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AERODINÁMICA I

MÓDULO I INTRODUCCIÓN A LA TEORÍA DEL VUELO Y DEFINICIONES 1.1 Atmósfera y generalidades.

1.1.1 Atmósfera. 1.1.2 Presión atmosférica. 1.1.3 Temperatura del aire. 1.1.4 Densidad del aire. 1.1.5 Humedad del aire. 1.1.6 Atmósfera tipo ISA. 1.1.7 Tomas estáticas y Pitot. 1.1.8 Instrumentos basados en propiedades del aire. 1.1.9 Instrumentos basados en propiedades giroscópicas.

1.2 Aerodinámica. 1.3 Física de Vuelo.

1.3.1 Teorema de Bernoulli. 1.3.2 3era Ley de Newton.

1.4 Capa Límite. MÓDULO II FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE EL AVIÓN EN VUELO 2.1 Descripción de las cuatro fuerzas. 2.2 Equilibrio de fuerzas. MÓDULO III FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE UN PERFIL AERODINÁMICO 3.1 Perfiles aerodinámicos básicos. 3.2 Características de los diferentes perfiles. 3.3 Corrientes sobre un perfil aerodinámico. 3.4 Sustentación. 3.5 Resistencia Aerodinámica. 3.6 Coeficiente de Sustentación. 3.7 Coeficiente de Resistencia. 3.8 Ángulos de una aeronave para operación. MÓDULO IV ESTABILIDAD Y CONTROL 4.1 Definiciones. 4.2 Estabilidad estática. 4.3 Estabilidad dinámica. 4.4 Estabilidad longitudinal.

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4.5 Estabilidad lateral. 4.6 Estabilidad direccional. 4.7 Balanceo Holandés. 4.8 Asimetría de potencias. MÓDULO V MANDOS DE LA AERONAVE 5.1 Ejes de la Aeronave. 5.2 Superficies primarias de control. 5.3 Compensación de los mandos. 5.4 Superficies secundarias de control. 5.5 Superficies Pasivas. MÓDULO VI MANIOBRAS 6.1 Factores de Carga.

6.1.1 Definiciones. 6.1.2 Diagramas de velocidad / ráfagas (VG).

6.2 Segmentos de Vuelo. 6.2.1 Ascenso. 6.2.2 Vuelo recto y nivelado. 6.2.3 Velocidad de maniobra. 6.2.4 Viraje. 6.2.5 Descenso. 6.2.6 Planeo. 6.2.7 Aterrizaje.

6.3 Desplome y Barrena. 6.3.1 Desplome.

6.3.1.1 Causas de desplomes. 6.3.1.2 Indicios de desplome inminente. 6.3.1.3 Recuperación del desplome.

6.3.2 Barrena. 6.3.2.1 Causas de barrena. 6.3.2.2 Indicios de barrena inminente. 6.3.2.3 Recuperación de la barrena.

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MÓDULO I INTRODUCCIÓN A LA TEORÍA DEL VUELO Y DEFINICIONES

Desde los orígenes de la civilización, el hombre ha tratado de imitar el vuelo de las aves, copiando los diseños naturales y sus métodos. Esta curiosidad del hombre por poder volar, ha permitido el diseño de diferentes tipos de aeronaves, métodos de propulsión y de vuelo. Sin importar el tipo de avión, su tamaño o características, todos vuelan gracias a las fuerzas aerodinámicas. En este módulo vamos a conocer estos principios, las leyes y la teoría del vuelo, así como las características de la atmósfera. 1.1 Atmósfera y generalidades 1.1.1 Atmósfera La Atmósfera es una cubierta gaseosa que rodea a nuestro planeta, conformada por varias capas dependiendo de la altitud. Para nuestro curso vamos a considerar solamente la capa más cercana a la tierra llamada Troposfera, ya que en esta es en la que vuelan los aviones, aproximadamente hasta unos 12 kilómetros de la superficie terrestre. La Troposfera está compuesta por una mezcla de gases: 78% Nitrógeno, 21% Oxígeno y 1% de otros gases. A este conjunto de gases lo conocemos como aire. Además de estos gases encontramos el vapor de agua, el cual puede variar en una concentración de 0% a 5%. Debido al peso específico de cada gas, los más pesados tienden a permanecer más abajo, por lo que es normal que en altitudes superiores a los 35,000 pies no encontremos prácticamente nada de oxígeno. El aire es un elemento que tiene una masa, peso y una forma indeterminada. Tiene la capacidad de fluir y cuando está sujeto a cambios de presión cambia en su forma debido a la baja cohesión molecular. Esto quiere decir que el aire tiende a expandirse o comprimirse ocupando todo el volumen del recipiente que lo contiene. El aire es un fluido en estado gaseoso, el cual toma la forma del recipiente que lo contiene y genera poca resistencia a la deformación. Esta resistencia a la deformación se le conoce como viscosidad. En el caso del aire la viscosidad es muy baja al ser un fluido muy ligero y de fácil movilidad. Por el contrario la miel es un fluido muy viscoso debido a la dificultad para moverse y la resistencia que opone.

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1.1.2 Presión atmosférica La presión atmosférica se refiere a la fuerza de la atmósfera ejercida sobre una unidad de superficie. Esta fuerza se debe al peso contenido en una columna imaginaria de aire que tiene como base dicha unidad de superficie. Conforme nos elevamos sobre la superficie, la longitud de esta columna imaginaria disminuye, por lo que la cantidad de aire y el peso del mismo disminuye, haciendo que la presión sea menor. Con este principio podemos entender que la presión atmosférica es menor en la cumbre del Monte Everest en comparación con la presión en la playa. Podemos decir que la presión atmosférica es inversamente proporcional a la altura, es decir “a mayor altura menor presión”. La magnitud en la que decrece es del orden de 1 milibar por cada 9 metros de altura o 1 pulgada por cada 1,000 pies.

La presión atmosférica se mide normalmente mediante un barómetro de mercurio o un barómetro aneroide, y las unidades empleadas son los milibares (mb) o las pulgadas de mercurio (inHg). 1 inHg equivale aproximadamente a 3 mb. Como podemos ver la presión atmosférica es un componente fundamental para el vuelo y su uso principal lo encontramos en el funcionamiento de los instrumentos principales del avión como el altímetro, anemómetro, variómetro, etc.

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1.1.3 Temperatura del aire El aire no se calienta directamente por la incidencia del sol, sino por otros factores como la cercania o lejania de la linea del Ecuador, o la cercania o lejania de las costas, pero principalmente el aire se calienta por el calor absorbido por la superficie terrestre, la cual cede este calor a las capas más cercanas del aire. Este es un ciclo continuo que se da a través del día y la noche, en donde las capas más cercanas a la superficie terrestre se calientan y enfrían. Precisamente debido a que el calor reflejado solo llega a las zonas más bajas de la troposfera, podemos entender que la temperatura es inversamente proporcional a la altura. “A mayor altura menor temperatura”.

La temperatura baja aproximadamente 6.5°C por cada 1,000 metros o 1.98°C por cada 1,000 pies. Este cambio se considera hasta los 36,000 pies aproximadamente (11,000 metros), a partir de la cual la temperatura se considera constante a -56.5°C. Gracias a la Ley de los Gases de Gay-Lussac podemos entender que la presión de los gases va en función de la temperatura. Es decir que la presión de los gases aumenta conforme la temperatura aumenta y viceversa. 1.1.4 Densidad del aire La densidad es una propiedad física de cualquier cuerpo o fluido, el cual indica la cantidad de masa por unidad de volumen (kg/m^3). Para entender el concepto podemos decir que el agua es más densa que el aire, y esta diferencia es lo que permite el vuelo de los aviones.

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La densidad depende directamente de la presión, es decir “a mayor presión mayor densidad”. Este concepto lo podemos explicar mediante la Ley de Boyle. Esta ley nos indica que a un temperatura constante, un fluido se puede comprimir mediante presión para que ocupe un menor volumen. Esto produciría que la densidad aumente, debido a que una misma cantidad de masa ocupa un menor volumen. Si pensamos en el aire, conforme ascendemos la presión disminuye, por lo que la densidad del aire disminuye igualmente. Ahora bien, la Ley de de Dilatación de los Gases de Gay-Lussac nos indica que a mayor temperatura tenemos menor densidad. En la atmósfera es mayor el cambio de densidad debido a la presión que debido a la temperatura, por lo que para fines teóricos debemos considerar que “a mayor altura menor densidad”.

La densidad del aire es un factor muy importante en el desempeño de los aviones y motores, ya que afecta directamente a sus prestaciones. Un aire menos denso puede afectar de las siguientes maneras:

- Reducción en la potencia de los motores, ya que se absorben menos partículas de aire que se pueden quemar.

- En aviones de hélice se pierde empuje, debido a que la eficiencia de la hélice se reduce.

- La sustentación se reduce debido a que el aire ejerce menos fuerza sobre las alas.

1.1.5 Humedad del aire Como lo mencionamos anteriormente, el aire tiene un porcentaje de vapor de agua, el cual puede ser un factor importante a considerar para la operación de un avión.

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El aire húmedo (vapor de agua + aire), es menos denso que el aire seco, por lo que en medida que el vapor de agua aumente la densidad del aire disminuye. La humedad se mide en porcentaje en referencia a la cantidad máxima que puede contener el aire. Este porcentaje varía de acuerdo a la temperatura del aire, por lo que el aire caliente es capaz de retener mayor humedad a diferencia del aire frío. 1.1.6 Atmósfera tipo ISA La atmósfera tipo o atmósfera estándar, también conocida como ISA (International Standard Atmosphere), es una atmósfera teórica basada en medidas climatológicas medias que se utiliza como estándar por parte de la OACI. Es un aire desprovisto de humedad, vapor de agua o partículas suspendidas, y obedece a la ley de gases perfectos. Los valores básicos son:

- Temperatura: 15°C (59°F). - Presión: 29.92” mercurio o 1013.25 mb. - Densidad: 1.225 kg/m^3. - Aceleración de la gravedad: 9.8 m/s^2. - Velocidad del sonido: 340.29 m/s - Gradiente térmico: 6.5°C por cada 1,000 mts o 1.98°C por cada 1,000 pies. - Descenso de presión: 1” por cada 1,000 pies o 110 mb por cada 1,000

metros. 1.1.7 Tomas estáticas y Pitot En todos los aviones existen instrumentos que utilizan la presión absoluta o diferencial, para convertirla en información de altura, velocidad y tasa de ascenso o descenso. Esta información de presión se obtiene de dos fuentes principales: un dispositivo que recoge la presión de impacto llamado Tubo Pitot, y otro dispositivo que toma la presión estática.

- Tubo Pitot: es un tubo sencillo con una pequeña apertura en el frente confrontado con el flujo de aire, generalmente se pueden encontrar en la nariz del avión o en la superficie inferior de las alas. Este dispositivo recoge la presión del aire en movimiento, a mayor velocidad mayor presión generada dentro del dispositivo, la cual es transmitida a los instrumentos de la cabina. Los tubos pitot tienen una resistencia eléctrica para calentar la superficie durante vuelos en zonas de formación de hielo, lo que puede interrumpir el flujo de aire hacia el dispositivo. De hecho en las revisiones prevuelo es muy

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importante revisar la condición y limpieza del Tubo Pitot, para evitar información incorrecta en los instrumentos.

- Tomas Estáticas: estos dispositivos toman la presión del aire libre en el que se mueve el avión. Son un conjunto de orificios protegidos con una rejilla, normalmente ubicados sobre el fuselaje del avión. Por lo general vienen en pares para evitar diferencias de mediciones, y a diferencia de los Tubos Pitot no llevan calentamiento. Lo que sí se debe cuidar es la obstrucción y condición de los orificios. Las tomas estáticas se basan en la presión atmosférica debido a la altitud a la que vuela el avión y esta información alimenta los instrumentos de cabina mediante un conjunto de conductos internos en el avión.

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1.1.8 Instrumentos basados en propiedades del aire Como lo vimos en la sección anterior en todos los aviones encontramos un sistema de Tubo Pitot y tomas estáticas, que en conjunto alimentan los siguientes instrumentos de cabina:

- Anemómetro (velocidad). - Altímetro (altitud). - Variómetro (tasa de ascenso/descenso).

El anemómetro es el único instrumento que utiliza la presión de impacto del aire en el Tubo Pitot y las tomas estáticas. En el caso del altímetro y el variómetro solo encontramos la información de las tomas estáticas. Cada instrumento cuenta con una calibración de presión, la cual es comparada contra la presión estática a la que vuela el avión y la traduce en información (pies y pies/minuto).

1.1.9 Instrumentos basados en propiedades giroscópicas A diferencia de los 3 instrumentos anteriores, existen otros 3 instrumentos que funcionan gracias a las propiedades giroscópicas. Estos instrumentos son:

- Horizonte artificial. - Indicador de giro. - Indicador direccional.

Un giróscopo es un instrumento en el cual una masa gira velozmente alrededor de un eje de simetría, el cual permite que se mantenga en una orientación constante en

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base a los ejes de referencia. Este movimiento generan las siguientes propiedades giroscópicas: rigidez en el espacio y precesión. La rigidez en el espacio, se refiere básicamente a que gracias a la fuerza de inercia un cuerpo que gira a gran velocidad va a permanecer erguido sin importar si el plano sobre el que está girando se inclina.

Por otra parte la precesión se refiere a la reacción de un cuerpo que gira a alta velocidad cuando se le aplica una fuerza en uno de sus bordes. La precesión es inversamente proporcional a la velocidad de giro y directamente proporcional a la cantidad de fuerza de deflexión aplicada.

Gracias a estas cualidades, los giróscopos proporcionan unos planos fijos de referencia, que no cambian a pesar de la actitud del avión. Los pilotos disponen entonces de instrumentos que le indican la posición, actitud y situación espacial del avión en cualquier momento.

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El giróscopo del horizonte artificial es el encargado de mantener fijo el plano horizontal, mientras que la caja del instrumento se mueve dependiendo de cómo se mueve el avión. En resumen, el avión se mueve alrededor del giróscopo el cual se mantiene fijo respecto al horizonte. En el caso del indicador de orientación y viraje, es el giróscopo mantiene fijo el plano vertical y es el avión el que gira en torno a él. Para el movimiento contínuo de los giróscopos se pueden utilizar sistemas de succión o un sistemas eléctricos, los cuales aseguran que se den lecturas confiables en todo momento.

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1.2 Aerodinámica En la ciencia existe una rama que se encarga de estudiar el comportamiento de los fluidos (líquidos y gases), sobre un cuerpo. Esta ciencia se llama Mecánica de Fluidos, la cual está dividida en Hidrodinámica y Aerodinámica. Como sus nombres lo indican la primera se encarga de estudiar el movimiento de líquidos, mientras que la segunda se especializa en estudiar los efectos del movimiento del aire. Mientras que el avión se mueve por el aire se generan diferentes fuerzas y reacciones debido a la forma y los componentes del avión. La Aerodinámica nos ayuda a explicar estas fuerzas que actúan sobre una aeronave, siendo las principales la fuerza de Sustentación y la fuerza de Resistencia o Arrastre. La Aerodinámica se puede clasificar dependiendo de las velocidades a las que se mueve un avión. De acuerdo a la ciencia la velocidad del sonido es de 1,234 km/h y se le conoce como velocidad Mach (M). En base a esto encontramos la siguiente clasificación:

- Subsónica (< 1 Mach). - Transónica (cercano a 1 Mach). - Supersónica (> 1 Mach). - Hipersónica (> 6 Mach).

En la aviación ejecutiva y comercial la mayoría de los aviones son subsónicos y transonicos, por lo que nos enfocaremos en estos dos tipos. Para el estudio de la aerodinámica los científicos plantean principios básicos para el estudio y diseño de las aeronaves:

- Cualquier fluido que esté en contacto con un cuerpo ejerce una fuerza sobre el.

- La fuerza resultante se produce por la interacción de este cuerpo y el fluido, no por un campo de fuerza (gravedad) o un campo electromagnético.

- Para que exista una fuerza aerodinámica debe existir una diferencia de velocidad entre el fluido (aire) y el cuerpo (ala).

- “Sin flujo de aire no hay fuerza de sustentación”.

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1.3 Física de Vuelo Un avión puede volar a pesar de ser más pesado que el aire gracias a las fuerzas aerodinámicas que se generan por la superficies sustentadoras y la velocidad. Físicamente el vuelo se puede explicar por dos principios físicos: La 3era Ley de Newton y el Principio de Bernoulli. 1.3.1 Teorema de Bernoulli Por otro lado, el Teorema de Bernoulli nos explica que la presión interna de un fluido disminuye a razón del incremento de la velocidad. Es decir, cuando un fluido se mueve a través de un cuerpo y por motivos de la geometría, la velocidad se incrementa y la presión automáticamente disminuye. Usando este principio sobre un ala, vemos que debido a la geometría de la misma (superficie superior más larga que la superficie inferior), el aire fluye a una mayor velocidad por la parte de arriba y a menor velocidad por la parte de abajo. Esta diferencia de velocidad produce una diferencia de presiones, generando una presión inferior en la cara superior del ala.

1.3.2 3era Ley de Newton La 3era Ley de Newton mejor conocida como la ley de acción y reacción, nos indica que la acción de una fuerza sobre un cuerpo genera una fuerza de reacción de la misma magnitud en sentido contrario. Este principio se aplica a las alas del avión, así como a los motores.

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El motor expulsa aire caliente a alta velocidad por la parte posterior (acción), lo que genera una fuerza de empuje hacia adelante impulsando al avión (reacción). En el caso de las alas, la geometría de la misma empuja al aire hacia abajo (acción), lo que produce una fuerza contraria empujando el ala hacia arriba (reacción).

1.4 Capa Límite Para entender la capa límite, debemos primero saber que en la mecánica de fluidos existen dos tipos de flujos: laminar y turbulento. El flujo laminar se da cuando el fluido tiene capas bien definidas y planas, mientras que el flujo turbulento se caracteriza por capas que se mezclan entre sí de manera desordenada. Ahora bien, la capa límite es la capa en donde el flujo laminar se convierte en flujo turbulento. Esta zona en el ala se le conoce como área de transición, y depende del ángulo de ataque del avión y la velocidad. Es una zona imaginaria sobre el ala, la cual puede desplazarse hacia adelante o hacia atrás. Mientras más pronunciado sea el ángulo de ataque del avión, más adelante encontraremos la capa límite. Para que un avión se mantenga en el aire se busca que el flujo sea lo más laminar posible sobre el ala, por lo que un flujo turbulento provoca una pérdida de sustentación y una entrada en pérdida.

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Durante la operación del avión se puede modificar la ubicación de la capa límite mediante la velocidad, el ángulo de ataque o elementos hipersustentadores como los slats y los flaps.

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MÓDULO II FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE EL AVIÓN EN VUELO En el módulo anterior vimos las teoría del vuelo y las leyes físicas que lo permiten, pero existen varias fuerzas que están involucradas durante todas las fases del vuelo: sustentación, peso, empuje y resistencia. Vamos a explicar estas 4 fuerzas y la influencia que tienen para el vuelo de un avión. 2.1 Descripción de las cuatro fuerzas En todos los aviones, sin importar su tamaño, peso o características exteriores, encontramos 4 fuerzas: pero, sustentación, resistencia y empuje. El peso se refiere a la fuerza producida por el peso del avión más la fuerza de gravedad. La sustentación es la fuerza que mantiene al avión en el aire y es producida por el flujo del aire sobre las alas. La resistencia se refiere a la fuerza de fricción que genera el avión al moverse a través del aire. El empuje es la fuerza generada por el o los motores, que impulsan al avión hacia adelante.

2.2 Equilibrio de fuerzas Se considera que estas fuerzas actúan en pares, es decir para una fuerza siempre existe una fuerza contraria. La sustentación (+) es la fuerza contraria al peso (-). El empuje (+) es contraria a la fuerza de resistencia (-). Se considera que todas las fuerzas es igual a 0, por lo que para que una fuerza pueda vencer a otra debe ser superior. Es decir el empuje debe ser superior a la fuerza de resistencia para que el avión pueda volar.

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MÓDULO III FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE UN PERFIL AERODINÁMICO El ala posee un perfil aerodinámico que le dá una forma característica y es seleccionado dependiendo del tipo de avión y el fin para el que está diseñado. La función principal de los perfiles aerodinámicos es el generar la fuerza de sustentación que mantiene al avión en el aire y permite el estudio en 2D del desempeño del ala y medir el coeficiente de sustentación y de resistencia. En este módulo vamos a estudiar los diferentes tipos de perfiles, sus características y las fuerzas que se ejercen sobre ellos. 3.1 Perfiles aerodinámicos básicos Históricamente existía una agencia estadounidense que fue la pionera en el estudio, diseño y caracterización de perfiles aerodinámicos. Esta agencia se le conocía como NACA (National Advisory Committee for Aeronautics), que posteriormente se convirtió en la NASA (National Aeronautics and Space Administration). La NACA se encargó de realizar diversos estudios en túneles de viento sobre diferentes perfiles alares, siendo tan importante sus aportaciones, que se definieron diversas familias de perfiles alares y una nomenclatura. Antes de los estudios de la NACA, los perfiles alares se diseñaban y se calculaban en base a las características que se buscaban en el avión. Hoy en día se utilizan los perfiles y la nomenclatura definida por la NACA, lo cual facilita la selección de un perfil aerodinámico, ya que se conocen sus características y comportamientos. Para entender un perfil alar, debemos conocer primero sus partes:

El borde de ataque (leading edge), se refiere a la cara del ala que va frente al viento. Es por donde el flujo del aire entra a la superficie alar.

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El borde de salida (trailing edge), es el punto por donde el flujo de aire abandona la superficie alar y se encuentra en la parte posterior de la misma. El extradós (upper surface), es la superficie superior del ala, mientras que el intradós (lower surface), es la superficie inferior del ala. La cuerda (chord), se refiere a la línea imaginaria que une al borde de ataque con el borde de salida del ala. El espesor máximo (maximum thickness) , como su nombre lo indica es el espesor mayor que hay entre el intradós y el extradós. Este espesor también está relacionado con el coeficiente de sustentación del ala. A mayor espesor el coeficiente de sustentación máximo aumenta. El radio de la curvatura del borde de ataque , se refiere a la forma redondeada del borde de ataque el cual generalmente representa el 1% de la longitud de la cuerda del ala (operaciones subsónicas). Este radio es fundamental para las velocidades de entrada en pérdida de una aeronave. Mientras más redondeado sea, mayor es la capacidad de pérdida del ala. La línea de curvatura media (mean camber line), es la característica principal de un perfil aerodinámico. Se refiere a una línea imaginaria equidistante entre el extradós y el intradós, a lo largo de la cuerda. La curvatura (camber), se refiere a la distancia entre la cuerda y la línea de curvatura media. Existen varias familias de los perfiles aerodinámicos en base a la nomenclatura NACA:

- 4 dígitos: NACA “abcd” en donde “a” es la curvatura máxima en porcentaje de la cuerda, “b” es la localización de la curvatura máxima en décimas de la cuerda, “cd” es el espesor máximo en porcentaje de la cuerda. La NACA 2412 indica que la curvatura máxima es de 2% del valor de la cuerda, el 40% indica la ubicación de la curvatura máxima medida desde el borde de ataque y el 12% indica el espesor máximo de longitud de cuerda. Se considera siempre que el espesor máximo se encuentra al 30% de longitud de cuerda.

- 5 dígitos: NACA “abcde” en donde “a” se debe multiplicar por 3/2 para obtener el coeficiente de sustentación en décimas, “bc” se multiplica por ½ para obtener la ubicación de la curvatura máxima en porcentaje de la cuerda, “de” indica el grosor máximo del perfil en porcentaje de la cuerda. La NACA 23012 indica un coeficiente de sustentación de 0.3, la ubicación de la curvatura máxima a un 15% de la cuerda y un 12% como grosor máximo en relación a la cuerda.

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- NACA serie 1: NACA “1a-bcd”, donde el 1 indica la serie, la “a” indica la ubicación de la zona de mínima presión en porcentaje de cuerda, “b” indica el coeficiente de sustentación en décimas y “cd” indican el grosor máximo en porcentaje de cuerda. La NACA 16-123 indica que es familia serie 1, con ubicación de la zona de mínima presión al 60% de la longitud de la cuerda, un coeficiente de sustentación de 0.1 y un grosor máximo del 23% de longitud de cuerda.

- NACA serie 6: NACA “6ax-bcd”, donde el 6 indica la serie, a “a” indica la ubicación de la zona de mínima presión en porcentaje de cuerda, “x” subíndice indica cuántas décimas por arriba o por abajo se encuentra la resistencia del coeficiente de sustentación, “b” indica el coeficiente de sustentación en décimas y “cd” indican el grosor máximo en porcentaje de cuerda. La NACA 642-212 indica que es serie 6, con una ubicación de la zona mínima de presión al 40% de la cuerda, con un índice de 0.2 de resistencia del coeficiente de sustentación, 0.2 como coeficiente de sustentación y un 12% de grosor máximo respecto a la longitud de cuerda.

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3.2 Características de los diferentes perfiles Ya hemos visto las diferentes familias de los perfiles aerodinámicos, pero ahora debemos entender cuáles son sus diferencias, ventajas y desventajas, así como sus aplicaciones en los aviones más comunes. 4 dígitos: Ventajas: perfil muy controlable y capacidad para evitar un stall. Desventajas: bajos coeficientes de sustentación, alta resistencia y fricción. 5 dígitos: Ventajas: mejora en el coeficiente máximo de sustentación, reduce la tendencia del momento de elevación. Desventajas: pobre comportamiento en pérdida de sustentación y alta resistencia. 6 dígitos: Ventajas: mejora en el coeficiente máximo de sustentación, mejora en el flujo laminar y reducción de la resistencia. Muy útil en aviones de alta velocidad. Desventajas: presenta alta resistencia operando en velocidades bajas, pobre comportamiento en pérdida de sustentación. No podemos decir que perfil es mejor que otro, ya que cada uno está diseñado para cumplir con las especificaciones de cada avión. Gracias a los estudios realizados por NACA, tenemos un gran catálogo de perfiles aerodinámicos que pueden ser utilizados por los ingenieros al momento de diseñar un nuevo avión. Aunado a eso, en la actualidad existen un sin fin de programas computacionales y aplicaciones, que permiten simular y entender el comportamiento de cada uno de los perfiles.

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3.3 Corrientes sobre un perfil aerodinámico Ya conocemos las partes que conforman un perfil aerodinámico, así como sus características y diferencias. Pero al momento de que el avión está en vuelo, se presentan diversas corrientes de aire que afectan directamente al comportamiento del mismo. Como lo vimos con el Teorema de Bernoulli, un perfil aerodinámico desvía el flujo del aire sobre la superficie superior e inferior. Esta diferencia en el perfil genera un cambio en la velocidad y un consiguiente cambio en la presión. A mayor velocidad menor presión.

Para que la fuerza de sustentación sea máxima, se busca que el flujo del aire sea laminar y que el flujo turbulento se dé fuera del perfil aerodinámico. Durante las maniobras del avión el ángulo de ataque puede variar lo que provoca un cambio en el flujo laminar del aire. Este ángulo de ataque puede llegar a ser tan pronunciado que haga que todo el flujo laminar del aire se vuelva turbulento y se pierda la fuerza de sustentación, llevando al avión a una entrada en pérdida.

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Si recordamos, la capa límite es la zona del ala en donde el flujo laminar se convierte en turbulento. Esta capa límite se va desplazando hacia adelante del perfil aerodinámico conforme el ángulo de ataque aumenta, llegando hasta el punto que el alá pierde la fuerza de sustentación y se desploma. Hay que tener en mente que no solamente el ángulo de ataque afecta para que la fuerza de sustentación se pierda. Vamos a estudiar más adelante los demás factores que afectan la fuerza de sustentación y que nos pueden llevar a una entrada en pérdida. 3.4 Sustentación La sustentación es la fuerza principal que mantiene al avión en el aire. Esta fuerza se obtiene gracias a la suma de la 3era Ley de Newton y el Principio de Bernoulli que explicamos anteriormente. La superficie del ala produce una diferencia de presiones, lo que genera que el ala tienda a elevarse, sumado a la fuerza ascendente que se genera por la deflexión del aire que pasa por debajo del ala.

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Ahora bien, teóricamente se considera que la fuerza de sustentación se concentra en un punto imaginario en la cuerda del ala llamado centro de presión. Su ubicación se indica como % con respecto a la cuerda. Conforme se va incrementando el ángulo de ataque del avión este centro de presión se desplaza hacia adelante. Se considera que los límites para la ubicación del centro de presión se debe encontrar entre el 25% y el 60% de la cuerda.

Adicionalmente debemos conocer varios conceptos que nos ayudan a entender el concepto y el funcionamiento de la sustentación. La actitud del avión, se refiere a la posición del avión con respecto al eje longitudinal y transversal, por ejemplo podemos mencionar que el avión se encuentra volando con un 5° nariz arriba y 15° de alabeo a la izquierda. La trayectoria de vuelo, nos indica la dirección que sigue el perfil aerodinámico y por consiguiente el avión. El viento relativo, se refiere al viento producido por el avión al desplazarse. Este viento relativo es siempre paralelo a la trayectoria pero en dirección opuesta.

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El ángulo de incidencia, se refiere al ángulo formado por la cuerda del ala respecto al eje longitudinal del avión. Este ángulo se mantiene fijo, ya que depende del diseño del ala.

El ángulo de ataque, indica el ángulo que se forma entre la cuerda del ala y el viento relativo. Este ángulo es variable, ya que depende de la actitud del avión con respecto al viento relativo y no al horizonte.

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Finalmente podemos resumir los diversos factores que pueden afectar la fuerza de sustentación. Si bien muchos de ellos no pueden ser controlados por el piloto, si pueden ser identificados y analizados:

- El coeficiente aerodinámico del ala. - La superficie alar. - La densidad del aire. - La velocidad del viento relativo. - El ángulo de ataque. - Suciedad, hielo o contaminantes sobre el ala.

Matemáticamente la sustentación se puede definir como L=CL*q*S, en donde CL es el coeficiente de sustentación que depende del perfil alar, q es la presión aerodinámica y S es la superficie alar. 3.5 Resistencia Aerodinámica La resistencia es otra de las fuerzas que actúan sobre un avión al momento de desplazarse por el aire. Como su nombre lo indica, esta fuerza es contraria a la trayectoria del avión y es la responsable de impedir o retrasar el movimiento del avión. La resistencia es una fuerza indeseable pero inevitable.

Cuando el avión se desplaza a través del aire, el ala está expuesta a dos tipos de resistencia: una resistencia debida a la fricción del aire y una resistencia debido a la presión del aire que se opone al movimiento del ala. La resistencia debido a la fricción depende de la viscosidad del aire, que como hemos visto en capítulos anteriores es muy baja. Por el contrario la resistencia de la presión depende de la densidad de la masa de aire que se desplaza. Esta resistencia debida a la presión se puede dividir en dos: una resistencia inducida que se debe a la fuerza de sustentación generada por el ala y una resistencia parásita que se debe a los factores de la forma del ala y el flujo del aire. La resistencia total del avión es entonces la suma de la resistencia inducida y la resistencia parásita.

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- Resistencia Inducida: esta resistencia como dijimos anteriormente se debe a la presión generada por la fuerza de sustentación y se incrementa proporcionalmente con el ángulo de ataque. Debido a que la sustentación no es uniforme sobre toda la superficie alar y debido al cambio de presiones entre el intradós y el extradós, se genera una corriente de aire que recorre hacia las puntas de ala en forma de vórtice y que es opuesta a la fuerza de empuje. Esta resistencia es directamente referida al diseño del ala. Un ala delgada con cuerda larga produce menos resistencia que un ala corta con cuerda larga.

En manera vectorial podemos definir la resultante entre la fuerza de sustentación y la fuerza de resistencia en el centro de presiones del ala.

La resistencia al igual que la sustentación es el cuadrado de la velocidad sobre el área de la superficie alar. Matemáticamente podríamos decir que es D=CD*q*S. CD es el coeficiente de resistencia propio de cada perfil alar, q es la presión aerodinámica y S la superficie alar. Podemos deducir entonces que la resistencia aumenta con el incremento del ángulo de ataque y disminuye con el aumento de la velocidad.

- Resistencia parásita: se refiere a todas las demás resistencias que no están

relacionadas con la sustentación: fuselaje, tren de aterrizaje, antenas, superficies hipersustentadoras, hielo, golpes o daños, etc. Esta resistencia es directamente proporcional a la velocidad, por lo que si la velocidad aumenta la resistencia parásita también.

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Ahora bien, estas dos resistencia dependen de diferentes factores y conforme una aumenta la otra disminuye, por lo que el piloto debe entender muy bien este concepto durante la operación de una aeronave.

Podemos resumir que:

- A mayor velocidad menor resistencia inducida. - A mayor ángulo de ataque mayor resistencia inducida. - A mayor velocidad mayor resistencia parásita.

3.6 Coeficiente de Sustentación El coeficiente de sustentación CL es un número adimensional que representa la efectividad que posee un cuerpo para generar sustentación a través del aire. Este coeficiente es inherente al diseño de cada perfil aerodinámico y no es controlable por parte de la tripulación. Matemáticamente se calcula como CL = L / 0.5𝜌V2S en donde L es la fuerza de sustentación, 𝜌 es la densidad del aire, V es la velocidad y S la superficie alar.

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Este coeficiente se puede ver afectado por el ángulo de ataque del avión. Como podemos ver en la gráfica, conforme el ángulo de ataque se incrementa el coeficiente de sustentación se incrementa hasta un punto máximo donde desciende abruptamente y entra en pérdida. 3.7 Coeficiente de Resistencia A diferencia del coeficiente de sustentación, este coeficiente CD indica numéricamente la tendencia que tiene un cuerpo a generar resistencia. Como sabemos la resistencia tiene una componente debido a la presión y otra debida a la fricción, por lo que este coeficiente suma ambas fuerzas de resistencia. Matemáticamente se puede expresar como CD = 2D / 𝜌V2S, donde D es la fuerza de arrastre total, 𝜌 es la densidad del aire, V es la velocidad y S la superficie alar.

De acuerdo a la gráfica podemos ver que conforme se incrementa el ángulo de ataque, el coeficiente de resistencia se incrementa exponencialmente y el coeficiente de sustentación llega a su punto máximo para después caer en pérdida. 3.8 Ángulos de una aeronave para operación Sabiendo cual es el comportamiento de las fuerzas de sustentación y resistencia, así como los coeficientes de sustentación y resistencia, podemos entender cuales son los ángulos críticos de operación de una aeronave. La mayoría de los puntos críticos en la operación de una aeronave están relacionados con el ángulo de ataque. Recordemos que el ángulo de ataque se mide entre la cuerda del ala y el viento relativo.

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Podríamos resumir diversas características que dependen del ángulo de ataque:

- La pérdida. - El ángulo de ascenso ideal. - La mejor velocidad de ascenso. - La mejor tasa de planeo. - La compensación del estabilizador horizontal.

El ángulo de ataque es un factor que puede controlar el piloto y afecta a la sustentación, la velocidad, la resistencia, la distribución de presiones etc, por lo que es vital tener en mente que un cambio en el ángulo de ataque va a afectar otros parámetros del avión.

En la grafica podemos observar la relación que hay entre el ángulo de ataque y la relación sustentación - resistencia. Podemos observar que a los 20° alcanzamos el coeficiente de sustentación máximo. Después de estos 20° el ala entra en pérdida. Mientras que a ese ángulo tenemos un coeficiente de resistencia máximo que puede seguir subiendo conforme se incremente el ángulo de ataque. La línea verde nos indica el ángulo de ataque ideal en donde la relación sustentación - resistencia es la óptima, es decir en donde la sustentación es máxima con la mínima resistencia. En este caso se da a lo 6°. Ese ángulo en donde el coeficiente de sustentación es máximo y en donde el avión entra en pérdida se le conoce como ángulo crítico. Este ángulo crítico es en donde

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la capa límite sobre el ala se desplaza hacia adelante y el flujo laminar se convierte en turbulento. Ahora bien, es fundamental la percepción y la comprensión del ángulo de ataque al momento del vuelo, ya que físicamente el horizonte artificial puede indicar una posición ascendente, pero el avión puede estar perdiendo altura. Desde el comienzo debemos tratar de percibir la actitud del avión, así como sumar la información del horizonte artificial, el velocímetro y el indicador de velocidad vertical. Unir esta información junto con referencias visuales nos permiten saber en todo momento la actitud y operación del avión. Debemos tener claro que la actitud del avión y el ángulo de ataque no es lo mismo. La actitud se mide respecto al horizonte indicando si está nariz arriba o nariz abajo, mientras que el ángulo de ataque se mide respecto al viento relativo.

En la imagen podemos ver que el avión tiene la misma actitud de nariz arriba, sin embargo el ángulo de ataque varía así como la velocidad vertical. En el primer caso el avión tiene una actitud de nariz arriba, con un ángulo de ataque bajo y una velocidad vertical ascendente. El segundo caso tiene una actitud igualmente de nariz arriba, pero el ángulo de ataque es alto y una velocidad vertical descendente. Este caso lo podemos entender como que el avión se está “hundiendo”. Un ángulo de ataque grande no significa necesariamente que el avión está ascendiendo. Adicional al ángulo de ataque podemos encontrar otros ángulos: ángulo de actitud, ángulo de incidencia y ángulo de ascenso/descenso. Matemáticamente lo podemos definir como:

°Actitud + °Incidencia = °Ataque + °Ascenso

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De acuerdo a esta fórmula, en un vuelo recto y nivelado el ángulo de actitud es 0° y el ángulo ascenso es 0°, por lo que en esta condición el ángulo de incidencia sería igual al ángulo de ataque. El ángulo de incidencia es constante, ya que depende del diseño del avión, mientras que los otros ángulos dependen de la operación.

En resumen podemos decir que estos ángulos se definen de la siguiente manera: - La actitud es el ángulo entre el horizonte y el eje longitudinal. - La incidencia se mide entre el eje longitudinal y la cuerda del ala. - El ascenso es el ángulo entre el horizonte y la trayectoria. - El ángulo de ataque se mide entre la trayectoria y la cuerda del ala.

Finalmente podemos listar los puntos más importantes con respecto a la sustentación, resistencia y ángulos de operación:

- La variación de las fuerzas de sustentación y de resistencia es inherente a cada perfil aerodinámico. Así mismo el ángulo de ataque crítico.

- El ángulo de ataque crítico es aquel en el que el coeficiente de sustentación es máximo. Pasando este ángulo el coeficiente cae drásticamente.

- Los factores principales para la fuerza de sustentación son la velocidad y el ángulo de ataque.

- La resistencia es paralela y en la misma dirección que el viento relativo, y es contraria a la trayectoria.

- La resistencia inducida es directamente proporcional al ángulo de ataque e inversamente proporcional a la velocidad.

- La resistencia parásita es directamente proporcional a la velocidad.

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MÓDULO IV ESTABILIDAD Y CONTROL

4.1 Definiciones Para poder adentrarnos en la estabilidad y el control de una aeronave debemos primero entender dos conceptos básicos: el equilibrio y la estabilidad. El equilibrio viene de una raíz griega (equilibrium), la cual indica que la resultante de las fuerzas que actúan sobre un cuerpo es cero. La estabilidad se puede entender como la reacción de dicho cuerpo si esta situación de equilibrio se modifica. Pensemos en una balanza, la cual se encuentra nivelada, ya que de ambos lados tenemos el mismo peso. Esta posición nos indica que la balanza se encuentra en equilibrio.

Si le quitamos peso de un lado, la balanza va a tener una reacción por el desequilibrio que se genera, llamándolo estabilidad. La estabilidad se puede dividir en dos: estática y dinámica. De acuerdo a la 1era Ley de Newton, llamada Ley de Inercia, un cuerpo siempre va a tender a permanecer en su posición de equilibrio a menos que una fuerza externa actúe sobre el. En el caso de un avión, si se encuentra en tierra o en vuelo recto y nivelado podemos decir que está en equilibrio. Sin embargo, en una maniobra de giro el avión no se encuentra en equilibrio, por lo que la estabilidad entra a jugar un factor muy importante. La estabilidad es la capacidad que va a tener nuestro avión para reaccionar a las situaciones que lo saquen de su estado de equilibrio como por ejemplo turbulencia, virajes, desplazamiento de carga, rafagas de aire, etc. 4.2 Estabilidad estática La estabilidad estática se puede dividir en tres: positiva, neutra y negativa. La positiva se puede entender como un sistema en el cual al salir de su posición de equilibrio, genera fuerzas que tiende a regresar a su posición inicial. La neutra se da cuando un sistema es desplazado y no genera ninguna fuerza para regresar a su posición original, sino que por el contrario permanece equilibrado en la nueva posición.

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La negativa se refiere a un sistema en el cual se generan fuerzas mayores que tienden a desplazar aún más su posición de equilibrio. Para entender estas diferencias podemos considerar una rueda de bicicleta que tiene un contrapeso en diferentes posiciones.

La rueda de la izquierda se considera que tiene una estabilidad positiva, ya que al aplicar una fuerza que la saque de su posición de equilibrio va a tender a regresar a su posición original. La rueda del medio posee una estabilidad neutra, ya que sin importar la fuerza que se le aplique va a tomar una nueva posición de equilibrio. Por el contrario, la rueda de la derecha tiene una estabilidad negativa, ya que el contrapeso se va a desplazar cada vez más al aplicarle una fuerza, llegando a una nueva posición de equilibrio. Ahora bien, un avión se considera estable cuando al ser afectado por una fuerza tiende a regresar a su posición original (positiva), e inestable si al ser afectado por una fuerza se aleja de su posición original (negativa). Podemos definir entonces que un avión debe ser diseñado siempre para tener una estabilidad positiva o neutra y evitar cualquier tipo de estabilidad negativa. 4.3 Estabilidad dinámica Como su nombre lo indica, la estabilidad dinámica se refiere a los movimientos que hace un cuerpo para regresar a su estado original. En términos científicos podemos decir que es la capacidad de un cuerpo o sistema para que en un periodo de tiempo las oscilaciones sean menores, mayores o invariables (amortiguación). Al igual que la estabilidad estática, la dinámica se divide en positiva, neutra o negativa. Positiva es cuando un sistema va reduciendo la amplitud de las oscilaciones, es decir va amortiguando hasta regresar a la posición original de equilibrio. Negativa se refiere a un sistema que por el contrario va incrementando las oscilaciones. Neutra cuando las oscilaciones de un sistema no varía y por lo tanto no amortigua.

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Para ejemplificar podemos pensar en un amortiguador. Cuando comprimimos un amortiguador este tiende a regresar a su posición original mediante oscilaciones (hidro-neumático). Normalmente es un sistema con estabilidad positiva. En el caso de un amortiguador que ya no funciona correctamente tendríamos una situación de estabilidad neutra.

Para entender el concepto de estabilidad dinámica negativa podemos imaginarnos las olas del mar, las cuales van incrementando las oscilaciones de acuerdo a la fuerza del viento.

Esta gráfica nos permite interpretar visualmente como oscila un sistema de acuerdo al tipo de estabilidad que posee. 4.4 Estabilidad longitudinal Este tipo de estabilidad es la más importante ya que se refiere a la estabilidad que presenta el avión en el eje transversal (nariz arriba/abajo). La tendencia que tenga un avión a subir o bajar la nariz sin algún comando hecho por el piloto es muy incomodo y peligroso. La estabilidad longitudinal depende de tres factores: la ubicación del ala respecto al centro de gravedad, la localización del estabilizador horizontal respecto al centro de gravedad y el área del estabilizador.

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El control sobre la actitud de la nariz del avión se da mediante el estabilizador horizontal. Este al estar ubicado lo más alejado posible del centro de gravedad del avión, ayuda a que un pequeño cambio en su posición contrarreste las fuerzas externas.

Por diseño, los aviones se calculan para que el estabilizador horizontal tenga un ángulo de incidencia menor que el de ala. Esta diferencia de ángulo entre ambas superficies se le conoce como decalaje. La utilidad de esta diferencia consiste en mejorar las características de pérdida del avión. Cuando una fuerza afecta la posición de equilibrio del avión (rafaga de viento por debajo de la trayectoria), el estabilizador horizontal genera mayor sustentación obligando a bajar la nariz del avión, regresando a su posición de equilibrio. Ahora bien, debemos comprender el concepto de centro de gravedad y centro aerodinámico. El centro de gravedad es un punto teórico del avión en donde se concentra todo el peso del mismo, mientras que el centro aerodinámico es el punto teórico donde se concentra la fuerza de sustentación.

Como podemos observar en la imagen, si el C.G. y el C.A. están en la misma posición se considera que el avión tiene una estabilidad neutra, mientras que si el C.G. se encuentra atrás del C.A. se considera que el avión tiene una estabilidad positiva. Se le considera inestable si el C.G está atrás del C.A. En resumen debemos decir que la estabilidad longitudinal del avión no se debe medir contra el horizonte, sino contra cualquier ángulo de ataque y maniobra del mismo. Se busca que el avión sea estable en cualquier etapa del vuelo.

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4.5 Estabilidad lateral La estabilidad lateral se refiere al movimiento del avión sobre su eje longitudinal (alabeo). Esta característica indica la tendencia de un avión a regresar a la posición nivelada de las alas. Después de una maniobra o una rafaga de aire se busca que el avión tienda a regresar a su posición de equilibrio original. Esta estabilidad se da principalmente por el diseño de las alas del avión. Cuando una fuerza o rafaga de aire hace elevar un ala, el ala contraria tiene a inclinarse, por lo que la sustentación en la misma aumenta tendiendo a elevarse y recuperar la posición original nivelada.

4.6 Estabilidad direccional Este tipo de estabilidad se mide respecto al eje vertical del avión (guiñada). Principalmente la estabilidad direccional se da gracias al estabilizador vertical que por diseño genera la fuerza necesaria para tratar de regresar la nariz del avión a la dirección original. Si una rafaga golpea al avión, la cola del avión genera un par de fuerza mayor, obligando a la nariz del avión a alinearse con la dirección de la ráfaga del aire.

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4.7 Balanceo Holandés El balanceo holandés se refiere a una oscilación lateral del avión que se da debido a movimientos constantes de alabeo y guiñada. Principalmente este efecto se dá en aviones con ala en flecha regresiva, con diedro positivo y un estabilizador vertical relativamente pequeño. Su presencia se da a bajas velocidades y altitud de vuelo elevadas, llegando a ser muy incómodo para los pasajeros y potencialmente peligroso para la integridad estructural del avión.

La solución definitiva que se diseñó para evitar este fenómeno es el “Yaw Damper” o amortiguador de guiñada. Consiste en un sistema automático que contrarresta el movimiento oscilatorio lateral mediante movimientos pequeños del timón de dirección. Esta funcionalidad no afecta el control de los pilotos y al contrario es un aliado al momento de efectuar virajes, ya que evita los derrapes. 4.8 Asimetría de potencias En aviones bimotores, se puede presentar un efecto peligroso conocido como asimetría de potencia. Se refiere a la diferencia en la potencia que genera cada motor ya sea por un fallo mecánico o errores por parte la tripulación. En condiciones normales un avión bimotor genera un flujo de aire simétrico que pasa sobre las alas y los estabilizadores, esto incrementa la sustentación y ayuda con el control y la estabilidad. Al presentarse una falla de motor, este flujo se interrumpe abruptamente y el comportamiento aerodinámico del avión se ve afectado. Se produce entonces una

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asimetría de potencias o de empuje, lo que conlleva a una pérdida de sustentación sobre el costado del motor inoperante.

En el caso de aviones de hélice se incrementa la resistencia aerodinámica lo que se traduce en los siguientes comportamientos:

- cabeceo hacia abajo. - giro hacia el motor inoperativo. - guiñada hacia el motor inoperativo.

Ahora bien, en aviones bimotores debemos tener claro cuál es el motor crítico en caso de fallo. Este concepto nos explica cuál de los dos motores provocaría mayores afectaciones aerodinámicas si se presentara una emergencia o un mal funcionamiento. Tomemos como ejemplo un avión que tiene sentido de giro en sus hélices “anti-horario”

- Factor P: se refiere a la diferencia de empuje debido al sentido de giro de las hélices y la diferencia en la distancia del punto de aplicación de este empuje respecto al eje longitudinal del avión. Para entender esta definición, debemos primero entender que una hélice está compuesta por palas que son perfiles aerodinámicos en movimiento. Cuando una pala está bajando hacia el viento relativo produce mayor empuje que cuando está subiendo, esto se le conoce como factor P. El punto de aplicación del empuje del motor izquierdo se

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encuentra más cercano al eje longitudinal del avión que el del motor derecho. Esto provoca que el momento que se produce sea mayor en el motor derecho que el izquierdo, por lo que nuestro motor crítico sería el izquierdo.

- Torbellino de aceleración y de espiral: es un flujo de aire que se produce por las hélices e impacta los estabilizadores y las superficies de control. El flujo de aire generado por el motor izquierdo es más cercano al eje longitudinal del avión, por lo que incide en mayor grado sobre el timón de dirección haciéndolo más efectivo. Por el contrario el flujo de aire del motor derecho está más alejado del eje longitudinal del avión influyendo de menor manera al timón de dirección haciéndolo menos efectivo.

- Factor de Torque: la fuerza que se produce por los motores provoca una reacción del avión en sentido contrario. En nuestro ejemplo, el avión va a tender a girar hacia la izquierda (visto de atrás hacia adelante), ya que los motores y las hélices giran hacia la derecha. Si el motor derecho presenta una falla, el avión va a tender a girar a la izquierda pero será contrarrestado por la reacción al torque del motor izquierdo. Por el contrario si el motor izquierdo falla, la reacción del avión al torque del motor derecho será girar a la izquierda lo que agravaría la situación del control de la aeronave.

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Si bien un fallo en el motor crítico es peligroso, no significa que el avión pierda su estabilidad y control. Los manuales de vuelo de cada tipo de avión mencionan qué pasos debe seguir la tripulación en situaciones de fallo de motor crítico, pero podríamos resumirlo en las siguientes acciones:

- Identificar el motor inoperativo y perfilar la hélice. - Aplicar la máxima potencia al motor operativo. - Contrarrestar la tendencia de guiñada mediante el timón de dirección hacia el

lado del motor operativo. - Virar hacia el lado del motor operativo siempre. - Establecer la velocidad óptima de ascenso.

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MÓDULO V MANDOS DE LA AERONAVE

En los módulos anteriores hemos visto los principios aerodinámicos, perfiles alares, fuerzas que actúan en una aeronave y la estabilidad. En este módulo nos vamos a enfocar a entender cómo se controla una aeronave, cuales son sus ejes principales, las superficies de control primarias y secundarias. 5.1 Ejes de la Aeronave Los aviones poseen tres ejes y el movimiento generado sobre cada uno de esos ejes tiene un nombre especifico:

- Eje longitudinal es una línea imaginaria que recorre el avión desde la nariz hasta el empenaje, el movimiento que se dá sobre ese eje se conoce como alabeo (Roll). El alabeo le dá al avión estabilidad lateral.

- Eje transversal es una línea imaginaria que une las dos puntas del ala del avión. El movimiento que se dá en este eje se llama cabeceo (Pitch) . El cabeceo le permite al piloto tener estabilidad longitudinal.

- Eje vertical es una línea imaginaria que atraviesa el avión de arriba a abajo sobre el centro de gravedad. El movimiento que se dá sobre este eje se le conoce como guiñada (Yaw). La guiñada nos da estabilidad direccional.

5.2 Superficies primarias de control Las superficies primarias tienen como función principal el control del avión en sus tres ejes. Como hemos dicho anteriormente las superficies de control modifican la aerodinámica del avión provocando un cambio en la magnitud de las fuerzas, lo que provoca un movimiento en uno de sus ejes.

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Al igual que los ejes, las superficies de control primarias son tres: alerones, timón de profundidad y timón de dirección.

- Alerones: se encuentran en el borde de salida de ambas alas, funcionan en pares pero con movimiento inverso, es decir, si un alerón sube el otro baja. Gracias a la ley de acción y reacción si un alerón sube genera una reacción inversa en el ala, lo que provoca que esta baje. Al tener un movimiento inverso el alerón contrario va a bajar haciendo subir esa ala, provocando un movimiento de alabeo en el avión.

Mediante una combinación de poleas y cables el mando del piloto se conecta directamente a los alerones. Si queremos generar un giro hacia la derecha debemos girar el mando hacia la derecha. Este movimiento hace que el alerón derecho suba y el izquierdo baje. Este cambio en la aerodinámica provoca que el ala derecha pierda sustentación y a su vez el ala izquierda gane sustentación, generando un giro sobre el eje longitudinal.

- Timón de Profundidad: esta superficie de control se encuentra en el plano horizontal del empenaje del avión y es el encargado de generar un cambio en el ángulo de ataque del avión, mejor conocido como cabeceo. A diferencia de los alerones, el timón de profundidad actúa en par pero en el mismo sentido. Al estar ubicado en el empenaje del avión, lo que genera es un movimiento en la cola del avión y debido al principio de torque o palanca, hace que la nariz del avión suba o baje.

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Igual que los alerones, el timón de profundidad se controla desde el mando del piloto. En este caso el piloto debe jalar o empujar el mando haciendo que la superficie baje o suba. Si queremos elevar la nariz del avión debemos jalar del mando, esto genera que las superficies del timón de profundidad suban, generando una reacción hacia abajo del empenaje. Este movimiento del empenaje genera que la nariz del avión suba.

- Timón de Dirección: esta superficie se encuentra instalada en el plano vertical del empenaje del avión. A diferencia de las otras superficies de control, esta se controla mediante los pedales del piloto. Si bien el timón de dirección es una superficie de control primaria su sola acción no genera un giro completo del avión. Se utiliza principalmente para complementar la acción de los alerones durante un giro o para contrarrestar el efecto de vientos cruzados sobre el avión. Si queremos girar la nariz del avión hacia la izquierda simplemente se debe presionar el pedal izquierdo, esto genera un movimiento igualmente hacia la izquierda del timón. La reacción genera que el empenaje del avión vaya hacia la derecha, provocando un movimiento de guiñada de la nariz hacia la izquierda.

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5.3 Compensación de los mandos Como una ayuda adicional para el piloto y para reducir las cargas aerodinámicas sobre las superficies de control, la mayoría de aviones cuentan con “compensadores”. Estos se encuentran en el borde de salida de cada una de las superficies y pueden ser configuradas por el piloto para que ayuden a mantener una posición específica en las superficies de control.

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5.4 Superficies secundarias de control Las superficies de control secundarias tienen como función principal aumentar o disminuir la fuerza de sustentación del avión. Las que aumentan la sustentación se les conoce como superficies hipersustentadoras (flaps, slats), estas generan un incremento en la superficie alar o un cambio en la curvatura del perfil. Por el contrario hay una superficie que disminuye la sustentación del ala (spoiler), y que a su vez funciona como aerofreno. Todas las superficies de control secundarias se encuentran sobre las alas, y en ocasiones pueden actuar de manera conjunta con las superficies primarias para ayudar en las maniobras.

- Flaps: son superficies hipersustentadoras que se encuentran en el borde de salida del ala. Su acción principal es el de aumentar la sustentación del ala cuando se encuentra a velocidades inferiores para las que fue diseñada (despegue, aterrizaje). Actúan en pares de manera simétrica, son controlados desde la cabina mediante una palanca específica. Pueden tener una o varias posiciones, dependiendo de cada modelo de avión. Si bien ayuda a aumentar la sustentación del ala, produce un efecto adverso debido a la resistencia al aire, por lo que su uso es muy específico en ciertas etapas del vuelo. Regularmente para el despegue se utiliza una posición de 10° a 15°, mientras que en los aterrizajes se suelen utilizar posiciones de 30° hasta 45°.

Si bien los flaps aumentan la velocidad de entrada en pérdida, no sucede lo mismo con el ángulo de ataque. Este se mantiene igual, por lo que al operar con los flaps extendidos se debe tener cuidado con la actitud del avión, para no entrar en pérdida inadvertidamente.

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Existen varios tipos de flaps, dependiendo del tamaño del avión, su aerodinámica y el tipo de operaciones para el que fué diseñado, aunque el principio de funcionamiento es igual. Sencillo: es el más común en la aviación ligera, generalmente solo tiene una posición y solo produce un cambio en el perfil del ala. Intradós: solo afecta la curvatura inferior del ala. Es poco usado y produce un efecto menor. Zap: es similar al de intradós, su diferencia radica en que se desplaza hacia atrás del borde de ataque del ala. Fowler: es similar al Zap, su diferencia se debe a que el movimiento hacia atrás es mayor e incrementa enormemente la curvatura y el perfil del ala. Es muy utilizado en aviones comerciales. Ranurado: al momento de ser desplegado deja apertura entre las secciones del flap, lo que aumenta la superficie alar y disminuye el efecto de arrastre. Junto con el tipo fowler son los más utilizados en aviones comerciales. Krueger: a diferencia de todos los demás, estos se encuentran en el borde de ataque del ala cercano al fuselaje. Tiene un efecto aerodinámico similar a los slats.

En resumen los flaps generan varios efectos sobre la aerodinámica del avión:

- Aumento en la sustentación. - Aumento en la resistencia. - Aumento en la velocidad de pérdida. - Menor longitud necesaria para maniobras de despegue y aterrizaje.

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- Slats: al igual que los flaps son superficies hipersustentadoras, aunque estas se sitúan en el borde de ataque del ala. Al ser activados (en conjunto con los flaps), se desplazan hacia adelante generando una abertura o “slot” que obliga a que el flujo del aire pase por del intradós hacia el extradós. Esta desviación genera que la velocidad del aire aumente y la presión disminuya sobre el ala.

Aerodinámicamente los slats aumentan tanto la velocidad como el perfil de entrada en pérdida. Este tipo de superficie se utiliza principalmente en aviones de gran envergadura, y se despliegan o retraen de la mano de los flaps.

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- Spoilers: también conocidos como aerofrenos, se sitúan sobre la superficie

del ala. A diferencia de los flaps y los slats, los spoilers disminuyen la sustentación del ala. Tiene varias funciones como reducir la velocidad durante los descensos, incrementar la tasa de descenso, reducir la velocidad durante la frenada en tierra, y en algunos aviones complementan a los alerones en maniobras de giro.

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5.5 Superficies Pasivas Las superficies pasivas a diferencia de las superficies primarias y secundarias de control, no tienen movimiento y no son controladas por los pilotos. Son superficies fijas que tienen una funcionalidad aerodinámica y dependen del diseño y modelo de cada avión.

- Winglets / Sharklets: Los Winglets son un tipo de “aleta” que se instala en la punta de las alas y su función principal es la de reducir el arrastre inducido al momento de volar. Debido a la forma de las alas, se generan vórtices en las puntas lo que genera una fuerza de arrastre negativa. Al instalar Winglets, podemos obtener una reducción en la fuerza de arrastre, lo que mejora el consumo de combustible del avión. Básicamente los Winglets evitan que un flujo de aire turbulento pase de la superficie inferior del ala a la superficie superior del ala. En el año 2012 se incorporó una versión mejorada que fue denominada “Sharklet”. Al igual que los Winglets, están instalados en la punta del ala, pero su geometría se asimila a la aleta dorsal de un tiburón. Este nuevo diseño es más eficiente, mejorando el consumo de combustible y la aerodinámica del avión.

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- Generadores de Vórtice: estos son unos pequeños dispositivos aerodinámicos en forma de aletas instalados normalmente en el extradós de las alas. Estas aletas generan pequeños vórtices los cuales retrasan la ubicación de la capa límite sobre la superficie del ala, lo que mejora la prevención de la entrada en pérdida. Es decir, retrasa la ubicación del flujo laminar a flujo turbulento sobre el ala.

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MÓDULO VI MANIOBRAS

En este módulo vamos a revisar las maniobras principales, etapas del vuelo, así como la teoría de planeo, perdida y barrena. 6.1 Factores de Carga 6.1.1 Definiciones Un avión al desplazarse por el aire está sujeto a la fuerza de gravedad que actúa sobre la estructura y está relacionada directamente con el peso del avión. Esta carga se mide como un factor multiplicador de la aceleración que produce la gravedad sobre el peso (g = 9.81 m/s^2). Dependiendo de las maniobras que se realicen, esta fuerza “g” se puede traducir en aceleraciones o fuerzas centrífugas que afectan tanto a los pasajeros como a la estructura. Como dijimos en el párrafo anterior, una carga es un factor multiplicador de la aceleración de la gravedad, siendo 1g la condición inicial o de “reposo” para una aeronave. Si consideramos un avión que pesa 1,000 kg y no está siendo sometido a ninguna carga, podemos decir que teóricamente solo está soportando 1g. Ahora bien, si al realizar una maniobra alcanza una aceleración de 3g, la estructura estará soportando una carga equivalente a 3,000 kg (3 x 1,000 kg). Estas fuerzas “g” pueden actuar de manera positiva o negativa, dependiendo si actúan hacia arriba o hacia abajo del eje longitudinal del avión. La fuerza de gravedad actúa sobre toda la superficie terrestre, por lo que todas las operaciones de un avión se ven afectadas por ella y se puede representar como una línea de fuerza imaginaria que apunta hacia el centro de la tierra.

Como pasajeros o tripulación, estas cargas las podemos traducir como una sensación de pegarnos al asiento (fuerzas g positivas), o una sensación de flotar (fuerzas g negativas).

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Esto significa que en una fuerza g positiva, nuestro cuerpo estaría soportando una carga de 2 o 3 veces nuestro peso real. Si esto lo multiplicamos por el peso de un avión, podemos dimensionar la magnitud de las cargas que actúan sobre su estructura. De acuerdo a las normativas los aviones deben estar diseñados para soportar cierto nivel de cargas límite dependiendo de su aplicación.

Tipo de Avión g (+) g (-)

Caza 6 - 9 3 - 6

Bombarderos 3 - 4 1 - 2

Comerciales 3 - 4 1 - 2

Aviación General 2.5 - 4.5 1 - 1.8

Acrobáticos 5 - 6 3

Construcción Amateur 6 3

Ultralivianos (<750 kg) 3.8 1.5 Si bien esta tabla indica la carga máxima permisible, al momento de diseñar las estructuras se les aplica un factor de seguridad de 1.5, por lo que un avión comercial está diseñado para cargas de hasta 4.5 - 6. Para entender los diagramas de velocidad debemos entender primero unos conceptos básicos:

- Carga Límite: la carga límite se refiere a la carga más alta prevista para una estructura. Normalmente la cara límite se dá en las alas durante operaciones de maniobra a altos números de g. En un avión de caza podemos encontrar cargas de hasta 8g durante virajes a alta velocidad. No hay que confundir esta carga con la carga de cálculo o de diseño, ya que la carga de diseño se refiere a la carga máxima que puede soportar una estructura sin sufrir una rotura o daño catastrófico.

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- Carga de Maniobra: estas cargas se refieren a las que se generan durante

las fases del vuelo como virajes, ascensos, descensos, pérdidas, barrenas y demás operaciones que van relacionadas con la velocidad y las fuerzas g a las que el avión está sometido. Para cumplir con las certificaciones los diseñadores deben demostrar de manera gráfica que el avión cumple con las cargas límite en función de la velocidad. Esta gráfica se le conoce como Diagrama de Maniobra o Envolvente de Vuelo. Existe una para cada modelo de avión y debe ser estudiada y analizada a profundidad, para saber los límites estructurales de nuestra aeronave.

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Los colores nos ayudan a interpretar esta gráfica: en color azul vemos la zona de pérdida en la cual el avión no tiene la fuerza de sustentación necesaria. La zona verde es la zona segura para operar a las diferentes velocidades y factores de carga. Por el contrario la zona amarilla representa una zona de precaución, el área naranja representa un daño estructural y el área roja representa daño catastrófico. A manera de interpretación podemos ver que conforme sube el factor de carga, la velocidad de pérdida aumenta, pero pasando el umbral de la velocidad de maniobra entramos en zonas de riesgo estructural. Esto aplica tanto para factores de carga positivos o negativos.

- Carga por Rafagas de Aire: estas cargas se refieren a las producidas al momento de volar por zonas de tormentas o turbulentas. Estas refagas pueden someter a la estructura a cargas de 1.5 g hasta 3.5 g. Físicamente una ráfaga de aire tiende a variar el ángulo de ataque del avión, por lo que la fuerza de sustentación puede variar en función de la dirección de dicha ráfaga. En todos los manuales de operación recomiendan reducir la velocidad hacia la velocidad de maniobra, para evitar que estas rafagas puedan llevar al avión a una sobrecarga o una zona peligrosa de daños estructurales.

- Cargas por Superficies de Control: hace referencia a las cargas producidas al desplazar las superficies de control. Estas cargas se presentan ya que las superficies de control modifican sustancialmente el flujo de aire. El factor de carga aplicado a la superficie depende de la magnitud del desplazamiento de la superficie de control así como la rapidez con la que se efectúa el desplazamiento. En aviones comerciales que vuelan a altas velocidades podemos encontrar alerones que se utilizan para bajas o altas velocidades, los cuales ayudan a evitar una sobrecarga durante las maniobras a diferentes velocidades. Estos movimientos pueden crear dos problemas:

- Inversión de alerones: se produce cuando el avión está volando a altas velocidades. Al desplazar los alerones y al estar estos situados en la punta del ala tienden a torcerla. Por ejemplo, un alerón que baja hace que el borde de salida del ala se retuerza, provocando que la punta del ala baje, siendo este el efecto contrario al que se busca. El piloto va a tener la sensación que el avión está girando en el sentido contrario al esperado. En aviones comerciales con superficies alares grandes y los cuales vuelan a una alta velocidad de crucero, podemos encontrar “Flaperones” o alerones de alta velocidad, los cuales se encuentran aproximadamente a la mitad del ala y actúan en conjunto con los spoilers para evitar el efecto de inversión.

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- Flameo: este efecto es peligroso y ocurre igualmente al desplazar una superficie de control a alta velocidad. En este caso la superficie de control genera que el ala aumente el ángulo de ataque de manera súbita, localmente esta zona del ala entra en pérdida y se descarga súbitamente reduciendo el ángulo de ataque. Al reducir el ángulo de ataque el ala vuelve a generar sustentación y vuelve a aumentar su ángulo de ataque súbitamente, generando un efecto repetitivo y oscilatorio.

- Cargas de Inercia: estas cargas se dan debido a la 1era Ley de Newton, la cual nos habla que todo cuerpo tiende a oponerse a la aceleración (positiva o negativa). Debido a esto, toda la estructura del avión sufre este tipo de cargas, especialmente el ala. Debido a su forma, el peso y el combustible, tiene a generar esfuerzos de torsión debido a la inercia.

- Cargas por el Sistema de Propulsión: independientemente si es un monomotor o polimotor, los aviones sufren cargas generadas por el empuje y el torque de los motores. Normalmente el sistema de propulsión está instalado sobre montantes o bancadas que transmiten el empuje al avión. Podríamos resumir que al ser el motor un equipo pesado, sufre también cargas de inercia, de torsión, de compresión y de tracción.

6.1.2 Diagramas de velocidad / ráfagas (VG) Ahora bien, una gráfica velocidad versus factor de carga o conocida también como envolvente de vuelo. Esta gráfica es una representación de los límites del rendimiento de un avión. Podemos identificar cual es el factor de carga seguro a diferentes velocidades de vuelo. En el eje “x” (horizontal), se representa la velocidad del aire mientras que en el eje “y” (vertical), se representan las cargas.

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- El punto A representa la velocidad normal de pérdida, es decir que debajo de esta velocidad el avión entraría en pérdida (62 mph).

- El punto B representa la velocidad de maniobra. A velocidades más bajas y el mismo factor de carga el avión entraría en pérdida, mientras que si aumentamos la velocidad y la carga el avión entra en una zona de daños estructurales (4.4 g o 137 mph).

- El punto C indica la ubicación de la velocidad máxima bajo cargas negativas. Si se incrementa la velocidad y aumentan las cargas negativas pueden generarse daños estructurales.

- En la línea vertical de 180 mph se ubica la velocidad máxima estructural. Después de esta velocidad encontramos la velocidad máxima de descenso o máxima velocidad límite (1.25 velocidad de crucero), pasando la cual el avión puede sufrir daños estructurales severos.

- Se debe evitar operar en las zonas rojas, ya que son velocidades y cargas estructurales que sobrepasan el diseño y la seguridad de la aeronave.

6.2 Segmentos de Vuelo Durante el vuelo, los pilotos deben controlar diversos parámetros del avión como la altitud, velocidad y rumbo. Las acciones para controlar estos parámetros se les conoce como maniobras, las cuales vamos a analizar en este capítulo.

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6.2.1 Ascenso Como indica su nombre, esta maniobra implica que el avión gane altura. Durante el ascenso, el peso del avión no actúa de manera perpendicular a la trayectoria del avión sino en dirección contraria al movimiento, por esto la fuerza de resistencia se incrementa. Para que el avión pueda ascender el empuje se debe incrementar para vencer a la fuerza de resistencia. Bajo este concepto podemos decir que el ascenso está limitado a la cantidad de empuje disponible. Se debe cuidar en todo momento el ángulo de ataque, la velocidad horizontal y la velocidad vertical. Así mismo el horizonte artificial o referencias visuales son muy útiles para tener un control situacional durante el ascenso. Cada fabricante define la velocidad recomendada para un ascenso normal. Este ascenso normal se le conoce también como ascenso de crucero, y se efectúa generalmente a una velocidad superior a la mejor velocidad de ascenso (En Route). Para describir mejor la maniobra de ascenso vamos a incorporar dos conceptos muy importantes:

- Mejor Velocidad de Ascenso (Vy): es la velocidad que genera una mayor ganancia de altitud en un menor tiempo, es decir se obtiene la mayor ganancia en pies por minuto. Hay que tener cuidado en este tipo de ascenso ya que la velocidad del avión puede descender considerablemente, por lo que la potencia del motor se debe incrementar, aunque esto ayuda a la refrigeración del motor. (Best Rate).

- Mejor Ángulo de Ascenso (Vx): esta maniobra se realiza a un ángulo que produzca la mayor ganancia de altura en la menor distancia horizontal posible. Esta velocidad es menor que la mejor velocidad de ascenso (Vy), pero implica un ángulo de ataque más pronunciado, lo que se traduce en un incremento considerable de potencia. Este tipo de ascenso se recomienda solo después de un despegue que implique librar un obstáculo. (Best Angle).

En la imagen podemos apreciar la información del fabricante respecto a la mejor velocidad de ascenso, la velocidad para mejor ángulo de ascenso y la velocidad de ascenso normal o de crucero.

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En esta imagen podemos ver la relación que hay entre el ángulo de ataque, la velocidad de ascenso y la tasa de ascenso. Como podemos ver la V es la velocidad de ascenso en crucero, la cual se da a un ángulo de ataque menor pero a una velocidad mayor que las demás. La Vy es un ángulo de ataque intermedio pero a una velocidad mayor a la Vx. La Vx implica un ángulo de ataque máximo pero con la menor velocidad posible de ascenso. En resumen debemos recordar que la maniobra de ascenso tiene como clave la potencia y la velocidad, por lo que la mejor tasa de ascenso es una combinación adecuada de potencia y velocidad. 6.2.2 Vuelo recto y nivelado Esta maniobra implica mantener una altitud constante y seguir una trayectoria rectilínea. En esta posición el avión está en equilibrio con el par de fuerzas opuestas: peso/sustentación y empuje/resistencia. En un vuelo recto y nivelado a mayor velocidad sabemos que la resistencia parásita aumenta y la resistencia inducida disminuye, sin embargo hay un punto medio en donde ambas se cruzan a una velocidad Vy, la cual es la velocidad en donde ambas resistencias son mínimas.

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Ahora bien, sabemos que la velocidad y el ángulo de ataque del avión son inversamente proporcionales, por lo que cuando en un vuelo recto y nivelado queramos hacer un incremento o disminución de velocidad, debemos considerar el ángulo de ataque del avión y la potencia. Un vuelo recto y nivelado puede sostenerse a diferentes velocidades y ángulos de ataque pudiéndose agrupar en tres: baja velocidad, crucero y alta velocidad.

Matemáticamente podemos deducir que para mantener constante el valor de la sustentación “L”, la velocidad “V” debe incrementarse o disminuir de manera proporcional al coeficiente de sustentación “CL”. En la práctica, el piloto va a poder identificar el comportamiento del avión al incrementar la potencia o el ángulo de ataque lo que le va a permitir controlar la maniobra. Es muy importante comprender la relación que existe entre el incremento de potencia con la actitud de la nariz del avión. Uno de los secretos para mantener la altitud y la velocidad es el uso de los compensadores. Como hemos visto anteriormente, los compensadores son pequeñas aletas situadas en las superficies primarias de control. Para evitar el desgaste físico y sobre la estructura del avión, cada que se necesite corregir la velocidad o actitud del avión compense. Estas correcciones se deben dar debido a cambios en el viento, turbulencias o por cambios de velocidad solicitados por el control aéreo. Es una mala práctica querer controlar el avión con movimientos bruscos y repetitivos de la columna de control. Esto provoca la reacción inversa, por lo que idealmente se deben hacer movimientos sutiles. 6.2.3 Velocidad de maniobra Como lo hemos estudiado anteriormente, los aviones están diseñados para soportar cierta cantidad de cargas aerodinámicas sin sufrir algún daño estructural. Estas cargas dependen de la velocidad a la que el avión vuele, por lo que es vital que conozcamos e interpretemos las gráficas envolventes de vuelo.

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La velocidad de maniobra se refiere a la velocidad máxima recomendada por el fabricante a la cual el avión puede volar de manera segura durante una maniobra repentina o durante turbulencia. Esta velocidad asegura que incluso volando con el peso máximo del avión, no vamos a sufrir un daño estructural catastrófico. Es vital siempre conocer la velocidad de maniobra “Va” de su avión, así como las cargas máximas que soporta. Esta información la puede encontrar en el manual de operación de cada aeronave.

6.2.4 Viraje El viraje o giro es la maniobra básica para cambiar la dirección del avión. Idealmente el viraje se debe hacer de manera coordinada para mantener la altitud del avión, por lo que esta es la maniobra más compleja. Implica la utilización de todas las superficies de control primarias del avión así como la potencia. La maniobra de viraje inicia cuando el avión alabea, lo que produce un cambio en la dirección de la fuerza de sustentación más no en su magnitud. Lo que ocurre en este caso es que el vector horizontal de la fuerza se incrementa mientras que el vector vertical disminuye. Este componente horizontal genera una fuerza centrípeta sobre el avión, “tirando” hacia el centro de un eje imaginario haciéndolo girar sobre el mismo.

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Con esta imagen podemos hacer varias interpretaciones: conforme se da el giro, el componente vertical de la sustentación disminuye, por lo que se debe compensar con un aumento de potencia o elevando la nariz del avión. Por el contrario, conforme el viraje se hace más pronunciado el componente horizontal de la sustentación aumenta, por lo que el radio de giro será menor. Es decir el avión va a cambiar de grados de dirección más rápido. Como podemos observar también, el componente horizontal del peso es la fuerza centrífuga, la cual se incrementa conforme el radio de giro aumenta. Esta fuerza la podemos interpretar como una sensación de “pegarnos” al asiento. El peso del avión no cambia durante un viraje. Ahora bien, durante los virajes hay que cuidar el factor de carga que sufre la estructura, ya que a mayor alabeo y radio de giro las cargas aumentan. Así mismo el factor de carga afecta también a la velocidad de entrada en pérdida, por lo que hay que tener especial atención en giros pronunciados. De acuerdo a los manuales la velocidad de entrada en pérdida se incrementa con la raíz cuadrada del factor de carga. En base al ángulo de alabeo podemos agrupar los virajes en tres:

- Suave (hasta 25°): en este tipo de giros el amortiguamiento del avión tiende a regresarlo a su posición de alas niveladas, por lo que hay que mantener la columna de control en posición durante toda la maniobra.

- Medio (hasta 45°): el avión tiende a mantenerse en esta posición de viraje sin necesidad de mantener la columna de control en esa posición. Puede regresar los controles a posición neutral.

- Pronunciado (mayor a 45°): a estos ángulos el avión tiende a continuar inclinándose más allá de lo seleccionado por el piloto, por lo que es necesario compensar colocando los controles en dirección contraria.

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Para realizar una maniobra coordinada es necesario controlar el movimiento de los alerones y el timón de dirección, esto evitará que el avión derrape. Al mismo tiempo que se está moviendo la columna de control se debe aplicar presión en el pedal del mismo lado para activar el timón de dirección. Adicionalmente la nariz del avión tiende a caer, por lo que se debe jalar de la columna de control para elevar la nariz y mantener la actitud deseada. Esto puede implicar que se aumente la potencia para compensar la elevación de la nariz. Para considerar que un viraje o giro es coordinado deben suceder las siguientes condiciones:

- La nariz del avión “barre” el horizonte sin caer o elevarse. - La velocidad debe permanecer constante. - El indicador de giro debe mostrar una tasa constante. - La bola del indicador de giro coordinado debe permanecer en el centro. - El altímetro debe indicar la misma altitud.

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6.2.5 Descenso El descenso es una maniobra básica la cual implica que el avión pierda altitud de una manera controlada con o sin potencia aplicada. Los descensos asistidos con motor son muy utilizados en la aviación comercial, para mantener el confort de los pasajeros, así como cumplir con las necesidades del tráfico aéreo. Los descensos no asistidos con motor o con el motor a ralentí se le conoce como planeo, el cual será estudiado en el siguiente capítulo. Al igual que en la maniobra de ascenso, el descenso es una combinación de control sobre la actitud del avión y la potencia. Para descender se debe reducir la potencia del motor y colocar el avión en actitud de nariz abajo. Si queremos descender y mantener la misma velocidad debemos incrementar el ángulo de nariz abajo del avión. Así mismo podemos deducir que para una misma potencia aplicada la tasa de descenso es distinta para las diferentes velocidades. En esta maniobra también encontramos la velocidad de menor resistencia Vy, a la cual se obtiene la mejor tasa de descenso. La velocidad de menor tasa de descenso es la que mantiene al avión por más tiempo en el aire, y es igual que la de ascenso. Por otro lado encontramos la mejor tasa de descenso, la cual va a darnos el mayor recorrido horizontal. Existe una velocidad descrita en los manuales de cada aeronave que permite al avión estar en el aire el mayor tiempo posible y alcanzar la mayor distancia posible. Se le conoce como velocidad de planeo. Este concepto es realmente útil en casos de paro de motor, lo cual será estudiado en el siguiente capítulo. Como hemos estudiado en capítulos anteriores los aviones cuentan con superficies de control secundarias o hipersustentadoras mejor conocidas como Flaps. Durante un descenso que requiera un mayor ángulo pero con una velocidad menor, es muy útil extender los flaps. Cuando se extienden los flaps se incrementa la fuerza de sustentación del avión, lo que permite que la nariz del avión baje todavía más y la distancia horizontal se reduzca.

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Obviamente podemos deducir que el viento es un factor primordial para la maniobra de descenso ya que un viento de cola puede incrementar la distancia horizontal recorrida, mientras que un viento de frente la acorta. En el caso del planeo este factor es sumamente vital.

6.2.6 Planeo El planeo es básicamente una maniobra de descenso sin apoyo del motor. Ya sea que el motor esté a ralentí o se tenga un fallo, el planeo requiere una combinación de velocidad y actitud del avión específica, que permitan que se encuentre en el aire por el mayor tiempo posible y recorra la mayor distancia posible. La velocidad de planeo es la velocidad en la cual la relación resistencia/sustentación es la óptima. Esta velocidad se nombra en los manuales como VL/D y es muy importante conocerla, ya que es la velocidad que se debe buscar mantener en los descenso sin motor o con falla. Conceptualmente esta velocidad es similar a la Vx, la cual proporciona el mejor ángulo de descenso. Es decir, permite al avión recorrer la mayor distancia horizontal posible. Se le puede conocer también como mejor ratio de planeo o mejor gradiente de planeo. Cada avión tiene una velocidad de planeo específica, la cual debe ser consultada en el manual de operaciones.

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En este caso, si voláramos a 8,000 ft y tuviéramos un paro de motor, deberíamos volar a 76 Kts para alcanzar una distancia horizontal de hasta 10.5 millas náuticas. Esto considerando “avión limpio”, es decir sin flaps, ni tren de aterrizaje extendido y condición de viento en calma. Durante esta maniobra se debe cuidar no bajar la velocidad a un rango de entrada en pérdida, de ser así se debe compensar con la actitud de la nariz del avión. 6.2.7 Aterrizaje El aterrizaje se puede considerar como la última maniobra de un vuelo, sin embargo es la maniobra más compleja de todas. En este capítulo nos vamos a enfocar en los aspectos físicos y aerodinámicos de esta maniobra, y dejaremos los aspectos operacionales para las sesiones de instrucción de vuelo. La mayoría de la literatura describe el aterrizaje en cinco pasos: base, aproximación final, recogida, aterrizaje y carrera posterior. Para fines de esta materia vamos a describir los aspectos más importantes en relación a la aerodinámica de cada una de las fases del aterrizaje.

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- Tramo base: esta es la fase inicial del aterrizaje. El piloto debe decidir en qué momento iniciar con el descenso y en qué momento iniciar con el giro. De esta decisión depende la calidad del aterrizaje. Idealmente primero se debe cortar la potencia del avión y permitir que la velocidad se reduzca a la velocidad óptima de descenso, posteriormente se debe iniciar el descenso. Debemos recordar que debemos aterrizar con viento de frente, por lo que se debe considerar este factor al momento del giro y al alinearse con la pista. Así mismo considere el factor de los flaps. Se aconseja que para este momento el avión tenga el tren de aterrizaje abajo y asegurado y los flaps extendidos, dejando una última posición para la aproximación final. Una regla común es que a unos 1,000 ft sobre el terreno alcance la velocidad de descenso y una vez establecida inicie el descenso a unos 500 fpm. Así mismo se recomienda no hacer giros mayores a 30°, ya que el avión se encuentra a una velocidad y altitud baja, lo que es muy riesgoso en caso de entrar en pérdida. Si fuera el caso, es preferible cancelar la maniobra, irse al aire e intentar nuevamente.

- Aproximación final: esta fase se refiere a cuando el avión se encuentra alineado con la pista e inicia su descenso en línea recta hacia el punto estimado para aterrizar. Esta fase tiene como objetivo que el avión mantenga una actitud y velocidad que permitan el toque en el punto seleccionado en la pista, así como facilitar la maniobra de recogida. Es muy importante en esta fase cuidar la velocidad para evitar entrar en pérdida. Así como debemos evitar entrar en pérdida, debemos limitar la velocidad para no hacer un toque a alta velocidad que dificulte el frenado posterior.

En la gráfica podemos identificar las variables básicas como son la altura respecto a la pista, la distancia y el ángulo de descenso. Para cada tipo de avión existe un manual de operaciones que indica la velocidad de aproximación óptima que evita entrar en pérdida o “comernos” mucha pista al momento del toque. Así mismo esta velocidad asegura que al momento previo al toque se cuente con una fuerza aerodinámica suficiente para posarse suavemente sobre la pista. Así mismo hay que cuidar el ángulo de descenso. Un ángulo demasiado pronunciado dificultará la maniobra de recogida al momento del toque, y un ángulo demasiado plano no pone en peligro de chocar con algún obstáculo o

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en caso de entrar en pérdida o fallo de motor no tendremos mucho espacio para reaccionar.

Cabe recordar que durante esta fase la configuración de flaps y tren de aterrizaje es muy importante. Como sabemos, extender los flap produce un incremento en la fuerza de sustentación del avión pero también un aumento en la resistencia y pérdida de velocidad. El tener los flaps en la posición máxima nos permitirá tener un ángulo de aproximación más pronunciado, así como reducir la velocidad de entrada en pérdida.

- Recogida: se le conoce también como “flare” y consiste básicamente en la maniobra final antes del toque, en la que el piloto corrige la actitud de nariz abajo a nariz arriba. El propósito es suavizar el descenso y que la fuerza de sustentación se reduzca hasta que se pose sobre la pista. En la siguiente gráfica podemos entender el proceso de recogida:

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El proceso inicia antes de estar sobre la pista dependiendo de la velocidad de aproximación. Se debe tirar de la columna de control para que la nariz del avión vaya subiendo suavemente, logrando un cambio en la actitud del avión. Ya que se encuentra a pocos centímetros de la pista se debe volar paralelo a ella, en este punto la potencia del motor debe ser cero, lo que provocará que la fuerza de sustentación desaparezca y el avión haga contacto suavemente con la superficie. Esta gráfica es un resumen general, pero dependerá de cada avión, así como la configuración de flaps, peso, condiciones del avión y longitud de la pista.

- Aterrizaje y carrera posterior: estas dos fases son las últimas, pero no se deben descuidar. La idea principal es desacelerar el avión y maniobrar para evacuar la pista lo antes posible. La literatura recomienda que nunca se pierda el centrado con la pista, así como evitar hacer el aterrizaje con los frenos puestos. Una vez que todo el peso del avión recaiga sobre las ruedas pueden aplicarse los frenos y las reversas de los motores (si aplica). Para proteger la integridad del tren de nariz se recomienda mantenerlo en el aire los primeros 50 pies una vez que el tren principal haya hecho contacto con la pista. Una vez que el avión haya frenado y tenga el control total del mismo, se debe evacuar la pista lo antes posible para no entorpecer las operaciones posteriores.

6.3 Desplome y Barrena En este capítulo vamos a estudiar dos conceptos básicos y muy riesgosos que se pueden presentar en cualquier fase del vuelo. El desplome o pérdida se refiere a la insuficiencia de la fuerza de sustentación para mantener al avión en el aire. Por otro lado, la barrena se refiere a una situación de pérdida pero con el agravante que se da de una manera descontrolada, haciendo que el avión pierda altitud en tirabuzón. Vamos a estudiar más a detalle estos dos fenómenos, sus indicaciones, características y las maneras de recuperarse.

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6.3.1 Desplome El desplome se refiere a la reducción de la fuerza de sustentación, lo que genera que el avión no se pueda mantener en el aire y caiga. 6.3.1.1 Causas de desplomes Como se estudió en el primer capítulo, el flujo de aire sobre el ala se debe dar de manera uniforme o laminar, lo que permite que se genera una diferencia de presiones. Para conservar este flujo laminar es muy importante mantener un ángulo de ataque adecuado. Se sabe que el factor principal para el desplome es es un ángulo de ataque excesivo, por lo que a medida que se incrementa, el punto de transición de flujo laminar a turbulento se desplaza sobre el ala.

Como podemos observar en esta gráfica, cada avión tiene un ángulo de ataque crítico en el cual el coeficiente de sustentación disminuye drásticamente. Si bien el ángulo de ataque del avión es el factor principal para entrar en pérdida, en la práctica los pilotos deben cuidar la velocidad. Los fabricantes tienen tablas informativas en donde indican la velocidad específica en la cual el avión pierde la sustentación dependiendo del peso del mismo y la configuración.

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Como podemos ver cada curva representa una velocidad de pérdida dependiendo del ángulo de banqueo, posición de flaps, peso, etc. Si bien es muy compleja esta gráfica nos da una visión clara de las velocidades críticas que se deben vigilar. En la práctica los aviones cuentan con alarmas sonoras y “stick shakers” que se activan antes que el avión entre en pérdida, dándole tiempo al piloto de corregir la actitud y velocidad del avión. 6.3.1.2 Indicios de desplome inminente Si bien la velocidad es el principal indicador de una entrada en pérdida o desplome, hay otros factores que el piloto puede detectar antes de que el avión entre a esta condición:

- Pérdida de efectividad en las superficies principales de control como son los alerones y el timón de profundidad. Se pueden sentir “lentos” y blandos.

- Vibración de la cabina ocasionado por el flujo turbulento sobre las alas. - Señal acústica y luminosa en cabina. - Vibración en la columna de mando (stick shakers). - Tasa de descenso considerable. - Tendencia del avión a bajar la nariz.

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6.3.1.3 Recuperación del desplome Normalmente todos los manuales de operación de las aeronaves describen el proceso para recuperarse de un desplome o entrada en pérdida, sin embargo autoridades como la FAA recomiendan las siguientes acciones:

- Desconectar el piloto automático. - Reducir el ángulo de ataque del avión. Se debe empujar la columna hacia

adelante para forzar a la nariz del avión a bajar. - Nivelar las alas. En caso de estar realizando un viraje se debe regresar a la

posición de vuelo recto. - Ajustar la potencia del motor de acuerdo a lo requerido. - Retraer los spoiler en caso de que estuvieran desplegados. - Evitar los movimientos bruscos de los controles para no caer un un desplome

secundario.

6.3.2 Barrena La barrena es un fenómeno que se produce cuando el avión entra en pérdida y no es atendida por la tripulación. Normalmente ocurre por el ángulo de ataque desigual en las alas, lo que genera una espiral descendente muy peligrosa. Si bien en aviación acrobática esta maniobra es muy espectacular, en aviación privada y comercial debe ser evitada a toda costa.

6.3.2.1 Causas de barrena Durante un desplome, se puede dar un deslizamiento lateral o guiñada de alguna de las alas que produce una diferencia en el ángulo de ataque entre ellas. Esto produce también una diferencia en la fuerza de sustentación de cada una de ellas, provocando un efecto de espiral o autorotación. A menudo al entrar en pérdida un ala del avión tiende a caer, por lo que si la tripulación no actúa de manera oportuna se puede entrar en una barrena.

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6.3.2.2 Indicios de barrena inminente Cómo la barrena ocurre una vez que el avión entró en pérdida o está en desplome, los indicios son prácticamente los mismos como por ejemplo una pérdida en la efectividad de las superficies de control, vibración y descenso de altitud. En la barrena tenemos el agravante que el avión va a empezar a tender a girar en espiral y guiñar.

Hay que evitar a toda costa que un desplome se convierta en barrena, por lo que actuar de manera oportuna para salir de la pérdida es de suma importancia. 6.3.2.3 Recuperación de la barrena Al igual que los desplomes, cada fabricante debe incluir en sus manuales el procedimiento para la recuperación de una barrena, sin embargo la literatura recomienda los siguientes pasos:

- Reducir la potencia a ralentí. - Posicionar los alerones en neutro. - Aplicar el timón de dirección en el sentido opuesto al giro. - Empujar la columna de mando hacia adelante. - Una vez que el giro se neutralice dejar de aplicar presión sobre el timón de

dirección. - Suavemente y una vez se haya recuperado la velocidad, jalar la columna de

mando para recuperar el vuelo recto y nivelado.

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