseño, puede encontrar un factor de carga pico (peak load factor) muy raro de 7.5 en el cumplimiento de su misión.

Por supuesto, tal aeronave puede estar sujeta a factores de carga de 3, 4, 5, 6, 1, etc., pero no más de 7.5 si se requiere para cumplir la misión. Por lo tanto, la condición de carga límite es el máximo de cargas anticipadas en la operación normal de la aeronave. Varios tipos de aeronaves tendrán diferentes factores de carga límite de acuerdo con la misión principal de la aeronave. Los valores típicos se tabulan a continuación:

Tipo de aeronave:

Caza o ataque: Factor de carga límite positivo 7.5
Entrenador (Trainer): Factor de carga límite positivo 7.5
Transporte, patrulla, antisubmarina: Factor de carga límite positivo 3.0 o 2.5

Por supuesto, estos ejemplos son bastante generales y es importante notar que puede haber variaciones de acuerdo con los requisitos específicos de la misión.

Dado que la carga límite es el máximo de las cargas normalmente anticipadas, la estructura de la aeronave debe soportar esta carga sin efectos nocivos (ill effects). Específicamente, la estructura primaria no debe experimentar ninguna deformación permanente objetable cuando se somete a la carga límite. De hecho, los componentes deben soportar esta carga con un margen positivo. Este requisito implica que la aeronave debe soportar exitosamente la carga límite y luego regresar a la forma original no sometida a tensión cuando se retira la carga. Obviamente, si la aeronave se somete a alguna carga que exceda la carga límite, el exceso de tensión (overstress) puede incurrir en una deformación permanente objetable de la estructura primaria y requerir el reemplazo de las partes dañadas.

Deben considerarse muchas condiciones diferentes de carga de vuelo y tierra para definir las condiciones más críticas para los componentes estructurales. Además del vuelo con sustentación positiva (positive lift flight), debe considerarse el efecto de las configuraciones de flaps y tren de aterrizaje, vuelo con sustentación negativa, peso bruto, número de Mach de vuelo, simetría de carga, posiciones del centro de gravedad, etc., para tener en cuenta todas las posibles fuentes de cargas críticas. Para verificar la capacidad de la estructura, se requieren pruebas estáticas en tierra y demostraciones en vuelo.

Para prever las raras instancias de vuelo cuando se requiere una carga mayor que el límite para prevenir un desastre, se proporciona un "factor de seguridad último" (ultimate factor of safety). La experiencia ha demostrado que un factor de seguridad último de 1.5 es suficiente para aeronaves pilotadas. Por lo tanto, la aeronave debe ser capaz de soportar una carga que es 1.5 veces la carga límite de diseño. La estructura primaria de la aeronave debe soportar la "carga última" (ultimate load) (límite de 1.5 veces) sin fallar. Por supuesto, se puede esperar una deformación permanente con este "exceso de tensión" (overstress), pero no una falla real de los componentes principales de carga. Las pruebas estáticas en tierra deben realizarse a la carga última para verificar esta capacidad de la estructura.

Una apreciación de los requisitos de resistencia estática puede obtenerse mediante la inspección de las propiedades básicas de un metal de aeronave típico. La Figura 5.1 ilustra las propiedades típicas de esfuerzo (stress) versus deformación resultante (strain). A valores bajos de esfuerzo, la gráfica de esfuerzo y deformación es esencialmente una línea recta, es decir, el material en este rango es elástico. Un esfuerzo aplicado en este rango no incurre en deformación permanente y el material regresa a la forma original no sometida a tensión cuando se libera el esfuerzo. A valores más altos de esfuerzo, la gráfica de esfuerzo versus deformación desarrolla una curvatura distinta en la dirección de la deformación y el material incurre en deformaciones desproporcionadas.

Niveles altos de esfuerzo aplicados a la parte y luego liberados producen una deformación permanente. Al liberar un esfuerzo alto, el metal retrocede, pero no todo el camino. El esfuerzo que define el límite de deformación permanente tolerable se encuentra en el rango elástico y la deformación por encima de este punto produce una deformación permanente objetable. El esfuerzo muy alto que el material puede soportar es el "esfuerzo último" (ultimate stress). Una deformación permanente notable generalmente ocurre en este rango, pero el material tiene la capacidad de soportar una aplicación del esfuerzo último.

La relación entre el diagrama de esfuerzo-deformación (stress-strain diagram) y los límites de resistencia operativa debe ser obvia. Si la aeronave se somete a una carga mayor que el límite, el esfuerzo de fluencia (yield stress) puede excederse y puede resultar en una deformación permanente objetable y peligrosa. Si la aeronave se somete a una carga mayor que la última, la falla es inminente.

CONSIDERACIONES DE FATIGA (FATIGUE CONSIDERATIONS)

El requisito de resistencia a la fatiga es la consideración dada al efecto acumulativo de cargas repetidas o cargas cíclicas durante el servicio. Mientras que existe una vaga relación con la resistencia estática, el efecto de cargas cíclicas repetidas produce un efecto completamente separado. Si una carga cíclica, de tracción, se aplica a una muestra de metal, la parte está sujeta a un tipo de carga de "fatiga". Después de un período de tiempo, la tensión cíclica producirá una grieta diminuta en alguna ubicación crítica en la muestra. Con la aplicación continua del esfuerzo variable, la grieta se agrandará y se propagará hacia la sección transversal. Cuando la grieta ha progresado lo suficiente, la sección transversal restante es incapaz de soportar el esfuerzo impuesto y ocurre una ruptura repentina y final. De esta manera, un metal puede fallar a esfuerzos mucho más bajos que la resistencia última estática.

Por supuesto, el tiempo necesario para producir la falla por fatiga está relacionado con la magnitud del esfuerzo cíclico. Esta relación se tipifica mediante el gráfico de la figura 5.1. La resistencia a la fatiga de un material puede demostrarse mediante una gráfica de esfuerzo cíclico versus ciclos de esfuerzo requeridos para producir una falla por fatiga. Como podría esperarse, un nivel de esfuerzo muy alto requiere relativamente pocos ciclos para producir una falla por fatiga. Niveles de esfuerzo moderados requieren un número bastante grande de ciclos para producir la falla y un esfuerzo muy bajo puede requerir casi un número infinito de ciclos para producir la falla. La implicación cierta es que la aeronave debe ser capaz de soportar la gama de cargas de servicio sin producir fallas por fatiga de la estructura primaria.

Para cada tipo de misión de aeronave habrá un espectro probable de cargas que la aeronave encontrará. Es decir, varias cargas se encontrarán con una frecuencia particular al perfil de la misión. El tipo de aeronave de caza o ataque generalmente experimenta un predominio de cargas de maniobra, mientras que el tipo de transporte o patrulla generalmente encuentra un predominio de cargas de ráfaga (gust loads). Dado que el daño por fatiga es acumulativo durante el esfuerzo cíclico, la vida útil de la aeronave debe anticiparse para predecir el efecto bruto de las cargas de servicio. Entonces, se requiere que la estructura primaria sostenga el espectro de carga típico a través de la vida útil anticipada sin la ocurrencia de una falla por fatiga. Para probar esta capacidad de la estructura, varios componentes principales deben someterse a una prueba de fatiga acelerada para verificar la resistencia a cargas repetidas.

El diseño de una estructura altamente estresada o de larga vida enfatiza los problemas de fatiga. Se debe tener gran cuidado durante el diseño y la fabricación para minimizar las concentraciones de estrés (stress concentrations) que mejoran la fatiga. Cuando la aeronave entra en operación de servicio, se debe tener cuidado en el mantenimiento de los componentes para asegurar un ajuste adecuado, torsión, inspección, etc., ya que el mantenimiento adecuado es una necesidad para lograr una vida útil completa. Además, la estructura no debe estar sujeta a un espectro de carga más severo de lo que se consideró en el diseño o pueden ocurrir fallas por fatiga dentro de la vida útil anticipada. Teniendo en cuenta este factor adicional, cualquier piloto debería tener tanto más respeto por los límites de resistencia operativa—el exceso de tensión recurrente (recurring overstress) causa una alta tasa de daño por fatiga.

Hay muchos ejemplos del efecto perjudicial del exceso de tensión repetido en la vida útil. Un importante fabricante de automóviles anunció su producto como "garantizado para proporcionar 100,000 millas de conducción normal sin fallas mecánicas". La viejita de Pasadena—la dueña original de TODOS los autos usados—probablemente superará el kilometraje garantizado muchas veces. Por otro lado, el contendiente del hot rod y del Gran Premio de autopista no califica para la garantía ya que su manera de operar no podría considerarse normal. El automóvil moderno típico puede ser capaz de operar de 60,000 a 100,000 millas de operación normal antes de que sea necesaria una revisión general (overhaul). Sin embargo, este mismo automóvil puede encontrar fallas catastróficas en unos pocos cientos de millas si se opera continuamente al torque máximo en el rango de baja marcha (low drive range). Obviamente, existen relaciones similares para estructuras de aeronaves y plantas motrices.

VIDA ÚTIL (SERVICE LIFE)

Los diversos componentes de la estructura de la aeronave y de la planta motriz deben ser capaces de operar sin fallas o deformaciones excesivas a lo largo de la vida útil prevista. La repetición de varias cargas de servicio puede producir daños por fatiga en la estructura y se debe prestar especial atención para prevenir fallas por fatiga dentro de la vida útil. Además, el mantenimiento de varias cargas de servicio puede producir daños por creep (fluencia) y se debe prestar especial atención para prevenir deformaciones excesivas o fallas por creep dentro de la vida útil. Esta es una característica particular de los componentes que están sujetos a operación a altas temperaturas.

CONSIDERACIONES DE FLUENCIA (CREEP CONSIDERATIONS)

Por definición, creep (fluencia) es la deformación estructural que ocurre como una función del tiempo. Si una parte se somete a un esfuerzo constante de magnitud suficiente, la parte continuará desarrollando deformación plástica y se deformará con el tiempo. Eventualmente, la falla puede ocurrir por la acumulación de daño por creep. Las condiciones de creep son más críticas a alto esfuerzo y alta temperatura, ya que ambos factores aumentan la tasa de daño por creep. Por supuesto, cualquier estructura sujeta a condiciones de creep no debe encontrar deformaciones excesivas o fallas dentro de la vida útil anticipada.

Las altas temperaturas operativas de los componentes de turbina de gas proporcionan un entorno crítico para las condiciones de creep. El entorno operativo normal y los esfuerzos de los componentes de la turbina de gas crean problemas considerables en el diseño para la vida útil. Por lo tanto, las limitaciones operativas merecen un respeto muy serio ya que la velocidad excesiva del motor o las temperaturas excesivas de la turbina causarán un gran aumento en la tasa de daño por creep y conducirán a una falla prematura de los componentes. Las turbinas de gas requieren altas temperaturas operativas para lograr un alto rendimiento y eficiencia, y períodos cortos de temperaturas excesivas pueden incurrir en tasas de daño por creep altamente perjudiciales.

Las estructuras de los aviones pueden estar sujetas a altas temperaturas debido al calentamiento aerodinámico a números de Mach altos. Por lo tanto, los aviones de muy alta velocidad pueden estar sujetos a limitaciones operativas debido a condiciones de creep.

EFECTOS AEROELÁSTICOS (AEROELASTIC EFFECTS)

El requisito de rigidez estructural y rigidez es la consideración dada a la interacción de fuerzas aerodinámicas y deflexiones de la estructura. La aeronave y sus componentes deben tener suficiente rigidez para prevenir la inversión de alerones (aileron reversal), divergencia (divergence), flameo (flutter), y la vibración no debería ocurrir en el rango de velocidades de vuelo que será la operación normal para la aeronave.

CARGAS DE LA AERONAVE Y LIMITACIONES OPERATIVAS (AIRCRAFT LOADS AND OPERATING LIMITATIONS)

CARGAS DE VUELO—MANIOBRAS Y RÁFAGAS (FLIGHT LOADS—MANEUVERS AND GUSTS)

Las cargas impuestas sobre una aeronave en vuelo son el resultado de maniobras y ráfagas (gusts). Las cargas de maniobra pueden predominar en el diseño de aviones de caza, mientras que las cargas de ráfaga pueden predominar en aviones multimotores. El avión de maniobra puede encontrar depende en gran parte del tipo de misión del avión. Sin embargo, la capacidad máxima de maniobra es de interés debido a la relación con los límites de resistencia.

El factor de carga de vuelo (flight load factor) se define como la proporción entre la sustentación del avión y el peso, donde

n = L/W

n = factor de carga

L = sustentación (lift), lbs.

W = peso (weight), lbs.

FACTORES DE CARGA DE MANIOBRA (MANEUVERING LOAD FACTORS)

La máxima sustentación alcanzable a cualquier velocidad aérea ocurre cuando el avión está en Cl_max. Con el uso de la ecuación básica de sustentación, esta sustentación máxima se expresa como:

L_max = Cl_max 1/2 rho V^2 S

Dado que la sustentación máxima debe ser igual al peso a la velocidad de pérdida (stall speed),

W = Cl_max 1/2 rho Vs^2 S

Si los efectos de la compresibilidad y la viscosidad sobre Cl_max se descuidan por simplificación, el factor de carga máximo alcanzable se determina por la siguiente relación:

n_max = L_max / W = (Cl_max 1/2 rho V^2 S) / (Cl_max 1/2 rho Vs^2 S)

= (V / Vs)^2

Por lo tanto, si el avión está volando al doble de la velocidad de pérdida y el ángulo de ataque aumenta para obtener la sustentación máxima, resultará un factor de carga máximo de cuatro. A tres veces la velocidad de pérdida, resultarían nueve "g's"; a cinco veces la velocidad de pérdida, veinticinco "g's". Por lo tanto, cualquier avión que tenga capacidad de rendimiento de alta velocidad puede tener factores de carga de maniobra altos.

El avión que es capaz de velocidades de vuelo que son causar daño por cargas de vuelo excesivas. El término usual dado a la velocidad en el punto A es la "velocidad de maniobra" (maneuver speed), ya que la consideración de la aerodinámica subsónica predeciría un radio de giro mínimo utilizable que ocurriría en esta condición. El punto de velocidad de maniobra es un punto de referencia valioso ya que un avión operando por debajo de este punto no puede producir una carga de vuelo positiva dañina. Cualquier combinación de maniobra y ráfaga no puede crear daño debido al exceso de carga de aire (airload) cuando el avión está por debajo de la velocidad de maniobra.

La velocidad de maniobra puede calcularse a partir de la siguiente ecuación:

Vp = Vs * raiz_cuadrada(n limite)

donde

Vp = velocidad de maniobra (maneuver speed)

Vs = velocidad de pérdida (stall speed)

n limite = factor de carga límite (limit load factor)

Por supuesto, la velocidad de pérdida y el factor de carga límite deben ser apropiados para el peso bruto del avión. Un hecho notable es que una vez calculada adecuadamente, permanece un valor constante si no tiene lugar un cambio significativo en la distribución del peso en la envergadura. La velocidad de maniobra de la aeronave sujeto de la figura 5.4. sería

Vp = 100 * raiz_cuadrada(7.5)

= 274 nudos

Cargas de Ráfaga

La operación en esta región de altos factores de carga a bajo peso bruto puede crear la impresión de que el avión tiene una gran capacidad de exceso de resistencia. Este efecto debe entenderse y apreciarse inteligentemente ya que no es poco común tener una configuración de avión moderna con más del 50 por ciento de su peso bruto como combustible.

FACTORES DE CARGA DE RÁFAGA (GUST LOAD FACTORS)

Las ráfagas están asociadas con los gradientes de velocidad vertical y horizontal en la atmósfera. Una ráfaga horizontal produce un cambio en la presión dinámica sobre el avión, pero causa cambios relativamente pequeños y poco importantes en el factor de carga de vuelo. Las ráfagas más importantes son las ráfagas verticales que causan cambios en el ángulo de ataque. Este proceso se ilustra en la figura 5.2. La adición vectorial de la velocidad de ráfaga a la velocidad del avión provoca el cambio en el ángulo de ataque y el cambio en la sustentación. El cambio en la sustentación causa el cambio en el factor de carga de vuelo. El incremento de cambio en el factor de carga debido a la ráfaga vertical puede determinarse a partir de la siguiente ecuación:

Delta n = 0.115 * m * raiz(sigma) * V * (KU) / (W/S)

donde

Delta n = cambio en el factor de carga debido a la ráfaga

m = pendiente de la curva de sustentación, unidad de Cl por grado de alfa

sigma = relación de densidad de altitud

W/S = carga alar (wing loading), psf

V = velocidad aérea equivalente (equivalent airspeed), nudos

KU = velocidad de ráfaga de borde afilado equivalente (equivalent sharp edged gust velocity) pies por seg.

Como ejemplo, considere el caso de un avión con una pendiente de curva de sustentación m=0.08 y carga alar, (W/S)=60 psf. Si este avión estuviera volando al nivel del mar a 350 nudos y encontrara una ráfaga efectiva de 30 pies por seg., la ráfaga produciría un incremento de factor de carga de 1.61. Este incremento se añadiría al factor de carga de vuelo del avión antes de la ráfaga.

Muchas veces la velocidad de pérdida requerirá la debida consideración de los límites de resistencia operativa. El diseño estructural de la aeronave debe considerar la posibilidad de factores de carga negativos. Dado que el piloto no puede tolerar cómodamente grandes "g" negativas prolongadas, la aeronave no necesita ser diseñada para factores de carga negativos tan grandes como los factores de carga positivos.

El efecto del peso bruto del avión durante las maniobras debe ser apreciado debido a la relación particular con las limitaciones de resistencia operativa de vuelo. Durante el vuelo, el piloto aprecia el grado de una maniobra por las fuerzas de inercia producidas por varios factores de carga; el piloto reconoce el factor de carga mientras que la estructura reconoce solo la carga. Para entender mejor esta relación, considere un ejemplo de avión cuya configuración básica de peso bruto es de 20,000 lbs. En esta configuración básica asuma un factor de carga límite para vuelo simétrico de 5.6 y un factor de carga último de 8.4. Si el avión se opera en cualquier otra configuración, los límites de factor de carga se alterarán. Los siguientes datos ilustran este hecho tabulando los factores de carga requeridos para producir cargas de aire idénticas a varios pesos brutos.

Peso bruto, lbs.	Factor de carga límite	Factor de carga último
20,000 (básico)	5.60	8.40
30,000 (despegue máx.)	3.73	5.60
13,333 (combustible mín.)	8.40	12.60

Como se ilustra, a pesos brutos altos por encima del peso de configuración básica, los factores de carga límite y último pueden reducirse seriamente. Para el avión mostrado, una maniobra de 5-g inmediatamente después de un despegue de alto peso bruto podría estar muy cerca del "régimen de desastre", especialmente si la turbulencia se asocia con la maniobra. En el mismo sentido, este avión a pesos operativos muy bajos por debajo de la configuración básica experimentaría límites de factores de carga límite y último grandemente aumentados e.g., si en vuelo nivelado antes de encontrar la ráfaga, resultaría un factor de carga final de 1.0 + 1.61 = 2.61. Como requisito general, todos los aviones deben ser capaces de soportar una ráfaga efectiva aproximada de +/- 30 pies por seg. cuando están a la velocidad máxima de vuelo nivelado para potencia nominal normal. Tal intensidad de ráfaga tiene una frecuencia de ocurrencia relativamente baja en operaciones de vuelo ordinarias.

La ecuación para el incremento de carga de ráfaga proporciona una base para apreciar muchas de las variables de vuelo. El incremento de carga de ráfaga varía directamente con la velocidad de ráfaga de borde afilado equivalente, KU, ya que este factor efectúa el cambio en el ángulo de ataque. La velocidad de ráfaga razonable más alta que puede anticiparse es una velocidad vertical real, U, de 50 pies por seg. Este valor es atenuado por el hecho de que el avión no encuentra efectivamente el efecto completo debido a la respuesta del avión y el gradiente de la ráfaga. Un factor de ráfaga, K (usualmente del orden de 0.6), reduce la ráfaga real a la velocidad de ráfaga de borde afilado equivalente, KU.

Las propiedades del avión ejercen una poderosa influencia en el incremento de ráfaga. La pendiente de la curva de sustentación, m, relaciona la sensibilidad del avión a cambios en el ángulo de ataque. Un avión con un ala recta de alta relación de aspecto (high aspect ratio) tendría una pendiente de curva de sustentación alta y sería bastante sensible a las ráfagas. Por otro lado, el ala en flecha de baja relación de aspecto (low aspect ratio, swept wing) tiene una pendiente de curva de sustentación baja y es comparativamente menos sensible a la turbulencia.

El efecto aparente de la carga alar, W/S, es a veces engañoso y se entiende mejor considerando un avión particular encontrando una condición de ráfaga fija a varios pesos brutos. Si el avión encuentra la ráfaga a pesos brutos más bajos (baja carga alar), las aceleraciones debidas a la condición de ráfaga son mayores. Esto se explica por el hecho de que esencialmente el mismo cambio de sustentación actúa sobre la masa más ligera. Las altas aceleraciones y fuerzas de inercia magnifican la impresión de la magnitud de la turbulencia.

Si este mismo avión encuentra la condición de ráfaga a un peso bruto más alto, las aceleraciones debidas al mismo cambio de sustentación son menores, es decir, el piloto siente principalmente el grado de turbulencia por las aceleraciones y fuerzas de inercia resultantes, este efecto puede producir una impresión muy engañosa.

El efecto de la velocidad aérea y la altitud en el factor de carga de ráfaga es importante desde el punto de vista de las operaciones de vuelo. El efecto de la altitud se relaciona con el término raiz(sigma). lo que revelaría que un avión volando a una EAS dada a 40,000 pies (sigma = 0.25) experimentaría un incremento de factor de carga de ráfaga de solo la mitad que al nivel del mar. Este efecto resulta porque la velocidad aérea verdadera (true airspeed) es el doble de grande y solo la mitad del cambio en el ángulo de ataque ocurre para una velocidad de ráfaga dada. El efecto de la velocidad aérea se ilustra por la variación lineal del incremento de ráfaga con la velocidad aérea equivalente. Tal variación enfatiza el efecto de las ráfagas a altas velocidades de vuelo y la probabilidad de daño estructural a velocidades excesivas en turbulencia.

La operación de cualquier aeronave está sujeta a limitaciones específicas de resistencia operativa. Un solo exceso de tensión (overstress) grande puede causar falla estructural o daño lo suficientemente severo como para requerir una reparación costosa. Un exceso de tensión menos severo repetido por tiempo suficiente causará agrietamiento por fatiga y requerirá el reemplazo de partes para prevenir una falla subsecuente. Un avión de combate no necesita ser operado de una manera como la "viejita de Pasadena" conduciendo a la iglesia el domingo, pero cada tipo de aeronave tiene capacidad de resistencia solo específica para el requisito de la misión. Las limitaciones operativas deben recibir la debida consideración.

EL DIAGRAMA V-n O V-g (THE V-n OR V-g DIAGRAM)

Las limitaciones de resistencia operativa de vuelo de un avión se presentan en forma de un diagrama V-n o V-g. Este gráfico generalmente se incluye en el manual de vuelo de la aeronave (aircraft flight handbook) en la sección que trata sobre limitaciones operativas. Un diagrama V-n típico se muestra en la figura 5.3. El diagrama V-n presentado en la figura 5.3 está destinado a presentar las características generales más importantes de tal diagrama y no representa necesariamente las características de ningún avión en particular. Cada tipo de avión tiene su propio diagrama V-n particular con V's y n's específicos.

La resistencia operativa de vuelo de un avión se presenta en un gráfico cuya escala horizontal es la velocidad aérea (V) y la escala vertical es el factor de carga (n). La presentación de la resistencia del avión depende de que se conozcan cuatro factores: (1) el peso bruto de la aeronave, (2) la configuración de la aeronave (limpia, tiendas externas, flaps y posición del tren de aterrizaje, etc.), (3) simetría de carga (ya que una salida de picada con alabeo (rolling pullout) a alta velocidad puede reducir los límites estructurales a aproximadamente dos tercios de los límites simétricos) y (4) la altitud aplicable. Un cambio en cualquiera de estos cuatro factores puede causar cambios importantes en los límites operativos.

Para el avión mostrado, el factor de carga límite positivo es 7.5 y el factor de carga último positivo es 11.25 (7.5 x 1.5). Para condiciones de vuelo con sustentación negativa, el factor de carga límite negativo es 3.0 y el factor de carga último negativo es 4.5 (3.0 x 1.5). La velocidad aérea límite se indica en 575 nudos mientras que la velocidad de pérdida a nivel de las alas (wing level stall speed) es aparentemente 100 nudos.

La Figura 5.4 proporciona información complementaria para ilustrar el significado del diagrama V-n. Las líneas de máxima capacidad de sustentación son los primeros puntos de importancia en el diagrama V-n. El avión sujeto es capaz de desarrollar no más de un "g" positivo a 100 nudos, la velocidad de pérdida a nivel de las alas del avión. Dado que el factor de carga máximo varía con el cuadrado de la velocidad aérea la capacidad de sustentación positiva máxima de este avión es 4 "g" a 200 nudos, 9 g a 300 nudos, 16 g a 400 nudos, etc. Cualquier factor de carga por encima de esta línea no está disponible aerodinámicamente, i.e., el avión sujeto no puede volar por encima de la línea de capacidad de sustentación máxima. Esencialmente la misma situación existe para el vuelo con sustentación negativa con la excepción de que la velocidad necesaria para producir un factor de carga negativo dado es mayor que la de producir el mismo factor de carga positivo. Generalmente, el Cl_max negativo es menor que el Cl_max positivo y el avión puede carecer de suficiente potencia de control para maniobrar en esta dirección.

Si el avión sujeto se vuela a un factor de carga positivo mayor que el límite de carga positiva de 7.5, se incurre en daño estructural. Cuando el avión se opera en esta región, puede tener lugar una deformación permanente objetable de la estructura primaria. Si se requieren condiciones de emergencia extrema factores de carga por encima del límite para prevenir un desastre inmediato, el avión debería ser capaz de soportar el factor de carga último sin fallar.

La misma situación existe en el vuelo con sustentación negativa con la excepción de que la magnitud de los factores de carga límite y último son de menor magnitud y el factor de carga límite negativo puede no ser el mismo valor a todas las velocidades aéreas. A velocidades por encima de la velocidad máxima de vuelo nivelado, el factor de carga límite negativo puede ser de menor magnitud.

El punto de referencia de diseño para el avión —el límite de velocidad aérea (limit airspeed) (o velocidad de línea roja (redline speed))— se designa en 575 nudos. Si se intenta el vuelo más allá del límite de velocidad aérea, pueden resultar fallas estructurales o daño estructural de una variedad de fenómenos. El avión en vuelo por encima del límite de velocidad aérea puede encontrar:

(a) ráfaga crítica (critical gust)

(b) flameo destructivo (destructive flutter)

(d) divergencia de ala o superficie (wing or surface divergence)

(e) efectos críticos de compresibilidad como problemas de estabilidad y control, buffet dañino (damaging buffet), etc.

La ocurrencia de cualquiera de estos elementos podría causar daño estructural o falla de la estructura primaria. Se requiere una contabilidad razonable de estos elementos durante el diseño de un avión para prevenir tales ocurrencias en las regiones operativas requeridas. La velocidad límite de un avión puede ser cualquier valor entre la velocidad de picada terminal (terminal dive speed) y 1.2 veces la velocidad máxima de vuelo dependiendo del tipo de aeronave y el requisito de la misión. Cualquiera que sea el requisito de velocidad aérea límite resultante, merece el debido respeto.

Por lo tanto, el avión en vuelo está limitado a un régimen de velocidades aéreas y g's que no exceden el límite (o línea roja) de velocidad, no exceden el factor de carga límite, y no exceden la capacidad de sustentación máxima. El avión debe ser operado dentro de este "sobre" (envelope) para prevenir daño estructural y asegurar que se obtenga la vida útil anticipada del avión. El piloto debe apreciar el diagrama V-n describiendo la combinación permisible de velocidades aéreas y factores de carga para una operación segura. Cualquier maniobra, ráfaga o ráfaga más maniobra fuera de la envolvente estructural puede causar daño estructural y acortar efectivamente la vida útil de servicio del avión.

Hay dos puntos de gran importancia en el diagrama V-n de la figura 5.4. El Punto B es la intersección del factor de carga límite negativo y la línea de capacidad de sustentación negativa máxima. Cualquier velocidad aérea mayor que el punto B proporciona una capacidad de sustentación negativa suficiente para dañar el avión; cualquier velocidad aérea menor que el punto B no proporciona capacidad de sustentación negativa suficiente para dañar el avión por cargas de vuelo excesivas.

El Punto A es la intersección del factor de carga límite positivo y la línea de capacidad de sustentación positiva máxima. La velocidad aérea en este punto es la velocidad mínima a la cual el factor de carga límite puede desarrollarse aerodinámicamente. Cualquier velocidad aérea mayor que el punto A proporciona una capacidad de sustentación positiva suficiente para dañar el avión; cualquier velocidad aérea menor que el punto A NO proporciona capacidad de sustentación positiva suficiente es también una consideración importante para un avión con un alto límite de load factor (factor de carga) si la ráfaga debe superponerse a una maniobra. Dado que el incremento del gust load factor (factor de carga de ráfaga) varía directamente con la velocidad y la intensidad de la ráfaga, las altas velocidades deben evitarse en condiciones turbulentas.

Cuando es imposible evitar condiciones turbulentas y el avión debe estar sujeto a ráfagas, la condición de vuelo debe controlarse adecuadamente para minimizar el efecto de la turbulencia. Si es posible, la velocidad y la potencia del avión deben ajustarse antes de entrar en turbulencia para proporcionar una actitud estabilizada. Obviamente, la penetración de la turbulencia no debe realizarse a una velocidad excesiva debido a posibles daños estructurales. Por otro lado, no debe elegirse una velocidad excesivamente baja para penetrar la turbulencia, ya que las ráfagas pueden causar un stalling (entrada en pérdida) de la aeronave y dificultad de control.

Para seleccionar una penetración adecuada, la velocidad no debe ser excesivamente alta ni baja: los dos extremos deben ser atenuados. La velocidad de "maniobra" es un punto de referencia importante, ya que es la velocidad más alta que puede tomarse para aliviar la pérdida debida a la ráfaga y la velocidad más baja a la cual el límite del load factor (factor de carga) puede desarrollarse aerodinámicamente. La velocidad óptima de penetración ocurre a, o muy cerca de, la velocidad de maniobra.

Aileron Reversal (Inversión de Alerones)

es un fenómeno particular del vuelo a alta velocidad. Cuando se vuela a presiones dinámicas muy altas, las deflexiones torsionales del ala que ocurren con la deflexión de los alerones son considerables y causan un cambio notable en la efectividad de los alerones. La deflexión de un alerón en un ala rígida crea un cambio en la sustentación y produce un rolling moment (momento de alabeo). Además, la deflexión de la superficie de control crea un momento de torsión en el ala. Cuando el ala elástica real está sujeta a esta condición, el momento de torsión produce deformaciones torsionales medibles a altas presiones dinámicas que afectan el rendimiento de alabeo de la aeronave.

La Figura 5.5 ilustra este proceso y el efecto de la velocidad en la efectividad de los alerones. A cierta presión dinámica alta, la deformación por torsión será lo suficientemente grande para anular el efecto de la deflexión del alerón y la efectividad del alerón será cero. Como las velocidades por encima de este punto crean rolling moments (momentos de alabeo) opuestos a la dirección controlada, esta operación se denomina velocidad de "aileron reversal" (inversión de alerones). Una operación más allá de la velocidad de inversión crearía una obvia dificultad de control. Además, los momentos de torsión extremadamente grandes que producen la pérdida de efectividad de los alerones crean grandes momentos de torsión capaces de daño estructural.

Para prevenir la pérdida de efectividad de los alerones a altas velocidades, el ala debe tener una alta rigidez torsional. Esta puede ser una característica difícil de lograr en un ala de sección muy delgada y puede favorecer el uso de alerones internos para reducir la longitud del tramo torcido y efectivamente aumentar la rigidez torsional. El uso de spoilers (disruptores) para el control lateral minimiza los momentos de torsión y alivia el problema de la inversión.

Divergence (Divergencia) es otro fenómeno común al vuelo a altas presiones dinámicas. Al igual que la aileron reversal (inversión de alerones), es un efecto debido a la interacción de fuerzas aerodinámicas y deflexiones elásticas de la estructura. Sin embargo, difiere de la inversión de alerones en que es una inestabilidad violenta que produce una falla inmediata.

La Figura 5.5 ilustra el proceso de inestabilidad.

Si la superficie está por encima de la velocidad de divergencia, cualquier perturbación precipita esta secuencia.

Cualquier cambio en la sustentación tiene lugar en el centro aerodinámico de la sección. El cambio en la sustentación por delante del eje elástico produce un momento de torsión y una consecuente deflexión por torsión. El cambio en el ángulo de ataque crea mayor sustentación en el centro aerodinámico, mayor deflexión por torsión, más sustentación, etc., hasta que ocurre la falla.

A velocidades de vuelo bajas, donde la presión dinámica es baja, la relación entre la acumulación de fuerza aerodinámica y la deflexión torsional es estable. Sin embargo, el cambio en la sustentación por ángulo de ataque es proporcional a V al cuadrado, pero la rigidez torsional estructural del ala permanece constante. Esta relación implica que a cierta velocidad alta, la fuerza aerodinámica de acumulación puede superar la rigidez torsional resistente y ocurrirá la "divergence" (divergencia). La velocidad de divergencia de las superficies debe ser suficientemente alta para que el avión no encuentre este fenómeno dentro de la envolvente operativa normal. Sweepback (ala en flecha), envergadura corta y alta conicidad (taper) ayudan a elevar la velocidad de divergencia.

Flutter (Flameo)

implica fuerzas aerodinámicas, fuerzas de inercia y las propiedades elásticas de una superficie. La distribución de masa y rigidez en una estructura determinan ciertas frecuencias naturales y modos de vibración. Si la estructura está sujeta a una frecuencia de forzamiento cercana a estas frecuencias naturales, puede resultar una condición resonante con una oscilación inestable. La aeronave está sujeta a muchas excitaciones aerodinámicas en operación y las fuerzas aerodinámicas a varias velocidades tienen propiedades características para la tasa de cambio de fuerza y momento.

Las fuerzas aerodinámicas pueden interactuar con la estructura de una manera que puede excitar o amortiguar negativamente los modos naturales de la estructura y permitir el flutter (flameo). El flutter no debe ocurrir dentro de la envolvente normal de operación de vuelo y los modos naturales deben ser amortiguados si es posible o diseñados para ocurrir más allá de la velocidad límite. Un modo típico de flutter se ilustra en la figura 5.5.

Dado que el problema es uno de vuelo a alta velocidad, generalmente es deseable tener frecuencias naturales muy altas y velocidades de flutter muy por encima de las velocidades operativas normales. Cualquier cambio de rigidez o distribución de masa alterará los modos y frecuencias y así permitir un cambio en las velocidades de flutter. Si la aeronave no se mantiene adecuadamente y existe juego excesivo y flexibilidad, el flutter podría ocurrir a velocidades de vuelo por debajo del límite de velocidad aérea.

Problemas de Compressibility (Compresibilidad) pueden definir el límite de velocidad para un avión en términos de número de Mach. El avión supersónico puede experimentar una gran disminución de la estabilidad a algún número de Mach alto o encontrar temperaturas críticas debido al calentamiento aerodinámico. El avión transónico a una velocidad excesiva puede encontrar una variedad de problemas de estabilidad, control, o buffet (bataneo) asociados con el vuelo transónico. Dado que la velocidad equivalente para un número de Mach dado disminuye con la altitud, la magnitud de los efectos de compresibilidad a gran altitud puede ser insignificante para el avión transónico. En este sentido, el avión puede no ser capaz de volar a presiones dinámicas lo suficientemente altas dentro de un cierto rango de números de Mach para crear cualquier problema significativo de estabilidad o control.

El avión transónico cuyo límite de buffet (bataneo) requiere la debida consideración del efecto del load factor (factor de carga) en el inicio del buffet. Dado que el número de Mach crítico disminuye con el coeficiente de sustentación, el límite del número de Mach disminuirá con el load factor. Si el avión está sujeto a buffet prolongado o repetido para el cual no fue diseñado, resultará ciertamente en fatiga estructural.

El límite de velocidad para cada tipo de aeronave se establece lo suficientemente alto para que la aplicación completa prevista de la aeronave sea posible. Cada uno de los factores mencionados sobre el efecto del exceso de velocidad debe proporcionar el debido respeto al límite de velocidad aérea.

LANDING AND GROUND LOADS / CARGAS DE ATERRIZAJE Y EN TIERRA

Las cargas más críticas en el tren de aterrizaje ocurren con un alto peso bruto y una alta tasa de descenso en el contacto con la pista (touchdown). Dado que el tren de aterrizaje tiene requisitos de resistencia estática y resistencia a la fatiga similares a cualquier otro componente, el exceso de estrés debe evitarse para prevenir fallas y derivar la vida útil anticipada de los componentes.

La función más significativa del tren de aterrizaje es absorber la energía vertical de la aeronave en el touchdown (toma de contacto). Una aeronave a un peso y tasa de descenso dados en el touchdown tiene una cierta energía cinética que debe disiparse en los amortiguadores del tren de aterrizaje. Si la energía no fuera absorbida en el touchdown, la aeronave rebotaría a lo largo de la pista, similar a un automóvil con amortiguadores defectuosos. A medida que el strut (montante/amortiguador) se flexiona en el touchdown, el aceite es forzado a través de un orificio a alta velocidad y la energía de la aeronave es absorbida. Para tener un strut eficiente, el tamaño del orificio debe ser controlado con un pasador cónico para absorber la energía con la fuerza más uniforme sobre el strut.

Las cargas verticales de aterrizaje resultantes en el touchdown pueden simplificarse hasta cierto punto asumiendo la acción del strut para producir un movimiento uniformemente acelerado de la aeronave. El landing load factor (factor de carga de aterrizaje) para el touchdown a una tasa constante de descenso puede expresarse mediante la siguiente ecuación:

n = F/W

n = (ROD)^2 / 2gS

donde

n = landing load factor (factor de carga de aterrizaje)—la relación de la carga en el strut, F, al peso, W

ROD = rate of descent (tasa de descenso), pies por segundo.

g = aceleración debida a la gravedad = 32 pies por seg.^2

S = carrera efectiva del strut, pies.

Como ejemplo, asuma que una aeronave toca tierra a una tasa constante de descenso de 18 pies por segundo y la carrera efectiva del strut es 18 pulgadas (1.5 pies). El landing load factor para la condición sería 3.37; la fuerza promedio sería 3.37 veces el peso de la aeronave. (Nota: no hay una correlación específica entre el landing load factor y la indicación de un acelerómetro de vuelo montado en la cabina. La respuesta del instrumento, su montaje y el inicio de las cargas de aterrizaje usualmente previenen una correlación directa).

Esta ecuación simplificada señala dos hechos importantes. La carrera efectiva del strut debe ser grande para minimizar las cargas; una mayor distancia de recorrido reduce la fuerza necesaria para realizar el trabajo de detener el descenso vertical de la aeronave.

EFFECT OF HIGH SPEED FLIGHT / EFECTO DEL VUELO A ALTA VELOCIDAD

Muchos factores diferentes pueden ser de importancia estructural en el vuelo a alta velocidad. Cualquiera o una combinación de estos factores pueden encontrarse si el avión es operado más allá del límite de velocidad (o línea roja).

A velocidades más allá del límite de velocidad el avión puede encontrar una critical gust (ráfaga crítica). Esto es especialmente cierto para un avión de alta relación de aspecto con un límite de load factor (factor de carga) bajo. Por supuesto, esto enfatizar la necesidad de un mantenimiento adecuado de los struts (amortiguadores). Un hecho adicional ilustrado es que el landing load factor varía como el cuadrado de la tasa de descenso en el touchdown. Por lo tanto, un 20 por ciento más de tasa de descenso aumenta el landing load factor un 44 por ciento. Este hecho debe enfatizar la necesidad de una técnica de aterrizaje adecuada para prevenir un aterrizaje duro y el sobreesfuerzo de los componentes del tren de aterrizaje y la estructura asociada.

El efecto del gross weight (peso bruto) de aterrizaje es doble. Un mayor peso bruto a la misma tasa de descenso de carga del tren produce una fuerza mayor en el tren de aterrizaje. El mayor peso bruto requiere una velocidad de aproximación más alta y, si se utiliza la misma senda de planeo, resulta una mayor tasa de descenso. Además de las cargas en el tren de aterrizaje principal, hay cargas laterales variadas, cargas de wheel spin up (aceleración de la rueda) y spring back (retroceso elástico), etc., todas las cuales tienden a ser más críticas a alto peso bruto, alta velocidad de touchdown, y alta tasa de descenso.

La función del tren de aterrizaje como dispositivo de absorción de impactos tiene una aplicación importante cuando se debe realizar un forced landing (aterrizaje forzoso) en una superficie no preparada. Si el terreno es irregular y el tren de aterrizaje no está extendido, el contacto inicial se hará con aceleraciones verticales relativamente altas. Estas altas aceleraciones verticales encontradas con un gear-up landing (aterrizaje con tren arriba) en una superficie no preparada son la fuente de un tipo de lesión incapacitante—fractura por compresión vertical de las vértebras.

A menos que alguna peculiaridad de la configuración lo haga desaconsejable, generalmente se recomienda que el tren de aterrizaje esté abajo para el aterrizaje forzoso para olvidar [probablemente "to avoid" en el original, pero el texto dice "to forget", que en contexto parece un error tipográfico del manual original o significa "para no preocuparse por..."] se recomienda también que para aterrizaje en superficies preparadas esté abajo. (Nota: para aquellos propensos a olvidar, también se recomienda que el tren esté abajo para el aterrizaje en superficies preparadas).

EFFECT OF OVERSTRESS ON SERVICE LIFE / EFECTO DEL SOBREESFUERZO EN LA VIDA DE SERVICIO

Periodos acumulados de sobreesfuerzo pueden crear un efecto muy perjudicial en el servicio útil de la vida de cualquier componente estructural. Este hecho es cierto e irreversible. Por lo tanto, la operación del avión, la planta motriz y varios sistemas debe limitarse a los valores de diseño para prevenir fallas o costos de mantenimiento excesivos temprano en la vida de servicio anticipada. Las limitaciones operativas presentadas en el manual deben cumplirse de una manera muy estricta.

En muchos casos de estructuras de aeronaves modernas es muy difícil apreciar el efecto de un sobreesfuerzo moderado. Esta característica se debe en gran parte a la resistencia inherente de los materiales utilizados en la construcción de aeronaves modernas. Como requisito general de resistencia estática de la estructura del avión (airframe), la estructura primaria no debe experimentar deformación permanente objetable a la limit load (carga límite) o falla al 150 por ciento de la limit load (la ultimate load o carga última es 1.5 veces la carga límite). Para satisfacer cada parte del requisito, la carga límite no debe exceder el yield stress (esfuerzo de fluencia) y la carga última no debe exceder la capacidad de ultimate stress (esfuerzo último) de las partes.

Muchos de los materiales de alta resistencia utilizados en la construcción de aeronaves tienen diagramas de esfuerzo-deformación típicos de la figura 5.6. Una característica de estos materiales es que el yield point (punto de fluencia) está en algún esfuerzo mucho mayor que dos tercios del esfuerzo último. Por lo tanto, la condición crítica de diseño es la ultimate load (carga última). Si el 150 por ciento de la carga límite corresponde al esfuerzo último del material, el 100 por ciento de la carga límite corresponde a un esfuerzo mucho menor que el esfuerzo de fluencia.

Un punto de referencia proporcionado en el diagrama de esfuerzo-deformación de la figura 5.6 es un esfuerzo denominado el "endurance limit" (límite de resistencia a la fatiga). Si los esfuerzos cíclicos operativos nunca exceden este "límite de resistencia", se puede soportar un número infinito (o en algunos casos "casi infinito") de ciclos sin falla por fatiga. Ningún daño significativo por fatiga se acumula por esfuerzos por debajo del límite de resistencia, pero el valor de este límite de resistencia es aproximadamente del 30 al 50 por ciento de la resistencia a la fluencia (yield strength) para las aleaciones ligeras utilizadas en la construcción de aeronaves.

La tasa de daño por fatiga causada por esfuerzos solo ligeramente por encima del límite de resistencia es insignificante. Incluso esfuerzos cerca de la carga límite no causan una acumulación significativa de daño por fatiga si la frecuencia de aplicación es razonable y dentro del requisito de la misión prevista. Sin embargo, los esfuerzos por encima de la carga límite—y especialmente esfuerzos muy por encima de la carga límite—crean una tasa muy rápida de daño por fatiga.

Entonces existe una situación desconcertante. El "sobreesfuerzo" es difícil de reconocer debido a la alta resistencia a la fluencia inherente y baja ductilidad de los metales típicos de aeronaves. Estos mismos sobreesfuerzos causan una alta tasa de daño por fatiga y crean fallas prematuras de las partes en servicio. El efecto del sobreesfuerzo acumulado es la formación y propagación de grietas por fatiga.

Si bien es seguro que la grieta por fatiga siempre se formará antes de la falla final de una parte, el sobreesfuerzo acumulado es más severo y provoca fatiga en las inevitables concentraciones de esfuerzo. Por lo tanto, el desmontaje y la inspección detallada son costosos y consumen mucho tiempo. Para prevenir fallas en servicio de una estructura básicamente sólida, la parte debe mantenerse adecuadamente y operarse dentro de la "envolvente" de diseño. Ejemplos de fallas por fatiga en servicio se muestran en la figura 5.7.

La operación de cualquier aeronave y planta motriz debe realizarse dentro de las limitaciones operativas prescritas en el manual de vuelo. Ningún rumor o habladuría puede sustituir los datos aceptados presentados en el manual de la aeronave. Se debe dar el debido respeto a todos los diversos efectos de resistencia estática, vida de servicio y aeroelasticidad. Un avión puede ser sobreesforzado con la posibilidad de que no haya daño inmediato aparente. Una planta motriz puede ser operada más allá de los límites especificados de tiempo, velocidad o temperatura sin daño aparente inmediato. En cada caso, el efecto acumulativo se revelará en algún momento posterior cuando ocurran fallas en servicio y aumenten los costos de mantenimiento.

CAPITULO 6 Aerodinámica

SECCIÓN 1: FATIGA ESTRUCTURAL Y LÍMITES

EFFECT OF OVERSTRESS ON SERVICE LIFE / EFECTO DEL SOBREESFUERZO EN LA VIDA DE SERVICIO

Periodos acumulados de sobreesfuerzo pueden crear un efecto muy perjudicial en la vida de servicio útil de cualquier componente estructural. Este hecho es cierto e irreversible. Por lo tanto, la operación del avión, la planta motriz y varios sistemas debe limitarse a los valores de diseño para prevenir fallas o costos de mantenimiento excesivos temprano en la vida de servicio anticipada. Las limitaciones operativas presentadas en el manual deben cumplirse de una manera muy estricta.

Debido a las propiedades inherentes del material de alta resistencia y el factor de seguridad último de 1.5, la condición de carga límite raramente es el punto crítico de diseño y usualmente posee un gran margen positivo de resistencia estática. Este hecho por sí solo implica que la estructura debe ser groseramente sobreesforzada para producir daño fácilmente visible a simple vista. Esta falta de daño visible inmediato con el "sobreesfuerzo" hace que sea bastante difícil reconocer o apreciar el efecto a largo plazo. Un punto de referencia proporcionado en el diagrama de esfuerzo-deformación de la figura 5.6 es un esfuerzo denominado el "endurance limit" (límite de resistencia a la fatiga). Si los esfuerzos cíclicos operativos nunca exceden este "límite de resistencia", se puede soportar un número infinito (o en algunos casos "casi infinito") de ciclos sin falla por fatiga.

Ningún daño significativo por fatiga se acumula por esfuerzos por debajo del límite de resistencia, pero el valor de este límite de resistencia es aproximadamente del 30 al 50 por ciento de la resistencia a la fluencia (yield strength) para las aleaciones ligeras utilizadas en la construcción de aeronaves. La tasa de daño por fatiga causada por esfuerzos solo ligeramente por encima del límite de resistencia es insignificante. Incluso esfuerzos cerca de la carga límite no causan una acumulación significativa de daño por fatiga si la frecuencia de aplicación es razonable y dentro del requisito de la misión prevista. Sin embargo, los esfuerzos por encima de la carga límite—y especialmente esfuerzos muy por encima de la carga límite—crean una tasa muy rápida de daño por fatiga.

Entonces existe una situación desconcertante. El "sobreesfuerzo" es difícil de reconocer debido a la inherente alta resistencia a la fluencia y baja ductilidad de los metales típicos de aeronaves. Estos mismos sobreesfuerzos causan una alta tasa de daño por fatiga y crean fallas prematuras de las partes en servicio. El efecto del sobreesfuerzo acumulado es la formación y propagación de grietas por fatiga.

SECCIÓN 2: AERODINÁMICA Y TÉCNICA DE VUELO

APPLICATION OF AERODYNAMICS TO SPECIFIC PROBLEMS OF FLYING / APLICACIÓN DE LA AERODINÁMICA A PROBLEMAS ESPECÍFICOS DE VUELO

Si bien los capítulos anteriores han presentado las partes detalladas del campo general de la aerodinámica, quedan varios problemas de vuelo que requieren la aplicación de principios de muchas partes de la aerodinámica. La aplicación de la aerodinámica a estos diversos problemas de vuelo ayudará al Aviador Naval a comprender estos problemas y desarrollar buenas técnicas de vuelo.

PRIMARY CONTROL OF AIRSPEED AND ALTITUDE / CONTROL PRIMARIO DE VELOCIDAD Y ALTITUD

Para las condiciones de vuelo estable (steady flight), el avión debe estar en equilibrio. El equilibrio se logrará cuando no haya desequilibrio de fuerza o momento actuando sobre el avión. Si se asume que el avión está compensado (trimmed) de modo que no existe desequilibrio de momentos de cabeceo, guiñada o alabeo, la principal preocupación es las fuerzas que actúan sobre el avión, es decir, sustentación, empuje, peso y resistencia.

ANGLE OF ATTACK VERSUS AIRSPEED / ÁNGULO DE ATAQUE VERSUS VELOCIDAD AÉREA

Para lograr el equilibrio en la dirección vertical, la sustentación neta debe ser igual al peso del avión. Esta es una contingencia del vuelo estable, nivelado o vuelo de ascenso y descenso constante cuando la inclinación de la trayectoria de vuelo es leve. Un refinamiento de la ecuación básica de sustentación define la relación de velocidad, peso, coeficiente de sustentación, etc., para la condición de sustentación igual al peso.

V = 17.2 raiz cuadrada de (W/S sobre CL por sigma)

VE = 17.2 raiz cuadrada de (W/S sobre CL)

donde

V = velocidad, nudos (TAS)

VE = velocidad aérea equivalente, nudos (EAS)

W = peso bruto, lbs.

S = área de superficie del ala, pies cuadrados.

W/S = carga alar, psf (libras por pie cuadrado)

sigma = relación de densidad de altitud

CL = coeficiente de sustentación

A partir de esta relación se aprecia que una configuración dada de avión con una carga alar específica, W/S, logrará una sustentación igual al peso en combinaciones particulares de velocidad, V, y coeficiente de sustentación, CL. En vuelo estable, cada velocidad aérea equivalente exige un valor particular de CL y cada valor de CL exige una velocidad aérea equivalente particular para proporcionar una sustentación igual al peso. La Figura 6.1 ilustra una curva típica para un avión y muestra la relación entre CL y alfa, ángulo de ataque. Para esta relación, algún valor específico de alfa creará un cierto valor de CL para cualquier configuración aerodinámica dada.

Para las condiciones de vuelo estable con un avión dado, cada ángulo de ataque corresponde a una velocidad aérea específica. Cada ángulo de ataque produce un valor específico de CL y cada valor de CL requiere un valor específico de velocidad aérea equivalente para proporcionar una sustentación igual al peso.

Por lo tanto, el ángulo de ataque es el control primario de la velocidad aérea en vuelo estable. Si un avión se establece en vuelo estable y nivelado a una velocidad aérea particular, cualquier aumento en el ángulo de ataque resultará en alguna velocidad aérea reducida común al CL aumentado. Una disminución en el ángulo de ataque resultará en alguna velocidad aérea aumentada común al CL disminuido.

Como resultado del cambio en la velocidad aérea, el avión puede ascender o descender si no se proporcionó cambio en el ajuste de potencia, pero el cambio en la velocidad aérea fue proporcionado por el cambio en el ángulo de ataque. El estado del avión durante el cambio de velocidad será alguna condición transitoria entre las condiciones de estado estable original y final.

El control primario de la velocidad aérea en vuelo estable mediante el ángulo de ataque es un principio importante. Con algunas configuraciones de aviones, el vuelo a baja velocidad traerá consigo un bajo nivel de estabilidad de fuerza de palanca longitudinal y posibilidad de baja estabilidad estática longitudinal del avión. En tal caso, la "sensación" (feel) de la velocidad aérea será ligera y puede no proporcionar una referencia lista para un control fácil del avión.

Además, los altos ángulos de ataque comunes al vuelo a baja velocidad probablemente proporcionen grandes errores de posición al sistema indicador de velocidad aérea. Por lo tanto, el control adecuado de la velocidad aérea se verá mejorado por una buena referencia visual de "actitud"—o cuando el campo visual es pobre—un indicador de ángulo de ataque.

RATE OF CLIMB AND DESCENT / RÉGIMEN DE ASCENSO Y DESCENSO

Para que un avión alcance el equilibrio a altitud constante, la sustentación debe ser igual al peso y el empuje debe ser igual a la resistencia. El vuelo estable y nivelado requiere equilibrio tanto en la dirección vertical como horizontal. Para el caso de condiciones de vuelo en ascenso o descenso, la trayectoria de vuelo está inclinada y se logra una componente del peso a lo largo de la dirección de la trayectoria de vuelo y el equilibrio cuando el empuje no es igual a la resistencia.

Cuando el avión está en un ascenso estable o descenso, el régimen de ascenso está relacionado por la siguiente expresión:

RC_fpm = 33,000 (Pa - Pr) / W

donde

RC = rate of climb (régimen de ascenso), pies por min.

Pa = propulsive power available (potencia propulsiva disponible), h.p.

Pr = power required (potencia requerida) para vuelo nivelado, h.p.

W = gross weight (peso bruto), lbs.

A partir de esta relación se aprecia que el régimen de ascenso en vuelo estable es una función directa de la diferencia entre la potencia disponible y la potencia requerida. Si una configuración de avión dada está en un vuelo de sustentación igual a peso a alguna velocidad y altitud específicas, hay una potencia requerida para mantener estas condiciones. Si la potencia disponible de la planta motriz se ajusta para igualar la potencia requerida, el régimen de ascenso es cero (Pa - Pr = 0). Esto se ilustra en la figura 6.1 donde la potencia disponible se establece igual a la potencia requerida a la velocidad (A).

Si el avión estuviera en vuelo estable y nivelado a la velocidad (A), un aumento en la potencia disponible crearía un exceso de potencia que causaría un régimen de ascenso. Por supuesto, si se permitiera que la velocidad aumentara mediante un ángulo de ataque disminuido, el ajuste de potencia aumentado podría simplemente mantener la altitud a alguna velocidad aérea más alta. Sin embargo, si las condiciones aerodinámicas originales se mantienen, la velocidad se mantiene en (A) y un aumento en la potencia disponible resulta en un régimen de ascenso. Además, una disminución en la potencia disponible en el punto (A) producirá una deficiencia de potencia y resultará en un régimen de ascenso negativo (o régimen de descenso).

Por esta razón, es evidente que el ajuste de potencia es el control primario de la altitud en vuelo estable. Existe una correlación directa entre el exceso de potencia (Pa - Pr) y el régimen de ascenso, RC.

FLYING TECHNIQUE / TÉCNICA DE VUELO

Dado que las condiciones de vuelo estable predominan durante la mayoría de todo el vuelo, los fundamentos de la técnica de vuelo son los principios del vuelo estable:

(1) El Ángulo de ataque es el control primario de la velocidad aérea.

(2) El ajuste de Potencia es el control primario de la altitud, es decir, régimen de ascenso/descenso.

Con la excepción de las condiciones transitorias de vuelo que ocurren durante maniobras y acrobacias, las condiciones de vuelo estable serán aplicables durante condiciones de vuelo estable tales como crucero, ascenso, descenso, despegue, aproximación, aterrizaje, etc. Una comprensión clara y segura de estos dos principios desarrollará buenas técnicas de vuelo seguras aplicables a cualquier tipo de avión.

El control primario de la velocidad aérea durante condiciones de vuelo estable es el ángulo de ataque. Sin embargo, los cambios en la velocidad aérea requerirán cambios en el ajuste de potencia para mantener la altitud debido a la variación de potencia requerida con la velocidad. El control primario de la altitud (régimen de ascenso/descenso) es el ajuste de potencia. Si un avión está siendo volado a una velocidad aérea particular en vuelo nivelado, un aumento o disminución en el ajuste de potencia resultará en un régimen de ascenso o descenso a esta velocidad aérea.

Mientras que el ángulo de ataque debe mantenerse para sostener la velocidad aérea en vuelo estable, un cambio en el ajuste de potencia requerirá un cambio en la actitud para acomodar la nueva dirección de la trayectoria de vuelo. Estos principios forman la base para la técnica de vuelo de "actitud" más potencia, es decir, "actitud más potencia es igual a rendimiento", y proporcionan un antecedente para una buena técnica de vuelo instrumental así como una buena técnica de vuelo para todas las condiciones de vuelo ordinarias.

Una de las fases más importantes del vuelo es la aproximación de aterrizaje y es durante esta fase de vuelo que los principios de vuelo estable son tan aplicables. Si, durante la aproximación de aterrizaje, se nota que el avión está debajo de la senda de planeo deseada, un aumento en la actitud de nariz arriba no asegurará que el avión suba a la senda de planeo deseada. De hecho, un aumento en la actitud de nariz arriba producirá una mayor tasa de descenso y causará que el avión se hunda más por debajo de la senda de planeo deseada. A una velocidad aérea dada, solo un aumento en el ajuste de potencia puede causar un régimen de ascenso (o menor régimen de descenso) y un incremento en la actitud de nariz arriba sin el cambio de potencia apropiado solo controla el avión a una velocidad más baja.

REGION OF REVERSED COMMAND / REGIÓN DE COMANDO REVERSO

La variación de potencia o empuje requerido con la velocidad define los ajustes de potencia necesarios para mantener el vuelo nivelado estable a varias velocidades aéreas. Para simplificar la situación, una generalidad podría asumirse que la configuración y altitud del avión definen una variación de power required (potencia requerida) (o empuje requerido de jet) versus velocidad.

Esta variación general de potencia requerida versus velocidad se ilustra en la primera gráfica de la figura 6.2. Esta curva ilustra el hecho de que a bajas velocidades cerca de la pérdida (stall) o velocidad mínima de control, la potencia requerida es bastante alta. Sin embargo, un aumento en la velocidad reduce el ajuste de potencia requerido hasta que se alcanza algún valor mínimo en las condiciones para máxima resistencia (endurance). El aumento de velocidad más allá de las condiciones para máxima resistencia luego aumentará el ajuste de potencia requerido para vuelo nivelado estable.

REGIONS OF NORMAL AND REVERSED COMMAND / REGIONES DE COMANDO NORMAL Y REVERSO

Esta variación típica de potencia requerida con la velocidad permite asignar una especie de terminología a regímenes específicos de velocidad. Velocidades mayores que la velocidad para máxima resistencia requieren ajustes de potencia cada vez mayores para lograr un vuelo nivelado estable. Dado que el ajuste de potencia de comando normal asume un ajuste de potencia más alto para lograr una mayor velocidad, el régimen de velocidades de vuelo mayor que la velocidad para resistencia mínima se denomina la "región de comando normal". Obviamente, la potencia parásita o de resistencia parásita predomina en este régimen para producir el aumento de potencia requerida con el aumento de velocidad. Por supuesto, los ítems principales del rendimiento del avión tienen lugar en la región de comando normal.

Velocidades de vuelo por debajo de la velocidad para resistencia máxima producen ajustes de potencia requerida que aumentan con una disminución en la velocidad. Dado que el aumento en la potencia requerida con la velocidad disminuida es contrario al comando normal de vuelo, el régimen de velocidades de vuelo entre la velocidad para potencia mínima requerida y la velocidad de pérdida (stall speed) (o velocidad mínima de control) se denomina la "region of reversed command" (región de comando reverso). En este régimen de vuelo, una disminución en la velocidad aérea debe ir acompañada de un aumento en el ajuste de potencia para mantener el vuelo estable.

Obviamente, la resistencia inducida o potencia inducida requerida predomina en este régimen para producir el aumento de potencia requerida con la velocidad disminuida. Un hecho debe dejarse claro sobre la región de comando reverso: el vuelo en el "comando reverso" no implica que un ajuste de potencia disminuido traerá una velocidad aérea más alta o un ajuste de potencia aumentado producirá una velocidad aérea más baja. Para estar seguros, el control primario de la velocidad aérea no es el ajuste de potencia. El vuelo en la región de comando reverso solo implica que una velocidad aérea más alta requerirá un ajuste de potencia más bajo y una velocidad aérea más baja requerirá un ajuste de potencia más alto para mantener la altitud.

Debido a la variación de ajuste de potencia requerida a lo largo del rango de velocidades de vuelo, es posible que un ajuste de potencia particular sea capaz de lograr un vuelo nivelado estable a dos velocidades aéreas diferentes. Como se muestra en la primera curva de la figura 6.2, un ajuste de potencia dado satisfaría los requisitos de potencia y permitiría el vuelo nivelado estable en ambos puntos 1 y 2. A velocidades inferiores al punto 2, se incurriría en una deficiencia de potencia y existiría una tasa de descenso. De manera similar, a velocidades mayores que el punto 1, existiría una deficiencia de potencia y el avión descendería. El rango de velocidad entre los puntos 1 y 2 proporcionaría un exceso de potencia y se produciría vuelo en ascenso.

FEATURES OF FLIGHT IN THE NORMAL AND REVERSED REGIONS OF COMMAND / CARACTERÍSTICAS DEL VUELO EN LAS REGIONES DE COMANDO NORMAL Y REVERSO

La mayoría de todo el vuelo de avión se realiza en la región de comando normal, e.g., crucero, ascenso, maniobras, etc. La región de comando reverso se encuentra principalmente en las fases de baja velocidad del vuelo durante el despegue y aterrizaje. Debido a las extensas operaciones a baja velocidad durante las operaciones en portaaviones, el Aviador Naval estará más familiarizado con la región de comando reverso que el piloto ordinario.

Las características del vuelo en la región de comando normal se ilustran en el punto A en la segunda curva de la figura 6.2. Si el avión se establece en vuelo estable y nivelado en el punto A, la sustentación es igual al peso y la potencia disponible se ajusta igual a la potencia requerida. Cuando el avión es perturbado a alguna velocidad aérea mayor que el punto A, existe una deficiencia de potencia y, cuando el avión es perturbado a alguna velocidad ligeramente menor que el punto A, existe un exceso de potencia.

Esta relación proporciona una tendencia para que el avión regrese al equilibrio del punto A y reanude la condición de vuelo original tras una perturbación. Además, la estabilidad longitudinal estática del avión tiende a devolver al avión al CL compensado (trimmed) y velocidad correspondientes a este CL. El fugoide (phugoid) usualmente tiene cualidades más satisfactorias a bajos valores de CL, por lo que las cualidades de alta velocidad de la región de comando normal proporcionan poca tendencia de la velocidad del avión a variar o deambular (wander).

Con todos los factores considerados, el vuelo en la región de comando normal se caracteriza por una tendencia relativamente fuerte del avión a mantener la velocidad de compensación (trim speed) de forma bastante natural. Sin embargo, el vuelo en la región de comando reverso puede llevar a algunas impresiones inusuales y erróneas con respecto a la técnica de vuelo adecuada. Por ejemplo, si el avión se establece en el punto A en vuelo estable y nivelado, un aumento controlado en la velocidad aérea sin un cambio en el ajuste de potencia creará una deficiencia de potencia y causará que el avión descienda.

De manera similar, una disminución controlada en la velocidad aérea sin un cambio en el ajuste de potencia creará un exceso de potencia y causará que el avión ascienda. Este hecho, junto con el movimiento transitorio del avión cuando el ángulo de ataque se cambia rápidamente, puede llevar a la impresión de que el régimen de ascenso y descenso puede controlarse mediante cambios en el ángulo de ataque.

Si bien tal es cierto en la región de comando normal, para las condiciones de vuelo estable, el control primario de la altitud sigue siendo el ajuste de potencia y el control primario de la velocidad aérea sigue siendo el ángulo de ataque. Las impresiones y hábitos que pueden desarrollarse en la región de comando normal pueden traer consecuencias desastrosas en la región de comando reverso.

Las características de vuelo en la región de comando reverso se ilustran en el punto B en la segunda curva de la figura 6.2. Si el avión se establece en vuelo estable y nivelado en el punto B, la sustentación es igual al peso y la potencia disponible se establece igual a la potencia requerida. Cuando el avión es perturbado a alguna velocidad ligeramente mayor que el punto B, existe un exceso de potencia y, cuando el avión es perturbado a alguna velocidad ligeramente menor que el punto B, existe una deficiencia de potencia.

Esta relación es básicamente inestable porque la variación de exceso de potencia a cualquier lado del punto B tiende a magnificar cualquier perturbación original. Mientras que la estabilidad estática longitudinal del avión tiende a mantener el CL compensado original y la velocidad aérea correspondiente a ese CL, el fugoide usualmente tiene las cualidades menos satisfactorias a los altos valores de CL correspondientes al vuelo a baja velocidad.

Cuando se consideran todos los factores, el vuelo en la región de comando reverso se caracteriza por una tendencia relativamente débil del avión a mantener la velocidad de compensación naturalmente. De hecho, es probable que el avión exhiba una tendencia inherente a mantener la velocidad de compensación en este régimen de vuelo. Por esta razón, el piloto debe prestar particular atención al control preciso de la velocidad aérea cuando opera en las bajas velocidades de vuelo de la región de comando reverso.

Mientras el vuelo en la región de comando normal puede crear duda en cuanto al control primario de la velocidad aérea y altitud, la operación en la región de comando reverso debería dejar poca duda sobre las técnicas de vuelo adecuadas. Por ejemplo, si el avión se establece en el punto B en vuelo nivelado, un aumento controlado en la velocidad aérea (reduciendo el ángulo de ataque) sin un cambio en el ajuste de potencia creará un exceso de potencia a la velocidad aérea más alta y causará que el avión ascienda.

Además, una disminución controlada en la velocidad aérea (aumentando el ángulo de ataque) sin un cambio de ajuste de potencia creará una deficiencia de potencia a la velocidad aérea más baja y causará que el avión descienda. Esta relación no debería dejar poca duda en cuanto al control primario de la velocidad aérea y altitud.

Las condiciones transitorias durante los cambios en la velocidad aérea en la región de comando reverso son de interés desde el punto de vista de las características de flare (redondeo/recogida). Suponga que el avión está en vuelo estable en el punto B y el avión desarrolla instantáneamente la menor velocidad y tasa de descenso común al punto C (ver fig. 6.2). El avión no se acercaría instantáneamente a las condiciones del punto C sino que se acercaría a las condiciones del punto C a través de algún proceso transitorio dependiendo de las características del avión.

Si el avión tiene una carga alar baja, una relación L/D alta y una curva de alta pendiente de sustentación, el aumento en el ángulo de ataque en el punto B producirá un movimiento transitorio en el cual un aumento en el régimen de ascenso (o reducción del régimen de descenso) irá acompañado de una pérdida gradual de velocidad aérea. Por supuesto, la velocidad eventualmente disminuye al punto C y se logra el régimen estable de descenso.

Si el avión tiene una carga alar alta, baja L/D y una curva de baja pendiente de sustentación, el aumento en el ángulo de ataque en el punto B puede producir un movimiento transitorio en el cual la reducción de velocidad aérea y aumento en el régimen de descenso son tan rápidos que el avión puede ser incapaz de una trayectoria de vuelo de flare sin un aumento en el ajuste de potencia. Tales características pueden necesitar técnicas especiales de aterrizaje, particularmente en el caso de un aterrizaje con flameout (apagado de motor).

La operación en la región de comando reverso no implica que existirá una gran dificultad de control. Sin embargo, existirán condiciones peligrosas. El vuelo en la región de comando reverso amplifica cualquier error de técnica básica de vuelo. Por lo tanto, la técnica de vuelo adecuada y el control preciso del avión son lo más necesario en la región de comando reverso.

EL INDICADOR DE ÁNGULO DE ATAQUE Y EL SISTEMA DE ATERRIZAJE POR ESPEJO (THE ANGLE OF ATTACK INDICATOR AND THE MIRROR LANDING SYSTEM)

Los errores habituales durante las fases de vuelo de despegue y aterrizaje implican un control inadecuado de la velocidad (airspeed) y de la trayectoria de vuelo. Cualquier error de técnica se amplifica cuando el piloto no dispone de una referencia visual adecuada. Es necesario proporcionar al piloto un campo de referencia visual lo más completo posible para minimizar o eliminar cualquier error de percepción y orientación. El indicador de ángulo de ataque y el sistema de aterrizaje por espejo (mirror landing system) ayudan al piloto durante las fases de despegue y aterrizaje y permiten un control más consistente y preciso del avión.

EL INDICADOR DE ÁNGULO DE ATAQUE (THE ANGLE OF ATTACK INDICATOR)

Existen muchas condiciones aerodinámicas específicas en ángulos de ataque particulares para el avión. Generalmente, las condiciones de pérdida (stall), aproximación de aterrizaje, mejor coeficiente de sustentación y resistencia, etc., ocurren en valores específicos del coeficiente de levantamiento. Por lo tanto, un instrumento para indicar o relacionar el ángulo de ataque del avión sería una referencia valiosa para el piloto.

Cuando el avión se encuentra en ángulos de ataque altos, se vuelve difícil proporcionar indicaciones precisas de velocidad debido a la posibilidad de grandes errores de posición. De hecho, para configuraciones de avión con baja relación de aspecto (low aspect ratio) en ángulos de ataque altos, es posible proporcionar indicaciones de ángulo de ataque que son más precisas que las indicaciones de velocidad. Como resultado, un indicador de ángulo de ataque puede ser de la mayor utilidad en los ángulos de ataque altos.

Una ventaja particular de un indicador de ángulo de ataque es que el indicador no se ve afectado directamente por el peso bruto, el ángulo de inclinación lateral (bank angle), el factor de carga, la velocidad o la densidad de altitud. La curva de sustentación típica de la figura 6.3 ilustra la variación del coeficiente de levantamiento, CL, con el ángulo de ataque, alfa. Cuando una configuración aerodinámica particular está en vuelo subsónico, cada ángulo de ataque produce un valor particular de coeficiente de levantamiento.

Por supuesto, un punto de especial interés en la curva de sustentación es el coeficiente de levantamiento máximo, CLmax. Los ángulos de ataque mayores que el de CLmax producen una disminución en el coeficiente de levantamiento y constituyen la condición de pérdida (stalled condition) de vuelo. Dado que CLmax ocurre en un ángulo de ataque particular, cualquier dispositivo para proporcionar una advertencia de pérdida debe basarse en la función de este ángulo de ataque crítico. Bajo estas condiciones, la pérdida del avión puede tener lugar a varias velocidades dependiendo del peso bruto, factor de carga, etc., pero siempre al mismo ángulo de ataque.

Para reducir las distancias de despegue y aterrizaje y minimizar las cargas de frenado (arresting loads), el despegue y el aterrizaje se realizarán a velocidades prácticas mínimas. Las velocidades de despegue y aterrizaje deben proporcionar suficiente margen por encima de la velocidad de pérdida (o velocidad mínima de control) y generalmente se especifican en porcentajes fijos de la velocidad de pérdida. Como tal, la aproximación y el aterrizaje se realizarán a valores específicos de coeficiente de levantamiento y, por lo tanto, ángulos de ataque particulares.

Por ejemplo, supongamos que el punto A en la curva de sustentación se define como la condición aerodinámica adecuada para la aproximación de aterrizaje. Esta condición existe como un coeficiente de levantamiento y un ángulo de ataque particulares para una configuración aerodinámica específica. Cuando el avión se vuela en una trayectoria de vuelo estable con el ángulo de ataque prescrito, la velocidad resultante será apropiada para el peso bruto del avión. Cualquier variación en el peso bruto simplemente alterará la velocidad necesaria para proporcionar suficiente sustentación. El uso de un indicador de ángulo de ataque para mantener el ángulo de ataque recomendado asegurará que el avión se opere a la velocidad de aproximación adecuada, ni demasiado baja ni demasiado alta.

Además del uso del indicador de ángulo de ataque durante la aproximación y el aterrizaje, el instrumento puede usarse como una referencia principal durante el despegue. El uso del indicador de ángulo de ataque para asumir el ángulo de despegue adecuado evitará tanto la sobrerrotación como el exceso de velocidad de despegue. Además, el indicador de ángulo de ataque puede ser aplicable para asistir en el control del avión para condiciones de alcance, resistencia, maniobras, etc.

EL SISTEMA DE ATERRIZAJE POR ESPEJO (THE MIRROR LANDING SYSTEM)

Una aproximación bien planificada y estabilizada es un requisito fundamental para un buen aterrizaje. Sin embargo, uno de los problemas más difíciles es el posicionamiento del avión a lo largo de una trayectoria de vuelo adecuada durante la aproximación al aterrizaje. Si bien son posibles varios dispositivos, la forma más útil de indicador de trayectoria de planeo (glide path) aplicable tanto a operaciones en campo como a bordo de buques es el sistema de aterrizaje por espejo.

La función del sistema de aterrizaje por espejo es proporcionar al piloto una referencia visual precisa para una trayectoria de vuelo seleccionada que tenga la inclinación y el punto de contacto (touchdown) deseados. La utilización del sistema de espejo permitirá al piloto posicionar el avión a lo largo de la trayectoria de planeo deseada y tocar tierra en el punto deseado. Cuando se establece la inclinación adecuada de la trayectoria de planeo, se puede asegurar al piloto que la tasa de descenso no será excesiva y que se establece una base para un aterrizaje exitoso.

La combinación del indicador de ángulo de ataque y el sistema de aterrizaje por espejo puede proporcionar una excelente referencia para una técnica de aterrizaje. El uso del indicador de ángulo de ataque proporcionará al piloto la velocidad adecuada, mientras que el sistema de espejo proporcionará la referencia de trayectoria de vuelo deseada. Cuando las operaciones a bordo de buques se realizan sin el sistema de espejo y el indicador de ángulo de ataque, el oficial de señales de aterrizaje (LSO) debe proporcionar la referencia inmediata de velocidad y trayectoria de vuelo.

El LSO debe percibir y juzgar el ángulo de ataque (y, por lo tanto, la velocidad) y la trayectoria de vuelo del avión que aterriza y señalar las correcciones que deben realizarse para lograr la trayectoria de vuelo y el ángulo de ataque deseados. Debido a que es capaz de percibir la trayectoria de vuelo y el ángulo de ataque con mayor precisión que el piloto sin un indicador de ángulo de ataque y un sistema de aterrizaje por espejo.

LA APROXIMACIÓN Y EL ATERRIZAJE (THE APPROACH AND LANDING)

Las técnicas específicas necesarias durante la fase de aproximación y aterrizaje pueden variar considerablemente entre varios tipos de aviones y diversas operaciones. Sin embargo, independientemente del tipo de avión u operación, existen ciertos principios fundamentales que definirán las técnicas básicas de vuelo durante la aproximación y el aterrizaje. Los procedimientos específicos recomendados para cada tipo de avión deben seguirse exactamente para asegurar una técnica de aterrizaje consistente y segura.

LA APROXIMACIÓN (THE APPROACH).

La aproximación debe conducirse para proporcionar una trayectoria de vuelo estabilizada y constante hasta el punto de contacto (point of touchdown) previsto. La velocidad de aproximación especificada para un tipo de avión debe proporcionar un margen suficiente por encima de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control para permitir un control satisfactorio y una maniobrabilidad adecuada.

Por otro lado, la velocidad de aproximación no debe ser muy superior a la velocidad de contacto, ya que sería necesaria una gran reducción de velocidad antes del contacto con el suelo. Generalmente, la velocidad de aproximación será del 10 al 30 por ciento por encima de la velocidad de pérdida dependiendo del tipo de avión y la operación particular.

Durante la aproximación, el piloto debe intentar mantener una trayectoria de vuelo suave y prepararse para el contacto. Un aterrizaje suave minimizará los elementos transitorios de la trayectoria de vuelo y proporcionará al piloto una mejor oportunidad para percibir y orientar el avión a lo largo de la trayectoria de vuelo deseada.

Deben evitarse los giros pronunciados a las bajas velocidades de la aproximación debido al aumento en la resistencia (drag) y la velocidad de pérdida en el giro. La Figura 6.4 ilustra el cambio típico en el empuje (thrust) requerido causado por un giro pronunciado. Un giro pronunciado puede hacer que el avión entre en pérdida o el gran aumento en la resistencia inducida puede crear una tasa de descenso excesiva.

En cualquier caso, puede que no haya suficiente altitud para efectuar la recuperación. Si el avión no está alineado adecuadamente en la aproximación final, es ciertamente preferible realizar un "motor y al aire" (waveoff) y dar la vuelta en lugar de "presionar a toda costa" e intentar salvar un aterrizaje decente de una mala aproximación.

La coordinación adecuada de los controles es una necesidad absoluta durante la aproximación. En este sentido, se debe dar el debido respeto al control primario de la velocidad y la tasa de descenso para las condiciones de la aproximación estabilizada (steady approach).

Por lo tanto, el ángulo de ataque adecuado producirá la velocidad de aproximación deseada; un ángulo de ataque demasiado bajo incurrirá en un exceso de velocidad, mientras que un ángulo de ataque excesivo producirá una deficiencia de velocidad y puede causar problemas de pérdida o control. Una vez que se alcanzan la velocidad y el ángulo de ataque adecuados, el control primario de la tasa de descenso durante la configuración de potencia estabilizada será la configuración de potencia (power setting).

Por ejemplo, si se percibe que el avión está por encima de la trayectoria de planeo deseada, una actitud más de nariz abajo (nose-down) sin una disminución en la configuración de potencia resultará en una ganancia de velocidad. Por otro lado, si se percibe que el avión está por debajo de la trayectoria de planeo deseada, una actitud más de nariz arriba (nose-up) sin un aumento en la configuración de potencia simplemente permitirá que el avión vuele más lentamente y, en la región de comando invertido, eventualmente produzca una mayor tasa de descenso. Para las condiciones de vuelo estable, el ángulo de ataque es el control primario de la velocidad y la configuración de potencia es el control primario de la tasa de ascenso y descenso.

Esto es especialmente cierto durante la aproximación estabilizada al aterrizaje. Por supuesto, la capacidad de la planta motriz para producir cambios rápidos en el empuje afectará la técnica específica que se utilizará. Si la planta motriz no es capaz de producir cambios controlados inmediatos en el empuje, la técnica operativa debe tener en cuenta esta deficiencia. Es sumamente deseable que la planta motriz sea capaz de efectuar cambios rápidos en el empuje para permitir un control preciso del avión durante la aproximación.

El tipo de trayectoria de aproximación es un factor importante ya que afecta el requisito de tasa de descenso y, hasta cierto punto, la capacidad de controlar el punto de contacto (touchdown). La trayectoria de aproximación A de la figura 6.4 representa la aproximación empinada y de baja potencia. Tal trayectoria de vuelo generalmente implica una configuración de baja potencia cerca de las condiciones de ralentí (idle) y una alta tasa de descenso. El control preciso del avión es difícil y un exceso de velocidad generalmente resulta de una trayectoria de aproximación similar a A.

La maniobra de "motor y al aire" (waveoff) puede ser difícil debido a la aceleración requerida del motor y la alta tasa de descenso. Además, la trayectoria de aproximación empinada con alta tasa de descenso requiere un redondeo considerable (flare) para reducir la tasa de descenso en el contacto. Este requisito de redondeo extremo será difícil de ejecutar con consistencia y generalmente resultará en una gran variación en la velocidad, tasa de descenso y punto de contacto.

La trayectoria de aproximación C de la figura 6.4 tipifica la aproximación larga y poco profunda con demasiado poca inclinación de la trayectoria de vuelo. Tal trayectoria de vuelo requiere una configuración de potencia relativamente alta y una deficiencia de velocidad es una consecuencia habitual. Este extremo de una trayectoria de aproximación no es deseable porque es difícil controlar el punto de contacto y la baja velocidad puede permitir que el avión se asiente prematuramente antes del contacto previsto.

Debe seleccionarse alguna trayectoria de aproximación entre los extremos de A y C, por ejemplo, la trayectoria de vuelo B. La trayectoria de aproximación deseable no debe incurrir en velocidad y tasa de descenso excesivas ni requerir una configuración de potencia excesiva antes del contacto. Además, se debe requerir una configuración de potencia moderada que permita un control preciso de la trayectoria de vuelo y proporcione características adecuadas de "motor y al aire" (waveoff).

La trayectoria de aproximación no puede ser demasiado poco profunda ya que puede requerirse una configuración de potencia excesiva y puede ser difícil juzgar y controlar el punto de contacto. El LSO, los sistemas de aterrizaje por espejo y varios sistemas de iluminación de aproximación ayudarán al piloto a lograr la trayectoria de vuelo de aproximación deseada.

EL REDONDEO Y LA TOMA DE CONTACTO (THE LANDING FLARE AND TOUCHDOWN).

Las técnicas específicas de redondeo (flare) y contacto variarán considerablemente entre varios tipos de aviones. De hecho, para ciertos tipos de aviones, un redondeo de una aproximación ejecutada adecuadamente puede no ser deseable debido a la posibilidad de ciertas cargas dinámicas críticas de aterrizaje o debido a la necesidad de un cierto estándar de técnica. La técnica de redondeo aerodinámico mínimo cuando las características de redondeo aerodinámico son críticas. La velocidad de aterrizaje debe ser la velocidad práctica más baja por encima de la pérdida para reducir las distancias de aterrizaje y las cargas de frenado. Generalmente, la velocidad de aterrizaje será del 5 al 25 por ciento por encima de la velocidad de pérdida dependiendo del tipo de avión y la operación particular.

La técnica requerida para el aterrizaje estará determinada en gran parte por las características aerodinámicas del avión. Si las características del avión son carga alar baja, alta pendiente de la curva de sustentación (high lift curve slope), el avión generalmente tendrá buenas características de redondeo de aterrizaje. Si las características del avión son carga alar alta, baja L/D (relación sustentación/resistencia), y pendiente de la curva de sustentación relativamente baja, el avión puede no poseer características de redondeo deseables y la técnica de aterrizaje puede requerir un mínimo de redondeo para el contacto. Estos extremos se ilustran mediante las curvas de sustentación de la figura 6.4.

En preparación para el aterrizaje, varios factores deben tenerse en cuenta debido a su efecto en la distancia de aterrizaje, las cargas de aterrizaje y los requisitos de disipación de energía de los frenos. Estos factores son:

(1) El peso bruto de aterrizaje (Landing gross weight) debe considerarse debido a su efecto en la velocidad de aterrizaje y las cargas de aterrizaje. Dado que el aterrizaje se logra en un ángulo de ataque específico o margen por encima de la velocidad de pérdida, el peso bruto definirá la velocidad de aterrizaje. Además, el peso bruto es un factor importante para determinar la distancia de aterrizaje y los requisitos de disipación de energía de los frenos. Habrá un peso máximo de diseño de aterrizaje especificado para cada avión y esta limitación debe respetarse debido a las cargas críticas de aterrizaje, cargas de detención o requisitos de frenos. Por supuesto, cualquier avión tendrá una tasa de descenso límite de contacto con el peso máximo de aterrizaje y las limitaciones principales de aterrizaje se definirán por la combinación de peso bruto y tasa de descenso en el contacto.

(2) El viento en superficie (surface winds) debe considerarse debido al gran efecto del viento de frente o viento de cola en la distancia de aterrizaje. En el caso del viento cruzado (crosswind), el componente del viento a lo largo de la pista será la velocidad efectiva de viento de frente o viento de cola. Además, el componente de viento cruzado a través de la pista definirá ciertos requisitos de control lateral y potencia. El avión que exhibe un gran efecto diédrico con altos coeficientes de levantamiento es bastante sensible al viento cruzado y un componente de viento cruzado limitante se definirá para la configuración.

(3) La altitud de presión y la temperatura (Pressure altitude and temperature) afectarán la distancia de aterrizaje debido al efecto sobre la velocidad verdadera (true airspeed) para aterrizar. Por lo tanto, la altitud de presión y la temperatura deben considerarse para definir la altitud de densidad.

(4) La condición de la pista (The runway condition) debe considerarse por su efecto en las distancias de aterrizaje. La pendiente de la pista de valores ordinarios favorecerá ordinariamente la selección de una pista para una condición de viento de frente favorable en el aterrizaje. La condición de la superficie de la pista determinará la efectividad de frenado y el hielo o el agua en la pista pueden producir un aumento considerable en la distancia mínima de aterrizaje.

Por lo tanto, la preparación para el aterrizaje debe incluir la determinación de la distancia de aterrizaje del avión y la comparación con la longitud de pista disponible. El uso del indicador de ángulo de ataque y el sistema de aterrizaje por espejo ayudará al piloto a efectuar el contacto en la ubicación deseada con la velocidad adecuada. Por supuesto, el aterrizaje no se completa hasta que el avión se reduce de velocidad para salir de la pista. El control del avión debe mantenerse después del contacto y debe usarse la técnica adecuada para desacelerar el avión.

ERRORES TÍPICOS (TYPICAL ERRORS).

Hay muchas consecuencias indeseables cuando no se siguen los principios básicos y los procedimientos específicos durante la aproximación y el aterrizaje. Algunos de los errores típicos involucrados en los accidentes de aterrizaje se describen en la siguiente discusión.

La aproximación empinada y de baja potencia conduce a una tasa de descenso excesiva y la posibilidad de un aterrizaje duro. Esto es particularmente el caso para el avión moderno de baja relación de aspecto (low aspect ratio) y ala en flecha (swept wing) en configuración de aterrizaje, que incurre en una resistencia inducida (induced drag) muy grande a bajas velocidades y no tiene características de redondeo convencionales. Para este tipo de avión en una aproximación empinada y de baja potencia, un ángulo de ataque aumentado sin un cambio de configuración de potencia puede no causar una reducción de la tasa de descenso e incluso puede aumentar la tasa de descenso en el contacto.

Por esta razón, es necesaria una aproximación estabilizada moderada y los principales cambios en la tasa de descenso deben controlarse mediante cambios en la configuración de potencia y los principales cambios en la velocidad deben controlarse mediante cambios en el ángulo de ataque.

Un ángulo de ataque excesivo durante la aproximación y el aterrizaje implica que el avión está siendo operado a una velocidad demasiado baja. Por supuesto, el ángulo de ataque excesivo puede hacer que el avión entre en pérdida (stall) o en barrena (spin) y la baja altitud puede impedir la recuperación. Además, la configuración de baja relación de aspecto a una velocidad excesivamente baja incurrirá en una resistencia inducida muy alta y, por lo tanto, requerirá una configuración de potencia alta o una tasa de descenso excesiva. Un problema adicional es creado por un ángulo de ataque excesivo para el avión que exhibe un gran efecto diédrico con altos coeficientes de levantamiento. En este caso, el avión sería más sensible a los vientos cruzados y el control lateral adecuado puede no estar disponible para efectuar un aterrizaje seguro con un valor crítico de viento cruzado.

El exceso de velocidad en el aterrizaje es tan indeseable como una deficiencia de velocidad. Un exceso de velocidad (excessive airspeed) en el aterrizaje producirá un aumento indeseable en la distancia de aterrizaje y la energía a ser disipada por los frenos para el aterrizaje en campo o cargas de detención excesivas para el aterrizaje a bordo de buques. Además, el exceso de velocidad es un corolario de un ángulo de ataque demasiado bajo y el avión puede contactar la cubierta o la pista primero con la rueda de nariz y causar daños a la rueda de nariz o comenzar un "marsopeo" (porpoising) del avión.

Durante un redondeo para el aterrizaje, cualquier exceso de velocidad será difícil de disipar debido a la reducción de la resistencia debido al efecto suelo (ground effect). Por lo tanto, si el avión se mantiene con exceso de velocidad, el avión "flotará" (float) con la consecuencia de enganche de barrera, enganche de barricada, "bolter" (no enganchar el cable de frenado), o una distancia de pista considerable utilizada antes del contacto.

Un requisito fundamental para un buen aterrizaje es una aproximación bien planificada y ejecutada. La posibilidad de errores durante el proceso de aterrizaje se minimiza cuando el avión se lleva al punto de contacto con la trayectoria de planeo y la velocidad adecuadas. Con la aproximación adecuada, no hay necesidad de cambios drásticos en la trayectoria de vuelo, el ángulo de ataque o la configuración de potencia para alinearse con la cubierta o la pista.

Los errores tardíos para el punto de contacto previsto suelen resultar en accidentes de aterrizaje. El control preciso de la velocidad y la trayectoria de planeo son absolutamente necesarios y el LSO, el indicador de ángulo de ataque y el sistema de aterrizaje por espejo brindan una gran asistencia al avión.

EL DESPEGUE (THE TAKEOFF)

Al igual que en el caso del aterrizaje, las técnicas específicas necesarias pueden variar mucho entre varios tipos de aviones y diversas operaciones, pero ciertos principios fundamentales serán comunes a todos los aviones y todas las operaciones. Los procedimientos específicos recomendados para cada tipo de avión deben seguirse exactamente para asegurar una técnica de vuelo segura y consistente.

VELOCIDAD Y DISTANCIA DE DESPEGUE (TAKEOFF SPEED AND DISTANCE).

La velocidad de despegue (takeoff speed) de cualquier avión es algún margen práctico mínimo por encima de la pérdida (stall) y proporciona suficiente control y tasa de ascenso (rate of climb) inicial. Dependiendo de las características del avión, la velocidad de despegue será algún valor de 5 a 25 por ciento por encima de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control. Como tal, el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque en el despegue serán específicos para cada configuración de avión.

Como resultado, la velocidad de despegue (EAS o CAS) es una función del peso bruto en el despegue. Una velocidad demasiado baja en el despegue puede causar una pérdida (stall), falta de control adecuado, o un rendimiento de ascenso inicial pobre. Un exceso de velocidad en el despegue puede proporcionar un mejor control y tasa de ascenso inicial, pero la velocidad más alta requiere una distancia adicional y puede proporcionar condiciones críticas para los neumáticos.

La distancia de despegue (takeoff distance) de un avión se ve afectada por muchos factores diferentes además de la técnica y, antes del despegue, la distancia de despegue debe determinarse y compararse con la longitud de pista disponible. Los factores principales que afectan la distancia de despegue son los siguientes:

(1) El peso bruto (gross weight) del avión tiene un efecto considerable en la distancia de despegue porque afecta tanto a la velocidad de despegue como a la aceleración durante la carrera de despegue (takeoff roll).

(2) Los vientos en superficie (surface winds) deben considerarse debido al poderoso efecto de un viento de frente (headwind) o viento de cola (tailwind) en la distancia de despegue. En el caso del viento cruzado (crosswind), el componente de viento a lo largo de la pista será la velocidad efectiva de viento de frente o de cola. Además, los requisitos de control lateral y potencia definirán el componente de viento límite que no debe excederse.

(3) La altitud de presión y la temperatura (Pressure altitude and temperature) pueden causar un gran efecto en la distancia de despegue, especialmente en el caso del avión propulsado por turbina avión. La altitud de densidad determinará la velocidad verdadera (true airspeed) en el despegue y puede afectar la aceleración de despegue al alterar el empuje (thrust) de la planta motriz. El efecto de la temperatura por sí solo es importante en el caso de los aviones propulsados por turbina, ya que el empuje de entrada de aire es aproximadamente dos veces más sensible a la densidad de altitud y de cinco a diez veces más sensible a la temperatura que un avión representativo con motor recíproco.

(4) La humedad específica (Specific humidity) debe tenerse en cuenta en el caso del avión con motor recíproco. Un alto contenido de vapor de agua en el aire causará una reducción definida en la potencia de despegue y la aceleración de despegue.

(5) La condición de la pista (runway condition) merecerá consideración cuando la aceleración de despegue sea básicamente baja. La pendiente de la pista debe compararse cuidadosamente con los vientos en superficie porque los valores ordinarios de pendiente de la pista generalmente favorecerán la elección de la pista con viento de frente y pendiente ascendente en lugar de viento de cola y pendiente descendente. La condición de la superficie de la pista tiene poca relación con la distancia de despegue siempre que la pista sea una superficie dura.

Cada uno de estos factores debe tenerse en cuenta y la distancia de despegue debe computarse adecuadamente para las condiciones existentes. Dado que la distancia de franqueamiento de obstáculos (obstacle clearance distance) es generalmente una función de los mismos factores que afectan la distancia de despegue, la distancia de franqueamiento de obstáculos generalmente se relaciona como una proporción de la distancia de despegue. Por supuesto, las distancias de despegue y franqueamiento de obstáculos se obtendrán mediante los datos del manual relacionados con las técnicas y procedimientos descritos en el manual.

ERRORES TÍPICOS (TYPICAL ERRORS).

La familiaridad con los datos de rendimiento del avión y la contabilidad adecuada del peso, viento, altitud, temperatura, etc., son partes necesarias del vuelo. Las condiciones de alto peso bruto, alta altitud de presión y vientos desfavorables crean requisitos extremos de longitud de pista, especialmente para el avión propulsado por turbina. Bajo estas condiciones, el uso de los datos del manual es obligatorio y no se pueden tolerar conjeturas.

Un error típico de la técnica de despegue es la rotación de cabeceo prematura o excesiva (premature or excess pitch rotation) del avión. La rotación prematura o excesiva del avión puede reducir seriamente la aceleración de despegue y aumentar la distancia de despegue. Además, cuando el avión se coloca en un ángulo de ataque excesivo durante el despegue, el avión puede irse al aire (become airborne) a una velocidad demasiado baja y el resultado puede ser una pérdida (stall), falta de control adecuado (especialmente en un viento cruzado), o un rendimiento de ascenso inicial pobre. De hecho, hay ciertas configuraciones de baja relación de aspecto (low aspect ratio) de aviones que, en un ángulo de ataque excesivo, no saldrán volando del efecto suelo (ground effect).

Por lo tanto, la sobrerrotación del avión durante la carrera de despegue puede obstaculizar la aceleración de despegue o el ascenso inicial. Es bastante típico que un avión se coloque en un ángulo de ataque excesivo y se vaya al aire prematuramente para luego volver a asentarse en la pista. Cuando se asume el ángulo de ataque adecuado, el avión simplemente acelera a la velocidad de despegue suficiente y se va al aire con una tasa de ascenso inicial eficiente. En este sentido, debe usarse la rotación apropiada y las velocidades de despegue o el indicador de ángulo de ataque.

Si el avión está sujeto a un tirón repentino (sudden pull-up) o giro pronunciado (steep turn) después de irse al aire, el resultado puede ser una pérdida (stall), barrena (spin), o reducción en la tasa de ascenso inicial. El ángulo de ataque aumentado puede exceder el ángulo de ataque crítico o el aumento en la resistencia inducida (induced drag) puede ser bastante grande. Por esta razón, cualquier giro de limpieza realizado inmediatamente después del despegue o lanzamiento desde cubierta debe ser leve y estar bien dentro de las capacidades del avión.

Para obviar algunos de los problemas de una deficiencia de velocidad en el despegue, el resultado habitual puede ser un exceso de velocidad (excess of airspeed) en el despegue. El efecto principal de un exceso de velocidad de despegue es la mayor distancia de despegue que resulta. El efecto general es que cada 1 por ciento de exceso de velocidad de despegue incurre en aproximadamente un 2 por ciento de distancia de despegue adicional. Por lo tanto, el exceso de velocidad debe compararse con la pista adicional requerida para producir la velocidad más alta. Además, los neumáticos del avión pueden estar sujetos a cargas críticas cuando el avión está a velocidades de rodadura muy altas y las velocidades en exceso de una velocidad de despegue básicamente alta pueden producir daños o fallas en los neumáticos.

Al igual que con las condiciones de aterrizaje, el exceso de velocidad o la deficiencia de velocidad no es deseable. Las velocidades de despegue adecuadas y el ángulo de ataque deben utilizarse para asegurar un rendimiento de despegue satisfactorio.

RÁFAGAS Y CORTANTE DE VIENTO (GUSTS AND WIND SHEAR)

La variación de la velocidad y dirección del viento a través de la atmósfera es importante debido a su efecto sobre las fuerzas y momentos aerodinámicos en un avión. A medida que el avión atraviesa esta variación de velocidad y dirección del viento, los cambios en el flujo de aire crean cambios en las fuerzas y momentos aerodinámicos y producen una respuesta del avión. La variación de la velocidad del flujo de aire a lo largo de una dirección dada existe con gradientes de cizalladura paralelos a la dirección del flujo. Por lo tanto, los gradientes de velocidad a menudo se denominan "cizalladura" o "cortante" (shear).

El efecto de la ráfaga vertical (vertical gust) tiene efectos importantes en el avión a alta velocidad debido a la posibilidad de cargas de vuelo dañinas. El mecanismo de la ráfaga vertical se ilustra en la figura 6.5 donde la velocidad de la ráfaga vertical se suma vectorialmente a la velocidad de vuelo. El resultado principal es producir un cambio en la velocidad resultante. El efecto principal de la ráfaga vertical es producir un cambio en el ángulo de ataque del avión, e.g., una ráfaga positiva (hacia arriba) causa un aumento en el ángulo de ataque, mientras que una ráfaga negativa (hacia abajo) causa una disminución en el ángulo de ataque. Por supuesto, un cambio en el ángulo de ataque efectuará un cambio en la sustentación y, si se encuentra alguna combinación crítica de intensidad de ráfaga y alta velocidad de vuelo, el cambio en la sustentación puede ser lo suficientemente grande como para causar daño estructural.

A bajas velocidades de vuelo durante la aproximación, aterrizaje y despegue, el efecto de la ráfaga vertical se debe al mismo mecanismo del cambio en el ángulo de ataque. Sin embargo, a estas bajas velocidades de vuelo, el problema es uno de posible pérdida incipiente (incipient stalling) y hundimiento (sinking) en lugar de esfuerzo excesivo (overstress). Cuando el avión está en un ángulo de ataque alto, un aumento adicional en el ángulo de ataque debido a una ráfaga puede exceder el ángulo de ataque crítico y causar una pérdida incipiente del avión. Además, una disminución en el ángulo de ataque debido a una ráfaga causará una pérdida de sustentación y permitirá que el avión se hunda (sink). Por esta razón, cualquier deficiencia de velocidad será bastante crítica al operar en condiciones de ráfagas.

El efecto de la ráfaga horizontal (horizontal gust) difiere del efecto de la ráfaga vertical en que el efecto inmediato es un cambio de velocidad (airspeed) en lugar de un cambio en el ángulo de ataque. En este sentido, la ráfaga horizontal es de poca importancia en las cargas principales del avión y limitaciones de resistencia. De mayor importancia es la respuesta del avión a ráfagas horizontales y cortante de viento (wind shear) al operar a bajas velocidades de vuelo. Las posibles condiciones en las que un avión puede encontrar ráfagas horizontales y cortante de viento se ilustran en la figura 6.5. A medida que el avión atraviesa un cambio en la dirección del viento, existirá un cambio en el componente de viento de frente (headwind). Además, un avión que sube o desciende puede atravesar una cizalladura de velocidad del viento, i.e., un perfil de viento en el que la velocidad del viento varía con la altitud.

La respuesta de un avión es muy dependiente de las características del avión, pero ciertos efectos básicos son comunes a todos los aviones. Supongamos que un avión se establece en vuelo estable y nivelado con sustentación igual al peso, empuje igual a la resistencia y compensado (trimmed) de modo que no hay desequilibrio de momento de cabeceo (pitching), guiñada (yawing) o alabeo (rolling). Si el avión atraviesa una cizalladura de viento horizontal brusca equivalente a una ráfaga horizontal, el cambio resultante en la velocidad perturbará tal equilibrio. Por ejemplo, si el avión encuentra una ráfaga horizontal brusca que reduce la velocidad un 20 por ciento, la nueva velocidad (80 por ciento del valor original) produce sustentación y resistencia en el mismo ángulo de ataque que son el 64 por ciento del valor original. El cambio en estas fuerzas aerodinámicas haría que el avión acelerara en la dirección del desequilibrio resultante de fuerza.

Es decir, el avión aceleraría hacia abajo y hacia adelante hasta que se logre un nuevo equilibrio. Además, habría un cambio en el momento de cabeceo que produciría una respuesta del avión en cabeceo. La respuesta del avión al gradiente de ráfaga diferirá según las características del avión. Generalmente, si el avión encuentra una cizalladura de viento brusca que reduce la velocidad, el avión tiende a hundirse e incurrir en una pérdida de altitud antes de que se logren las condiciones de equilibrio. De manera similar, si el avión encuentra una cizalladura de viento brusca que aumenta la velocidad, el avión tiende a flotar e incurrir en una ganancia de altitud antes de que se logren las condiciones de equilibrio.

Ráfagas verticales y horizontales significativas pueden deberse al terreno o condiciones atmosféricas. La proximidad de un frente inestable o actividad de tormenta eléctrica en las cercanías del aeródromo es probable que cree una cizalladura de viento y condiciones de ráfagas significativas a baja altitud. Durante condiciones de ráfagas, debe hacerse todo lo posible para un control preciso de la velocidad y la trayectoria de vuelo y cualquier cambio debido a ráfagas debe corregirse mediante una acción de control adecuada. Bajo condiciones de ráfagas extremas, puede ser aconsejable utilizar velocidades de aproximación, aterrizaje y despegue ligeramente mayores de lo normal para proporcionar margen para un control adecuado.

RENDIMIENTO DE PLANEO SIN POTENCIA (POWER-OFF GLIDE PERFORMANCE)

El rendimiento de planeo de un avión es de especial interés para el avión monomotor en el caso de falla o mal funcionamiento de la planta motriz. Cuando ocurre una falla o mal funcionamiento de la planta motriz, generalmente es de interés obtener una trayectoria de vuelo de planeo que resulte en el ángulo de planeo mínimo (minimum glide angle). El ángulo de planeo mínimo producirá la mayor proporción de distancia de planeo a pérdida de altitud y dará como resultado el rango de planeo máximo o distancia de planeo máxima para una altitud específica.

ÁNGULO DE PLANEO Y RELACIÓN SUSTENTACIÓN-RESISTENCIA (GLIDE ANGLE AND LIFT-DRAG RATIO).

En el estudio del rendimiento de ascenso, las fuerzas que actúan sobre el avión en un ascenso estable (o planeo) producen la siguiente relación:

sin gamma = (T - D) / W

donde:

gamma = ángulo de ascenso (angle of climb), grados

T = empuje (thrust), lbs.

D = resistencia (drag), lbs.

W = libras (lbs).

En el caso del rendimiento de planeo sin potencia, el empuje, T, es cero y la relación se reduce a:

sin gamma = - D / W

Por esta relación es evidente que el ángulo de planeo mínimo —o ángulo de ascenso negativo mínimo— se obtiene en las condiciones aerodinámicas que incurren en la resistencia total mínima. Dado que la sustentación del avión es esencialmente igual al peso, el ángulo de planeo mínimo se obtendrá cuando el avión se opere en la relación máxima de sustentación-resistencia, (L/D)max. Cuando el ángulo de planeo es relativamente pequeño, la relación de distancia de planeo a altitud de planeo es numéricamente igual a la relación sustentación-resistencia del avión.

relación de planeo = distancia de planeo, pies / altitud de planeo, pies

relación de planeo = (L/D)

La Figura 6.6 ilustra las fuerzas que actúan sobre el avión en un planeo sin potencia. El equilibrio del planeo estable se obtiene cuando la suma de fuerzas en las direcciones vertical y horizontal es igual a cero.

Para obtener la relación de planeo máxima, el avión debe ser operado en el ángulo de ataque y coeficiente de sustentación que proporcionan la máxima relación sustentación-resistencia, L/D. La ilustración de la figura 6.6 representa una variación de la relación sustentación-resistencia con el coeficiente de sustentación, CL, para un avión típico en las configuraciones limpia (clean) y de aterrizaje (landing). Note que (L/D)max para cada configuración ocurrirá a un valor específico de coeficiente de sustentación y, por lo tanto, a un ángulo de ataque específico. Por lo tanto, el rendimiento de planeo máximo de una configuración de avión dada no se verá afectado por el peso bruto y la altitud cuando el avión se opera en (L/D)max.

Por supuesto, una excepción ocurre a altitudes muy altas donde los efectos de compresibilidad pueden alterar las características aerodinámicas. El valor más alto de (L/D) ocurrirá con el avión en la configuración limpia. A medida que el avión se cambia a la configuración de aterrizaje, la resistencia parásita añadida reduce (L/D)max y el CL que produce (L/D)max aumentará. Así, la mejor velocidad de planeo para la configuración de aterrizaje generalmente será menor que la mejor velocidad de planeo para la configuración limpia.

El rendimiento de planeo sin potencia puede apreciarse también por el gráfico de tasa de descenso (rate of descent) versus velocidad que se muestra en la figura 6.6. Cuando se traza una línea recta desde el origen tangente a la curva, se localiza un punto que produce la máxima proporción de velocidad a tasa de descenso. Obviamente, esta condición proporciona la relación de planeo máxima. Dado que la tasa de descenso es proporcional a la potencia requerida, los puntos de tangencia definen la condición aerodinámica de (L/D)max.

FACTORES QUE AFECTAN EL RENDIMIENTO DE PLANEO (FACTORS AFFECTING GLIDE PERFORMANCE).

Para obtener el ángulo de planeo mínimo a través del aire, el avión debe operarse en (L/D)max. La configuración subsónica de un avión dado ocurrirá a un valor específico de coeficiente de sustentación y ángulo de ataque. Sin embargo, como se puede notar en las curvas de la figura 6.6, pequeñas desviaciones del CL óptimo no causarán una reducción drástica de (L/D) y la relación de planeo. De hecho, una desviación del 5 por ciento en la velocidad desde la mejor velocidad de planeo no causará ninguna reducción significativa de la relación de planeo. Esto es afortunado y permite especificar velocidades de planeo convenientes que serán apropiadas para un rango de pesos brutos encontrados, e.g., pequeñas cantidades de combustible restante.

Un intento de estirar un planeo volando a velocidades por encima o por debajo de la mejor velocidad de planeo resultará inútil. Como se muestra en la ilustración de la figura 6.6, cualquier CL por encima o por debajo del óptimo producirá una relación sustentación-resistencia menor que el máximo. Si el ángulo de ataque del avión se incrementa por encima del valor para (L/D)max, tendrá lugar una reducción transitoria en la tasa de descenso, pero este proceso debe reservarse para la fase de aterrizaje. Eventualmente, se lograrían las condiciones de estado estable y el aumento del ángulo de ataque incurriría en una velocidad más baja y una reducción en (L/D) y la relación de planeo.

El efecto del peso bruto (gross weight) sobre el rendimiento de planeo puede ser difícil de apreciar. Dado que (L/D)max de una configuración de avión dada ocurrirá en un valor específico de CL, el peso bruto del avión no afectará la relación de planeo si el avión se opera en el CL óptimo. Por lo tanto, dos aviones de idéntica configuración aerodinámica pero diferente peso bruto podrían planear la misma distancia desde la misma altitud. Por supuesto, este hecho sería cierto solo si ambos aviones se vuelan en el CL específico para producir (L/D)max. La diferencia principal sería que el avión más pesado debe volar a una velocidad más alta para soportar el mayor peso en el CL óptimo. Además, el avión más pesado que vuela a mayor velocidad a lo largo de la misma trayectoria de vuelo desarrollaría una mayor tasa de descenso. La relación que existe entre el peso bruto y la velocidad para un CL particular es la siguiente:

V2 / V1 = raiz cuadrada de (W2 / W1) (CL constante)

donde

V1 = mejor velocidad de planeo correspondiente a algún peso bruto original, W1

V2 = mejor velocidad de planeo correspondiente a algún nuevo peso bruto, W2

Como resultado de esta relación, un aumento del 10 por ciento en el peso bruto requeriría un aumento del 5 por ciento en la velocidad de planeo para mantener (L/D)max. Si bien pequeñas variaciones en el peso bruto pueden producir un cambio medible en la mejor velocidad de planeo, el avión puede tolerar pequeñas desviaciones del CL óptimo sin un cambio significativo en (L/D) y la relación de planeo. Por esta razón, se puede especificar un valor estándar único de velocidad de planeo para un rango pequeño de pesos brutos en los que el rendimiento de planeo puede ser de importancia. Un peso bruto que es considerablemente diferente del rango normal requerirá una modificación de la mejor velocidad de planeo para mantener la relación de planeo máxima.

El efecto de la altitud (effect of altitude) sobre el rendimiento de planeo es insignificante si no hay cambio en (L/D)max con la altitud. Generalmente, el rendimiento de planeo de la mayoría de los aviones es subsónico y no hay una variación notable de (L/D)max con la altitud. Cualquier configuración específica de avión en un peso bruto particular requerirá un valor específico de presión dinámica para mantener el vuelo en el CL para (L/D)max. Por lo tanto, el avión tendrá una mejor velocidad de planeo que es un valor específico de velocidad equivalente (EAS) independiente de la altitud.

Por conveniencia y simplicidad, esta mejor velocidad de planeo se especifica como un valor específico de velocidad indicada (IAS) y se descuidan los errores de compresibilidad y posición. El efecto principal de la altitud es que a gran altitud la velocidad verdadera (TAS) y la tasa de descenso a lo largo de la trayectoria de planeo óptima aumentan por encima de las condiciones de baja altitud. Sin embargo, si se mantiene (L/D)max, el ángulo de planeo y la relación de planeo son idénticos a las condiciones de baja altitud.

El efecto de la configuración (effect of configuration) se ha notado previamente en que la adición de resistencia parásita por flaps, tren de aterrizaje, frenos de velocidad, cargas externas, etc., reducirá la relación máxima de sustentación-resistencia y causará una reducción de la relación de planeo. En el caso en que la distancia de planeo es de gran importancia, el avión debe mantenerse en la configuración limpia y volarse en (L/D)max.

El efecto del viento (effect of wind) sobre el rendimiento de planeo es similar al efecto del viento sobre el rango de crucero. Es decir, un viento de frente reducirá el rango de planeo y un viento de cola siempre aumentará el rango de planeo. El rango máximo de planeo del avión en aire en calma se obtendrá mediante el vuelo en (L/D)max. Sin embargo, cuando hay viento, las condiciones óptimas de planeo pueden no lograrse operando en (L/D)max. Por ejemplo, cuando hay viento de frente, la velocidad de planeo óptima se incrementará para obtener una proporción máxima de distancia sobre el suelo a altitud.

En este sentido, el aumento de la velocidad de planeo ayuda a minimizar el efecto perjudicial del viento de frente. En el caso de viento de cola, la velocidad de planeo óptima se reducirá para maximizar el beneficio del viento de cola. Para condiciones de viento ordinarias, mantener la velocidad de planeo óptima para condiciones de viento cero será suficiente y la pérdida o ganancia en la distancia de planeo debe aceptarse. Sin embargo, cuando las condiciones del viento son extremas y la velocidad del viento es grande en comparación con la velocidad de planeo, e.g., velocidad del viento superior al 25 por ciento de la velocidad de planeo, cambios en la velocidad de planeo deben hacerse para obtener la máxima distancia posible sobre el suelo.

EL PATRÓN DE APAGADO DE MOTOR (THE FLAMEOUT PATTERN).

En el caso de fallo de la planta motriz, debe hacerse todo lo posible para establecer un patrón de aterrizaje bien planificado y estabilizado si hay disponible un área de aterrizaje adecuada. Generalmente se especifica una aproximación de 360 grados sobre el punto de comienzo desde el punto de "llave alta" (high key) del patrón de apagado. La función de un patrón estandarizado es proporcionar una trayectoria de vuelo bien dentro de las capacidades del avión y las habilidades del piloto para juzgar y controlar la trayectoria de vuelo.

El manual de vuelo especificará generalmente los detalles del patrón de apagado, tales como la altitud en la llave alta, velocidades de planeo, uso de flaps, etc. Por supuesto, los detalles del patrón de apagado están determinados por las características aerodinámicas del avión. Un factor principal es el efecto de la relación de planeo, o (L/D)max, sobre la altitud requerida en el punto de llave alta (high key point) al comienzo del patrón de apagado. El avión con un valor bajo de (L/D)max requerirá una altitud alta en el punto de llave alta.

La situación más favorable durante un apagado sería que el avión esté en posición para llegar sobre el área de aterrizaje prevista a la altitud para el punto de llave alta. En este caso, se podría utilizar el patrón de apagado estándar. Si el avión no tiene suficiente rango de planeo para llegar al área de aterrizaje con la altitud para el punto de llave alta, es deseable ajustar la aproximación en las porciones inferiores del patrón estándar. Si no es posible llegar al área de aterrizaje prevista con suficiente altitud para "jugar" la aproximación, deben considerarse consideraciones serias para la eyección mientras subsista suficiente altitud.

Las desviaciones de un enfoque bien planificado, como el patrón de apagado estándar, pueden permitir errores graves de juicio. Un error típico de una aproximación no estándar o mal ejecutada es el uso de ángulos excesivos de inclinación lateral (bank) en los giros para corregir la aproximación. Debido al gran aumento en la resistencia inducida en ángulos de inclinación grandes, se incurrirá en tasas excesivas de descenso y habrá más desviaciones de una trayectoria de vuelo deseable.

Las características de planeo sin potencia del avión pueden simularse en vuelo motorizado mediante ciertas combinaciones de configuración de potencia del motor y posición del freno de velocidad o flap de picada. Esto permitirá al piloto familiarizarse con el rendimiento de planeo sin potencia y el patrón de aterrizaje por apagado. Además, el patrón de apagado simulado es útil durante un aterrizaje de precaución cuando la planta motriz está funcionando mal y existe la posibilidad de un apagado real.

El redondeo final de aproximación y aterrizaje será particularmente crítico para el avión que tiene una relación de planeo baja pero una velocidad de planeo alta (best glide speed). Estas características de avión son típicas de la configuración moderna de avión que tiene baja relación de aspecto, ala en flecha y alta carga alar. Dado que estas características del avión también producen una capacidad de redondeo marginal en vuelo sin potencia, debe tenerse mucho cuidado de seguir el procedimiento recomendado para el avión específico.

Como ejemplo del rendimiento de planeo sin potencia de un avión con baja relación de aspecto, ala en flecha y alta carga alar, una mejor velocidad de planeo de 220 nudos y una relación de planeo de 6 pueden ser típicas. En tal caso, la tasa de descenso durante el planeo a baja altitud estaría en el orden de 3,700 FPM (pies por minuto). Cualquier desviación de la técnica de aterrizaje recomendada no puede tolerarse debido a la posibilidad de una tasa de descenso excesiva.

Ya sea un redondeo prematuro o un redondeo retrasado pueden permitir que el avión toque tierra a una tasa de descenso que causaría fallas estructurales. Debido a las características marginales de redondeo en vuelo sin potencia, la mejor velocidad de planeo recomendada para la configuración de aterrizaje puede estar muy por encima de la velocidad correspondiente a la relación máxima de sustentación-resistencia exacta. La mayor velocidad reduce la resistencia inducida y proporciona un margen mayor para un redondeo de aterrizaje exitoso sin potencia.

En el caso extremo, las características de planeo sin potencia y redondeo de aterrizaje pueden ser muy críticas para ciertas configuraciones de avión. Por lo tanto, son necesarios una técnica de vuelo precisa y un patrón de apagado estándar bien planificado, y si no hay condiciones muy adecuadas disponibles, la alternativa recomendada es simple: ¡eyectarse!

EFECTO DEL HIELO Y LA ESCARCHA EN EL RENDIMIENTO DEL AVIÓN (EFFECT OF ICE AND FROST ON AIRPLANE PERFORMANCE)

Sin excepción, la formación de hielo o escarcha en las superficies de un avión causará un efecto perjudicial en el rendimiento aerodinámico. El hielo o la formación de escarcha en las superficies aerodinámicas alterarán la naturaleza de la capa límite. Por supuesto, la superficie más importante del avión es el ala y la formación de hielo o escarcha puede crear cambios significativos en las características aerodinámicas.

A large formation of ice on the leading edge of the wing can produce large changes in the local contours and severe local pressure gradients. The extreme surface roughness common to some forms of ice will cause high surface friction and a considerable reduction of boundary layer energy. As a result of these effects, the ice formation can produce considerable increase in drag and a large reduction in maximum lift coefficient. Thus, the ice formation will cause an increase in power required and stall speed. In addition, the added weight of the ice formation on the airplane will provide an undesirable effect. Because of the detrimental effects of ice formation, recommended anti-icing procedures must be followed to preserve the airplane performance.

Una gran formación de hielo en el borde de ataque del ala puede producir grandes cambios en los contornos locales y severos gradientes de presión locales. La extrema rugosidad de la superficie común a algunas formas de hielo causará una alta fricción superficial y una reducción considerable de la energía de la capa límite. Como resultado de estos efectos, la formación de hielo puede producir un aumento considerable en la resistencia (drag) y una gran reducción en el coeficiente de sustentación máximo.

Por lo tanto, la formación de hielo causará un aumento en la potencia requerida y la velocidad de pérdida (stall speed). Además, el peso añadido de la formación de hielo en el avión proporcionará un efecto indeseable. Debido a los efectos perjudiciales de la formación de hielo, deben seguirse los procedimientos recomendados de deshielo para preservar el rendimiento del avión.

El efecto de la escarcha (frost) es quizás más sutil que el efecto de la formación de hielo en las características aerodinámicas del ala. La acumulación de una capa dura de escarcha en la superficie superior del ala proporcionará una textura superficial de considerable rugosidad. Si bien la forma básica y el contorno aerodinámico no cambian, el aumento en la rugosidad de la superficie aumenta la fricción superficial (skin-friction) y reduce la energía cinética de la capa límite. Como resultado, habrá un aumento en la resistencia (drag), pero, por supuesto, la magnitud del aumento de la resistencia no se comparará con el aumento considerable debido a una formación severa de hielo.

La reducción de la energía cinética de la capa límite causará una pérdida incipiente (incipient stalling) del ala, i.e., la separación ocurrirá en ángulos de ataque y coeficientes de sustentación más bajos que para el ala limpia y lisa. Si bien la reducción en CLmax debido a la formación de escarcha ordinariamente no es tan grande como la debida a la formación de hielo, generalmente es inesperada porque se puede pensar que grandes cambios en la forma aerodinámica (como debido al hielo) son necesarios para reducir CLmax. Sin embargo, la energía cinética de la capa límite es un factor importante que influye en la separación del flujo de aire y esta energía se reduce por un aumento en la rugosidad de la superficie.12

Los efectos generales de la formación de hielo y escarcha en las características 6de sustentación están tipifi7cados por la ilustración de la figura 6.7.8

The effect of ice or frost on takeoff and landing performance is of gr9eat importance. The effects are so detrimental to the landing and takeoff that no effort should be spared to keep the airplane as free as possible from any accumulation of ice or frost. If any ice remains on the airplane as the l10anding phase approaches it must be appreciated that the ice formation will have reduced CLmax and incurred an increase in stall speed. Thus, the landing speed will be greater. When this effect is coupled with the possibility of poor braking action during the landing roll, a critical situation can exist. It is obvious that great effort must be made to prevent the accumulation of ice during flight.

El efecto del hielo o la escarcha en el rendimiento de despegue y aterrizaje es de gran importancia. Los efectos son tan perjudiciales para el aterrizaje y el despegue que no debe escatimarse ningún esfuerzo para mantener el avión lo más libre posible de cualquier acumulación de hielo o escarcha. Si queda algo de hielo en el avión a medida que se acerca la fase de aterrizaje, debe apreciarse que la formación de hielo habrá reducido el CLmax e incurrido en un aumento en la velocidad de pérdida. Por lo tanto, la velocidad de aterrizaje será mayor. Cuando este efecto se combina con la posibilidad de una acción de frenado deficiente durante la carrera de aterrizaje, puede existir una situación crítica. Es obvio que debe hacerse un gran esfuerzo para evitar la acumulación de hielo durante el 11 vuelo.1213141516

Bajo ninguna circunstancia debe permitirse que una formación de hielo o escarcha permanezca en las superficies del ala del avión antes del despegue. Los efectos indeseables del hielo son obvios pero, como se mencionó anteriormente, los efectos de la escarcha son más sutiles. Si existe una capa pesada de escarcha dura en la superficie superior del ala, una reducción típica en CLmax causaría un aumento del 5 al 10 por ciento en la velocidad de pérdida del avión. Debido a esta magnitud de efecto, el efecto de la escarcha en el rendimiento de despegue puede no darse cuenta hasta que sea demasiado tarde.

La velocidad de despegue de un avión es generalmente una velocidad de 5 a 25 por ciento mayor que la velocidad de pérdida, por lo tanto, el coeficiente de sustentación de despegue será un valor del 90 al 65 por ciento de CLmax. Por lo tanto, es posible que el avión con escarcha no pueda irse al aire (become airborne) a la velocidad de despegue especificada debido a una pérdida prematura. Incluso si el avión con escarcha llegara a irse al aire a la velocidad de despegue especificada, el avión podría tener un margen insuficiente de velocidad por encima de la pérdida y la turbulencia, las ráfagas, o el vuelo en giro podrían producir una pérdida incipiente o completa del avión.

El aumento en la resistencia durante la carrera de despegue debido a la escarcha o el hielo no es considerable y no habrá ningún efecto significativo en la aceleración inicial durante el despegue. Por lo tanto, el efecto de la escarcha o el hielo será más evidente durante las porci26ones...2728 posteriores del despegue si el avión es incapaz de irse al aire o si un margen insuficiente por encima de la velocidad de pérdida impide un ascenso inicial exitoso. Bajo ninguna circunstancia debe permitirse que una formación de hielo o escarcha permanezca en las superficies del ala del avión antes del despegue.

SECCIÓN 1: FALLA DE MOTOR (ENGINE FAILURE)

ENGINE FAILURE ON THE MULTIENGINE AIRPLANE / FALLA DE MOTOR EN EL AVIÓN MULTIMOTOR

En el caso del avión monomotor, la falla de la planta de poder deja solo las alternativas de efectuar un aterrizaje forzoso exitoso o abandonar el avión. En el caso del avión multimotor, la falla de una planta de poder no constituye necesariamente un desastre, ya que el vuelo puede continuarse con las plantas de poder restantes funcionando. Sin embargo, el rendimiento del avión multimotor con una planta de poder inoperativa (powerplant inoperative) puede ser crítico para ciertas condiciones de vuelo y deben observarse técnicas y procedimientos específicos para obtener un rendimiento adecuado.

El efecto de una falla de la planta de poder en el avión multimotor turborreactor se ilustra en el primer gráfico de la figura 6.8 con la variación del empuje requerido y el empuje disponible con la velocidad. Si la mitad de las plantas de poder del avión están inoperativas, por ejemplo, operación con un solo motor de un avión bimotor, el empuje máximo disponible se reduce a la mitad del disponible antes de la falla del motor.

La variación del empuje requerido con la velocidad puede verse afectada por la falla de una planta de poder en el sentido de que puede haber aumentos significativos en la resistencia (drag) si no se siguen procedimientos específicos. En el caso del avión propulsado por hélice, la hélice inoperativa debe ser embanderada (feathered), las aletas del capó (cowl flaps) cerradas, etc., ya que el aumento de resistencia restará considerablemente al rendimiento.

Los principales efectos de la reducción del empuje disponible se señalan en la ilustración de la figura 6.8. Por supuesto, el menor empuje disponible reducirá la velocidad máxima de vuelo nivelado, pero de mayor importancia es la reducción en el exceso de empuje (excess thrust). Dado que la aceleración y el rendimiento de ascenso son una función del exceso de empuje y potencia, la falla de una planta de poder será apreciada más inmediatamente en esta área de rendimiento. Como se ilustra en la figura 6.8, la pérdida de la mitad del empuje máximo disponible reducirá el exceso de empuje a menos de la mitad del valor original. Dado que se requiere algo de empuje para mantener el vuelo, el exceso de empuje para acelerar y ascender se reduce enormemente.

Las condiciones más críticas existirán cuando varios factores se combinen para producir un mínimo de exceso de empuje o potencia cuando ocurre una falla del motor. Por lo tanto, las condiciones críticas serán comunes al alto peso bruto (high gross weight) y alta altitud de densidad (high density altitude) (y altas temperaturas en el caso del avión propulsado por turbina), ya que cada uno de estos factores reducirá el exceso de empuje en cualquier condición de vuelo específica.

La condición de potencia asimétrica (asymmetrical power) que resulta cuando una planta de poder falla puede proporcionar requisitos de control críticos. La primera consideración se debe al momento de guiñada (yawing moment) producido por la condición de potencia asimétrica. El control direccional adecuado estará disponible solo cuando la velocidad del avión es mayor que la velocidad mínima de control direccional. Por lo tanto, el piloto debe asegurar que la velocidad de vuelo nunca caiga por debajo de la velocidad mínima de control direccional porque la aplicación de potencia máxima en las plantas de poder en funcionamiento producirá una guiñada incontrolable (uncontrollable yaw) si el control direccional adecuado no está disponible.

Una segunda consideración que se debe al avión propulsado por hélice involucra los momentos de alabeo (rolling moments) causados por la velocidad de la estela de la hélice (slipstream velocity). La potencia asimétrica creará una disimetría de las velocidades de la estela en el ala y creará momentos de alabeo que deben ser controlados. Estos momentos de alabeo inducidos por la estela serán mayores a alta potencia y baja velocidad, y el piloto debe asegurarse de un control lateral adecuado, especialmente para el aterrizaje con viento cruzado.

La tabla de valores anterior ilustra el hecho de que los virajes coordinados con menos de 15 grados de alabeo (bank) no causan un efecto apreciable en la velocidad de pérdida (stall speed) o resistencia inducida (induced drag). Sin embargo, note que 30 grados de alabeo aumentarán la resistencia inducida en un 33.3 por ciento. Bajo condiciones críticas, tal aumento en la resistencia (y, por lo tanto, en la resistencia total) sería prohibitivo, causando que el avión descienda en lugar de ascender.

El segundo gráfico de la figura 6.7 ilustra el caso donde el viraje pronunciado causa un gran aumento en el empuje requerido tal que existe una deficiencia de empuje. Siempre que existan condiciones de falla de motor, es sabio limitar todos los virajes a 15 grados de alabeo donde sea posible.

Otro factor a considerar en el vuelo de viraje es el efecto del deslizamiento lateral (sideslip). Si el viraje no es coordinado para mantener el deslizamiento lateral al mínimo, se incurrirá en resistencia adicional debido al deslizamiento.

El uso de los flaps y el tren de aterrizaje (landing gear) puede afectar grandemente el rendimiento del avión multimotor cuando una planta de poder está inoperativa. Dado que la extensión del tren de aterrizaje y los flaps aumenta la resistencia parásita, el rendimiento máximo del avión se obtendrá con el avión en la configuración limpia (clean configuration). En ciertas condiciones críticas, la extensión del tren de aterrizaje y flaps completos puede crear una deficiencia de empuje a cualquier velocidad y comprometer al avión a descender. Esta condición se ilustra en el segundo gráfico de la figura 6.8. Por lo tanto, el uso juicioso de los flaps y el tren de aterrizaje es necesario en el caso de falla de motor.

En el caso de falla de motor inmediatamente después del despegue, es importante mantener una velocidad en exceso de la velocidad mínima de control y acelerar a la velocidad de mejor ascenso. Después de la falla del motor, será favorable ascender solo lo necesario para librar obstáculos hasta que el avión alcance la velocidad de mejor ascenso. Por supuesto, el tren de aterrizaje debe retraerse tan pronto como el avión esté en el aire para reducir la resistencia parásita y, en el caso del avión de hélice, la hélice en molinete (milling propeller) debe ser embanderada (feathered).

Los flaps deben ser retraídos tan rápido como el aumento de velocidad lo permita. Si se utiliza la deflexión completa de flaps para el despegue, es importante recordar que el último 50 por ciento de la deflexión de flaps crea más de la mitad del aumento total de resistencia, pero menos de la mitad del cambio total en CLmax (coeficiente de sustentación máximo). Por lo tanto, para algunas configuraciones de aviones, una mayor reducción en la resistencia puede lograrse mediante la retracción parcial de los flaps en lugar de la retracción del tren de aterrizaje. Además, es importante que no se intenten virajes pronunciados debido al indeseable aumento en la resistencia inducida.

Durante el aterrizaje con un motor inoperativo, deben observarse las mismas precauciones fundamentales que durante el despegue, es decir, la velocidad mínima de control direccional debe mantenerse (o excederse), no deben intentarse virajes pronunciados, y la extensión de los flaps y el tren de aterrizaje debe estar bien planeada. En el caso de una condición de potencia crítica, puede ser necesario retrasar la extensión del tren de aterrizaje y flaps completos hasta que un aterrizaje exitoso esté asegurado. Si un "waveoff" (motor y al aire / aproximación frustrada) es necesario, el máximo rendimiento se obtendrá limpiando el avión y acelerando a la velocidad de mejor ascenso antes de intentar cualquier ganancia en altitud.

En todo momento durante el vuelo con un motor inoperativo, el piloto debe utilizar las técnicas apropiadas para el control de la velocidad y la altitud, por ejemplo, para las condiciones de vuelo estable, el ángulo de ataque es el control primario de la velocidad y el exceso de potencia es el control primario de la tasa de ascenso. Por ejemplo, si durante la aproximación para el aterrizaje la extensión de flaps completos y tren de aterrizaje crea una deficiencia de potencia a todas las velocidades, el avión estará comprometido a descender.

Si la aproximación no está planeada apropiadamente y el avión se hunde por debajo de la trayectoria de planeo deseada, un aumento en el ángulo de ataque solo permitirá que el avión vuele más lentamente y descienda más rápidamente. Un intento de mantener la altitud mediante un aumento del ángulo de ataque cuando existe una deficiencia de potencia solo causa una pérdida continua de velocidad. Los procedimientos y técnicas apropiados son una necesidad absoluta para el vuelo seguro cuando ocurre una falla de motor.

El efecto de una falla de motor en el alcance (range) y la autonomía (endurance) restantes es específico para el tipo y configuración del avión. Si un motor falla durante el crucero óptimo del avión turborreactor, el avión debe descender y experimentar una pérdida de alcance. Dado que el avión turborreactor generalmente está sobrepotenciado (overpowered) en (L/D)max (relación sustentación/resistencia máxima), la pérdida de una planta de poder no causará una pérdida significativa de alcance solo si la falla del motor ocurre durante la condición de crucero.

Si un motor falla durante el crucero de un avión recíproco, el vuelo puede sostenerse con las plantas de poder restantes operando dentro de la clasificación de potencia de crucero. Si se requiere una potencia mayor que la clasificación de crucero máximo, el consumo específico de combustible aumenta y causa una reducción del alcance. Esencialmente la misma relación existe respecto a la autonomía máxima del avión recíproco.

Cuando existen condiciones críticas debido a la falla de una planta de poder, el piloto debe apreciar el empuje excedente reducido y operar el avión dentro de limitaciones específicas. Si el rendimiento de motor inoperativo (engine-out) del avión es marginal, el piloto debe ser consciente del efecto muy perjudicial de los virajes pronunciados. Debido al factor de carga (load factor) aumentado en un viraje coordinado, habrá un aumento en la velocidad de pérdida y, de mayor importancia, un aumento en la resistencia inducida. La siguiente tabla ilustra el efecto del ángulo de alabeo en la velocidad de pérdida y la resistencia inducida.

TABLE 6.1 (TABLA 6.1)

Bank angle, ϕ, degrees (Ángulo de alabeo, grados)	Load factor (Factor de carga)	Percent increase in stall speed (Porcentaje de aumento en velocidad de pérdida)	Percent increase in induced drag (at constant velocity) (Porcentaje de aumento en resistencia inducida a velocidad constante)
0	1.0000	0	0
5	1.0038	0.2	0.8
10	1.0154	0.7	3.1
15	1.0353	1.7	7.2
20	1.0642	3.2	13.3
25	1.1034	5.0	21.7
30	1.1547	7.5	33.3
35	1.2208	10.5	49.0
40	1.3054	14.3	70.4
45	1.4142	18.9	100.0
60	2.000	41.4	300.0

SECCIÓN 2: EFECTO SUELO (GROUND EFFECT)

GROUND EFFECT / EFECTO SUELO

Cuando un avión en vuelo se acerca a la superficie del suelo (o agua), ocurre un cambio en el patrón de flujo tridimensional porque el flujo de aire local no puede tener una componente vertical en el plano del suelo. Por lo tanto, el plano del suelo proporcionará una restricción al flujo y alterará el flujo ascendente del ala (wing upwash), el flujo descendente (downwash) y los vórtices de punta (tip vortices). Estos efectos generales debido a la presencia del plano del suelo se denominan como "efecto suelo".

AERODYNAMIC INFLUENCE OF GROUND EFFECT / INFLUENCIA AERODINÁMICA DEL EFECTO SUELO

Mientras que las características aerodinámicas de la cola y el fuselaje son alteradas por los efectos del suelo, los efectos principales debidos a la proximidad del plano del suelo son los cambios en las características aerodinámicas del ala. A medida que el ala encuentra el efecto suelo y se mantiene a un coeficiente de sustentación constante, hay una reducción en el flujo ascendente, el flujo descendente y los vórtices de punta. Estos efectos se ilustran en los bocetos de la figura 6.9.

Como resultado de los vórtices de punta reducidos, el ala en presencia de efecto suelo se comportará como si fuera de un alargamiento (aspect ratio) mayor. En otras palabras, las velocidades inducidas debidas a los vórtices de punta (o de salida) se reducirán y el ala incurrirá en valores más pequeños de resistencia inducida (induced drag), coeficiente de resistencia inducida, CDi, y ángulo de ataque inducido, ai, para cualquier coeficiente de sustentación específico, CL.

Para que el efecto suelo sea de una magnitud significativa, el ala debe estar bastante cerca del plano del suelo. La figura 6.9 ilustra uno de los resultados directos del efecto suelo con la variación del coeficiente de resistencia inducida con la altura del ala sobre el plano del suelo para un ala representativa sin flecha (unswept) a coeficiente de sustentación constante. Note que el ala debe estar bastante cerca del suelo para una reducción notable en la resistencia inducida.

Cuando el ala está a una altura igual a la envergadura (b/b = 1.0), la reducción en la resistencia inducida es de solo 1.4 por ciento. Sin embargo, cuando la altura del ala es igual a un cuarto de la envergadura (b/b = 0.25), la reducción en la resistencia inducida es del 23.5 por ciento y, cuando el ala está a una altura igual a una décima parte de la envergadura (b/b = 0.1), la reducción en la resistencia inducida es del 47.6 por ciento.

Por lo tanto, una gran reducción en la resistencia inducida tomará lugar solo cuando el ala está muy cerca del suelo. Debido a esta variación, el efecto suelo es más usualmente reconocido durante el despegue o antes del contacto (touchdown) en el aterrizaje.

La reducción de la punta o vórtices de salida debido al efecto suelo altera la distribución de sustentación a lo largo de la envergadura (spanwise lift distribution) y reduce el ángulo de ataque inducido. En este caso, el ala requerirá un ángulo de ataque menor en efecto suelo para producir el mismo coeficiente de sustentación.

Este efecto se ilustra en las curvas de sustentación de la figura 6.9 que muestran que el avión en efecto suelo desarrollará una mayor pendiente de la curva de sustentación. Para el ala en efecto suelo, un ángulo de ataque menor es necesario para producir el mismo coeficiente de sustentación o, si un ángulo de ataque constante se mantiene, resultará un aumento en el coeficiente de sustentación.

La figura 6.9 ilustra la manera en que el efecto suelo alterará la curva de empuje requerido versus velocidad. Dado que la resistencia inducida predomina a bajas velocidades, la reducción de la resistencia inducida debido al efecto suelo causará la reducción más significativa del empuje requerido (resistencia parásita más resistencia inducida) solo a bajas velocidades.

A altas velocidades donde la resistencia parásita predomina, la resistencia inducida es solo una pequeña parte de la resistencia total y el efecto suelo no causa un cambio significativo en el empuje requerido. Debido a que el efecto suelo involucra los efectos inducidos del avión cuando está en proximidad cercana al suelo, sus efectos son de mayor preocupación durante el despegue y el aterrizaje. Ordinariamente, estas son las únicas fases del vuelo en las que el avión estaría en proximidad cercana al suelo.

GROUND EFFECT ON SPECIFIC FLIGHT CONDITIONS / EFECTO SUELO EN CONDICIONES DE VUELO ESPECÍFICAS

La influencia general del efecto suelo se realiza mejor asumiendo que el avión desciende al efecto suelo mientras mantiene un coeficiente de sustentación constante y, por lo tanto, una presión dinámica constante y velocidad equivalente. A medida que el avión desciende al efecto suelo, tomará lugar lo siguiente:

Debido al ángulo de ataque inducido reducido y al cambio en la distribución de sustentación, se requerirá un ángulo de ataque de ala menor para producir el mismo coeficiente de sustentación. Si se mantiene una actitud de cabeceo constante a medida que se encuentra el efecto suelo, se incurrirá en un aumento en el coeficiente de sustentación.
La reducción en el flujo inducido debido al efecto suelo causa una reducción significativa en la resistencia inducida pero no causa un efecto directo en la resistencia parásita. Como resultado de la reducción en la resistencia inducida, el empuje requerido a bajas velocidades se reducirá.
La reducción en el flujo descendente (downwash) debido al efecto suelo producirá un cambio en la estabilidad longitudinal y el trimado (trim). Generalmente, la reducción en el flujo descendente en la cola horizontal aumenta la contribución a la estabilidad longitudinal estática. Además, la reducción del flujo descendente en la cola usualmente requiere una mayor deflexión hacia arriba del elevador (elevator up) para trimar el avión a un coeficiente de sustentación específico. Para la configuración de avión convencional, encontrar el efecto suelo producirá un cambio de momento de cabeceo hacia abajo ("nose-down") (picado), aumento en la estabilidad y cambio de trimado asociado con el efecto suelo proporcionan un requisito crítico de control longitudinal adecuado para el aterrizaje y despegue.
Debido al cambio en el flujo ascendente, descendente y vórtices de punta, habrá un cambio en el error de posición del sistema de velocidad, asociado con el efecto suelo. En la mayoría de los casos, el efecto suelo causará un aumento en la presión local en la fuente estática y producirá una indicación más baja de velocidad y altitud.

Durante la fase de aterrizaje del vuelo, el efecto de la proximidad al plano del suelo debe ser entendido y apreciado. Si el avión es llevado al efecto suelo con un ángulo de ataque constante, el avión experimentará un aumento en el coeficiente de sustentación y una reducción en el empuje requerido. Por lo tanto, una sensación de "flotación" ("floating") puede experimentarse. Debido a la resistencia inducida reducida y la desaceleración sin potencia en efecto suelo, cualquier exceso de velocidad en el punto de recogida (flare) puede incurrir en una distancia de "flotación" considerable. A medida que el avión se acerca al punto de contacto (touchdown), el efecto suelo será más evidente a altitudes menores que la envergadura del ala.

Una apreciación exacta del efecto suelo puede obtenerse durante una aproximación de campo que tenga un sistema de aterrizaje de espejo (mirror landing system) que proporcione una referencia exacta de la trayectoria de vuelo. Durante las fases finales de la aproximación de campo mientras el avión se acerca al plano del suelo, un ajuste de potencia o empuje reducido necesario a lo largo de la trayectoria de planeo deseada permitiría al avión ascender por encima de la trayectoria de planeo deseada.

Durante las operaciones a bordo de barcos (shipboard operations), el efecto suelo se retrasará hasta que el avión pase el borde de la cubierta y la reducción en el ajuste de potencia que es común a las operaciones de campo no debe encontrarse. Por lo tanto, no debe formarse un hábito durante los aterrizajes en campo que probaría ser peligroso durante las operaciones en portaviones.

Un factor adicional a considerar es la resistencia dinámica (dynamic drag) del avión durante la carrera de aterrizaje. Debido a la resistencia inducida reducida cuando está en efecto suelo, el frenado aerodinámico será de la mayor importancia solo cuando se logre la pérdida parcial (partial stalling) del ala. La resistencia reducida cuando está en efecto suelo explica el hecho de que los frenos son la fuente más efectiva de desaceleración para la mayoría de las configuraciones de aviones.

Durante la fase de despegue del vuelo, el efecto suelo produce algunas relaciones importantes. Por supuesto, el avión saliendo del efecto suelo encuentra justo lo inverso del avión entrando en efecto suelo, es decir, el avión saliendo del efecto suelo (1) requerirá un aumento en el ángulo de ataque para mantener el mismo coeficiente de sustentación, (2) experimentará un aumento en la resistencia inducida y empuje requerido, (3) experimentará una disminución en la estabilidad y un cambio de momento de encabritado (nose-up), y (4) usualmente una reducción en la presión de la fuente estática y un aumento en la velocidad indicada.

Estos efectos generales deberían señalar el posible peligro al intentar el despegue antes de alcanzar la velocidad de despegue recomendada. Debido a la resistencia reducida en efecto suelo, el avión puede parecer capaz de despegar por debajo de la velocidad recomendada. Sin embargo, a medida que el avión se eleva fuera del efecto suelo con una deficiencia de velocidad, la mayor resistencia inducida puede producir un rendimiento de ascenso marginal inicial. En las condiciones extremas tales como alto peso bruto, alta altitud de densidad y alta temperatura, una deficiencia de velocidad en el despegue puede permitir que el avión se vaya al aire pero sea incapaz de volar fuera del efecto suelo.

En este caso, el avión puede irse al aire inicialmente con una deficiencia de velocidad, pero más tarde volver a asentarse en la pista. Es imperativo que no se haga ningún intento de forzar al avión a irse al aire con una deficiencia de velocidad; la velocidad de despegue recomendada es necesaria para proporcionar un rendimiento de ascenso inicial adecuado. De hecho, el efecto suelo puede usarse con ventaja si no existen obstáculos usando la resistencia reducida para mejorar la aceleración inicial.

Los resultados del avión saliendo del efecto suelo pueden ser más fácilmente realizados durante el lanzamiento desde cubierta (deck launch) de un avión cargado pesadamente. A medida que el avión se mueve hacia adelante y pasa sobre el borde de la cubierta, cualquier efecto suelo que exista se perderá inmediatamente. Por lo tanto, la rotación adecuada del avión será necesaria para mantener el mismo coeficiente de sustentación y el aumento en la resistencia inducida debe esperarse.

El rotor del helicóptero experimenta una restricción similar del flujo inducido cuando está en proximidad al plano del suelo. Dado que el flujo inducido predominará a bajas velocidades de vuelo, el efecto suelo producirá un efecto considerable sobre la potencia requerida a bajas velocidades. Durante el vuelo estacionario (hovering) y el vuelo a bajas velocidades, la elevación del rotor sobre el plano del suelo será un factor importante determinando la potencia requerida para el vuelo.

El alcance del avión propulsado por motor recíproco puede ser aumentado por el uso del efecto suelo. Cuando el avión está cerca de la superficie del suelo o agua, la reducción de la resistencia inducida aumenta la relación sustentación-resistencia máxima y causa un aumento correspondiente en el alcance. Por supuesto, el avión debe estar bastante cerca de la superficie para obtener un aumento notable en (L/D)max y alcance.

La dificultad en mantener el avión a la altitud precisa sin contactar el suelo o el agua impedirá el uso del efecto suelo durante las operaciones de vuelo ordinarias. El uso del efecto suelo para extender el alcance debe ser reservado como una medida final en caso de emergencia. Debido al efecto muy perjudicial de la baja altitud sobre el alcance del turborreactor, el efecto suelo no será de una ventaja particular en un intento de aumentar el alcance.

Los ejemplos más destacados del uso del efecto suelo se muestran en los casos de aviones multimotor con algunos motores inoperativos. Cuando la pérdida de potencia es bastante severa, el avión puede no ser capaz de sostener la altitud y descenderá. A medida que se encuentra el efecto suelo, la potencia reducida requerida puede permitir que el avión sostenga el vuelo a una altitud extremadamente baja con las plantas de poder restantes funcionando. En efecto suelo, el avión propulsado por motor recíproco encontrará una mayor (L/D)max que ocurre a una velocidad y potencia requeridas más bajas y el aumento en el alcance puede ser condiciones de emergencia bastante importantes.

SECCIÓN 1: RENDIMIENTO DE FRENADO (BRAKING PERFORMANCE)

BRAKING PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE FRENADO

Para la mayoría de las configuraciones de aviones y condiciones de pista, los frenos del avión proporcionan el medio más poderoso de desaceleración. Aunque se requieren técnicas específicas de frenado para situaciones específicas, hay varios fundamentos que son comunes a todas las condiciones.

La fricción sólida (solid friction) es la resistencia al movimiento relativo de dos superficies en contacto. Cuando no existe movimiento relativo entre las superficies, la resistencia al movimiento relativo se denomina fricción "estática" (static friction); cuando el movimiento relativo existe entre las superficies, la resistencia se denomina fricción "cinética" o "de deslizamiento" (kinetic or sliding friction). Las discontinuidades diminutas de las superficies en contacto son capaces de acoplarse bastante estrechamente cuando el movimiento relativo impide en lugar de existir, por lo que la fricción estática generalmente excederá la fricción cinética.

La magnitud de la fuerza de fricción entre dos superficies dependerá en gran parte de los tipos de superficies en contacto y la magnitud de la fuerza que presiona las superficies juntas. Un método conveniente para relacionar las características de fricción de superficies en contacto es una proporción de la fuerza de fricción a la fuerza normal (o perpendicular) que presiona las superficies juntas. Esta proporción define el coeficiente de fricción, $\mu$ (mu).

$\mu$ = F/N

donde

mu = coeficiente de fricción (mu)

F = fuerza de fricción, lbs.

N = fuerza normal, lbs.

El coeficiente de fricción de los neumáticos en una superficie de pista es una función de muchos factores. La condición de la superficie de la pista, la composición del caucho, la presión de inflado del neumático, el esfuerzo cortante de la superficie (surface friction shearing stress), la velocidad relativa de deslizamiento (slip speed), etc., son todos factores que afectan el coeficiente de fricción. Cuando el neumático está rodando a lo largo de la pista sin el uso de frenos, la fuerza de fricción resultante es una simple resistencia a la rodadura. El coeficiente de fricción de rodadura (rolling friction) es de una magnitud aproximada de 0.015 a 0.030 para una superficie de pista dura y seca.

La aplicación de los frenos suministra un torque a la rueda que tiende a retardar la rotación de la rueda. Sin embargo, la aplicación inicial de los frenos crea un torque de frenado pero el torque retardante es equilibrado por el aumento en la fuerza de fricción que produce un torque impulsor o de rodadura. Por supuesto, cuando el torque de frenado es igual al torque de rodadura, la rueda no experimenta aceleración en la rotación y se mantiene el equilibrio de una velocidad de rotación constante.

Así, la aplicación del freno desarrolla un torque retardante y causa un aumento en la fuerza de fricción entre el neumático y la superficie de la pista. Un problema común de la técnica de frenado es la aplicación de una presión de freno excesiva que crea un torque de frenado mayor que el torque de rodadura máximo posible. En este caso, la rueda pierde velocidad de rotación y desacelera hasta que la rueda está estacionaria y el resultado es una rueda bloqueada (locked wheel) con la superficie del neumático sujeta a una condición de deslizamiento total (full slip condition).

La relación de la fuerza de fricción, fuerza normal, torque de frenado y torque de rodadura se ilustra en la figura 6.11.

El efecto de la velocidad de deslizamiento (slip velocity) en el coeficiente de fricción se ilustra en el gráfico de la figura 6.11. Las condiciones de cero deslizamiento corresponden a la rueda rodando sin aplicación de freno mientras que la condición de deslizamiento completo, 100 por ciento de deslizamiento (slip), corresponde a la rueda bloqueada donde la velocidad relativa entre la superficie del neumático y la pista iguala a la velocidad real. Con la aplicación de los frenos, el coeficiente de fricción aumenta, pero incurre en un deslizamiento pequeño pero medible.

El deslizamiento aparente continuo aumenta el coeficiente de fricción hasta que se obtiene algún máximo. Si el deslizamiento continúa, el coeficiente de fricción disminuye a medida que la condición de deslizamiento se acerca a la condición de 100 por ciento de deslizamiento. En realidad, el valor máximo del coeficiente de fricción ocurre en una condición de derrape incipiente (incipient skid) y el deslizamiento aparente relativo en este punto consiste principalmente en la deflexión elástica de la estructura del neumático.

Cuando la superficie de la pista está seca, concreto cepillado o terminado, el valor máximo para el coeficiente de fricción para la mayoría de los neumáticos de aeronaves está en el orden de 0.6 a 0.8. Muchos factores pueden determinar pequeñas diferencias en este valor máximo. Por ejemplo, una composición de caucho de goma blanda (soft gum rubber) puede desarrollar un valor muy alto de coeficiente de fricción, pero solo para valores bajos de esfuerzo cortante de la superficie. A valores altos de esfuerzo cortante de la superficie, el caucho de goma blanda se cortará o desgastará antes de que se desarrollen altos valores de coeficiente de fricción.

La mayor resistencia de los compuestos utilizados en la producción de neumáticos de aeronaves produce mayor resistencia al corte y fregado de la superficie pero el caucho más duro tiene un coeficiente de fricción intrínseco más bajo. Dado que el avión de alto rendimiento no puede permitirse el lujo de un peso o tamaño de neumático excesivo, la mayoría de los neumáticos de avión serán de capacidades de carga relativamente altas y operarán en o cerca de las capacidades de carga nominales. Como resultado, habrá poca diferencia entre los valores máximos del coeficiente de fricción para la superficie seca y dura de la pista para la mayoría de los neumáticos de aeronaves.

Si la alta tracción en superficies secas fuera la única consideración en el diseño de neumáticos, el resultado sería un neumático de caucho blando de ancho extremo para crear una huella grande (large footprint) y reducir los esfuerzos de corte superficial, por ejemplo, neumáticos de conducción en un drag racer. Sin embargo, tal neumático tiene muchas otras características que son indeseables, tales como alta fricción de rodadura, gran tamaño, características de fuerza lateral pobres, etc.

Cuando la pista tiene agua o hielo en la superficie, el valor máximo para el coeficiente de fricción se reduce enormemente por debajo del valor obtenido para la condición de pista seca. Cuando el agua está en la superficie, el diseño de la banda de rodadura se vuelve de mayor importancia para mantener el contacto entre el caucho y la pista y prevenir que una película de agua lubrique las superficies. Cuando la lluvia es ligera, el valor máximo para el coeficiente de fricción está en el orden de 0.5.

Con lluvia fuerte es más probable que se forme suficiente agua para formar una película líquida entre el neumático y la pista. En este caso, el coeficiente máximo de fricción raramente excede 0.3. En algunas condiciones extremas, el neumático puede simplemente planear a lo largo del agua sin contacto con la pista y el coeficiente de fricción es mucho menor que 0.3. Hielo claro y liso en la pista causará valores extremadamente bajos para el coeficiente de fricción. En tal condición, el valor máximo para el coeficiente de fricción puede estar en el orden de 0.2 o 0.15.

Note que inmediatamente pasado el derrape incipiente (incipient skidding condition), el coeficiente de fricción disminuye con el aumento de la velocidad de deslizamiento, especialmente para las condiciones de pista mojada o helada. Así, una vez que comienza el derrape, una reducción en la fuerza de fricción y el torque de rodadura debe ser enfrentada con una reducción en el torque de frenado, de lo contrario la rueda desacelerará y se bloqueará.

Este es un factor importante a considerar en la técnica de frenado porque la superficie del neumático deslizándose en la superficie bloqueada de la rueda produce considerablemente menos fuerza retardante que cuando está en la condición de derrape incipiente. Si la causa del coeficiente de fricción máximo es que la rueda se bloquea por un frenado excesivo, la superficie del neumático deslizante produce menos que la fuerza retardante máxima y los neumáticos se calientan relativamente incapaces de desarrollar cualquier fuerza lateral significativa. La distancia de parada aumentará y puede ser difícil—si no imposible—controlar el avión cuando se desarrolla un deslizamiento completo (full slip).

Además, a altas velocidades de rodaje en la pista seca, el problema inmediato de un neumático derrapando no es necesariamente la pérdida de fuerza retardante sino la inminencia de la falla del neumático. El piloto debe asegurar que la aplicación de los frenos no produzca un torque de frenado excesivo que sea mayor que el torque de rodadura máximo posible y se debe tener un cuidado particular cuando los coeficientes de fricción de la pista son bajos. Cuando es difícil percibir o distinguir una condición de derrape (skidding condition), el valor de un sistema de frenado automático (antiskid braking system) será apreciado.

Uno de los factores importantes que afectan la distancia de rodaje de aterrizaje es la velocidad de contacto en el aterrizaje (landing touchdown velocity). Cualquier exceso de velocidad en el aterrizaje causa un gran aumento en la distancia mínima de parada y es necesario que el piloto controle el aterrizaje precisamente para aterrizar a la velocidad apropiada. Cuando se aterriza en una pista seca y dura de longitud adecuada, una tendencia es permitir que el avión toque tierra con exceso de velocidad para tomar ventaja de cualquier exceso de pista.

Por supuesto, tales errores en la técnica no pueden ser tolerados en todos los aterrizajes. Inmediatamente después del contacto, la sustentación del avión puede ser considerable y la fuerza normal en las superficies de frenado bastante baja. Así, si se aplica un torque de frenado excesivo, la rueda puede bloquearse fácilmente a altas velocidades y la falla del neumático puede ocurrir repentinamente.

El aterrizaje en una pista mojada o helada requiere un uso juicioso de los frenos debido a la reducción considerable en el coeficiente de fricción máximo alcanzable. Cuando hay agua considerable o hielo en la pista, se debe anticipar un aumento en la distancia de aterrizaje en el orden del 40 al 100 por ciento por encima de la aplicable para las condiciones de pista seca. Bajo condiciones de peso bruto, altitud de densidad, viento, etc., similares, las condiciones propensas a producir una acción de frenado pobre probablemente causarán un empuje en ralentí alto (high idle thrust) del motor turborreactor y el caso extremo (hielo liso o fuerte lluvia) puede dictar apagar el motor para efectuar una distancia de parada razonable.

BRAKING TECHNIQUE / TÉCNICA DE FRENADO

Debe distinguirse claramente que las técnicas para la distancia mínima de parada pueden diferir grandemente de las técnicas requeridas para minimizar el desgaste y daño en los neumáticos y frenos. Para la mayoría de las configuraciones de aviones, los frenos proporcionarán la fuente más importante de desaceleración para todas las condiciones de pista excepto las más severas de hielo. Por supuesto, la resistencia aerodinámica (aerodynamic drag) es muy duradera y debe ser utilizada para desacelerar el avión si la pista es lo suficientemente larga y la resistencia lo suficientemente alta. La resistencia aerodinámica será de importancia solo para el 20 a 30 por ciento inicial de la desaceleración desde el punto de contacto.

A velocidades menores del 60 al 70 por ciento de la velocidad de aterrizaje, la resistencia aerodinámica es de poca consecuencia y los frenos serán la fuente principal de desaceleración independientemente de la superficie de la pista. Para las condiciones de distancia mínima de aterrizaje, la resistencia aerodinámica será una porción principal de desaceleración solo para el rodaje inicial de aterrizaje para condiciones de muy alta resistencia en configuraciones en condiciones de pista muy pobres. Estos casos son bastante limitados así que se debe asignar una importancia considerable al uso apropiado de los frenos para producir la máxima efectividad.

Para proveer la máxima fuerza retardante posible, el esfuerzo debe ser dirigido a producir la máxima fuerza normal en las superficies de frenado. (Ver figura 6.11). El piloto será capaz de influenciar la fuerza normal en las superficies de frenado durante la parte inicial del rodaje de aterrizaje cuando la presión dinámica es grande y las fuerzas y momentos aerodinámicos son de consecuencia. Durante esta porción del aterrizaje, el piloto puede controlar la sustentación del avión y la distribución de la fuerza normal a los trenes de aterrizaje.

Primero a considerar es que cualquier sustentación positiva soportará una parte del peso del avión y reducirá la fuerza normal en el tren de aterrizaje. Por supuesto, para los propósitos de fricción de frenado, sería una ventaja crear sustentación negativa pero esto no es la capacidad usual del avión con el tren de aterrizaje triciclo. Dado que la sustentación del avión puede ser considerable inmediatamente después del aterrizaje, la retracción de flaps o extensión de spoilers inmediatamente después del contacto reducirá la sustentación del ala y aumentará la fuerza normal en el tren de aterrizaje. Con la retracción de los flaps, la resistencia reducida es más que compensada por la fuerza de frenado aumentada proporcionada por la fuerza normal aumentada en las superficies de frenado.

Un segundo factor posible para controlar la efectividad del frenado es la distribución de la fuerza normal a las superficies del tren de aterrizaje. La rueda de nariz de la configuración del tren de aterrizaje triciclo usualmente no tiene frenos y cualquier fuerza normal distribuida a esta rueda es útil solo para producir fuerza lateral para el control del avión. Bajo condiciones de desaceleración, el momento de cabeceo hacia abajo (nose-down pitching moment) creado por la fuerza de fricción y la fuerza de inercia tiende a transferir una cantidad significativa de fuerza normal a la rueda de nariz donde no está disponible para asistir en la creación de fuerza de fricción.

Por el instante después del contacto en el aterrizaje, el piloto puede controlar esta condición hasta cierto punto y recuperar o aumentar la fuerza normal en las ruedas principales. Después del contacto, la nariz se baja hasta que la rueda de nariz contacta la pista, luego los frenos se aplican mientras la palanca se tira suavemente hacia atrás con el efecto de minimizar la fuerza normal en la rueda de nariz y aumentar la fuerza normal en las superficies de frenado.

Mientras que el efecto principal es transferir fuerza normal a las ruedas principales, puede haber un aumento significativo en la fuerza normal debido a una reducción en la sustentación neta, es decir, la carga hacia abajo en la cola (tail download) es notable. Esta reducción en la sustentación neta tiende a ser particular para configuraciones de avión de acoplamiento corto (short coupled).

El efecto combinado de la retracción de flaps y palanca atrás es un aumento significativo en la fuerza de fricción de frenado. Por supuesto, los flaps deben ser retraídos mientras aún se está en el aire y la palanca atrás debe ser usada justo lo suficiente sin levantar la rueda de nariz de la pista. Estas técnicas no sirven de nada si el uso apropiado de los frenos no produce el coeficiente máximo de fricción. El derrape incipiente (incipient skid condition) producirá el coeficiente máximo de fricción pero este pico es difícil de reconocer y mantener sin un sistema antideslizante (antiskid system). El uso juicioso de los frenos es necesario para obtener el coeficiente pico de fricción pero no desarrollar un derrape o rueda bloqueada que podría causar falla del neumático, pérdida de control, o reducción considerable en el coeficiente de fricción.

La capacidad de los frenos debe ser suficiente para crear un torque de frenado adecuado y producir el alto coeficiente de fricción. Además, los frenos deben ser capaces de soportar el calor generado sin desvanecerse (fading) o perder efectividad. Los requisitos más críticos de los frenos ocurren durante el aterrizaje al máximo peso de aterrizaje permitido.

TYPICAL ERRORS OF BRAKING TECHNIQUE / ERRORES TÍPICOS DE LA TÉCNICA DE FRENADO

Los errores en la técnica de frenado son usualmente coincidentes con errores de otros tipos. Por ejemplo, si el piloto aterriza un avión con velocidad excesiva, una técnica de frenado pobre podría acompañar a la situación original para producir una situación insegura. Un error común de la técnica de frenado es la aplicación de un torque de frenado en exceso del torque de rodadura máximo posible. El resultado será que la rueda desacelera y se bloquea, y mejora la capacidad de fuerza lateral, y la posibilidad de falla del neumático.

Si el frenado máximo es necesario, se debe usar precaución para modular el torque de frenado para prevenir el bloqueo de la rueda y causar un derrape (skid). Por otro lado, el coeficiente de fricción máximo se obtiene en la condición de derrape incipiente así que un torque de freno suficiente debe ser aplicado para producir la máxima fuerza de fricción. El frenado intermitente no sirve a ningún propósito útil porque el objetivo es la desaceleración máxima. Si los periodos entre la aplicación del freno producen solo una desaceleración leve o insignificante, el torque de freno debe ser aplicado suavemente y el torque de frenado modulado en o cerca del valor pico para asegurar que el derrape no se desarrolle.

SECCIÓN 2: INTERFERENCIA ENTRE AVIONES (INTERFERENCE BETWEEN AIRPLANES)

INTERFERENCE BETWEEN AIRPLANES IN FLIGHT / INTERFERENCIA ENTRE AVIONES EN VUELO

Durante el vuelo en formación y el reabastecimiento en vuelo, los aviones en proximidad uno del otro producirán una interferencia mutua de los patrones de flujo y alterarán las características aerodinámicas de cada avión. Los efectos principales de tal interferencia deben ser apreciados ya que ciertos factores debidos a la interferencia mutua pueden aumentar la posibilidad de una colisión.

Un ejemplo de interferencia entre aviones en vuelo se muestra primero en la figura 6.10 con el efecto de la separación lateral de dos aviones volando en línea de frente (line abreast). Un plano de simetría existiría exactamente a medio camino entre los dos aviones y proporcionaría un límite de flujo a través del cual no habría componentes laterales de flujo. Como las puntas de las dos alas del avión están en proximidad, el efecto es reducir la fuerza de los vórtices de punta o de salida y reducir las velocidades inducidas en la vecindad de la punta del ala.

Así, cada avión experimentará un aumento local en la distribución de sustentación en la punta del ala. Por lo tanto, los vórtices de punta se reducen y se desarrolla un momento de alabeo (rolling moment) que tiende a alabear a cada avión lejos del otro. Esta perturbación puede proporcionar la posibilidad de colisión si otros aviones están en la vecindad y hay un retraso en la corrección de control o sobrecontrol. Si las puntas de las alas están desplazadas en una dirección longitudinal (fore-and-aft), generalmente existe el mismo efecto pero de una magnitud menor.

La magnitud del efecto de interferencia debido a la separación lateral de las puntas de las alas depende de la proximidad de las puntas de las alas y la extensión del flujo inducido. Esto implica que la interferencia será mayor cuando las puntas están muy cerca y los aviones están operando a altos coeficientes de sustentación. Una ramificación interesante de este efecto es que varios aviones en línea de frente con las puntas de las alas bastante cerca experimentarán una reducción en la resistencia inducida (induced drag).

Una forma indirecta de interferencia puede ser encontrada del sistema de vórtices creado por un avión precedente a lo largo de la trayectoria de vuelo prevista. La estela de vórtices (vortex sheet) se enrolla a una distancia considerable detrás de un avión y crea una turbulencia considerable para cualquier avión que siga de cerca. Esta estela puede resultar problemática para aviones despegando y aterrizando detrás de aviones grandes. La estela enrollada será más fuerte cuando los aviones precedentes son grandes, de alto peso bruto, y operando a altos coeficientes de sustentación. A veces esta turbulencia puede ser falsamente atribuida al chorro de la hélice (propwash) o chorro del jet (jetwash).

Otra forma importante de interferencia directa es común cuando los dos aviones están en una posición de estela y escalonados hacia abajo (trail position and stepped down). Como se muestra en la figura 6.10, el solo avión en vuelo desarrolla flujo ascendente (upwash) por delante del ala y flujo descendente (downwash) por detrás y cualquier restricción acordada al flujo ascendente y descendente puede alterar la distribución y magnitud de la sustentación y resistencia.

Cuando el avión trasero está en proximidad cercana detrás y por debajo del avión líder tiene lugar una interferencia mutua entre los dos aviones. El avión líder arriba experimentará un efecto que sería algo similar a encontrar el efecto suelo, es decir, una reducción en la resistencia inducida, una reducción en el flujo descendente en la cola, y un cambio en el momento de cabeceo hacia abajo (nose down). En otras palabras, el avión debajo experimentará un aumento en la resistencia inducida, un aumento en el flujo descendente en la cola, y un cambio en el momento de cabeceo hacia arriba (nose up).

Así, cuando los aviones están en proximidad cercana, existe una posibilidad definida de colisión debido a la magnitud del cambio de trimado (trim change) experimentado por cada avión. La magnitud del cambio de trimado es mayor cuando los aviones están operando a altos coeficientes de sustentación, por ejemplo, vuelo a baja velocidad, y cuando los aviones están en proximidad cercana.

En el vuelo en formación, este tipo de interferencia debe ser apreciada y anticipada. En el cruce por debajo (cross-under) de otro avión, se debe tener cuidado de anticipar el cambio de trimado y debe mantenerse una separación (clearance) adecuada, de lo contrario puede resultar una colisión. El piloto del avión líder sabrá de la presencia del avión trasero por el cambio de trimado experimentado. Obviamente, es necesaria cierta anticipación para prevenir una magnitud perturbadora del cambio de trimado.

En una formación de diamante cerrada, el líder será capaz de "sentir" la presencia del hombre de la ranura (slot man) aunque el avión no esté dentro de la vista. Obviamente, el hombre de la ranura tendrá un trabajo difícil durante las maniobras de formación debido a los cambios de trimado inestables y mayores cambios de potencia requeridos para mantener la posición.

Un problema de colisión común es el caso de un avión con un tren de aterrizaje malfuncionado. Si otro avión es llamado para inspeccionar el tren de aterrizaje malfuncionado, se debe tener gran cuidado para mantener una separación adecuada y preservar la orientación. Muchas instancias como esta han resultado en una colisión cuando el piloto del avión trasero se desorientó y no mantuvo una separación adecuada.

Durante el reabastecimiento en vuelo (inflight refueling), existen esencialmente los mismos problemas de interferencia. A medida que el receptor se acerca al tanquero (tanker) desde atrás y abajo, el receptor encontrará el flujo descendente (downwash) del tanquero y requerirá un ligero y gradual aumento en potencia y actitud de cabeceo para continuar la aproximación a la posición de recepción.

Mientras que el receptor puede no ser visible para el piloto del tanquero, él anticipará que el receptor entra en posición por la ligera reducción en la potencia requerida y el cambio de momento de cabeceo hacia abajo. Una separación adecuada y posición apropiada deben ser mantenidas por el piloto del receptor ya que una posibilidad de colisión es realzada por las posiciones relativas de los aviones. Una condición peligrosa existe si el piloto del receptor tiene velocidad excesiva y corre debajo del tanquero en proximidad cercana. El cambio de trimado experimentado por ambos aviones puede ser grande e inesperado y puede ser difícil evitar una colisión.

Además de las formas de interferencia mencionadas previamente, existe la posibilidad de una fuerte interferencia entre aviones en vuelo supersónico. En este caso, las ondas de choque de un avión pueden afectar fuertemente la distribución de presión y los momentos de alabeo, guiñada y cabeceo de un avión adyacente. Es difícil expresar relaciones generales de la magnitud de los efectos excepto que la proximidad a baja altitud y alta q (presión dinámica) es donde el avión trasero será más afectado.

VELOCIDADES DE RECHAZO, VELOCIDADES DE LÍNEA Y LONGITUD DE CAMPO CRÍTICA (REFUSAL SPEEDS, LINE SPEEDS, AND CRITICAL FIELD LENGTH)

Durante el despegue, es necesario monitorear el rendimiento del avión y evaluar la aceleración para asegurar que el avión posibilidad de un despegue rechazado antes de exceder la velocidad de rechazo. Con este fin, el piloto debe evaluar cuidadosamente el rendimiento del avión y de la planta motriz y juzgar la aceleración del avión mediante el uso de "velocidades de línea" (line speeds). La aceleración del avión es normal. Por comparación de las velocidades predichas y reales en varios puntos a lo largo de la pista, el piloto puede evaluar la aceleración y valorar el rendimiento del despegue.

Un ejemplo de un perfil de aceleración se muestra en la segunda ilustración de la figura 6.12, donde la variación de velocidad y distancia se define para el caso de movimiento uniformemente acelerado, es decir, aceleración constante. Aunque el caso de movimiento uniformemente acelerado no corresponde exactamente al rendimiento de despegue de todos los aviones, es suficientemente aplicable para ilustrar el principio de las velocidades de línea y los chequeos de aceleración. Si la aceleración de despegue del avión fuera constante, el avión desarrollaría porcentajes específicos de la velocidad de despegue a porcentajes específicos de la distancia de despegue. Valores representativos de la figura 6.12 son los siguientes:

Porcentaje de distancia de despegue: 0 | 25 | 50 | 75 | 100
Porcentaje de velocidad de despegue: 0 | 50.0 | 70.7 | 86.5 | 100
Porcentaje de tiempo de despegue: 0 | 50.0 | 70.7 | 86.5 | 100

Como ejemplo de este movimiento uniformemente acelerado, el avión, al alcanzar el punto medio de la carrera de despegue, habría acelerado al 70.7 por ciento de la velocidad de despegue. Si el avión no ha alcanzado una velocidad específica a una distancia específica, es obvio que la aceleración está por debajo del valor predicho y el avión seguramente no logrará la velocidad de despegue en la distancia de despegue especificada. Por lo tanto, velocidades de línea calculadas adecuadamente en varios puntos a lo largo de la pista permitirán al piloto monitorear el rendimiento del despegue y reconocer una deficiencia de aceleración. Por supuesto, una deficiencia de aceleración debe ser reconocida antes de llegar a algún punto a lo largo de la pista donde el despegue no pueda ser logrado o rechazado con seguridad.

Los principios fundamentales de las velocidades de rechazo (refusal speeds) y velocidades de línea (line speeds) son aplicables igualmente bien a aviones monomotores y multimotores. Sin embargo, en el caso de los aviones multimotores, se debe dar consideración adicional a la decisión de continuar o rechazar el despegue cuando ocurre una falla de motor durante la carrera de despegue.

Si la falla de un motor ocurre antes de alcanzar la velocidad de rechazo, el despegue debería ser descontinuado y el avión llevado a una parada en la pista restante. Si la falla de un motor ocurre después de exceder la velocidad de rechazo, el avión está comprometido a continuar el despegue con los motores restantes operativos o un despegue inseguro rechazado. En algunos casos, la pista restante puede no ser suficiente para permitir la aceleración hasta la velocidad de despegue y el avión no puede ni despegar ni detenerse en la pista restante. Para facilitar la consideración de este problema, son necesarias varias definiciones específicas:

(1) Velocidad de despegue y ascenso inicial (Takeoff and initial climb speed): Una velocidad, usualmente un porcentaje fijo por encima de la velocidad de pérdida (stall speed), a la cual el avión se volverá aerotransportado y librará obstáculos claros inmediatamente después del despegue. Para un avión particular en la configuración de despegue, esta velocidad (en EAS o CAS) es una función del peso bruto, pero en ninguna circunstancia debería ser menor que la velocidad mínima de control direccional para la condición crítica de potencia asimétrica. Generalmente, la velocidad de despegue y ascenso inicial se conoce como la velocidad $V_2$

(2) Velocidad de falla crítica de motor (Critical engine failure speed): Una velocidad lograda durante la carrera de despegue a la cual la falla de un motor requerirá la misma distancia para continuar acelerando con los motores operativos para lograr un despegue seguro y desacelerar hasta detenerse utilizando los frenos del avión. A la velocidad crítica de falla de motor por los cambios de flujo local en estas superficies. Por supuesto, la fuerza de las ondas de choque y el salto de presión a través de la onda disminuyen rápidamente con la distancia desde el avión. Mientras que el salto de presión disminuye completamente con la distancia, una onda de choque medible (pero muy pequeña) existirá a una distancia considerable del avión.

El sonido se transmite a través del aire como una serie de ondas de presión muy débiles. En el rango ordinario de frecuencias audibles, el umbral de audibilidad para la intensidad del sonido es para valores de presión de ondas tan bajos como 0.0000002 psf (libras por pie cuadrado). Dentro de este mismo rango de frecuencias, el umbral de sensación para la intensidad del sonido es para valores de presión de 0.2 a 0.5 psf. El valor R.M.S. de presión de 0.2 a 0.5 psf de la intensidad para causar audición dolorosa. El sonido continuo en el umbral de sensación es de la intensidad para causar audición dolorosa.

Así, las ondas de choque generadas por un avión en vuelo supersónico son capaces de crear sonido audible y, en el caso extremo, perturbación considerable. Los saltos de presión de 0.02 a 0.3 psf han sido registrados durante el paso de un avión en vuelo supersónico. Como resultado, los "estampidos" sónicos (sonic booms) son las ondas de presión generadas por las ondas de choque formadas en el avión en vuelo supersónico.

La fuente de los estampidos sónicos se ilustra en la figura 6.14. Cuando el avión está en vuelo nivelado supersónico, se desarrolla un patrón de ondas de choque que depende mucho de la configuración y el Número de Mach de vuelo del avión. A una distancia considerable del avión, estas ondas de choque tienden a combinarse a lo largo de dos frentes comunes y extenderse lejos del avión en una especie de superficie cónica.

Las ondas disminuyen en fuerza con la distancia lejos del avión pero el salto de presión permanece de una intensidad audible por una distancia considerable del avión. Si la onda se extiende hasta el suelo o la superficie del agua, esta será reflejada y atenuada hasta cierto punto dependiendo del carácter de la superficie reflectora. Por supuesto, si esta forma de onda adjunta es llevada a través de un área poblada en la superficie, la población experimentará las ondas de presión como un estampido sónico.

La intensidad del estampido dependerá de muchos factores diferentes. Las características del avión que generan las ondas de choque serán de alguna importancia ya que un avión grande de alta resistencia (high drag) y alto peso bruto estará transfiriendo una mayor energía a la masa de aire. La altitud de vuelo tendrá una influencia importante en la intensidad del estampido ya que a gran altitud el salto de presión a través de una forma de onda dada es mucho menor. Además, a gran altitud existe una mayor distancia entre la fuente generadora de la perturbación y el nivel del suelo y la fuerza de la onda tendrá una mayor distancia en la cual decaer.

La variación ordinaria de temperatura y densidad más la turbulencia natural de la atmósfera tenderán a reflejar o disipar la onda de choque generada a gran altitud. Sin embargo, en una atmósfera estable y quieta, la onda de presión del avión en vuelo supersónico a gran altitud puede ser de una magnitud audible a distancias laterales tan grandes como 10 a 30 millas. Así, el vuelo supersónico sobre o adyacente a áreas pobladas producirá un estampido sónico.

En realidad, no es necesario que un avión vuele supersónico sobre o adyacente a un área poblada para crear un estampido sónico. Esta posibilidad se muestra en la segunda ilustración de la figura 6.14 donde un avión desacelera de velocidad supersónica a subsónica a partir de una picada supersónica. A medida que el avión desacelera, el avión liberará la onda de proa (leading bow) y las ondas de cola (tail waves) que se formaron a medida que el avión aceleraba de subsónico a velocidad supersónica. La liberación de estas ondas de choque es análoga al caso donde un barco de superficie reduce la velocidad y libera la onda de proa, la cual entonces viaja hacia afuera por delante de lograr la velocidad de despegue en la distancia especificada.

Si es aparente que el avión no está acelerando normalmente o que la planta motriz no está funcionando apropiadamente, se debe tomar una decisión para rechazar o continuar el despegue. Si la decisión de rechazar el despegue se toma temprano en la carrera de despegue, no existe problema porque el avión no ha ganado mucha velocidad y una gran porción de la distancia de la pista no se ha usado. Sin embargo, a velocidades cercanas a la velocidad de despegue, el avión ha usado una gran porción de la distancia de despegue y la distancia requerida para detenerse es apreciable. El problema que existe es definir la velocidad más alta desde la cual el avión puede ser desacelerado hasta detenerse en la longitud de pista restante, es decir, la "velocidad de rechazo" (refusal speed).

La velocidad de rechazo será una función del rendimiento de despegue, rendimiento de frenado y la longitud de pista disponible. La situación ideal sería tener una longitud de pista que exceda la distancia total requerida para acelerar a la velocidad de despegue y luego desacelerar desde la velocidad de despegue. En este caso, la velocidad de rechazo excedería la velocidad de despegue y habría poca preocupación por el caso de despegue rechazado. Mientras que este puede ser el caso para algunas instancias, el caso usual es que la longitud de pista es menor que la distancia de "aceleración-parada" y la velocidad de rechazo es menor que la velocidad de despegue.

Una representación gráfica de la condición de despegue rechazado se ilustra en la figura 6.12 mediante un gráfico de velocidad versus distancia. Al comienzo de la pista, el avión comienza a acelerar y la variación de velocidad y distancia se define por el perfil de aceleración de despegue. El perfil de desaceleración describe la variación de velocidad con la distancia donde el avión es llevado a una parada al final de la pista. La intersección de los perfiles de aceleración y desaceleración define entonces la velocidad de rechazo y la distancia de rechazo a lo largo de la pista. Por supuesto, se debe hacer una tolerancia por el tiempo gastado a la velocidad de rechazo mientras se reduce la potencia y se inicia la acción de frenado.

Durante el despegue, el avión podría ser acelerado a cualquier velocidad hasta la velocidad de rechazo, luego desacelerado hasta detenerse en la pista restante. Una vez pasada la velocidad de rechazo, el avión no puede ser llevado a una parada en la pista restante y el avión está comprometido a un despegue inseguro. Si el despegue se rechaza cuando se está por encima de la velocidad de rechazo, la única esperanza es la asistencia del equipo de arresto (arresting gear), barrera de final de pista, o un extenso sobrepaso (overrun) al final de la pista. Este hecho apunta a la necesidad de planificación del despegue y al requisito de monitorear la aceleración del despegue.

Si los datos de velocidad de rechazo no están disponibles, las siguientes ecuaciones pueden usarse para aproximar la velocidad de rechazo y la distancia:

Vr = Vto * RAIZ_CUADRADA [ Ra / (Sto + SL * (Vto / VL)^2) ]

Sr = Sto * (Vr / Vto)^2

donde

$V_r$ = velocidad de rechazo (refusal speed)
$S_r$ = distancia de rechazo (refusal distance)

y para la configuración de despegue apropiada,

$V_{to}$ = velocidad de despegue (takeoff speed)
$S_{to}$ = distancia de despegue (takeoff distance)
$V_L$ = velocidad de aterrizaje (landing speed)
$S_L$ = distancia de aterrizaje (landing distance)
$R_a$ = longitud de pista disponible (runway length available)

Estas relaciones aproximadas no toman en cuenta el tiempo gastado en el punto de rechazo y no deben usarse en lugar de los datos precisos del manual.

En el caso del avión monomotor, el piloto debe monitorear el rendimiento de despegue para reconocer mal funcionamiento o falta de aceleración adecuada antes de alcanzar la velocidad de rechazo. Obviamente, es una ventaja reconocer el la embarcación. Cuando el avión reduce la velocidad a subsónico, la onda de choque viaja por delante del avión en una forma que es algo esférica.

Debido a que hay variaciones de densidad a través de la onda de choque, la onda de choque moviéndose por delante del avión puede causar aberraciones en las ondas de luz y puede aparecer ante el piloto como una gran lámina de celulosa clara o plástico frente al avión. Además, la variación de densidad y la reflexión inicial de la luz solar podría aparecer como un "destello" (flash) repentino y brillante para el piloto.

Por supuesto, la onda liberada al desacelerar a velocidad subsónica puede viajar por delante del avión y atravesar un área poblada para causar un estampido sónico. La dirección inicial de la onda liberada será la trayectoria de vuelo del avión en el instante en que desacelera a velocidad subsónica.

Sin duda, la onda liberada no debería apuntarse en la dirección de un área poblada, incluso si está a una distancia considerable. Hay instancias donde una onda liberada ha sido de una magnitud audible a distancias tan lejanas como 30 a 40 millas por delante del punto de liberación. La onda de presión liberada será de mayor intensidad cuando se crea por una configuración de gran resistencia (high drag) a baja altitud. Dado que la intensidad disminuye rápidamente con la distancia desde la fuente, el estampido será de mayor audibilidad cerca del punto de liberación.

Debería volverse aparente que los estampidos sónicos son un subproducto de la aviación supersónica y, con el vuelo supersónico volviéndose más común, el problema es mayormente de perplejidad. El potencial de daño de los estampidos sónicos es bastante pequeño y la naturaleza audible y la molestia de la perturbación están confinadas a estructuras que son frágiles, de baja resistencia y tienen altas tensiones residuales características.

En otras palabras, solo los extremos de las ondas de presión generadas por aviones en vuelo podrían posiblemente causar grietas en yeso y vidrios de ventanas. Tales materiales son bastante propensos a tensiones dinámicas agudas y, cuando se superponen a las altas tensiones residuales comunes a los productos y la construcción de edificios, puede resultar un daño leve pero insignificante. En realidad, la característica más objetable del estampido sónico es la audibilidad y la ansiedad o aprensión causada por el ruido agudo y fuerte que se asemeja a una explosión.

El salto de presión a través de las ondas de choque en la vecindad inmediata del avión es mucho mayor que los comunes al nivel del suelo. Así, "estampidos" audibles en formación cerrada a velocidades supersónicas pueden encontrar considerable interferencia entre aviones. Además, para eliminar incluso la posibilidad más remota de daño estructural, un avión de alta velocidad no debería hacer un paso supersónico cerca de un avión grande que pueda tener un bajo factor de carga límite y ser propenso a ser fácilmente perturbado o dañado por una fuerte onda de presión.

PROBLEMAS DEL HELICÓPTERO (HELICOPTER PROBLEMS)

La principal diferencia entre el helicóptero y un avión es la fuente principal de sustentación. El avión deriva su sustentación de una superficie aerodinámica fija (ala), mientras que el helicóptero deriva la sustentación de una superficie aerodinámica giratoria llamada rotor. Por lo tanto, una aeronave de ala fija se clasificará como "fixed-wing" (ala fija) o "rotating wing" (ala rotatoria). La palabra "helicóptero" se deriva de las palabras griegas que significan "helical wing" (ala helicoidal) o "rotating wing" (ala rotatoria).

La generación de sustentación mediante un "rotating wing" (ala rotatoria) permite al helicóptero cumplir su misión única de mantenerse inmóvil en el aire (hovering), despegar y aterrizar en un área confinada o restringida, y autorrotar hacia un aterrizaje seguro tras un fallo de potencia (motor). La generación de sustentación mediante "rotating wing" (ala rotatoria) es también responsable de algunos de los problemas inusuales que el helicóptero puede encontrar. Dado que la naturaleza particular de la aerodinámica del rotor es básica, las condiciones de flujo dentro del rotor deben ser consideradas en detalle.

Por simplicidad, la discusión inicial considerará solo el rotor en vuelo estacionario (hovering). Aunque el término rotor usualmente significa permanecer sobre un punto particular en el suelo, aquí será considerado como vuelo a velocidad cero. Esto es necesario porque las características aerodinámicas del rotor dependen de su movimiento con respecto al aire y no al suelo. El vuelo estacionario (hovering) con un viento de 20 nudos es aerodinámicamente equivalente a volar a una velocidad de 20 nudos en una condición sin viento, y las características serán idénticas en las dos condiciones.

El primer punto a comprender es que el rotor está sujeto a las mismas leyes físicas de aerodinámica y movimiento que gobiernan el vuelo del avión de ala fija. La manera en que el rotor está sujeto a estas leyes es mucho más complicada debido a las complejas condiciones de flujo.

La sustentación del rotor puede explicarse por cualquiera de dos métodos. El primer método, utilizando la teoría del momento simple (simple momentum theory) basada en las Leyes de Newton, simplemente establece que la sustentación resulta de acelerar una masa de aire hacia abajo, de la misma manera que el motor a reacción desarrolla empuje acelerando una masa de aire hacia afuera por el tubo de escape. El segundo método de ver la sustentación del rotor se refiere a las fuerzas de presión que actúan sobre las diversas secciones de la pala desde la raíz hasta la punta.

La teoría del momento simple (simple momentum theory) es útil para determinar solo las características de sustentación, mientras que la teoría del elemento de pala (blade element theory) da una imagen de las fuerzas que trabajan en el rotor. En la teoría del "blade element" (elemento de pala), la pala se divide en "blade elements" (elementos de pala) como se muestra en la figura 6.15. Las fuerzas que actúan en cada elemento de pala son analizadas. Luego las fuerzas en todos los elementos se suman para dar las características de todo el rotor.

El viento relativo que actúa en cada segmento es la resultante de dos componentes de velocidad: (1) la velocidad debida a la rotación de las palas alrededor del cubo y (2) la velocidad inducida o velocidad de flujo descendente (downwash) causada por el rotor. La velocidad debida a la rotación en un elemento particular es proporcional a la velocidad del rotor y la distancia del elemento desde el cubo del rotor.

Por lo tanto, la velocidad debida a la rotación varía linealmente desde cero en el cubo hasta un máximo en la punta. Una sección típica de la pala con las fuerzas actuando sobre ella se muestra en la figura 6.15.

Una sumatoria de las fuerzas actuando perpendiculares al plano de rotación (tip path plane) determinará el empuje del rotor (o sustentación) que determina las características de par motor (torque) del rotor. Al igual que se encuentra que el perfil aerodinámico (airfoil) es proporcional a la densidad del aire, una sustentación no dimensional, y el cuadrado de la velocidad, o velocidad lineal de la punta de la pala.

El coeficiente de empuje (thrust coefficient) es una función del coeficiente de sustentación promedio de la sección de la pala y la solidez del rotor, la cual es la proporción del área de la pala respecto al área del disco. El coeficiente de sustentación es idéntico al usado en la aerodinámica de aviones mientras que la solidez es análoga a la relación de aspecto (aspect ratio) en la aerodinámica de aviones.

Se encuentra que el par motor del rotor (rotor torque) es proporcional a un coeficiente de par no dimensional, la densidad del aire, el área del disco, el cuadrado de la velocidad de punta, y el radio de la pala. El coeficiente de par depende del coeficiente de resistencia promedio del perfil de las palas, el ángulo de paso de la pala, y el coeficiente de sustentación promedio de las palas. Se piensa que el par resulta de los componentes de resistencia de perfil y resistencia inducida actuando sobre las palas, similar a aquellos en un avión.

Como en el avión, hay un ángulo de ataque o condición de paso de pala que resultará en la operación más eficiente. Desafortunadamente, el rotor de helicóptero típico opera a una velocidad (RPM) casi constante y por lo tanto a una velocidad verdadera constante y no puede operar en la condición más eficiente sobre un amplio rango de altitudes y pesos brutos como el avión de ala fija. El avión es capaz de mantener un ángulo de ataque eficiente a varias velocidades y pesos volando a varias velocidades, pero el helicóptero operará con una velocidad de rotor casi constante y variará el ángulo de la pala para contender con variaciones en altitud y peso bruto.

Vuelo de Avance y Pérdida

Si el rotor pudiera operar dentro de un amplio rango de velocidades del rotor, la eficiencia y el rendimiento podrían mejorarse.

Con las relaciones previas establecidas para el rotor en vuelo estacionario (hovering flight), el efecto del vuelo hacia adelante o traslación del rotor puede ser considerado. Con el vuelo hacia adelante, un tercer componente de velocidad, el de la velocidad de avance del helicóptero, debe ser considerado al determinar el viento relativo que actúa sobre cada elemento del rotor. Dado que todo el rotor se mueve con el helicóptero, la velocidad del aire que pasa sobre cada uno de los elementos en la pala que avanza (advancing blade) se incrementa por la velocidad de avance del helicóptero y la velocidad del aire que pasa sobre cada elemento de la pala que retrocede (retreating blade) se reduce en la misma cantidad. Esto se muestra en la figura 6.16.

Si los ángulos de ataque en ambas palas, la que avanza y la que retrocede, permanecieran igual que en el vuelo estacionario, la velocidad más alta en la pala que avanza causaría una disimetría de sustentación (dissymmetry of lift) y el helicóptero tendería a alabear (roll) hacia la izquierda. Fue este efecto el que creó gran dificultad durante muchos proyectos tempranos de helicópteros y autogiros.

Juan De La Cierva fue el primero en darse cuenta de qué causaba este efecto y resolvió el problema montando sus palas de autogiro individualmente en bisagras de aleteo (flapping hinges), permitiendo así una acción de aleteo (flapping action) para corregir automáticamente la disimetría de sustentación que resultaba del vuelo hacia adelante. Este es el método todavía utilizado en un sistema de rotor articulado hoy en día.

El sistema de rotor balancín (see-saw), o semirrígido, corrige la disimetría de sustentación inclinando todo el cubo y las palas alrededor de una articulación cardán (gimbal joint). Al inclinar todo el sistema del rotor hacia adelante, el ángulo de ataque en la pala que avanza se reduce y el ángulo de ataque en la pala que retrocede se incrementa. El rotor rígido debe producir una variación cíclica del paso de la pala mecánicamente a medida que la pala rota para eliminar la disimetría.

Independientemente del método usado para corregir la disimetría de sustentación, resultan características aerodinámicas idénticas. Así, lo que se dice sobre la aerodinámica del rotor es igualmente válido para todos los tipos de sistemas de rotor.

Analizando los componentes de velocidad que actúan en las secciones de la pala del rotor desde la raíz hasta la punta tanto en las palas que avanzan como en las que retroceden, se encuentra una gran variación de la sección de la pala. La figura 6.16 ilustra una variación típica del ángulo de ataque local para varias posiciones a lo largo de la envergadura de las palas que avanzan y retroceden de un rotor a alta velocidad de avance.

Hay una región de ángulos de ataque positivos que resultan en sustentación positiva sobre toda la pala que avanza. Inmediatamente junto al cubo de la pala que retrocede hay un área de flujo inverso (reversed flow) donde la velocidad debida al movimiento hacia adelante del helicóptero es mayor que la velocidad hacia atrás debida a la rotación de la pala. La siguiente área es una región de pérdida negativa (negative stall region) donde, aunque el flujo es en la dirección apropiada relativa a la pala, el ángulo de ataque excede el de pérdida negativa. Progresando hacia afuera en la pala que retrocede, el ángulo de ataque de la pala se vuelve menos negativo, resultando en un área de sustentación negativa.

Luego el ángulo de la pala se vuelve positivo de nuevo, resultando en una región de sustentación positiva. El ángulo de la pala continúa aumentando hasta cerca de la punta de la pala que retrocede donde el ángulo de pérdida positiva (positive stall angle) es excedido, resultando en la entrada en pérdida de la sección de la punta (stalling). Esta amplia variación en los ángulos de ataque de la sección resulta en una gran variación en los coeficientes de sustentación y resistencia de la sección de la pala.

La fuerza de sustentación general en los lados izquierdo y derecho del disco del rotor se igualan variando cíclicamente el paso de la pala como se explicó anteriormente, pero la variación de resistencia no se elimina. Esta variación de resistencia causa una fuerza de sacudida en el sistema del rotor y contribuye a la vibración del helicóptero.

PÉRDIDA DE LA PALA QUE RETROCEDE (RETREATING BLADE STALL).

La pérdida de la pala que retrocede resulta siempre que el ángulo de ataque de la pala excede el ángulo de pérdida de la sección de la pala. Esta condición ocurre en vuelo a alta velocidad ya que, para desarrollar la misma sustentación que la pala que avanza, la pala que retrocededebe operar con un ángulo de ataque mayor. Si el paso de la pala se incrementa o la velocidad de avance se incrementa, la porción en pérdida del disco del rotor se hace más grande, con la pérdida progresando hacia adentro hacia el cubo desde la punta de la pala que retrocede.

Cuando aproximadamente el 15 por ciento del disco del rotor entra en pérdida, el control del helicóptero será imposible. Pruebas de vuelo han determinado que el control se vuelve marginal y la pérdida se considera severa cuando el cuarto exterior de la pala que retrocede está en pérdida.

La pérdida de la pala que retrocede (Retreating blade stall) puede ser reconocida por rugosidad del rotor, fuerzas erráticas en la palanca (stick), y sacudidas del mando con una frecuencia determinada por el número de palas y la velocidad del rotor. Cada una de las palas de un rotor de tres palas creará una vibración con tres golpes por revolución del rotor. Otra evidencia de la pérdida de la pala que retrocede es una tendencia parcial o completa a la pérdida de control o encabritamiento (pitch-up) que puede ser incontrolable si la pérdida es severa.

Las condiciones favorables para la ocurrencia de la pérdida de la pala que retrocede son aquellas condiciones que resultan en altos ángulos de ataque en la pala que retrocede. Cada una de las siguientes condiciones resulta en un ángulo de ataque más alto en la pala que retrocede y puede contribuir a la pérdida de la pala que retrocede:

Alta velocidad (airspeed).
Bajas RPM del rotor—la operación a bajas RPM del rotor necesita el uso de un paso de pala más alto para obtener un empuje dado del rotor, por lo tanto un ángulo de ataque más alto.
Alto peso bruto.
Alta altitud de densidad.
Vuelo acelerado, alto factor de carga (G-force).
Vuelo a través de aire turbulento o ráfagas—corrientes ascendentes bruscas resultan en un incremento temporal en el ángulo de ataque de la pala.
Deflexiones de control excesivas o abruptas durante maniobras.

La recuperación de una condición de pérdida puede efectuarse solo disminuyendo el ángulo de ataque de la pala por debajo del ángulo de pérdida. Esto puede lograrse por uno o una combinación de los siguientes ítems dependiendo de la severidad de la pérdida:

Disminuir el paso colectivo.
Disminuir la velocidad del aire.
Aumentar las RPM del rotor.
Disminuir la severidad de la maniobra acelerada o deflexión de control.

Si la pérdida es lo suficientemente severa para resultar en un encabritamiento (pitch-up), el cíclico hacia adelante para intentar controlar el encabritamiento es ineficaz y puede agravar la pérdida ya que el cíclico hacia adelante resulta en un incremento en el ángulo de ataque en la pala que retrocede. El helicóptero se recuperará automáticamente de una pérdida severa ya que la velocidad disminuye en la actitud de morro alto, pero la recuperación puede ser asistida por una reducción gradual en el paso colectivo, aumentando las RPM, y nivelando el helicóptero con pedal y palanca cíclica.

De la discusión previa, es evidente que hay cierto grado de pérdida de la pala que retrocede incluso a velocidades moderadas. Sin embargo, el helicóptero es capaz de desempeñarse satisfactoriamente hasta que un área suficientemente grande del disco del rotor entra en pérdida. Una advertencia adecuada de la pérdida inminente está presente cuando la condición de pérdida se aproxima lentamente. Hay advertencia inadecuada de la pérdida solo cuando el paso de la pala o el ángulo de ataque de la pala se incrementan rápidamente. Por lo tanto, es más probable que ocurra una pérdida severa no intencional durante movimientos de control abruptos o maniobras aceleradas rápidas.

EFECTOS DE COMPRESIBILIDAD (COMPRESSIBILITY EFFECTS).

Las velocidades relativas más altas ocurren en la punta de la pala que avanza, ya que la velocidad del helicóptero se suma a la velocidad debida a la rotación en este punto. Cuando el número de Mach de la sección de la punta de la pala que avanza excede el número de Mach crítico para la sección de la pala del rotor, resultan efectos de compresibilidad. La mayoría de las palas de helicóptero tienen secciones simétricas y por lo tanto tienen números de Mach críticos relativamente altos y coeficientes de sustentación bajos.

Ya que los principales efectos de la compresibilidad son el gran incremento en resistencia y el desplazamiento hacia atrás del centro aerodinámico del perfil centro aerodinámico del perfil, los efectos de compresibilidad en el helicóptero incrementan la potencia requerida para mantener las RPM del rotor y causan rugosidad del rotor, vibración, sacudida de la palanca (stick shake), y una torsión estructural indeseable de la pala.

Dado que los efectos de compresibilidad se vuelven más severos a coeficientes de sustentación más altos (mayores ángulos de ataque de pala) y números de Mach más altos, las siguientes condiciones operativas representan las condiciones más adversas desde el punto de vista de la compresibilidad:

Alta velocidad (airspeed).
Altas RPM del rotor.
Alto peso bruto.
Alta altitud de densidad.
Baja temperatura—la velocidad del sonido es proporcional a la raíz cuadrada de la temperatura absoluta. Por lo tanto, la velocidad sónica se obtendrá más fácilmente a bajas temperaturas cuando la velocidad sónica es menor.
Aire turbulento—ráfagas bruscas momentáneamente incrementan el ángulo de ataque de la pala y por lo tanto bajan el número de Mach crítico hasta el punto donde los efectos de compresibilidad pueden ser encontrados en la pala.

Los efectos de compresibilidad desaparecerán disminuyendo el paso de la pala. Las similitudes en las condiciones críticas para la pérdida de la pala que retrocede y la compresibilidad deben notarse pero una diferencia básica debe ser apreciada: la compresibilidad ocurre a ALTAS RPM mientras que la pérdida de la pala que retrocede ocurre a BAJAS RPM. La técnica de recuperación es idéntica para ambas con la excepción del control de RPM.

CARACTERÍSTICAS DE AUTORROTACIÓN (AUTOROTATION CHARACTERISTICS).

Una de las características únicas de los helicópteros es su habilidad para tomar parte de la energía de la corriente de aire para mantener el rotor girando y planear hacia un aterrizaje sin potencia. La consideración del rotor durante una autorrotación vertical proporcionará una comprensión de por qué el rotor continúa rotando sin potencia. Durante la autorrotación, el flujo de aire es hacia arriba a través del disco del rotor y hay un componente de velocidad vertical igual a la tasa de descenso del helicóptero. Además, hay un componente de velocidad debido a la rotación del rotor.

La suma vectorial de estas dos velocidades es el viento relativo para el elemento de la pala. Las fuerzas resultantes del viento relativo en cada sección particular de la pala proveerán la razón por la cual el rotor continuará operando sin potencia. Primero, considere un elemento de pala cerca de la punta de la pala como se ilustra en la figura 6.17. En este punto hay una fuerza de sustentación actuando perpendicular al viento relativo y una fuerza de resistencia actuando paralela al viento relativo a través del centro aerodinámico.

Dado que la rotación del rotor es afectada solo por fuerzas actuando en el plano de rotación, las fuerzas importantes son componentes de las fuerzas de sustentación y resistencia en el plano de rotación. En este bajo ángulo de ataque, sección de alta velocidad de punta, la fuerza neta en el plano es una fuerza de resistencia que tendería a retardar el rotor. A continuación, considere una sección de pala en aproximadamente la mitad de la envergadura como se ilustra en la figura 6.17. En este caso, las mismas fuerzas están presentes, pero el componente en el plano de la fuerza de sustentación es mayor que la fuerza de resistencia y esto resulta en una fuerza neta hacia adelante en el plano de rotación la cual tiende a impulsar el rotor.

Durante una autorrotación estable, hay un balance de par motor (torque) de las fuerzas a lo largo de la pala de modo que las RPM se mantienen en equilibrio en algún valor particular. La región del disco del rotor donde hay una fuerza de resistencia neta se llama la "propeller region" (región de hélice) o "driven region" (región impulsada) y la región del disco del rotor donde hay una fuerza de empuje neta en el plano se llama la "autorotation region" (región de autorrotación) o "driving region" (región impulsora). Estas regiones se muestran para autorrotación vertical y velocidad de avance (o normal) en la autorrotación en la figura 6.17.

Las fuerzas actuando sobre las palas del rotor en vuelo hacia adelante en autorrotación son similares a aquellas en autorrotación vertical pero la diferencia consistirá principalmente en desplazamientos de la región de autorrotación hacia la izquierda y la adición de una región de flujo inverso (reverse flow region) flujo y regiones de pérdida negativa similares a la condición de vuelo con potencia.

La autorrotación es esencialmente una condición de vuelo estable. Si perturbaciones externas causan que el rotor se desacelere, la región de autorrotación del disco se expande automáticamente para restaurar la velocidad del rotor a la condición de equilibrio original. Por otro lado, si una perturbación externa causa que el rotor se acelere, la región de hélice (propeller region) se expande automáticamente y tiende a acelerar el rotor a la condición de equilibrio original.

En realidad, la condición de autorrotación estable existirá solo cuando la velocidad rotacional esté dentro de ciertos límites. Si se permite que la velocidad del rotor disminuya una cantidad excesiva, entonces el rotor se vuelve inestable y las RPM disminuirán aún más a menos que el piloto corrija inmediatamente la condición mediante una acción de control adecuada.

En caso de fallo de motor, el avión de ala fija planeará a la relación máxima de sustentación-resistencia (lift-drag ratio) para producir la máxima distancia de planeo. Si se desea una tasa de descenso mínima en lugar de una distancia de planeo máxima, el avión de ala fija se volará a una velocidad un poco más baja. En realidad, la tasa mínima de descenso ocurrirá a la potencia mínima requerida. El helicóptero exhibe características similares pero ordinariamente la mejor velocidad de autorrotación puede ser considerada aquella velocidad que resulta en la tasa de descenso mínima en lugar de la distancia de planeo máxima. La condición aerodinámica del rotor que produce la tasa de descenso mínima es:

Relación máxima de = $\frac{(\text{Coeficiente de sustentación medio de la pala})^{3/2}}{\text{Coeficiente de resistencia medio de la pala}}$

Es esta relación la que determina la tasa de autorrotación de descenso. La figura 6.18 ilustra la variación de la tasa de autorrotación de descenso con velocidad equivalente para un helicóptero típico. El Punto A en esta curva define la tasa mínima de descenso. La tasa de descenso mínima de autorrotación se obtendría en la condición de vuelo que produce la mayor proporción entre velocidad y tasa de descenso. Así, una línea recta desde el origen tangente a la curva definirá el punto para la distancia máxima de autorrotación. Esto corresponde al Punto B de la figura 6.18.

Si el helicóptero está siendo planeado a la velocidad para la distancia máxima de planeo, una disminución en la velocidad reduciría la tasa de descenso pero la distancia de planeo disminuiría. Si el helicóptero está siendo planeado a la velocidad para la tasa mínima de descenso (estado estable), la tasa de descenso no puede ser reducida pero la distancia de planeo puede ser incrementada aumentando la velocidad de planeo a aquella para la distancia máxima.

El peso y el viento afectarán las características de planeo del helicóptero de la misma manera que un avión es afectado. Idealmente, el helicóptero autorrota a una velocidad mayor con un peso bruto mayor o cuando autorrota hacia un viento de frente.

Además de las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre el rotor durante la autorrotación, las fuerzas de inercia son también importantes. Estos efectos están usualmente asociados con el tiempo de respuesta del piloto porque la tasa a la que un piloto reacciona a un fallo de potencia es bastante crítica. El tiempo necesario para reducir el paso colectivo y entrar en autorrotación se vuelve crítico si las características de inercia del rotor son tales que permiten que el rotor se desacelere a un nivel peligroso antes de que el piloto pueda reaccionar. Con potencia, el paso de la pala es relativamente alto y el motor suministra suficiente par motor para superar la resistencia de las palas.

En el instante de fallo de potencia las palas están en un paso alto con alta resistencia. Si no hay par motor para mantener las RPM, el rotor desacelerará dependiendo del par motor del rotor y la inercia del rotor. Si el rotor pierde RPM menos rápidamente, dando al piloto más tiempo para reducir el paso colectivo y entrar en autorrotación. Si el rotor tiene baja energía rotacional, el rotor perderá RPM rápidamente y el piloto puede no ser capaz de reaccionar lo suficientemente rápido para prevenir una pérdida seria de RPM del rotor.

Una vez que el paso colectivo está en el límite de paso bajo, las RPM del rotor pueden incrementarse solo mediante un sacrificio en altitud o velocidad del aire. Si una altitud insuficiente está disponible para intercambiar por velocidad del rotor, un aterrizaje duro es inevitable. Suficiente energía rotacional del rotor debe estar disponible para permitir añadir paso colectivo para reducir la tasa de descenso del helicóptero antes del contacto final con el suelo.

En el caso de la mayoría de los helicópteros pequeños, al menos 300 pies de altitud son necesarios para que un piloto promedio establezca una autorrotación estable y aterrice el helicóptero de manera segura sin daños. Este mínimo se convierte en 500 a 600 pies para helicópteros más grandes, y será aún mayor para helicópteros con carga de disco incrementada. Estas características son usualmente presentadas en el manual de vuelo en la forma de una "dead man's curve" (curva del hombre muerto) que muestra las combinaciones de velocidad y altitud sobre el terreno donde un aterrizaje autorrotativo exitoso sería difícil, si no imposible.

Una "dead man's curve" (curva del hombre muerto) típica se muestra en la figura 6.18. Las combinaciones más críticas se deben a baja altitud y baja velocidad ilustradas por el área A de la figura 6.18. Condiciones menos críticas existen a velocidades más altas debido a la mayor energía disponible para establecer una autorrotación estable. El límite inferior del área A es altitud finita porque el helicóptero puede ser aterrizado exitosamente si el paso colectivo se mantiene en lugar de reducirse. En este caso específico no hay suficiente energía para alcanzar una autorrotación estable. La altitud máxima a la cual esto es posible es aproximadamente diez pies en la mayoría de los helicópteros.

El área B en la "dead man's curve" de la figura 6.18 es crítica debido al vuelo en contacto con el suelo o tasa de descenso, la cual se basa en la resistencia del tren de aterrizaje. El piloto promedio puede tener dificultad en realizar con éxito el "flare" (recogida) del helicóptero desde una autorrotación de alta velocidad sin permitir que el rotor de cola golpee el suelo o contactar el suelo a una velocidad excesiva.

Una zona menos crítica se muestra a veces en esta curva para indicar que velocidades de contacto con el suelo más altas pueden ser permitidas cuando la superficie de aterrizaje es suave. Además, varias características de estabilidad y control del helicóptero pueden producir condiciones críticas en esta área. La "dead man's curve" (curva del hombre muerto) debe ser evitada a menos que tal operación sea un requerimiento específico de la misión.

HUNDIMIENTO CON POTENCIA (POWER SETTLING).

El término "power settling" (hundimiento con potencia) ha sido usado para describir una variedad de condiciones de vuelo del helicóptero. El verdadero "power settling" ocurre solo cuando el rotor del helicóptero está operando en una condición llamada "vortex ring state" (estado de anillo de vórtice).

El flujo a través del rotor en el "vortex ring state" es hacia arriba cerca del centro del disco y hacia abajo en la porción exterior, resultando en una condición de empuje neto cero en el rotor. Si el empuje del rotor es cero, el helicóptero está efectivamente cayendo libremente y tasas extremadamente altas de descenso pueden resultar.

La distribución del flujo descendente (downwash) dentro del rotor se muestra en la figura 6.19 para las condiciones de vuelo estacionario normal y "power settling". Parte A de la figura 6.19 ilustra la distribución típica de "downwash" para vuelo estacionario. Si potencia suficiente no estuviera disponible para mantener el vuelo estacionario en esta condición, el helicóptero comenzaría a hundirse a alguna tasa de descenso dependiendo de la deficiencia de potencia. Esta tasa de descenso disminuiría efectivamente el "downwash" a través del rotor y resultaría en una redistribución de "downwash" similar a la Parte B de la figura 6.19.

En la porción exterior del disco del rotor, la velocidad local inducida de "downwash" es mayor que la tasa de descenso y el flujo descendente (downflow) existe. En el centro del disco, la tasa de descenso es mayor que la velocidad de "downwash" local inducida y el flujo resultante es hacia arriba. Esta condición de flujo resulta en el estado de "vortex ring". Es evidente que el rotor producirá cero empuje en esta condición si el flujo de masa neto de aire a través del rotor es cero. Es importante notar que la parte principal de sustentación del rotor no está en pérdida.

La rugosidad del rotor y pérdidade control experimentada durante el "power settling" (hundimiento con potencia) resulta del flujo rotacional turbulento en las palas y el desplazamiento inestable del flujo hacia adentro y hacia afuera a lo largo de la pala. Hay un área de empuje positivo en la porción exterior del rotor así como un resultado de la masa de aire acelerada hacia abajo y un área de empuje negativo en el centro del rotor como resultado de la masa de aire fluyendo hacia arriba. El rotor está en pérdida solo cerca del cubo pero ningún efecto importante es contribuido debido a las bajas velocidades locales.

La operación en el estado de "vortex ring" es una condición transitoria y el helicóptero buscará equilibrio descendiendo. A medida que el helicóptero desciende, un mayor flujo ascendente a través del disco resulta hasta que eventualmente el flujo es enteramente hacia arriba a través del rotor y el rotor entra en el estado de autorrotación donde tasas más bajas de descenso pueden ser logradas. Desafortunadamente, altitud considerable se perderá antes de que el tipo de flujo autorrotativo se logre y una técnica de recuperación positiva debe ser aplicada para minimizar la pérdida de altitud.

El "power settling" (hundimiento con potencia) puede ser reconocido por rugosidad del rotor, pérdida de control debido al flujo rotacional turbulento, y una tasa de descenso muy alta (tan alta como 3,000 pies por minuto). Es más probable que se encuentre inadvertidamente al intentar hacer vuelo estacionario cuando suficiente potencia no está disponible debido a alto peso bruto o alta altitud de densidad.

La recuperación del "power settling" puede lograrse sacando el rotor de la condición de "vortex ring state". Si la condición es encontrada con baja potencia, la aplicación rápida de potencia total puede incrementar el "downwash" suficientemente para sacar el rotor de la condición. Si la condición es encontrada a potencia alta o máxima, o si la potencia máxima no efectúa una recuperación, aumentar la velocidad del aire picando (diving) resultará en recuperación con mínima pérdida de altitud. Este tipo de recuperación es más efectivo pero el control cíclico adecuado debe estar disponible. Si el control cíclico se ha perdido, la recuperación debe efectuarse reduciendo la potencia y el paso colectivo y entrando en autorrotación.

Cuando la autorrotación normal se ha establecido, una recuperación normal con potencia desde la autorrotación puede hacerse. Mientras tal técnica de recuperación es efectiva, altitud considerable puede perderse. Por lo tanto, picar fuera de la condición de "power settling" provee los medios de recuperación más favorables.

Realmente, instancias reales de verdadero "power settling" son bastante raras. Una condición frecuentemente descrita incorrectamente como "power settling" es simplemente una alta tasa de descenso (high sink rate) como resultado de potencia insuficiente para terminar una aproximación al aterrizaje. Esta situación ocurre frecuentemente durante operación a alto peso bruto o alta densidad de altitud. Las condiciones de flujo dentro del rotor son bastante normales y hay simplemente potencia insuficiente para reducir la tasa de descenso y terminar una aproximación. Tal situación se vuelve más crítica con una aproximación empinada ya que se requerirá más potencia para terminar la aproximación.

EL MANUAL DE VUELO (THE FLIGHT HANDBOOK)

Para el aviador profesional, hay pocos documentos que sean tan importantes como el manual de vuelo del avión. La información y los datos contenidos en las diversas secciones del manual de vuelo proveen la base para una operación segura y efectiva del avión.

Varias secciones del manual de vuelo están dedicadas a los siguientes temas:

(1) Equipo y Sistemas (Equipment and Systems). Con la complejidad mecánica del avión moderno, es imperativo que el piloto esté familiarizado con cada ítem de la aeronave. Solo a través del conocimiento exacto del equipo puede el piloto operar adecuadamente el avión y contender con fallos de funcionamiento.

(2) Procedimientos de Operación (Operating Procedures). Buenos procedimientos son obligatorios para efectuar una operación segura del avión y su equipo. La complejidad del equipo moderno dicta el uso de procedimientos de operación especiales y exactos y cualquier procedimiento peligroso o no estándar es una invitación a problemas de muchas clases. La adherencia a procedimientos normales y de emergencia aplicables a cada avión específico asegurará la operación apropiada del equipo.

(3) Limitaciones de Operación (Operating Limitations). La operación del avión y la planta motriz debe ser conducida dentro de las limitaciones establecidas. Fallar en hacerlo invitará a la falla o mal funcionamiento del equipo e incrementará el costo operativo o posiblemente causará un accidente.

(4) Características de Vuelo (Flight Characteristics). Mientras todas las aeronaves tendrán ciertos requerimientos mínimos para cualidades de vuelo, las peculiaridades reales y características especiales de aviones específicos diferirán. Estas características de vuelo particulares deben ser bien conocidas y entendidas por el piloto.

(5) Datos de Operación (Operating Data). El rendimiento de cada avión específico define su aplicación a varios usos y misiones. El manual de datos de operación debe estar disponible en todo momento para planear y ejecutar adecuadamente el vuelo de una aeronave. La referencia constante a los datos de operación asegurará una operación segura y efectiva del avión.

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🔴✈️ 430. Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (5 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)Recuerda que somos Aprendamos Aviacion A² con alianza de Sky Alpha A²Canal de Youtube

Capítulo 5

LIMITACIONES DE RESISTENCIA OPERATIVA (OPERATING STRENGTH LIMITATIONS)

DEFINICIONES GENERALES Y REQUISITOS ESTRUCTURALES (GENERAL DEFINITIONS AND STRUCTURAL REQUIREMENTS)

RESISTENCIA ESTÁTICA (STATIC STRENGTH)

CONSIDERACIONES DE FATIGA (FATIGUE CONSIDERATIONS)

VIDA ÚTIL (SERVICE LIFE)

CONSIDERACIONES DE FLUENCIA (CREEP CONSIDERATIONS)

EFECTOS AEROELÁSTICOS (AEROELASTIC EFFECTS)

CARGAS DE LA AERONAVE Y LIMITACIONES OPERATIVAS (AIRCRAFT LOADS AND OPERATING LIMITATIONS)

CARGAS DE VUELO—MANIOBRAS Y RÁFAGAS (FLIGHT LOADS—MANEUVERS AND GUSTS)

FACTORES DE CARGA DE MANIOBRA (MANEUVERING LOAD FACTORS)

Cargas de Ráfaga

FACTORES DE CARGA DE RÁFAGA (GUST LOAD FACTORS)

EL DIAGRAMA V-n O V-g (THE V-n OR V-g DIAGRAM)

Aileron Reversal (Inversión de Alerones)

Flutter (Flameo)

LANDING AND GROUND LOADS / CARGAS DE ATERRIZAJE Y EN TIERRA

EFFECT OF HIGH SPEED FLIGHT / EFECTO DEL VUELO A ALTA VELOCIDAD

EFFECT OF OVERSTRESS ON SERVICE LIFE / EFECTO DEL SOBREESFUERZO EN LA VIDA DE SERVICIO

CAPITULO 6 Aerodinámica

SECCIÓN 1: FATIGA ESTRUCTURAL Y LÍMITES

EFFECT OF OVERSTRESS ON SERVICE LIFE / EFECTO DEL SOBREESFUERZO EN LA VIDA DE SERVICIO

SECCIÓN 2: AERODINÁMICA Y TÉCNICA DE VUELO

APPLICATION OF AERODYNAMICS TO SPECIFIC PROBLEMS OF FLYING / APLICACIÓN DE LA AERODINÁMICA A PROBLEMAS ESPECÍFICOS DE VUELO

PRIMARY CONTROL OF AIRSPEED AND ALTITUDE / CONTROL PRIMARIO DE VELOCIDAD Y ALTITUD

ANGLE OF ATTACK VERSUS AIRSPEED / ÁNGULO DE ATAQUE VERSUS VELOCIDAD AÉREA

RATE OF CLIMB AND DESCENT / RÉGIMEN DE ASCENSO Y DESCENSO

FLYING TECHNIQUE / TÉCNICA DE VUELO

REGION OF REVERSED COMMAND / REGIÓN DE COMANDO REVERSO

REGIONS OF NORMAL AND REVERSED COMMAND / REGIONES DE COMANDO NORMAL Y REVERSO

FEATURES OF FLIGHT IN THE NORMAL AND REVERSED REGIONS OF COMMAND / CARACTERÍSTICAS DEL VUELO EN LAS REGIONES DE COMANDO NORMAL Y REVERSO

EL INDICADOR DE ÁNGULO DE ATAQUE Y EL SISTEMA DE ATERRIZAJE POR ESPEJO (THE ANGLE OF ATTACK INDICATOR AND THE MIRROR LANDING SYSTEM)

EL INDICADOR DE ÁNGULO DE ATAQUE (THE ANGLE OF ATTACK INDICATOR)

EL SISTEMA DE ATERRIZAJE POR ESPEJO (THE MIRROR LANDING SYSTEM)

LA APROXIMACIÓN Y EL ATERRIZAJE (THE APPROACH AND LANDING)

LA APROXIMACIÓN (THE APPROACH).

EL REDONDEO Y LA TOMA DE CONTACTO (THE LANDING FLARE AND TOUCHDOWN).

ERRORES TÍPICOS (TYPICAL ERRORS).

EL DESPEGUE (THE TAKEOFF)

VELOCIDAD Y DISTANCIA DE DESPEGUE (TAKEOFF SPEED AND DISTANCE).

ERRORES TÍPICOS (TYPICAL ERRORS).

RÁFAGAS Y CORTANTE DE VIENTO (GUSTS AND WIND SHEAR)

RENDIMIENTO DE PLANEO SIN POTENCIA (POWER-OFF GLIDE PERFORMANCE)

ÁNGULO DE PLANEO Y RELACIÓN SUSTENTACIÓN-RESISTENCIA (GLIDE ANGLE AND LIFT-DRAG RATIO).

FACTORES QUE AFECTAN EL RENDIMIENTO DE PLANEO (FACTORS AFFECTING GLIDE PERFORMANCE).

EL PATRÓN DE APAGADO DE MOTOR (THE FLAMEOUT PATTERN).

EFECTO DEL HIELO Y LA ESCARCHA EN EL RENDIMIENTO DEL AVIÓN (EFFECT OF ICE AND FROST ON AIRPLANE PERFORMANCE)

SECCIÓN 1: FALLA DE MOTOR (ENGINE FAILURE)

ENGINE FAILURE ON THE MULTIENGINE AIRPLANE / FALLA DE MOTOR EN EL AVIÓN MULTIMOTOR

SECCIÓN 2: EFECTO SUELO (GROUND EFFECT)

GROUND EFFECT / EFECTO SUELO

AERODYNAMIC INFLUENCE OF GROUND EFFECT / INFLUENCIA AERODINÁMICA DEL EFECTO SUELO

GROUND EFFECT ON SPECIFIC FLIGHT CONDITIONS / EFECTO SUELO EN CONDICIONES DE VUELO ESPECÍFICAS

SECCIÓN 1: RENDIMIENTO DE FRENADO (BRAKING PERFORMANCE)

BRAKING PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE FRENADO

BRAKING TECHNIQUE / TÉCNICA DE FRENADO

TYPICAL ERRORS OF BRAKING TECHNIQUE / ERRORES TÍPICOS DE LA TÉCNICA DE FRENADO

SECCIÓN 2: INTERFERENCIA ENTRE AVIONES (INTERFERENCE BETWEEN AIRPLANES)

INTERFERENCE BETWEEN AIRPLANES IN FLIGHT / INTERFERENCIA ENTRE AVIONES EN VUELO

VELOCIDADES DE RECHAZO, VELOCIDADES DE LÍNEA Y LONGITUD DE CAMPO CRÍTICA (REFUSAL SPEEDS, LINE SPEEDS, AND CRITICAL FIELD LENGTH)

PROBLEMAS DEL HELICÓPTERO (HELICOPTER PROBLEMS)

Vuelo de Avance y Pérdida

PÉRDIDA DE LA PALA QUE RETROCEDE (RETREATING BLADE STALL).

EFECTOS DE COMPRESIBILIDAD (COMPRESSIBILITY EFFECTS).

CARACTERÍSTICAS DE AUTORROTACIÓN (AUTOROTATION CHARACTERISTICS).

HUNDIMIENTO CON POTENCIA (POWER SETTLING).

EL MANUAL DE VUELO (THE FLIGHT HANDBOOK)

(Recuerda que nuestra informacion esta basada en manuales certificados de la Federal Aviation Administration FAA)
Recuerda que somos Aprendamos Aviacion A² con alianza de Sky Alpha A²

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