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AERODINÁMICA
1. TEMPERATURA:
Es la manifestación de la energía cinética de la molécula de los gases. La temperatura puede estar dada en
grados Kelvin (grados absolutos) o Celsius (grados centígrados).
2. VELOCIDAD DEL SONIDO:
Se considera sonido a cualquier tipo de variación de la presión del aire, estas variaciones de presión actúan
sobre el órgano auditivo del ser humano transformándose en sensaciones.
La velocidad con que se propagan estas variaciones de presión en el aire se denomina velocidad del sonido.
Velocidad del sonido a nivel del mar con una atmosfera estándar: + - 1200 km/h
.
661.5 kts
3. ATMOSFERA TIPO INTERNACIONAL (ISA):
Definida por OACI.
Es la que al nivel del mar tiene una temperatura de 15 °C y una presión de 1013 milibares.
La temperatura de esta atmosfera tipo disminuye 1.98 °C por cada 1000 pies hasta los 36,090 pies. A partir de la
cual se considera constante con un valor de -56 °C.
4. ALTITUD POR PRESIÓN:
Es la presión que marca un altímetro cuando se ha reglado a nivel del mar con 29.92 pulgadas de hg o 1013
milibares. El altímetro es un instrumento, que con el cero adecuadamente ajustado (29.92 pulgadas de hg), se
comporta como un barómetro calibrado de acuerdo con la ISA.
En definitiva con el altímetro reglado al nivel del mar con 29.92 su lectura da la altitud presión, este reglaje es el
que se utiliza en la circulación aérea, sobretodo en performance de aviones.
5. ALTITUD DENSIDAD:
Las fuerzas que se originen sobre el avión, sustentación y resistencia, depende del valor de la densidad del aire.
Altitud densidad es la altitud que correspondería a la ISA, a una determinada densidad del aire. La altitud
densidad seria igual a la altitud real cuando la atmosfera se la tipo.
A mayor temperatura, menor densidad del aire.
6. NUMERO DE MACH:
En los aviones que vuelan a grandes velocidades, los fenómenos de comprensibilidad del aire tienen gran
importancia; es necesario expresar la velocidad en función el numero de MACH ya que este sirve para evaluar si,
los fenómenos debidos a cambio de la densidad del aire, comprensibilidad, tienen o no mucha importancia.
Se define el número de MACH por la siguiente ecuación:
V
M=
siendo
C
V: velocidad de la corriente libre de aire (Velocidad Aerea verdadera del avión TAS)
C: velocidad del sonido
7. MEDIDA DE LA VELOCIDAD:
La medida de la velocidad de efectúa con el tubo de Pitot (anemómetro utilizado en aviones) en el cual el orificio
de entrada situado de forma que la corriente de aire libre incida sobre el.
Errores del anemómetro:
a) Error de instrumento: En los aviones actuales este error es prácticamente cero.
b) Error de posición: Dificultad de encontrar una posición donde la presión estática no puede ser afectada la
cual puede ser afectada por presiones del mismo avión, a causa de su velocidad y su actitud en el aire (esta
es particularmente importante ya que puede producir que el Pitot no tenga su abertura que incida
exactamente de frente).
c) Efecto de comprensibilidad: Esto se nota a partir de unos 250 kt ya que la variación de la densidad del aire
es apreciable.
CONCEPTOS GENERALES DE VELOCIDADES.VELOCIDAD INDICADA (IAS /INDICATED AIR SPEED):
Debido a las series de errores que hemos enumerado la velocidad que marca el anemómetro no será realmente
la velocidad equivalente.
VELOCIDAD AEREA VERDADERA (TAS / TRUE AIR SPEED):
Es la velocidad de la aeronave con relación al aire.
VELOCIDAD SOBRE EL SUELO (GS /GROUND SPEED):
Es la velocidad de desplazamiento del avión sobre el suelo, resultante de la velocidad verdadera, y de la
velocidad de la componente del viento.
8. TEMPERATURAS:
En los Manuales de Vuelo es normal encontrar los términos S.A.T., O.A.T., T.A.T. y R.A.T.
Los términos S.A.T. (Static Air Temperature) y O.A.T. (Outside Air Temperature) son sinónimos y se refieren a la
temperatura del aire sin perturbar (temperatura estatica).
El termino T.A.T. (Total Air Temperature) es la temperatura exterior estática mas el calentamiento que
experimenta el aire debido al efecto de comprensibilidad.
9. AIR DATA COMPUTER (A.D.C):
Este computador recibe señales de presión total y presión estática y la convierte en señales eléctricas, como
también tiene input de T.A.T. Las señales originada por el Air Data Computer (ADC) va también entre otros, al
Autopilot y al Flight Director. En algunos aviones existe además un velocímetro y un altímetro que operan en
forma clásica, o sea sin señales eléctricas como un backup.
10. PERFILES:
Empezaremos por definir la terminología del perfil en las figuras que se muestran.
a) Cuerda: Es la línea recta que une al borde de ataque (B.A.) con el borde de salida (B.S.).
b) La sustentación: Producida por un perfil es la componente de la fuerza perpendicular a la corriente libre del
aire.
c) La resistencia: Es la componente de la fuerza paralela a la corriente libre del aire.
d) Angulo de ataque: Es el ángulo que existe entre la cuerda y la dirección de la corriente libre del aire.
11. .ORIGEN DE LA SUSTENTACIÓN DEL ALA.
En aeronáutica, se llama extradós a la parte superior curva del ala de un avión o de un perfil
aerodinámico.
Es donde se crea una zona de baja presión estática (perpendicular a su superficie) y mayor velocidad
del aire (tangente a su superficie), en comparación al intradós, del ala de una aeronave, lo que permite
al ala generar sustentación, logrando así elevar a la aeronave.
-
En las puntas, al dejar de existir la superficie del ala, que soporta esa diferencia de presiones, la corriente lateral
es mucho mayor, dando a los torbellinos de punta de ala.
La formación de estos torbellinos se debe a que en la punta del ala nos encontramos con que la velocidad de la
corriente sobre el extradós es superior a la del intradós (condición necesaría para la sustentación).
Al dejar de existir el ala en la punta , la mayor presión del intradós produce una corriente hacia arriba , que al
encontrarse con la corriente de mayor velocidad del extradós, da lugar a los citados torbellinos. Fig.4.5
12. VELOCIDAD DE PÉRDIDA.
El coeficiente de sustentación aumenta progresivamente con el ángulo de ataque hasta que llega un momento,
a partir de cierto ángulo de ataque se llega a un coeficiente de sustentación máximo, la distribución de
presiones que originaba la succión sobre el extradós dejaba de existir, desapareciendo la sustentación.
El ángulo de ataque no depende de la velocidad en forma apreciable, es decir, el perfil entra en pérdida a un
cierto ángulo de ataque, no a una velocidad.
13. DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES :
a) Ranuras en el borde de ataque:
Consiste en una abertura en forma de ranura, situada cerca del borde de ataque, entre un perfil auxiliar
(Slat) y el perfil básico Fig. 5.1.
Envía flujos de aire a través de la abertura convenientemente sobre el extradós del perfil. La corriente de
aire insuflado(introducir aire) a gran velocidad, aumenta la velocidad del aire de la capa límite, evitando su
desprendimiento.
Presenta ligeros inconvenientes como actitud de nariz muy alta en aterrizajes, como también la posibilidad
de formación de hielo.
b) Flaps:
Son aquellas partes móviles del perfil principal que al moverse respecto a este, varían la curvatura
aumentándola, consiguiendo entre otras cosas un aumento del valor del coeficiente de sustentación.
Hay dos grupos:
1. Flaps de borde ataque (KRÜGER) y
2. Flaps de borde de salida (el mas usado en los aviones modernos es el Flaps FOWLER, el cual entre sus
secciones puede circular aire del intradós al extradós).
El uso de los Flaps es un procedimiento normal tanto en takeoff y landing; usando mayor posición en grados
se acorta la distancia de despegue pero teniendo en cuenta lo importante es que su uso aumenta la
sustentación pero también aumenta la resistencia.
14. OTROS DISPOSITIVOS.
a) Spoilers:
Son dispositivos que sirven para el control del roll junto con los alerones y actúan también en caso necesario
como speedbrakes tanto en vuelo como en tierra.
b) Winglets:
Son dispositivos ubicados en las puntas de las alas. Su ubicación afecta a la estructura de los torbellinos de
punta de ala, modificando también la distribución del flujo de aire a lo largo de ella, y disminuyendo en un
20% a 25% la resistencia inducida.
15. ACTUACIONES DE LOS AVIONES REACTORES.
a) Generalidades:
Las actuaciones del avión pueden deducirse fácilmente analizando la naturaleza de las fuerzas que actúan
sobre él en su correspondiente perfil de vuelo (climb, cruise, descent, etc). La soluciones pueden
presentarse en forma matemática o forma grafica utilizándose el empuje (reactores) necesario para cada
perfil de vuelo.
b) Conceptos generales :
- Máximo alcance (Maximum Range): Se denomina al vuelo que el número de millas recorridas, por unidad
de peso de combustible consumido es máximo. Es la condición de vuelo que con una determinada cantidad
de combustible en los tanques se llegaría más lejos.
- Operación de largo alcance (Long Range): Se denomina así a una operación, una velocidad algo mayor que
la precisa para obtener el máximo alcance, con una pérdida de 1% de este, debido a este ligero aumento de
la velocidad, la turbulencia y los movimientos pasajeros tienen menos efecto en el avión.
- Influencia del viento: Las componentes de head wind o tail wind varían la velocidad para obtener el
máximo alcance.
- Efectos de cambio de potencia de motor:
1) Crucero con potencia constante: Es la técnica más simple de crucero, y consiste en seleccionar una
potencia determinada, y volar con ella el total o una parte del vuelo. Trae como consecuencia que el
consumo del combustible puede llegar a ser demasiado alto si el vuelo es de un gran tiempo de duración.
Esta técnica de crucero es apropiada cuando interesa la alta velocidad más que la economía.
2) Crucero con velocidad constante: Consiste en ir efectuando reducciones de potencia conforme el peso
va disminuyendo (debido al combustible consumido), con el fin de mantener durante el vuelo una
determinada velocidad.
-
-Conceptos varios en motor a reacción:
En el estudio de las actuaciones de avión se denomina empuje en lo referente a este tipo de motor.
Las variables primarias que afectan el empuje de un motor determinado son:
1) Mach (M): su efecto es disminuir el empuje cuando M crece.
2) Altitud presión: cuanto mayor sea la altitud menor empuje proporciona el motor pero como la temperatura
también decrece, y el empuje aumenta mientras más frio es el aire, ambos efectos tienden a
contrarrestarse.
3) Temperatura: Su efecto es debido a que la densidad del aire varía con ella. Supongamos que a una altitud y
con temperatura estándar el motor proporciona un determinado empuje, si la temperatura es superior a la
estándar, el aire menos denso el motor da menos empuje. Si la temperatura es inferior a la estándar
proporciona mas empuje.
4) Regimen del motor: Cada uno de los régimen de motor (takeoff, máximum climb thrust, máximum
continuous thrust (MCT), cruise,etc) representa el empuje que un motor puede desarrollar en diversas
condiciones de vuelo.
16.- VELOCIDADES Y DISTANCIAS EN DESPEGUES, ATERRIZAJE.Velocidad Mínima de Control en Suelo (VMCG):
Es la velocidad a la cual la aeronave puede ser controlada en tierra, en caso de fallar un motor crítico, haciendo
uso solamente de controles primarios (rudder), y no desviarse del eje de la pista más de 30 pies.
Las condiciones que proporciona valores de VMCG son temperatura (OAT) y altitud por presión del campo.
Velocidad V1:
La velocidad V1 se había venido llamando siempre velocidad de decisión y probablemente continúe
denominándose así .
La velocidad a la que falla el motor crítico se le conoce como Vef (Engine Failure), siendo la V1 la velocidad
alcanzada estando el motor crítico inoperativo , el tiempo entre Vef y V1 debe ser por lo menos de 1 seg. En el
cual el piloto reconoce el fallo y reacciona aplicando un medio de frenado. Como se puede apreciar: V1 no solo
intenta fijar el momento de la decisión , abortar o continuar el despegue, sino además tener en cuenta el tiempo
que le lleva al piloto efectaur la 1° acción para frenar la aeronave.
Es evidente que en la caso de que la decisión fuera la continuar el despegue, el piloto debe ser capaz de controlar
la aeronave durante el recorrido sobre la pista con el fallo del motor crítico. Siendo el requisito equivalentes a :
a) V1
b) Vef
igual o mayor a Vef.
igual o mayor a VMCG.
Una vez definido el concepto V1, con el fin de simplificar explicaciones sucesivas en muchos casos se la considerará
como la velocidad de decisión.
Velocidad de Máxima Energía de Frenado (VMBE):
En caso que se decida abortar el despegue, una gran parte de la energía cinética que tiene el avión, función
como sabemos del peso y de la velocidad, tiene que ser absorbida en forma de calor por los frenos de las ruedas.
Si se sobrepasa la velocidad, el sistema de frenos no sería capaz de absorber el calor generado por los frenos.
Naturalmente debe cumplirse :
V1 igual o menor de la VMBE .
Este requisito será más probable que no se cumpla en aquellas condiciones en que la V1 tiende a aumentar y la
VMBE a disminuir, es decir mucho peso y poco grados de Flaps.
Velocidad Mínima de Control en el Aire (VMCA):
A mayor velocidad más efectivos serán los controles aerodinámicos, existiendo una velocidad tal, que por debajo de
ella la aeronave no sería controlable, esta velocidad es la llamada VMCA.
Algunos ítems que se considerará como aeronave controlada:
-
Que sea posible recobrar el control, cuando el motor crítico falla súbitamente , manteniendo un trayectoria
rectilínea , con una inclinación lateral no mayor de 5°, y la aeronave en las algunas siguientes condiciones:
a) La fuerza necesaria a esta velocidad sobre el pedal del rudder no debe ser superior a 150 lbs.
b) Desde que el motor quede inoperativo , hasta que se recobre completamente el control, la aeronave no
tomará ninguna actitud peligrosa, ni el piloto necesitará una destreza, fuerza o estado de alerta excepcional
para prevenir una cambio de rumbo de más de 20°.
Se tendrá en consideración tanto la VMCA como la VMCG disminuyen cuando aumenta la T°, o la altitud por presión, es
porque aunque el rudder sea menos efectivo por la densidad del aire , el empuje de los motores disminuyen más
rápidamente.
Velocidad Vmu (Vmu):
La velocidad a la que es posible sacar la aeronave del suelo, y mantener un ángulo de subida positivo, sin que se deriven
consecuencias desastrosasen la prosecución del vuelo.
Velocidad de Rotación (Vr):
Es la velocidad a la que se debe hacer girar la aeronave alrededor del tren principal. No debe ser menor que:
a)
b)
c)
d)
La velocidad V1, y
1.05 VMCA , y debe ser una velocidad tal que permita :
Alcanzar el valor de V2 antes de los 35 pies de altura sobre la pista.
Que si la rotación de la aeronave se ejecuta con la máxima rapidez, no resulte una velocidad Vlof menor que 1.10
Vmu, con todos los motores operativos , o 1.05 Vmu con un motor inoperativo.
La Vr es una velocidad típicamente operativa, y es de gran importancia calcular bien su valor y efectuar la rotación a
esa velocidad, ni antes ni después.
Velocidad de Despegue (Lift Off Speed) Vlof :
Es la velocidad a la cual la aeronave despega el tren principal del suelo.
No tiene interés especial, ya que es la Vr la que condiciona la maniobra de irse al aire. Recordemos por las condiciones
que debe cumplir la Vr , que Vlof tiene unos márgenes sobre la Vmu.
Velocidad de Seguridad al Despegue (V2) :
Es la velocidad mínima de seguridad al despegue, teniendo un margen respecto a la VMCA.
V2 mayor o igual 1.10 VMCA
.
V2 es la mínima velocidad con la que debe efectuarse la subida inicial (2° Segmento) en caso de un motor inoperativo.
Velocidad Máxima de Neumáticos
Los neumáticos están fabricados de modo que puedan soportar como máximo una cierta velocidad, está dada en mph.
La Vr no deberá sobrepasar esta limitación de máxima velocidad de neumáticos.
RESUMEN DE LAS LIMITACIONES EN EL DESPEGUE:
El peso de despegue de la aeronave será el menor de :
a)
b)
c)
d)
e)
f)
g)
Peso máximo estructural de despegue.
Peso máximo limitado por pista.
Peso limitado por segmentos (segundo o final).
Peso limitado por obstáculos.
Peso máximo limitado por velocidad máxima de neumáticos.
Peso máximo limitado por máxima energía de frenado.
Peso máximo limitado por Vmcg.
El despegue con empuje reducido, también denominado Flexible Takeoff es posible, cuando el peso real de despegue
es menor que el máximo peso de despegue permisible para la OAT existente; en este caso los valores de V1, Vr y V2
son los correspondientes al peso real de despegue y a la Tempertura supuesta. Sin embargo , el valor de la Vmcg debe
determinarse utilizando el valor de la temperatura real.
RESUMEN DE LAS LIMITACIONES EN EL ATERRIZAJE :
El peso de aterrizaje será el menor de :
a)
b)
c)
d)
Peso máximo estructural de aterrizaje.
Peso máximo limitado por pista.
Peso máximo limitado por APPROACH CLIMB.
Peso máximo limitado por LANDING CLIMB.
Estas limitaciones de peso de aterrizaje, pueden también considerarse también como limitaciones para el peso al
despegue.