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AERODINÁMICA II - PILOTO AVIADOR COMERCIAL

AERODINÁMICA II PILOTO AVIADOR COMERCIAL

Revisión julio 2016

Avolo - Capacitación y Adiestramiento Aéreo

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Objetivo de la Materia

El alumno será capaz de comprender el origen de las fuerzas que actúan sobre una aeronave en las diferentes fases del vuelo y su relación con los ejes de movimiento de la aeronave, así mismo identificará las condiciones de vuelo críticas y conocerá los procedimientos para salir de ellas, comparando el desempeño de la aeronave en diferentes condiciones atmosféricas y reconociendo las características del vuelo subsónico y transónico.

Introducción a la aerodinámica No cabe duda de que el vuelo de las aves inspiró la mayoría de los aparatos que, a lo largo de la Historia, construyó el hombre para tratar de surcar los cielos. A pesar de las diferencias en pesos y tamaños es realmente llamativo que muchas de las soluciones adoptadas en los aviones tengan su paralelismo en las aves, y al revés, que sea posible identificar en estos mecanismos que mejoran la seguridad en vuelo que en las aeronaves se perciben como elementos de tecnología avanzada, fruto de sofisticados programas de diseño y desarrollo. Con este manual se pretende explicar, obviando los desarrollos matemáticos, las ideas físicas básicas que gobiernan el comportamiento aerodinámico de perfiles y alas de ambos, su comportamiento en las diferentes fases de vuelo y los factores que afectan a la aerodinámica de las aeronaves, inclusive veremos las dificultades del vuelo transónico y como el hombre al descubrirlas, ideó los diseños necesarios para volar a velocidades supersónicas, todo esto ofreciendo los argumentos explicativos sobre la aerodinámica de los cuerpos aerodinámicos, de forma que se comprenda el por qué de este hecho tan fascinante que es el vuelo. Ejes de Referencia de una Aeronave Todos los momentos aerodinámicos siempre se llevan a cabo alrededor de los tres ejes de la aeronave, estos son: .: Eje Longitudinal – Movimiento de Alabeo .: Eje Lateral – Movimiento de Cabeceo .: Eje Vertical – Movimiento de Guiñada

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Origen del Levantamiento Para entender el origen del levantamiento y las fuerzas que afectan al vuelo imaginemos un sistema ficticio, en el que el aire está considerado libre de fricción, si este se hace circular alrededor de una esfera, la presión estática (p) será mayor en la cara en la que primero hace contacto al igual que en la contracara, mientras que en la parte superior e inferior tendrá una presión dinámica mayor (q). Se dice entonces que el sistema está en equilibrio ya que todas las fuerzas suman cero.

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En un sistema real en el que si existe la Fuerza de Fricción sucede lo siguiente: Por efecto de la viscosidad y de esta Fuerza de Fricción la circulación de aire tiende a desacelerarse, generándose así una capa que estará en íntimo contacto con la esfera, denominada “Capa Límite” misma que afecta la distribución de la presión. De esta forma se produce la “Resistencia”, pero se sigue manteniendo el mismo valor de las presiones tanto en la parte superior como en la inferior. Para lograr una diferencia de presiones, habrá que hacer girar a esta esfera, esto genera una mayor presión dinámica (por lo tanto, menor estática) en la parte superior, ya que el viento relativo se acelera por el efecto de la rotación de la esfera siendo inverso en la parte inferior, debido a que el Viento Relativo (VR) disminuye su velocidad por efecto de la misma rotación. Al resultado de generar una circulación inducida por efecto de la rotación se le conoce como efecto “Magnus”.

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De esta forma podemos lograr un efecto similar que se produce en los perfiles aerodinámicos por la mayor velocidad del VR en la parte superior del perfil. Al igual que en la esfera, dentro de un flujo real, en el perfil aerodinámico se forma turbulencia en el borde de salida, esto como resultado de la misma diferencia de presiones. Esta resistencia se puede reducir considerablemente si la forma del cuerpo permite el paso de la masa de aire sin producir cambios bruscos en su dirección, estos cuerpos reciben el nombre de fuselados.

Los flujos que pasan por el extradós e intradós del perfil se conocen como: Up-wash: El flujo que corre desde el borde de ataque hacia el borde de salida. Down-wash: El flujo que corre en la porción del borde de salida.

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Resistencias en una aeronave En una aeronave existen 4 tipos de resistencia al avance que sumadas dan una resistencia al avance total, es decir: Dt = Da + Di + Df + Dp Resistencia Alar (Da) .: Ángulo de Ataque.- A mayor ángulo de ataque, mayor resistencia. . - En esta resistencia hay varios factores a considerar, estos son: .: Forma del perfil.- En un perfil más grueso la resistencia es mayor.

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Resistencia Inducida (Di) Esta se debe a la diferencia de presiones estáticas en el extradós y el intradós, al viajar las presiones de mayor a menor, estas se mueven hacia arriba y hacia la punta del ala, generando los llamados torbellinos de punta de ala, este se puede reducir utilizando winglets o tip tanks. Cuanto mayor es el ángulo de ataque y menor la velocidad mayor será esta resistencia.

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Es debido a esta resistencia que se forma la llamada Turbulencia de Estela (wake turbulence) que afecta en gran medida a las aeronaves de todo tipo e inclusive ha sido causa de varios accidentes, estos se pueden extender hasta 5 NM y 2000ft de altura, dependiendo de las condiciones locales y del peso de la aeronave que lo está produciendo. Por esta razón las separaciones mínimas según la OACI son las siguientes:

Así mismo en maniobras de aterrizaje y despegue se deben seguir los siguientes procedimientos:

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A.- Si se aterriza detrás de una aeronave más pesada, mantenerse por encima de la trayectoria de vuelo de esta, además de tocar después de donde lo hizo la aeronave anterior. B.- Si se aterriza detrás de una aeronave más pesada que está despegando, tocar antes del punto donde rotó la aeronave anterior. C.- Si se despega detrás de una aeronave más pesada, rotar antes de donde lo hizo la aeronave anterior. D.- Si se despega detrás de una aeronave más pesada que aterrizó, rotar después del punto en donde tocó la aeronave anterior. Si se desea más información consultar el documento anexo titulado “Wake Turbulence Avoidance”. Resistencia por Fricción (Df) Esta resistencia aumenta en proporción a la rugosidad de la superficie. (Remachado, Mala unión, Suciedad, etc.) Ésta se debe principalmente a la viscosidad del aire. Mientras la aeronave se desplaza se crea una fina película entre la superficie de ésta y el aire por el cual se mueve. A esta capa se le conoce como “capa límite”. Cuanto mayor sea la velocidad de la aeronave también será mayor esta resistencia. Resistencia Parasita (Dp) Es la producida por partes de la aeronave que no generan sustentación, como son: Las partes del avión que sobresalen (fuselaje, tren de aterrizaje no retráctil, antenas de radio, etc.), al igual que la resistencia por fricción, la resistencia parásita aumenta en función de la velocidad.

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Terminología del Perfil Alar

Cuerda.- Línea recta que une el Borde de Ataque con el Borde de Salida de un perfil alar. Línea de Curvatura Media.- Es la línea formada por los puntos equidistantes entre el extradós y el intradós, es decir, divide al perfil en dos partes iguales. Flecha Máxima.- Distancia de separación entre la cuerda y la línea de curvatura media. Espesor Máximo.- Distancia entre el extradós y el intradós en el punto de su mayor grosor. Perfil Simétrico.- Es aquel en que la cuerda coincide con la línea de curvatura media, en los perfiles simétricos para generar levantamiento se debe de tener un ángulo de ataque positivo. Perfil Asimétrico.- Es aquél en que si existe flecha y levantamiento es generado aún con ángulo de ataque cero. Perfil NACA.- Son clasificaciones dadas por la National Advisory Committee for Aeronautics (antecesor de la NASA) que constan de 4 o 5 números que muestran las dimensiones de las partes de un perfil alar (Ver carpeta JavaFoil y pagina web).

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Centro de Presión. - El punto en el cual se considera aplicada la Fuerza Resultante Aerodinámica (Levantamiento).

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Fineza Aerodinámica Ésta se define como la relación entre el Llvantamiento y la resistencia al avance, ésta nos permitirá encontrar: .: Velocidad optima de crucero .: Mejor ángulo (velocidad) de planeo

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Fórmula de levantamiento L = ½ p * V2 * CL * S Todos los valores de la fórmula son directamente proporcionales al levantamiento, recordar que, aunque todos son importantes, el que más afecta al levantamiento es la velocidad ya que es la única que va al cuadrado. ½ p (1/2 de la densidad del aire).- Este valor es el único que no puede ser cambiado por el piloto, cambia por las condiciones generales de la atmósfera y por la altitud sobre el nivel del mar. A mayor densidad el valor del levantamiento será mayor y viceversa. V2 (Velocidad Indicada).- A mayor valor de la velocidad mayor levantamiento y viceversa. CL (Coeficiente del Levantamiento).- Éste está en función a la forma del perfil alar y al ángulo de ataque de esta misma, cuanto mayor sea el ángulo de ataque mayor será el levantamiento hasta llegar al punto del Coeficiente de levantamiento máximo, ya que después de éste se producirá el desplome. Recordar que el ala se desploma siempre al mismo ángulo de ataque.

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S (Superficie Alar).- A mayor superficie alar mayor el levantamiento y viceversa, ésta se puede aumentar o disminuir con el uso de flaps y otras superficies hipersustentadoras, al cambiar la forma del perfil también provocará un cambio en el Coeficiente del Levantamiento.

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Factor de Carga Es la relación que existe entre el levantamiento y el peso de una aeronave. Su fórmula es: n= L/W Cuando la aeronave está en vuelo recto y nivelado, al ser igual el levantamiento y el peso, el factor de carga es 1, en el momento que se realiza alguna maniobra el factor de carga irá aumentando o disminuyendo en relación al levantamiento generado por el ala y el peso de la aeronave. Con esto tenemos que el factor de carga es, en realidad, el esfuerzo a la que se somete la estructura. Factor de Carga en Virajes.- En los virajes, se crea una descomposición de fuerzas, ya que el vector de levantamiento se divide en un Levantamiento Horizontal (LH) mismo que se opone a la Fuerza Centrífuga (FCF) y un Levantamiento Vertical (LV) que se opone al peso de la aeronave. Por esta razón para lograr que la aeronave produzca un levantamiento Vertical que se oponga al peso tendrá que producir un mayor levantamiento total entre mayor sea el ángulo de alabeo lo que aumentara el factor de carga.

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Factor de Carga en Recuperaciones.- En el momento de un descenso, la componente del peso actúa también en forma de tracción, si al momento de hacer la recuperación se hace de una forma rápida esta misma componente tratará de seguir la misma dirección (algo muy parecido a lo que sucede durante un viraje con la fuerza centrífuga), actuando entonces como un peso aumentado, mismo que requerirá un mayor levantamiento y provocará un mayor factor de carga. Con esta condición es muy común caer en un desplome por que la velocidad del desplome aumenta por el peso incrementado durante esta maniobra, si es necesario recobrar la aeronave, hacerlo de forma gradual para evitar factores de carga excesivos.

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Factor de Carga en Ráfagas Horizontales.- En este tipo de ráfagas, lo que se produce es un incremento en la velocidad del flujo sobre el ala, es decir produce una mayor presión dinámica sobre ésta y por lo tanto aumenta el levantamiento. Factor de Carga en Ráfagas Verticales.- La acción que tiene una ráfaga vertical sobre un perfil alar es aumentar su ángulo de ataque, de esta forma, varia el coeficiente de levantamiento y también modifica el factor de carga impuesto sobre el ala. En ambos casos, dependerá de la velocidad que tenga la aeronave, ya que las ráfagas tendrán menor o mayor efecto dependiendo de ésta. Factor de Carga Límite.- Antes de hablar de un factor de carga límite hay que tener en cuenta que en cualquier fuselaje existen dos características principales que afectan a totalidad de la aeronave: .: Rigidez.- Es la capacidad de resistir deformaciones y deflexiones. .: Resistencia.- Es la capacidad de resistir una carga. La estructura de una aeronave con el tiempo irá cambiando sus propiedades, lo que puede causar un daño en la aeronave, aunque no se supere el factor de carga límite establecido por el fabricante. Así, el factor de carga límite es el establecido por el fabricante en el cual la aeronave no sufrirá ninguna deformación ni daño si las características de rigidez y resistencia no han cambiado desde su fabricación. Factor de Carga de Ruptura.- Es aquel en donde la estructura sufre un fallo estructural completo. Al no tener un indicador de factor de carga en una aeronave, el fabricante utiliza un código de color en el velocímetro para indicar los factores de carga límites y de ruptura en función de la velocidad de la aeronave.

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ANÁLISIS DE LA ESTABILIDAD La estabilidad de una aeronave es la tendencia de mantener por sí sola una condición de vuelo determinada, no hay que confundir los términos de equilibrio y estabilidad: Equilibrio.- Es cuando la sumatoria de las fuerzas y momentos que actúan en una aeronave suman cero, como en un vuelo recto y nivelado. Estabilidad.- Es el comportamiento de una aeronave cuando es desviada de su condición de equilibrio (sin intervención del piloto). La estabilidad se divide en Estabilidad Estática y Estabilidad Dinámica. Estabilidad Estática.- Está en relación a la primera acción o respuesta de una aeronave después de haber sido alterada de su condición de equilibrio. Existen 3 tipos de estabilidad estática, estos son: A. Estabilidad estática positiva (estable).- Intenta regresar a su posición original, es decir crea fuerzas contrarias a las que lo movieron de su posición inicial.

B. Estabilidad estática neutral.- Conserva su nueva posición ya que no crea ninguna fuerza adicional.

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C. Estabilidad estática negativa (inestable).- Se aleja cada vez más de su posición original, es decir crea fuerzas que continúan el movimiento que lo alteró de su estado de equilibrio.

Estabilidad Dinámica.- Ésta se refiere a la forma en la que recupera su condición de equilibrio, es decir en la oscilación que genera al recuperarlo, por esta razón siempre se deriva de una estabilidad estática positiva. Existen 3 tipos de estabilidad dinámica: .: Estabilidad dinámica positiva.- En este tipo de estabilidad la oscilación se hace cada vez más pequeña hasta alcanzar el estado original de equilibrio.

.: Estabilidad dinámica negativa.- La oscilación de la aeronave se hace cada vez más grande, alejándose del punto original de equilibrio.

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.: Estabilidad dinámica neutral.- En este tipo de estabilidad la oscilación permanece igual con el tiempo.

Cabe destacar que un avión que sea muy estable, será poco maniobrable y viceversa, es decir para que un avión sea altamente maniobrable lo que queremos es que se pueda alterar de su condición de equilibrio fácilmente y no trate de regresar por sus propios medios a su condición de equilibrio. La estabilidad (o falta de ella) se puede dar en los tres ejes de la aeronave por lo que tendremos: .: Estabilidad Lateral .: Estabilidad Direccional .: Estabilidad Longitudinal .: Estabilidad Longitudinal.- Esta estabilidad se da alrededor del eje transversal, es decir es la estabilidad que tiene la aeronave en el movimiento del cabeceo. Un ala como tal no tiene buena estabilidad longitudinal por lo que la superficie que actúa en mayor forma para lograr esta estabilidad es el Estabilizador Horizontal, ya que éste actúa de la misma forma que un ala, generando más levantamiento con ángulos de ataque positivos (cuando la cola baja) y así regresando a la aeronave a su posición original.

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Otros factores que afectan la estabilidad longitudinal son: a)La potencia de los motores en relación a la posición que tienen estos con respecto al centro de gravedad (C.G.)

b) La posición del centro de gravedad de la aeronave con respecto al ala.

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Dependiendo de que tan largo sea el periodo de oscilación (hablando de estabilidad dinámica longitudinal) podemos tener 2 maneras básicas de oscilación: A. Fugoid.- Es un periodo largo de oscilación que se caracteriza por una amortiguación débil que es fácilmente corregido por el piloto.

B. Corto Periodo.- En este modo la amortiguación ocurre en un muy corto periodo de oscilación de cabeceo, esto producido por la alta estabilidad estática de la aeronave.

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Estabilidad Direccional.- Esta estabilidad se da alrededor del eje vertical, es decir es la estabilidad que tiene la aeronave en el movimiento de guiñada, existen dos definiciones importantes para entender la estabilidad direccional: .: Ángulo de Guiñada.- Ángulo formado entre el eje longitudinal del avión y el desplazamiento de éste.

.: Ángulo de deslizamiento.- Ángulo formado entre el eje longitudinal de la aeronave y el viento relativo.

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Aunque esta estabilidad está ligada a la lateral hay dos factores básicos para lograr una estabilidad direccional, estos son: El estabilizador vertical y la aleta dorsal. a) Estabilizador Vertical.- El objetivo principal de éste, es que la nariz siempre esté alineada con el viento relativo, aparte de contener los controles de guiñada (timón de dirección y compensadores). b) Aleta Dorsal.- Ésta se encuentra frente al estabilizador vertical, y tiene el efecto de conservar la estabilidad direccional a mayores ángulos de deslizamiento, no todas las aeronaves cuentan con esta aleta.

Existen 4 condiciones críticas en las que estos dos componentes actúan para proveer de estabilidad direccional a la aeronave: 1) Guiñada Indeseable: Ésta es causada por el alabeo, ya que el ala que sube crea más resistencia al avance (por tener mayor ángulo de ataque) y retrocede, creando así un movimiento de guiñada opuesto al viraje. 2) Recobrada de barrena: El timón direccional es el medio principal para recobrar a la aeronave de una barrena. 3) Aterrizaje y despegue con viento cruzado: Debido a que el avance de la aeronave debe mantenerse alineado con el eje de la pista, el timón direccional deberá proveer el control necesario para contrarrestar la tendencia a alinear la nariz con el viento relativo. 4) Potencia asimétrica: En caso de una falla de motor (en aeronaves de dos o más motores) el timón direccional proveerá de la corrección necesaria para mantener el avión en una actitud correcta de vuelo.

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Estabilidad Lateral.- Esta estabilidad se da alrededor del eje longitudinal, es decir es la estabilidad que tiene la aeronave en el movimiento del alabeo, aunque esta estabilidad está ligada a la direccional hay dos factores básicos para lograr una estabilidad lateral, estos son: Ángulo diedro y Flechado de Ala. a) Ángulo Diedro.- Este es el ángulo formado entre las alas y el horizonte (viendo la aeronave de frente), éste añade estabilidad aumentando el ángulo de ataque en el ala que baja aumentando su levantamiento y así contribuyendo a retomar su posición original.

b) Flechado de Ala.- Es el ángulo que tienen las alas con respecto al fuselaje (generalmente hacia atrás y visto desde arriba). Ésto ayuda a la estabilidad lateral debido a que la aeronave cuando realiza un alabeo siempre lo acompaña con una guiñada, provocando, con ésto, que presente una mayor superficie alar en el ala que baja, aumentando su levantamiento y contribuyendo a su estabilidad.

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Dependiendo de la relación que existe entre la estabilidad direccional y la lateral existen 3 condiciones de vuelo principales: 1) Divergencia direccional.- Existe cuando al iniciar un deslizamiento se crean momentos que aumentan aún más este deslizamiento. 2) Divergencia en espiral.- Existe cuando la estabilidad estática direccional es muy grande con respecto a la estabilidad lateral, es decir respecto al efecto diedro. Cuando se introduce un deslizamiento o una guiñada, la fuerte estabilidad direccional tiende a regresar la nariz del avión para enfilarlo con la dirección del viento relativo, mientras que el débil efecto del diedro no logra el regreso del avión a la posición de ala nivelada, el avión queda con el ala inclinada y se produce una espiral. 3) Dutch Roll.- Al contrario de la divergencia en espiral, el ángulo diedro es muy grande comparado con la estabilidad direccional por lo que existe un movimiento acoplado de guiñada y alabeo que puede llegar a ser incontrolable sin el uso adecuado de los controles de la aeronave (Yaw Damper).

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ANÁLISIS DEL DESPLOME El fenómeno conocido con Desplome (Stall) ocurre en una aeronave, cuando al ir incrementando el ángulo de ataque, llega el momento en que las líneas de corriente se desprenden del perfil alar. Esto se puede observar en una gráfica de CL, ya que cuando éste llega a su CL MAX se produce el desplome con su correspondiente perdida de Levantamiento y aumento en la resistencia al avance.

Nota: Recordar que una aeronave se desploma siempre al mismo ángulo de ataque sin importar la densidad, peso o altitud, sólo toma en cuenta la forma del perfil alar, por esta razón un perfil con un espesor mayor, tendrá mayor CL a bajas velocidades y un mayor CL MAX.

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Depende del diseño del ala el desplome se puede producir de forma progresiva y no en la totalidad del ala, de hecho, lo ideal es que el comience en el empotre ya que esto da una mejor indicación del desplome (por medio de una vibración en el empenaje debido al flujo turbulento) y mantiene la efectividad de las superficies de control de la aeronave, esto se logra con un ángulo de incidencia mayor en el empotre que en la punta de ala. Otros métodos para cambiar el ángulo de ataque en el cual ocurre el desplome son con el uso de: a) Generadores de Vórtice.- Éstos evitan que se produzca el desprendimiento del flujo laminar energizando el perfil y con esto aumentando el ángulo en el cual se produce el desplome y ocasionando una reducción en la VS.

b) Flaps.- Con el uso de las superficies hipersustentadoras, se obtiene un mayor levantamiento a un mismo ángulo de ataque y el desplome se produce a un ángulo mayor, esto ayuda a iniciar el desplome cerca del empotre.

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Velocidad de Desplome La velocidad de desplome es dependiente de: .: El Peso (W) .: Ángulo de Alabeo .: Superficie Alar .: Densidad del Aire .: Forma del perfil (CL) Los factores proporcionales son el Peso y el Ángulo de Alabeo, todos los demás factores son inversamente proporcionales. Efecto del ángulo de alabeo Al efectuar un viraje se produce una descomposición de la fuerza de levantamiento ya que este siempre es perpendicular a las alas. De esta forma para mantener un viraje en el que no se pierda o gane altitud hay que conservar el balance de las 4 fuerzas principales de una aeronave (W, T, D, L).

En la gráfica anterior se puede observar el por qué mientras se aumenta el ángulo de alabeo también se aumenta la velocidad de desplome de una aeronave.

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Efecto de la estela de las hélices El flujo de la estela de la hélice en una aeronave es importante cuando se vuela a baja velocidad y a gran potencia (como en un despegue). En este caso, por el flujo de la hélice, la velocidad del aire alrededor del ala aumenta la diferencia de presiones generando un levantamiento mayor, este fenómeno también nos permite evitar la separación del perfil a grandes ángulos de ataque y aumenta el CL MAX. Cuando se vuela en esta condición hay que tener especial cuidado ya que si la potencia de los motores disminuye (por una falla de motor o al retardar la palanca de la potencia), también disminuirá el levantamiento y se tendrá una separación de la capa límite del perfil ocasionando un desplome.

Efecto de la formación de hielo En caso de una formación de hielo sobre el ala, la deformación del perfil causará una pérdida del CL MAX y un aumento en el peso, aumentando consiguientemente la velocidad de desplome.

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ANÁLISIS DEL DESPEGUE El despegue de un avión se divide en 3 operaciones parciales: a) Recorrido Horizontal i. El ángulo de ataque permanece constante ii. Las ruedas del tren están en contacto con la superficie iii. La velocidad aumenta con aceleración constante b) Recorrido de Transición (Rotación) i. El ángulo de ataque aumenta paulatinamente c) Recorrido de Ascenso i. La aeronave asciende de forma constante ii. Cruza la cabecera contraria a por lo menos 50ft

Fuerzas que actúan en un despegue .: Levantamiento (L) .: Resistencia al Avance (D) .: Tracción (T) .: Peso (W)

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Resistencia por fricción de la pista en las ruedas (Ff) .: Esta fuerza es ocasionada por la fricción que ocurre entre las llantas y la pista. .: Al igual que la Resistencia por Fricción de la aeronave ésta será mayor en medida que la velocidad de la aeronave aumente y llegará a cero cuando la aeronave está detenida. .: Otro factor que interviene es el tipo y superficie de la pista al igual que el material de la rueda y el desgaste de éste.

Reacción del terreno sobre la rueda (N) .: Esta fuerza es ocasionada por el peso de la aeronave sobre la pista. .: Esta será mayor cuando el avión está detenido e irá disminuyendo conforme se aumenta la velocidad (debido a que el peso de la aeronave sobre la pista disminuye al aumentar el levantamiento). .: Se puede observar fácilmente como la diferencia entre la resistencia de un objeto cuando está detenido y la resistencia que opone cuando ya está en movimiento. Distancia de despegue La distancia de despegue está en función de la aceleración que pueda tener una aeronave y la velocidad que requiere para levantar el vuelo, es muy importante conocer este valor ya que define los requerimientos de las pistas en función de las condiciones atmosféricas y de peso de la aeronave. Generalmente la velocidad de despegue será de un 10% más de la velocidad de desplome en configuración de despegue (Vs1). Recordar que la aceleración inicial estará afectada por la diferencia entre la tracción producida por los motores de la aeronave y la suma de todas las resistencias de la aeronave.

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Efecto de los sistemas hipersustentadores en la distancia de despegue El principal propósito de las superficies hipersustentadoras es incrementar el CL a bajas velocidades y aumentar el ángulo de desplome del perfil, es debido a esto que para lograr un despegue en la menor distancia posible se requiere el uso adecuado de estos sistemas. Los 6 tipos de aletas más comunes son los siguientes:

Nota: Si despegáramos con Full Flaps la velocidad para lograr un levantamiento que supere al peso de la aeronave será baja, pero la resistencia al avance será demasiada y no permitirá a la aeronave acelerar para salir del efecto suelo.

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Si despegáramos sin Flaps se tendría una baja resistencia, pero se necesitaría mucho mayor velocidad para lograr un levantamiento suficiente por lo que se consumiría más pista. De lo anterior se deriva la necesidad de siempre revisar el POH de la aeronave para saber las posiciones de Flaps recomendadas por el fabricante para el despegue.

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Otro dispositivo hipersustentador que nos ayuda a prevenir la separación de la capa límite a altos ángulos de ataque son las aletas de borde de ataque (Slats). Las más comunes son: 1. Ranura Fija.- En este tipo el slat/slot no se puede mover y siempre permanece abierto, esto reduce el peso de la aeronave y aumenta su capacidad para despegar y aterrizar en un campo corto, pero aumenta su resistencia al avance en crucero. Un ejemplo es el Zen Air CH -701 STOL.

2. Ranura Móvil.- En este tipo la ranura se puede cerrar o abrir según se requiera a criterio del piloto, esto aumenta el peso de la aeronave al necesitar un sistema para operar los slats, pero mejora el rendimiento de la aeronave en la fase de despegue/aterrizaje y en crucero. La mayoría de los aviones comerciales incorpora este sistema.

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3. Ranura Automática.- En este tipo la ranura se puede abrir y cerrar, pero no a criterio del piloto, es decir, ésta opera de forma automática cuando la velocidad es baja y se retrae por la fuerza del viento relativo cuando la velocidad aumenta. Este tipo de ranura disminuye el peso y mejora el rendimiento en el despegue y crucero de la aeronave, sin embargo, imposibilita el uso manual de estas superficies de control si así es requerido. Un ejemplo de este sistema es el Sabreliner.

4. Control de capa límite por aspiración.- En este tipo el aire es succionado a través de pequeños orificios en el extradós evitando la separación de la capa límite a altos ángulos de ataque y con esto aumentando el CL MAX con sus respectivas ventajas, la desventaja es que requiere de bombas de succión y tuberías a lo largo del ala que son propensas a obstrucciones. Un ejemplo de este tipo de sistema es el F-16-XL.

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Efecto suelo (Ground Effect) Este fenómeno se aprecia mejor en una aeronave que está en la fase de aterrizaje y es descrito por los mismos pilotos como una sensación de que la aeronave flota o se mueve en un colchón de aire que se forma entre el ala y el terreno. La consecuencia de este efecto es incrementar el levantamiento y hacer más “difícil” el aterrizaje. Sin embargo, no existe tal colchón de aire manteniendo el avión flotando, lo que sucede es, en realidad, que el terreno parcialmente bloquea los torbellinos de punta de ala y disminuye el flujo descendente del ala (Down wash). Esta reducción incrementa el ángulo de ataque, por lo que produce más levantamiento y menos resistencia al avance. Este efecto se empieza a producir cuando se está a una distancia de una semi-ala del terreno e irá incrementando en medida que se acerque el ala al mismo.

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Efecto del peso en la distancia de despegue El peso de la aeronave afecta a la carrera de despegue debido a la necesidad de generar mayor levantamiento para vencer al peso aumentado, ésto sólo se puede hacer con una mayor velocidad por lo que la distancia de despegue aumenta directamente con el peso de la aeronave. Efecto del viento en la distancia de despegue Los vientos que afectan a esta distancia solo se consideran que son los vientos de frente y los vientos de cola, un viento de frente ofrece la condición más deseable ya que la velocidad de despegue se alcanza más rápido y a una velocidad con respecto al terreno (GS) menor acortando con esto la distancia de despegue y siendo lo contrario para un viento de cola. Por otra parte el uso de Flaps se debe de restringir cuando existe una condición de viento de cola ya que ofrecen una mayor superficie aerodinámica al viento entre mayor sea el ángulo de ataque con el consecuente descenso de altitud. Efecto de la pendiente de la pista Cuando la pendiente de la pista es hacia abajo, la componente del peso del avión se suma a la fuerza de tracción durante el despegue, y cuando la pendiente es hacia arriba ésta se suma a la componente de la resistencia al avance dificultando así su aceleración. Para efectos prácticos se dice que si la pista tiene una pendiente del 1% esta actuará agregando o restando, según sea el caso, 1% al peso de la aeronave.

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Efecto de la elevación densimétrica en la distancia de despegue Ésta es la altitud a la cual, con determinados valores de presión y temperatura, la aeronave se estará desarrollando conforme a ISA, es decir un aumento en la temperatura o presión conforme a los valores de ISA ocasionara un aumento en la distancia de la pista requerida para despegue, ya que disminuye la tracción y aumenta la TAS. Corrección por viento cruzado en despegue Durante un despegue se debe corregir por la acción del viento cruzado de la siguiente forma: Una vez que la aeronave comienza el ascenso hay que recordar que el peso de la aeronave se suma a la resistencia al avance como indica la siguiente gráfica:

Por lo que, para lograr un ascenso es necesario, primero, generar más levantamiento que el peso de la aeronave, y en segundo término que la potencia exceda a la resistencia al avance total (con la componente del peso de la aeronave incluida)

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ANÁLISIS DEL ATERRIZAJE El aterrizaje de un avión se compone de 3 etapas, estas son: a) Distancia de Planeo 1. Se cruza la cabecera a 50ft,a una velocidad y ángulo constantes. 2. Se corta la potencia de los motores para iniciar el planeo b) Distancia de Transición (Flare) 1. El ángulo de ataque aumenta paulatinamente c) Distancia de Aterrizaje 1. Las llantas del tren entran en contacto con la pista 2. La velocidad disminuye constantemente Lo ideal para un aterrizaje seguro es completar estas 3 etapas en el 70% de la pista disponible quedando 30% para cualquier imprevisto.

Fuerzas que actúan en un aterrizaje Para un aterrizaje actúan las mismas fuerzas que en despegue, las cuales son: .: Levantamiento (L) .: Resistencia al Avance (D) .: Tracción (T) .: Peso (W) .: Resistencia por fricción de la pista en las ruedas (Ff) .: Reacción del terreno sobre la rueda (N)

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La diferencia radica que en un aterrizaje lo que se quiere lograr es la paulatina reducción de velocidad con lo que en muchas aeronaves se utilizan métodos para aumentar la resistencia al avance o destruir el levantamiento, como es el caso de los spoilers los cuales destruyen la aerodinámica del perfil separando la capa límite y eliminando la diferencia de presiones, logrando con esto una mayor fuerza normal sobre las llantas para hacer más eficaz el uso de los frenos.

Por otra parte, los spoilers también se pueden usar para las siguientes condiciones: Control Lateral.- En este caso son usados para disminuir aún más el levantamiento que con el simple uso de los alerones en el ala que baja, de esta forma se puede virar a una mayor velocidad rotacional o si la velocidad de la aeronave es baja (como en un aterrizaje), permite tener un mejor control lateral. Disminución de la velocidad en vuelo.- Los spoilers (también llamadas aletas anti sustentadoras o speedbrakes) son eficaces para reducir la velocidad ya que incrementan la resistencia al avance, y por otro lado al reducir el levantamiento hacen necesario un mayor ángulo de ataque para no descender lo que aumenta aún más la resistencia de la aeronave. En aeronaves que no cuentan con spoilers, al momento del toque se retraen los Flaps para lograr el mismo efecto (disminuir el levantamiento).  Nota: No operar los frenos hasta asegurar que el avión este completamente en contacto con la pista para prevenir bloquear las llantas que puede ocasionar un despiste. Otra forma de reducir la distancia de aterrizaje, es con el uso de las reversas, ya sea con paso de hélice reversible o con sistemas de reversa en aeronaves turborreactoras, esta fuerza de tracción se suma entonces a la resistencia ayudando a frenar a la aeronave.

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Distancia de aterrizaje La distancia de aterrizaje está en función de la velocidad a la cual se hace la aproximación, al peso de la aeronave que opondrá una resistencia al frenado (por la aceleración de la masa de esta) y a la desaceleración que pueda producir con el uso de sus motores y frenos. Generalmente la velocidad de aterrizaje será de un 30% más de la velocidad de desplome en configuración de aterrizaje (Vs0 Recordar que la desaceleración estará afectada por la tracción producida por los motores de la aeronave y la suma de todas las resistencias de la aeronave). Efecto de los sistemas hipersustentadores en la distancia de aterrizaje El principal propósito de las superficies hipersustentadoras es incrementar el CL a bajas velocidades y aumentar el ángulo de desplome del perfil, es debido a esto que para lograr un aterrizaje en la menor distancia posible es necesario el uso adecuado de estos sistemas.

Los aterrizajes con Full Flaps nos permiten tener la menor velocidad en nuestro aterrizaje reduciendo con eso considerablemente la distancia total de aterrizaje, sin embargo, debemos recordar que una menor velocidad también reducirá la efectividad de los controles de vuelo. Los aterrizajes sin Flaps tendrán que hacerse con una mayor velocidad y ángulo de ataque, aunque las superficies de control tendrán mejor efectividad por la velocidad consumiremos también más distancia de pista, por lo que es importante ajustar los Flaps recomendados por el fabricante en el POH para cada situación en especial. Efecto del peso en la distancia de aterrizaje El peso de la aeronave afecta a la carrera de aterrizaje debido a la masa de la aeronave que tiene que ser desacelerada y la inercia que ésta posee, por otra parte, también es necesario aumentar la velocidad de aproximación para generar el levantamiento suficiente para contrarrestar al peso. A mayor peso, mayor será la distancia de aterrizaje.

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Efecto del viento en la distancia de aterrizaje Los vientos que afectan a esta distancia sólo se consideran que son los vientos de frente y los vientos de cola, un viento de frente ofrece la condición más deseable ya que la velocidad de reduce la velocidad con respecto a la tierra (GS) disminuyendo así, la carrera de aterrizaje, mientras que un viento de cola ocasionará una mayor velocidad GS y una mayor distancia de aterrizaje. Por otra parte, el uso de Flaps se debe de restringir cuando existe una condición de viento de cola ya que ofrecen una mayor superficie aerodinámica al viento entre mayor sea el ángulo de ataque con el consecuente descenso de altitud. Efecto de la pendiente de la pista Cuando la pendiente de la pista es hacia abajo la componente del peso del avión se suma a la fuerza de tracción durante en el despegue, y cuando la pendiente es hacia arriba ésta se suma a la componente de la resistencia al avance dificultando así su aceleración. Para efectos prácticos se dice que si la pista tiene una pendiente del 1% ésta actuará agregando o restando, según sea el caso, 1% al peso de la aeronave.

Efecto de la elevación densimétrica en la distancia de aterrizaje Ésta es la altitud a la cual, con determinados valores de presión y temperatura, la aeronave se estará desarrollando conforme a ISA, es decir un aumento en la temperatura o presión conforme a los valores de ISA ocasionara un aumento en la distancia de la pista requerida para aterrizar, ya que aumenta la TAS. Corrección por viento cruzado en aterrizaje Producto del estabilizador vertical, la aeronave tendrá la tendencia a enfilarse hacia el viento relativo, además de que esta componente de viento horizontal ocasionará que tengamos un avance lateral con respecto a la pista, haciendo necesario aproximarse siguiendo una de las 3 técnicas para una aproximación con viento cruzado.

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Estas 3 técnicas se pueden encontrar en el anexo titulado como “Crosswind”

ANÁLISIS DEL VIRAJE A diferencia del vuelo recto y nivelado en un viraje, existen 2 fuerzas adicionales, estas son la fuerza centrípeta y la fuerza centrífuga. .: La fuerza centrífuga es la fuerza que tiende a alejar a la aeronave del viraje coordinado, es decir que tiende a derraparla, para evitar este viraje es necesario contra actuar esta fuerza mediante la fuerza centrípeta. .: La fuerza centrípeta la podremos lograr mediante un levantamiento Horizontal.

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Además de las fuerzas antes mencionadas, también existe una fuerza adicional, producto de la descomposición del levantamiento, ésta es llamada levantamiento vertical, y será la que se oponga al peso (como se vio en factor de carga en virajes). Para tener un mejor concepto del levantamiento que se necesita lograr en relación al peso y al ángulo de alabeo utilizaremos la siguiente fórmula trigonométrica: L = W / Cos β  En donde: L= Levantamiento requerido W= Peso de la aeronave Cos= Coseno del ángulo de alabeo Observando la fórmula tenemos que, a mayor ángulo de alabeo, tendremos que producir mayor levantamiento para que la aeronave conserve el equilibrio. Radio de Viraje El radio de viraje será proporcional a los siguientes factores: .: Ángulo de alabeo.- A mayor ángulo de alabeo menor el radio de viraje (siempre y cuando no se supere el factor de carga límite o es alcance el ángulo de CL MAX). .: Velocidad de la aeronave.- A menor velocidad menor el radio de viraje. .: Peso de la aeronave.- A mayor peso, mayor radio de viraje. Acción del viraje sobre el desplome Anteriormente se expresó que la velocidad de desplome aumenta en con respecto al levantamiento necesario por el ángulo de alabeo. En otras palabras, si aumenta el ángulo de alabeo tendrá que existir un aumento en el levantamiento (con ángulo de ataque) y por lo tanto aumentará la velocidad de desplome. Esta variación es pequeña cuando los ángulos de alabeo son menores de 30º, pero por encima de los 45º, la velocidad de desplome aumenta considerablemente. Por lo anterior deben evitarse los virajes ceñidos a velocidades de translación bajas ya que esto producirá un desplome y seguramente una barrena. Existen 3 límites en una aeronave que determinaran a qué ángulos de alabeo y a qué velocidades será posible efectuar los virajes estos son: .: Límite Aerodinámico.- Este es dado por el CL MAX .: Límite de Potencia.- Dado que la potencia disminuye con la elevación llegará la altitud a la cual por razones de potencia a la aeronave ya no lo sea posible cumplir con el requisito de velocidad para efectuar un viraje sin alcanzar la velocidad de desplome de un perfil alar, ya que éste indica el ángulo en el cual sucede el desprendimiento de la capa límite y será relación directa de la velocidad de desplome.

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.: Límite Estructural.- Éste es dado por el factor de carga límite de una aeronave, ya que dependiendo de la velocidad a la cual se haga el viraje, el levantamiento producido puede ser tal que supere el levantamiento máximo permitido por la estructura de la aeronave.

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ANÁLISIS DEL PLANEO En un planeo se considera que el motor ya no está produciendo tracción, por esta razón la aeronave tiende a mantener una trayectoria descendente siguiendo un ángulo de planeo, este es el ángulo que se forma entre la trayectoria de una aeronave y la horizontal.

En un planeo actúan la fuerza de Levantamiento (L), Resistencia al Avance (D) y Peso (W). Al no existir la tracción, la única forma para evitar que disminuya la velocidad es con una componente horizontal del peso misma que se suma a la tracción igualando así, a la resistencia al avance de la aeronave.

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Recordar que el ángulo (o velocidad de planeo) estarán dados por las características de cada perfil y de configuración de la aeronave, mismas que se pueden observar en una gráfica de fineza aerodinámica.

De esta forma la distancia horizontal que se puede alcanzar está en función de la altura sobre la superficie de la aeronave y la relación de planeo de ésta, siendo totalmente independiente del peso de la aeronave, ya que un mayor peso sólo aumentaría la velocidad del planeo, pero el ángulo permanecería constante.

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Influencia del viento sobre la distancia de planeo Un viento de frente ocasionará que el ángulo de planeo aumente, disminuyendo así la distancia total de planeo, mientras que un viento de cola tendrá el efecto contrario, nunca tratar de extender la distancia de planeo con un mayor ángulo de ataque, pues ésto sólo provocará mayor resistencia y disminuirá la distancia total. ANÁLISIS DEL VUELO DE CRUCERO Para un vuelo de crucero, las cuatro fuerzas principales de una aeronave deben estar en equilibrio, por lo que, si queremos lograr una misma velocidad la tracción debe de igualar a la resistencia al avance total de la aeronave, ésta última es la que define la cantidad de tracción requerida para mantener el vuelo de crucero.  Como hemos visto la resistencia al avance total está compuesta por la suma de las resistencias parasita (DP y DF) e inducidas (DA y DI), éstas son afectadas por la velocidad de la siguiente forma:

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En la gráfica podemos observar que cuando se aumenta la velocidad de la aeronave, la resistencia parasita aumenta, cuando se disminuye, la velocidad la resistencia inducida es la que aumenta, como resultante de estas dos líneas tenemos la resistencia total que es la que hay que vencer con la potencia de los motores de la aeronave, es decir con Tracción. La siguiente grafica ejemplifica que la tracción disponible es muy elevada a bajas velocidades y disminuye cuando aumenta la velocidad de la aeronave, por otra parte, cuando aumenta la velocidad también aumenta la tracción requerida.

En los motores la variación de la potencia está relacionada con el efecto de la presión atmosférica, ya que la densidad de oxígeno disminuye conforme aumenta la altitud, afectando con esto la combustión y la potencia total que puede entregar el motor, para darse una mejor idea de este efecto en un motor aspirado naturalmente (sin turbo cargador) la potencia indicada disminuye un 3% por cada 1,000 ft de altitud. De la misma forma una variación de la temperatura afectará de la misma forma al motor, ya que al tener mayor temperatura la densidad de la presión atmosférica también disminuye. Por otra parte, al reducirse la presión atmosférica también se reduce la resistencia al avance total, reduciendo la cantidad de potencia requerida para mantener una cierta velocidad de crucero, es por esta razón que las aeronaves obtienen un mejor rendimiento cerca de su techo de servicio, recordar estas dos definiciones importantes:

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.: Techo de servicio.- La altitud a la cual, a potencia nominal, la aeronave todavía logra un ascenso de 100 ft/min. .: Altitud Crítica.- La altitud a la cual, a potencia nominal, la aeronave no produce ningún ascenso. Esta misma relación es la que afecta los conceptos de radio de acción (distancia) y autonomía (tiempo de vuelo), ya que para obtener el mejor rendimiento de una aeronave existen dos caminos: 1. Obtener la máxima distancia de vuelo para una carga determinada de combustible. 2. Obtener una distancia fija para un mínimo consumo de combustible. Tomando en cuenta esto, resulta conveniente definir el radio de acción específico: Radio de acción especifico= Millas Náuticas / Lbs. de combustible Otro aspecto importante del vuelo de crucero es el uso de los alerones, éstos proveen de los momentos necesarios para realizar el alabeo. La mayoría de las aeronaves comerciales poseen dos alerones por semi-ala, uno interior situado cerca del empotre y otro más exterior situado cerca de la punta de ala, esto es debido a la necesidad de aumentar el control a bajas velocidades, pero una vez en vuelo de crucero, el alerón exterior deja de operar y sólo se usa el alerón interior. Si se usara el alerón exterior podría causar un sobre control por estar situado en la punta del ala aparte de la tendencia a torcer el ala debido a las cargas que se sometería la punta. Superficies de Control

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1. Winglet 2. Alerón de baja velocidad 3. Alerón de alta velocidad 4. Fuselado del mecanismo del flap 5. Krueger Flaps 6. Slats 7. Flaps internos 8. Flaps externos 9. Spoilers de vuelo 10. Spoilers de tierra

Efecto del peso en el radio de acción Un aumento en el peso de la aeronave aumenta la resistencia al avance y la potencia requerida ya que hay que lograr un mayor levantamiento con el aumento de ángulo de ataque y/o velocidad. En un vuelo de larga duración el peso de la aeronave irá cambiando mientras se consume el combustible, de esta forma, aunque la velocidad de crucero permanece constante, lo que se va cambiando es la altitud del vuelo de crucero, esto tiene el nombre de Step-Climb, pero en forma general se puede decir que, a mayor peso, mayor es el consumo de combustible, por lo tanto, menor es el radio de acción.

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ANÁLISIS DEL VUELO SUPERSÓNICO Con el desarrollo de motores cada vez más potentes, las velocidades máximas de las aeronaves fueron aumentando, no así el diseño de la misma aeronave, por lo que se empezó a reconocer que el aire se empieza a comprimir en medida que se acerca la aeronave a la velocidad del sonido. (La velocidad del sonido es de 1,225 Km/Hr a nivel del mar y en condiciones de ISA). Cerca de la velocidad del sonido esta compresión causa cambios en el comportamiento del aire sobre la aeronave, como la velocidad del sonido cambia con la densidad del aire, se hizo necesario tener una unidad de medida en relación a la velocidad del sonido que llevará una relación entre la velocidad de la aeronave y la velocidad del sonido, ésta se llamó número Mach, en donde Mach 1.00 corresponde a la velocidad del sonido. Partiendo de esta velocidad, existen 4 regímenes de vuelo: .: Vuelo subsónico.- Es cuando el flujo a lo largo de toda la aeronave no alcanza la velocidad del sonido (< 0.75 Mach). .: Vuelo transónico.- Es cuando parte del flujo de la aeronave alcanza velocidades supersónicas mientras que el resto permanece en velocidades subsónicas (0.75 a 1.2 Mach). En esta área ocurre la mayor parte de las complicaciones. .: Vuelo supersónico.- Es cuando toda la aeronave se encuentra con flujo supersónico (de 1.2 a 5.0 Mach). .: Vuelo Hipersónico.- Ocurre por arriba de 5.0 Mach. La forma del ala es de fundamental importancia dependiendo del régimen de vuelo en donde se desarrolle la aeronave, en las aeronaves subsónicas el borde de ataque es redondeado, la superficie superior curva y el borde de salida es afilado, de esta forma se produce el levantamiento necesario para el vuelo, cuando el flujo comienza a ser supersónico este diseño de ala es ineficaz al grado de producir un desplome del perfil por alta velocidad (Shock Stall). Como habíamos comentado en el régimen de vuelo transónico es donde ocurre la mayor parte de las dificultades, ya que, conforme el aire empieza a comprimirse se forman ondas de presión, que no son más que el límite entre masas de aire con diferentes características de presión y temperatura, éstas se forman porque el aire al tratar de seguir la forma del objeto empieza a comprimirse al grado de demorar su paso a través de este. En aeronaves no preparadas para el vuelo supersónico ocurre el siguiente fenómeno que produce el desplome por alta velocidad:

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Cuando se empieza a desarrollar la onda de presión también genera más turbulencia en la parte trasera del perfil ocasionando un fenómeno conocido como High Speed Buffet, esto genera vibraciones que se pueden sentir en el estabilizador horizontal. Si la velocidad de la aeronave continúa aumentando producen un desplazamiento del centro de presión del ala, lo cual tiende a producir una inclinación de la nariz hacia abajo, llamado tuck under, en las aeronaves modernas se reduce este efecto incorporando un compensador de Mach (Mach Trim) que actúa sobre el estabilizador para evitar el momento de nariz abajo. Un método para aumentar la velocidad a la cual ocurre este desplome es con el flechado de ala, sin embargo, este diseño origina el llamado alabeo del holandés que se había visto anteriormente. En aeronaves preparadas para un vuelo supersónico la onda de choque se puede observar por la condensación de la humedad atmosférica, sin embargo, el vuelo se puede continuar sin problemas, en el momento en el que esta onda de choque se rompe y la aeronave por completo se encuentra a velocidad supersónica es que ocurre el estampido sónico, el volúmen del estampido es función de la distancia entre la aeronave y el observador, la velocidad y la forma de la aeronave.

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Cuando la velocidad es reducida de supersónica a subsónica, la onda de choque toma el nombre de onda normal de presión, y esto se puede ver fácilmente en la bala de un rifle.

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