2.1 FUERZAS Y MOMENTOS QUE ACTUAN SOBRE UN AVIÓN

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INDICE

MÓDULO I

1.1 LA ATMOSFERA

1.1.1 Definición

1.1.2 Atmósfera Estándar o Tipo

1.1.3 Características de la atmósfera estándar

1.2 MECÁNICA DE FLUIDOS

12.1Definición de fluido 12.2 Flujo laminar 12.3 Capa límite 12.4 Flujo turbulento

1.3 PRESIÓN

1.3.1 Definición de presión 1.3.2 Tipos de presión

1.4 DENSIDAD

1.5 TEOREMA DE BERNUOLLI

1.6 EFECTO MAGNUS

MODULO II

2.1 FUERZAS Y MOMENTOS QUE ACTUAN SOBRE UN AVIÓN

2.2 Peso 2.3 Tracción 2.4 Levantamiento 2.5 Fuerza

2.6 Cuerda Aerodinámica Media 2.7 Viento relativo

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2.7.1 Ángulo de ataque

2.7.2 Ángulo de incidencia 2.7.3 Ángulo de flechado

2.8 Fuerza aerodinámica resultante 2.9 Centro de presión

2.10 Factores del levantamiento 2.10.1 Altitud presión 2.10.2 Superficie alar 2.10.3 Coeficiente de levantamiento 2.10.4 Velocidad 2.10.5 Dirección de levantamiento 2.10.6 Angulo de desplome 2.10.7 Resistencia al avance 2.10.8 Resistencia alar

2.10.9 Factores de la resistencia alar

2.10.11 Coeficiente de resistencia alar 2.10.12 Resistencia parásita

2.10.13 Resistencia inducida

2.10.14 Factores de resistencia parásita 2.10.15 Placa plana equivalente

2.10.16 Resistencia inducida

2.10.17

Resistencia de rozamiento

MÓDULO III

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SISTEMAS HIPERSUSTENTADORES

3.1 Aletas de ala (Flaps) 3.2 Ranuras (Slat-Slot) 3.3 Equilibrio y Estabilidad 3.4 Equilibrio

3.5 Estabilidad

3.5.1 Estabilidad estática

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3.5.1.2 Estabilidad estática neutra

3.5.1.3 Estabilidad estática negativa 3.5.2 Estabilidad dinámica

3.5.2.1 Estabilidad dinámica positiva 3.5.2.2 Estabilidad dinámica neutra 3.5.2.3 Estabilidad dinámica negativa 5.5.2.4 Angulo diedro

MÓDULO IV

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ÓRGANOS DE MANDO Y GRUPOS DE SUPERFICIES DE

CONTROL DE OPERACIONES

6.5 Órganos de mando 6.6 Cuernos o volante 6.7 Pedales 6.8 Aletas compensadoras MÓDULO V 7

MANIOBRAS DE VUELO

7.5 Descenso 7.6 Planeo 7.6.2 Angulo de planeo 7.7 Viraje

7.7.2 Alabear para girar 7.7.3 Relación de viraje 7.7.4 Fuerzas en un viraje

7.7.5 Componente vertical de sustentación 7.7.5.1 Componente horizontal de sustentación 7.7.6 Fuerza centrífuga 7.7.7 Peso 7.7.8 Factor carga MÓDULO VI

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DESPLOMES Y BARRENAS

8.7 Desplomes 8.7.1 Definición

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8.7.2 Causa de los desplomes

8.7.3 Diagnóstico de desplomes 8.8 Velocidades

8.9 Barrenas

8.9.1 Recuperación de un desplome y barrena

MÓDULO VII

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HIDROPLANEO

7.1 7.2 7.3 7.4

1. LA ATMOSFERA

ATMOSFERA

Se define como, la capa gaseosa que envuelve a la Tierra y que está compuesta por una mezcla de Nitrógeno y gases raros.

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Para su estudio, la atmósfera se divide en varias capas en las que se considera como factor principal la variación de la temperatura.

De las capas de la atmósfera la más importante es la tropósfera ya que en ella se realizan la mayoría de los vuelos y se generan la mayor parte de los fenómenos meteorológicos.

ATMOSFERA ESTÁNDAR O ATMOSFERA TIPO

Atmósfera ficticia creada por el hombre donde a cada valor de altitud corresponderá un solo valor de presión, temperatura y densidad y que a diferencia de la atmósfera real, los valores de esta no cambian con el tiempo y permanecen constantes.

CARACTERISTICAS DE LA ATMOSFERA ESTÁNDAR O TIPO

1. La temperatura del aire a nivel del mar es de 15°C 2. El nivel cero será el nivel del mar

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4. La presión atmosférica al nivel medio del mar (N.M.M.) será de 29.92 pulgadas de Hg o 1013.25mb.y que por cada 1000 pies la presión decrece 01 pulgada hasta los 10,000 pies y de los 10,000 a los 20,000 la presión decrece ¾ de pulgada, de los 20,000 a los 30,000 pies decrece ½ pulgada y desde los 30,000 pies el decrecimiento es logarítmico.

5. El aire se comporta como gas perfecto y absolutamente seco 6. La temperatura en la tropopausa será de <56°F

7. La temperatura pierde 02°C por cada 1000 pies hasta los 10,000 pies

2. MECANICA DE FLUIDOS

DEFINICIÓN DE FLUIDO

Materia, capaz de fluir.

La materia existe en tres formas o estados diferentes, sólido, líquido; y gaseoso, según la magnitud de los lazos de unión que existe entre sus

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moléculas, que van desde una unión muy fuerte en los sólidos, que hace que tengan un volumen definido, hasta una unión tan débil en los gases que hace que su volumen sea indefinido, adaptando la forma del recipiente que los contiene.

Los tres parámetros que definen el estado de un fluido son: Densidad;

Presión; y Temperatura.

FLUJO LAMINAR

Cuando el movimiento del aire dentro de la capa límite es en forma de capas paralelas, se la denomina flujo laminar.

CAPA LÍMITE

Zona existente alrededor de un cuerpo que se desplaza por un fluido en la cual la velocidad del fluido respecto al cuerpo varía desde cero hasta el 99% de la velocidad de la corriente exterior.

Cuando un fluido fluye sobre una superficie, debido a la fricción, la capa más cercana a la superficie se detiene completamente. Encima de esta capa se forman otras, cada una de las cuales tiene menos fricción que la

anterior y por tanto mayor velocidad. Así hasta que a partir de una capa concreta no hay fricción y las capas tienen la velocidad libre del fluido.

Al conjunto de líneas de corriente (trayectoria seguida por una partícula en un fluido) que van desde la que tiene velocidad cero (la más cercana al ala)

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hasta la que tiene velocidad libre se le llama capa límite, y a la distancia entre la primera y el último espesor de la capa límite.

FLUJO TURBULENTO

Tiene cambios de dirección muy marcados, por lo que se forman remolinos y turbulencias.

3. PRESIÓN

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La presión puede definirse como la fuerza por unidad de área o superficie.

TIPOS DE PRESION

Existen diferentes tipos de presión al hablar de la aerodinámica:

• PRESIÓN ESTÁTICA: Es la que tiene un fluido, independientemente de la velocidad del mismo, también se le conoce como presión quieta de la atmosfera.

• PRESIÓN DINÁMICA: También conocida como presión de impacto. Se puede decir que cuando los fluidos se mueven en un conducto, la inercia del movimiento produce un incremento adicional de la presión estática al chocar sobre un área perpendicular al movimiento.

• PRESIÓN TOTAL: Es la suma de la presión estática más la presión dinámica y es constante en cualquier punto de un fluido.

4. DENSIDAD

Se define como el cociente entre la masa de un cuerpo y el volumen que ocupa.

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La densidad es una característica de cada sustancia. Nos vamos a referir a líquidos y sólidos homogéneos. Su densidad, prácticamente, no cambia con la presión y la temperatura; mientras que los gases son muy sensibles a las variaciones de estas magnitudes.

La densidad de aire, es la masa de aire ocupada por la unidad de volumen. Rho = masa / volumen

La masa específica varía con la altitud y con la temperatura, disminuyendo siempre con el incremento de cualquiera de los dos factores.

La masa específica varía inversamente a la altitud: • A mayor altitud menor masa específica • A menor altitud mayor masa específica

5. TEOREMA DE BERNOULLI

El teorema afirma que la energía total de un sistema de fluidos con flujo uniforme permanece constante a lo largo de la trayectoria de flujo.

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La manera que se comprueba dicho teorema es, hacer pasar fluido a través de un tubo Venturi (tubo de sección variable) y se colocan medidores al principio, en medio y al final.

6. EFECTO MAGNUS

Es el nombre dado al fenómeno físico por el cual la rotación de un cuerpo afecta a la trayectoria del mismo a través de un fluido, en particular, el aire. Es producto de varios fenómenos, incluido el principio de Bernoulli y el proceso de formación de la capa límite en el fluido situado alrededor de los cuerpos en movimiento.

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Un avión es un cuerpo tridimensional que se mueve en el espacio alrededor de tres ejes que son:

• Eje longitudinal = X = Alabeo o banqueo

• Eje transversal = Y = Cabeceo

• Eje Vertical = Z = Guiñada

El eje longitudinal se extiende a lo largo del fuselaje.

El eje transversal se extiende a lo largo de las alas o sea de punta de ala a punta de ala.

El eje vertical pasa a través del fuselaje en el cruce de los ejes transversal y longitudinal.

Las resultantes de las diferentes fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo recto y nivelado son:

W.- Peso T.- Tracción L.- Levantamiento D.- Resistencia al avance

PESO

Es la fuerza activa a la que está sujeto un cuerpo debido a la atracción terrestre. Para la aerodinámica según la segunda ley de Newton, el peso de un cuerpo es igual al producto de la masa por la aceleración de la gravedad (W).

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CENTRO DE GRAVEDAD

Es el punto donde se considera concentrado su peso. Esto implica que si se cuelga el avión sobre su centro de gravedad podrá adoptar cualquier posición.

TRACCIÓN

Es la fuerza de tracción o empuje que proporcionan el motor o los motores de un avión, hace que este se desplace (T).

T= m x a.

LEVANTAMIENTO O SUSTENTACION:

El levantamiento es la fuerza originada en el ala. Por ser muy pequeño el levantamiento producido por el fuselaje y empenaje se desprecia su valor. La fuerza que hace posible el vuelo, llamada levantamiento o sustentación, se debe a la diferencia de presiones que actúa sobre las alas del avión, producida por su movimiento en el seno del aire.

Para conocer y analizar el origen del levantamiento se necesitan entender las siguientes definiciones:

• PERFIL ALAR: El perfil alar es una sección transversal del ala, diseñada para obtener las mejores características aerodinámicas.

• CUERDA GEOMÉTRICA O CUERDA AERODINÁMICA: Es la línea recta que une el punto delantero del borde de ataque con el punto trasero del borde de salida de un perfil alar.

• BORDE DE ATAQUE: Parte delantera del perfil en donde incide la corriente.

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• BORDE DE SALIDA o BORDE DE FUGA: Parte posterior del perfil por donde sale la corriente.

• EXTRADOS: zona superior del perfil entre el borde de ataque y el de salida.

• INTRADOS: zona inferior del perfil entre el borde de ataque y el de salida.

CUERDA AERODINÁMICA MEDIA O C.A.M.

La CAM es algo más compleja de calcular debido a que la mayoría de las alas varían en cuerda a lo largo de su envergadura, volviéndose estrechas hacia los extremos, lo que significa que mucha mayor sustentación es obtenida en las áreas alares mayores cercanas al fuselaje y la CAM muestra el punto donde se establece la cuerda que tiene esto en cuenta.

VIENTO RELATIVO

Es la magnitud y dirección de la velocidad de las líneas de corriente del aire, con sentido contrario al movimiento del perfil alar antes de ser afectados por dicho perfil.

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ÁNGULO DE ATAQUE

El ángulo de ataque, es el ángulo formado por la línea de la cuerda geométrica y la dirección del viento relativo.

ÁNGULO DE INCIDENCIA

Es el ángulo formado entre el eje longitudinal del avión y la cuerda geométrica.

ÁNGULO DE FLECHADO

Es el ángulo formado entre el eje longitudinal del avión y el borde de ataque de las alas.

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FUERZA AERODINÁMICA O FUERZA AERODINÁMICA TOTAL O

FUERZA RESULTANTE AERODINÁMICA

Es la resultante de dos fuerzas que desempeñan un papel importantísimo, estas son, la sustentación y la resistencia al avance.

CENTRO DE PRESIÓN

Se denomina Centro de Presiones o Centro Aerodinámico al punto teórico del ala donde se considera aplicada toda la fuerza de sustentación, este punto se considera que está en la cuerda aerodinámica y a 25% del borde de ataque del ala.

FACTORES DEL LEVANTAMIENTO

El levantamiento esta dado por la expresión (fórmula) L=1/2 rho CL S V2. Su valor depende directamente del valor de cada uno de sus cuatro factores:

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RHO = Densidad de aire

S = Superficie Alar

CL = Coeficiente de Levantamiento V = Velocidad del Avión

ALTITUD PRESIÓN

Es cualquier indicación de su altímetro siempre que el mismo este calibrado en la ventanilla con la presión estándar de 29.92 pulgadas de HG o 1013.2 milibares.

Esta presión es un datunm estándar, en una atmosfera estándar, que sería la presión a nivel del mar. Así la altitud presión es la altitud medida en referencia a esta línea estándar(29.92 pulgadas).La altitud verdadera y la altitud presión serán iguales solamente cuando se tenga condiciones de atmosfera estándar, presión estándar de 29.92 pulgadas de HG o 1013.2 milibares.

SUPERFICIE ALAR

La superficie alar es la proyección del ala sobre un plano horizontal, estando el avión en posición de vuelo también horizontal. El

levantamiento varía directamente con el valor de “S”, no influyendo directamente en su valor la forma en planta del ala.

Nota: Para cada avión habrá un valor determinado y constante de la superficie alar (S).

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COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO

Es una característica del perfil usado en el ala y depende del ángulo de ataque. Si se supone un cierto tipo de perfil, este tendrá su gráfica característica para encontrar sus valores de CL, para los diferentes ángulos de ataque que se consideren.

COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO MAXIMO

El coeficiente de levantamiento aumenta proporcionalmente al ángulo de ataque. A medida que el ángulo aumenta el coeficiente de levantamiento aumenta también hasta llegar a un ángulo en que dicho coeficiente alcanza su valor máximo.

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El levantamiento máximo del perfil en función del ángulo de ataque, se tendrá cuando se alcanza el ángulo que proporciona el coeficiente máximo de sustentación.

VELOCIDAD

La velocidad considerada es la velocidad relativa del avión. En el sistema MKS, se expresa en (m/seg) y en el sistema FPS se expresa en (pie/seg). De acuerdo con el principio del movimiento relativo, es equivalente considerar para ciertos propósitos, que el avión se desplace en una masa de aire inmóvil con una velocidad relativa (Va), o bien se considere fijo dentro de una masa fluida que se desplaza con una velocidad que se considera es relativa. El levantamiento varía con el cuadrado de la velocidad es decir que si la velocidad se duplica, el levantamiento aumenta cuatro veces, si la

velocidad se triplica, el levantamiento aumenta nueve veces, etc., es decir para velocidades bajas, crece según la ley parabólica.

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DIRECCION DEL LEVANTAMIENTO

La fuerza del levantamiento siempre esta contenida en el plano longitudinal del avión, la dirección del levantamiento es perpendicular a la dirección del viento relativo, por lo tanto el levantamiento actúa en cualquier dirección independiente de la posición del horizonte ya que el avión al efectuar diversas maniobras puede tomar direcciones de vuelo inclinadas , paralelas ó perpendiculares al horizonte.

Al efectuarse un viraje completo en un plano vertical (rizo o loop) la sustentación variará su dirección en cada instante de la maniobra.

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Cuando el avión vuela recto y nivelado, el levantamiento es una fuerza vertical hacia arriba.

ANGULO DE DESPLOME O PERDIDA DE LEVANTAMIENTO

El ángulo de desplome ó pérdida de levantamiento es el ángulo de ataque para el cual se obtiene el valor máximo del coeficiente de levantamiento, punto en el que las corrientes de aire empiezan a despegarse de la cara superior del ala, presentándose una zona turbulenta en el borde de salida.

RESISTENCIA AL AVANCE

La resistencia al avance es la fuerza que se opone al movimiento del avión. Es la fuerza que debe ser equilibrada por la fuerza de tracción

Por tanto: si T = D, el avión vuela a velocidad constante.

La resistencia al avance total de un avión, está formada por cuatro clases de resistencias parciales que son:

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D = Da + Dp + Di + Df Da = Resistencia Alar Dp= Resistencia Parásita Di= Resistencia Inducida Df= Resistencia de Fricción

RESISTENCIA ALAR

La resistencia alar es la componente de la fuerza resultante aerodinámica que queda en dirección paralela a la dirección del viento relativo.

FACTORES DE LA RESISTENCIA ALAR

La resistencia alar está dada por la expresión D = ½ Rho C DSV2, por lo que al igual que el levantamiento su valor depende directamente del valor de los factores anotados:

Rho = Densidad de aire S = Superficie Alar

CD = Coeficiente de resistencia al avance alar V =Velocidad del Avión

Los factores de Rho y Velocidad son los mismos explicados para el levantamiento variando únicamente el coeficiente de resistencia CD.

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El coeficiente de resistencia alar, al igual que el coeficiente de levantamiento, varía con respecto al ángulo de ataque y es una característica del tipo de perfil usado en el ala.

Cada tipo de perfil, tendrá su gráfica característica para encontrar sus valores de CD, para los diferentes ángulos de ataque que se consideren.

RESISTENCIA PARASITA

Resistencia Parásita, es la fuerza que oponen todas aquellas partes exteriores del avión que no contribuyen a proporcionar levantamiento, la resistencia parásita es debida a él área frontal del fuselaje, empenajes, tren de aterrizaje, antenas, montantes, tirantes, etc.

FACTORES DE LA RESISTENCIA PARASITA

Los factores de la Resistencia parásita son semejantes a los de la resistencia alar, considerándose independientes del ángulo de ataque:

Aproximadamente: Dp = 1.28 ½ Rho a V2 Dp = 0.64 Rho a V2

1.28 = Factor de corrección Rho = Densidad de Aire

A = Área placa plana equivalente V = Velocidad relativa del avión

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PLACA PLANA EQUIVALENTE

Todas las partes exteriores del avión que se oponen al avance tienen cierto corte o perfil de modo, que ofrezcan la mínima resistencia (forma currentilínea ó aeroforme).

Para la aplicación de la fórmula cada una de estas áreas frontales hay que referirla o convertirla a un área plana que sea equivalente en su resistencia, la placa plana equivalente de la resistencia parásita total del avión es la suma de todas las áreas de las placas equivalentes en su resistencia, de cada una de las determinadas partes del avión, los cuerpos perfectamente diseñados aerodinámicamente serán los que tengan los mínimos valores de sus placas planas equivalentes.

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El fuselado es la forma aerodinámica lograda en las partes exteriores del avión para reducir su área frontal equivalente, y por lo tanto reducir su resistencia parásita.

RESISTENCIA INDUCIDA

La resistencia inducida, es la resistencia la avance que se produce en la punta de las alas, de todos los aviones, debida a la turbulencia ó torbellinos que se forman en las mismas, por efectos de diferencia de presiones creada sobre las alas (depende también del alargamiento ó razón de aspecto del ala).

Al desplazarse el ala en el aire, la presión estática del aire en la parte superior del ala es menor de la que obra en la parte inferior.

Teniendo más presión abajo, el aire se desplaza por la punta del ala a la zona de menor presión formando un vórtice ó remolino.

Cuando las corrientes de aire llegan al borde de salida, dan origen a un sinnúmero de torbellinos, lo que dan como resultado una fuerza hacia abajo y hacia atrás que deflexiona el viento relativo hacia abajo reduciendo el ángulo de ataque y aumentando la resistencia al avance del ala.

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Su valor depende del ángulo de ataque de la envergadura del ala y del tipo de perfil, a mayor envergadura menor resistencia inducida y viceversa.

Ya que la envergadura no varía, para disminuir la resistencia inducida se colocan en las puntas de las alas de ciertos aviones, tanques de combustible en forma fuselada ó bien diseños en la parte inferior del ala, para formar una concavidad cerca de la punta.

RESISTENCIA DE ROZAMIENTO

La resistencia de rozamiento se debe a la viscosidad del aire principalmente. (Viscosidad se llama viscosidad de rozamiento interno que presentan los fluidos al desplazarse, creando por lo tanto una resistencia al movimiento de dicho fluido.

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Al desplazarse el avión dentro del fluido, el aire en contacto directo con su superficie forma una película ó capa, llamada capa límite ó superficial, esta capa se adhiere a la superficie reduciendo su velocidad ejerciendo

una acción de frenado lo que determina la resistencia al avance por rozamiento superficial. Esta resistencia aumenta con la rugosidad ó aspereza de la superficie, suciedad sobre la misma, mala unión ó remachado.

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8. SISTEMAS HIPERSUSTENTADORES

Para ciertas condiciones de vuelo, es necesario variar el levantamiento así como la resistencia al avance del avión. Por ejemplo en el despegue, ascenso, descenso y aterrizaje, por esto, a los aviones modernos se les ha dotado de dispositivos para lograr el aumento del coeficiente de levantamiento y de resistencia al avance.

Los dispositivos más usados como sistemas hipersustentadores son las aletas de ala (Flaps) y las ranuras Slots.

ALETAS DE ALA (FLAPS)

Son dispositivos colocados en el borde de salida del ala que tiene un movimiento simultáneo hacia abajo, incrementando de esta forma la combadura de dicha ala.

Con el uso de aletas, se obtiene un aumento de levantamiento, y de resistencia al avance, lográndose un freno aerodinámico. Los efectos

anotados permiten a su vez efectuar descensos más pronunciados para el aterrizaje sin aumento de velocidad, ventaja de gran conveniencia al entrar en campos con obstáculos en sus cabeceras.

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Las aletas posteriores (Flaps) se colocan en el borde de salida de las alas girando hacia abajo, ó corriéndose hacia atrás y girando siendo las más usuales las siguientes:

De acuerdo con el tipo usado el coeficiente de levantamiento aumenta un porcentaje sobre él del perfil básico, al hacer uso de las aletas. Debido a que con el uso de aletas, el coeficiente de levantamiento máximo se obtiene a un ángulo de ataque menor, existe la tendencia al aterrizaje sobre el tren principal ó en dos puntos.

Para evitar momentos inconvenientes de picada, las aletas deben operarse disminuyendo la velocidad del avión con respecto a la de crucero normal de acuerdo con las especificaciones y técnicas de vuelo de cada tipo de avión.

Con el uso de aletas se obtienen las siguientes ventajas:

a) Mayor coeficiente de levantamiento permitiendo despegar a menor velocidad.

b) Mayor resistencia al avance, lográndose una carrera más corta en el terreno para detener el avión.

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RANURAS (SISTEMA SLAT- SLOT)

Consisten en una abertura (slot) entre un pequeño perfil (slat) que se

prolonga a todo lo largo de la envergadura (ó parte de ella) y el ala principal.

Existen ranuras fijas y ranuras móviles.

• La ranura fija es aquella que ya está implícita en la construcción del ala y cualquiera que sea la actitud que el avión tome, siempre permanecerá dicha ranura.

• La ranura móvil, se forma al desplazarse automáticamente hacia delante una aleta que forma un borde de ataque, de manera que a ángulos de ataque bajos, la aleta es empujada contra el ala cerrando la ranura. A ángulos de ataque altos, se produce un efecto

de succión sobre el ala, lo que obliga a desplazarse a la aleta hacia delante abriendo la ranura. Su funcionamiento se basa en la distribución de presiones sobre el borde de ataque, en función del ángulo de ataque.

Las ranuras permiten que a grandes ángulos de ataque el flujo de aire pase por ella a gran velocidad evitando el despegue de los filetes de aire y logrando un aumento de CL. Retardando también de esta forma la presencia del desplome.

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T – D = 0

L – W= 0

9. EQUILIBRIO Y ESTABILIDAD

Define el estado de un cuerpo o sistema cuando la resultante de las fuerzas y momentos que actúan sobre él se neutralizan unas a otras.

Según la 1ª Ley del Movimiento de Newton, un cuerpo en reposo tiende a estar en reposo, y un cuerpo en movimiento tiende a permanecer en movimiento en línea recta salvo que se le aplique una fuerza externa

ESTABILIDAD

Es la capacidad que tiene un cuerpo para mantener su equilibrio o regresar a el en caso de que sea alterado.

La estabilidad de una aeronave es su capacidad de mantenerse en estado de equilibrio, que es un vuelo nivelado y recto, y además, su capacidad de volver a su situación anterior de equilibrio tras sufrir una alteración sin que el piloto intervenga.

La estabilidad se puede lograr de dos maneras, dependiendo de la forma de regresar a su estado de equilibrio. A estas dos formas de les llama:

• ESTABILIDAD ESTÁTICA • ESTABILIDAD DINÁMICA

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ESTABILIDAD ESTÁTICA: Cuando la aeronave sufre una perturbación, tiene una tendencia inicial de volver a su posición de equilibrio original. A esta tendencia, le llamamos estabilidad estática.

Existen tres tipos de estabilidad estática:

• POSITIVA: sistema es desplazado de su posición de equilibrio, genera fuerzas tendentes a volver a la posición inicial.

• NEUTRA: un sistema desplazado de su posición de equilibrio no genera ninguna fuerza y permanece equilibrado en esta nueva posición.

• NEGATIVA: sistema desplazado de su posición de equilibrio genera fuerzas que tienden a desplazarlo aún más.

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ESTABILIDAD DINÁMICA: Es la tendencia total de la aeronave para regresar a su posición inicial siguiendo una trayectoria oscilatoria.

Existen tres tipos de estabilidad dinámica:

• POSITIVA: La aeronave desarrolla unas fuerzas y momentos que tratan de devolverla a su posición original , es decir a la actitud que tenia antes de la perturbación.

• NEUTRA: Quiere decir en este caso que la ausencia de fuerzas deja la aeronave en un movimiento oscilatorio que no le permite regresar a la posición inicial.

• NEGATIVA: La estabilidad negativa es sinónimo de inestabilidad. La aeronave desarrollará unas fuerzas que la alejarán de su posición original, siguiendo la inercia que la perturbación le produjo originalmente.

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TIPOS DE ESTABILIDAD RESPECTO A LOS EJES DE VUELO DE UN AVION:

Clasificamos los tipos de estabilidad teniendo en cuenta los ejes del vuelo, por lo que vemos diferentes tipos de estabilidad en función de que el aparato este en el plano del cabeceo, alabeo o guiñada, en el momento que se ve afectado por una alteración.

ESTABILIDAD LONGITUDINAL: Se refiere al movimiento del avión sobre su eje transversal (nariz arriba/abajo) y es la más importante porque determina en gran medida las características de cabeceo del mismo, particularmente las relativas a la pérdida. La estabilidad longitudinal del avión esta resuelta primeramente por el estabilizador horizontal de cola, puesto a propósito en la parte más alejada de las alas. Este estabilizador aerodinámico genera las fuerzas necesarias para contrarrestar el efecto de fuerzas externas.

Estabilidad

Longitudinal

Direccional

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Al ser la parte más alejada del centro de gravedad cualquier fuerza, por pequeña que sea, ejercida sobre este dispositivo tendrá un gran efecto de corrección (mayor par de fuerza).

ESTABILIDAD DIRECCIONAL: La estabilidad direccional concierne al movimiento del avión sobre el eje vertical. Si el eje longitudinal del aeroplano tiende a seguir la trayectoria de vuelo, bien en vuelo recto o en giros, se dice que es direccionalmente estable. Más claro de comprender si hablamos de estabilidad sobre el eje de guiñada.

El elemento que proporciona estabilidad direccional al avión es el estabilizador vertical de cola, que tiene el mismo funcionamiento aerodinámico que los demás estabilizadores. Si una racha de viento alcanza al avión por un costado, el mayor par de fuerza ejercido por el estabilizador vertical hará que la cola trate de orientarse hacia la ráfaga, moviendo el morro al lado contrario y recuperando de esta forma la trayectoria

ESTABILIDAD LATERAL: La estabilidad lateral se refiere a la mostrada por el avión sobre su eje longitudinal. Un avión que tiende a volver a su posición de alas niveladas después de que una ráfaga de viento levante o baje una de ellas se dice que es lateralmente estable.

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La estabilidad lateral del avión viene proporcionada básicamente por el diseño en ángulo diedro de las alas. Este deslizamiento produce un aumento del ángulo de ataque del ala bajada con respecto del ala que está más alta; este incremento produce sustentación adicional en el ala bajada haciendo que esta suba y recupere el equilibrio.

ANGULO DIEDRO: Es el ángulo formado entre el plano longitudinal de las alas y el plano transversal del avión.

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10.

ÓRGANOS DE MANDO Y GRUPOS DE SUPERFICIES

DE CONTROL DE OPERACIONES.

ÓRGANOS DE MANDO

Los órganos de mando son los elementos de un avión que operados por el piloto trasmiten su acción a las superficies de control para producir los movimientos del avión alrededor de sus tres ejes.

CUERNOS O VOLANTE

Con el cuerno o volante se controlan los alerones y el timón de profundidad ó elevadores, con movimientos hacia delante el timón de profundidad baja. El avión pica ó baja la nariz, sucediendo lo contrario si el movimiento del bastón es hacia atrás.

Con movimiento hacia la izquierda, el alerón del ala izquierda sube y el del ala derecha baja. El avión se inclina a la derecha cuando el movimiento del bastón sea hacia la derecha.

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PEDALES

Los pedales controlan el timón direccional. Presionando el pedal izquierdo, el timón direccional, gira hacia la izquierda. El avión tiende a girar a la izquierda sobre un plano horizontal. Sucediendo lo contrario si se presiona el pedal derecho.

Las superficies de control primarias pueden ser accionadas:

• Directa ó mecánicamente

• Ayudadas por aletas compensadoras por efecto aerodinámico.

• Ayudadas por medio hidráulico

El sistema para mover las superficies de control primarias, está diseñado para que con pequeño esfuerzo por parte del piloto se produzcan las acciones necesarias para el movimiento del avión.

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ALETAS COMPENSADORAS

También llamadas compensadores, son pequeñas superficies regulables que se fijan al borde de salida de las superficies de control.

La carga aerodinámica sobre la aleta compensadora produce un momento alrededor de la articulación de tal manera que hace girar a la superficie de control en sentido contrario para producir a su vez un momento aerodinámico que mantiene al avión en la actitud deseada por el piloto.

Los compensadores pueden ser fijos o controlables.

Se usan por ejemplo para vuelo con potencia desigual, en bimotores para vuelo con una trayectoria definida independientemente de la acción del viento, para compensar cualquier cambio de balanceo del avión por consumo de combustible ó reacomodo de pasajeros.

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11.

MANIOBRAS DE VUELO

DESCENSO

Un descenso es la pérdida de altitud de una aeronave. Un descenso se puede conseguir de diferentes maneras: en un avión que se encuentra en vuelo recto y nivelado, todas las fuerzas que actúan en él se anulan, es decir, el avión está en equilibrio, la tracción es igual y opuesta a la resistencia al avance: el levantamiento es igual y opuesto al peso.

Un descenso se puede efectuar haciendo que el levantamiento sea menor que el peso, para un mismo ángulo de ataque, disminuyendo la velocidad: para una misma velocidad, disminuyendo el ángulo de ataque, utilizando sistemas anti sustentadores (spoilers), mediante el uso de los elevadores, mediante el compensador de los elevadores.

PLANEO

Durante el vuelo en planeo, se considera que no existe fuerza de tracción, por lo que únicamente existen tres fuerzas, levantamiento, peso y resistencia al avance.

Una aeronave con el o los motores parados o funcionando tan lentamente que no exista una tracción apreciable, para continuar su movimiento relativo a través del medio resistente que contribuye al aire, necesita consumir su propia energía cinética o potencial, por lo que si no pierde velocidad, tiene que perder altura y si tratase de no descender, tendería a ir perdiendo su velocidad. Pero como esto último tiene un límite para que pueda subsistir la

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sustentación, se ve que el vuelo del avión en viento calma, o con viento horizontal uniforme y homogéneo, acaba por descender.

NOTA: Picada se le llama al vuelo descendente en el que se emplea el motor.

ANGULO DE PLANEO

Es el ángulo formado por la horizontal y la trayectoria del avión.

Nota.- El menor ángulo de planeo, con tracción nula, corresponde al máximo valor de rendimiento aerodinámico.

El ángulo de planeo para cierta velocidad depende de las características aerodinámicas del avión.

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El ángulo de planeo depende inversamente de la fineza ó rendimiento aerodinámico del avión, esto es, inverso de la relación L/D total.

La velocidad de planeo, depende además del ángulo de planeo, de las características del avión y de la densidad del aire.

La velocidad de planeo disminuye a medida que el avión desciende, ya que la densidad del aire aumenta.

Nota.- A mayor altura y menor ángulo de planeo se recorrerá más distancia y viceversa.

VIRAJE:

El viraje es una maniobra básica utilizada para cambiar la dirección de vuelo del aeroplano. Un giro preciso y nivelado consiste en un cambio de dirección, manteniendo el ángulo de alabeo deseado, sin derrapar ni resbalar, mientras se mantiene la altitud de vuelo.

Aerodinámicamente, el giro es probablemente la maniobra básica más compleja e implica la utilización coordinada de todos los controles primarios: alerones, timón de profundidad, y timón de dirección, además del control de potencia.

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ALABEAR PARA GIRAR.

El objeto de alabear el avión para virar consiste en inclinar la sustentación para que además de soportar el peso del avión provea la fuerza centrípeta que mantiene al avión alrededor del eje vertical de giro, contrarrestando la fuerza centrífuga que tiende a expulsar al avión de la trayectoria curvada.

RELACIÓN DE VIRAJE.

Relación de viraje, velocidad angular de viraje o tasa de viraje, al número de grados por segundo que gira el avión sobre un eje vertical imaginario.

El relación de viraje es directamente proporcional al grado de alabeo e inversamente proporcional a la velocidad de viraje.

FUERZAS EN UN VIRAJE

• Sustentación o fuerza Aerodinámica resultante

• Componente vertical de sustentación

• Componente horizontal de sustentación (fuerza centrípeta)

• Fuerza centrífuga

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Componente vertical de sustentación: Al alabear el aeroplano la sustentación se reduce proporcionalmente al grado de alabeo; si se desea mantener la altura es necesario incrementar la sustentación, tanto más cuanto mayor sea el alabeo.

Componente horizontal de sustentación: Al contrario que el vertical, este componente aumenta con el alabeo, cuanto mayor sea el grado de alabeo mayor es la magnitud de este vector. Como la tasa de giro con una velocidad dada depende de la fuerza lateral ejercida, esto es del componente horizontal de la sustentación, y este componente varía en proporción al grado de alabeo, aumentar el alabeo implica aumentar la tasa de giro.

Fuerza centrífuga: Cuanto mayor sea la velocidad del avión mayor es la inercia del mismo y la fuerza centrífuga que tiende a alejarlo del eje de giro.

Peso: El peso del avión no varía durante un giro, no hay tiempo para quemar combustible suficiente, así que este vector vertical es prácticamente invariable.

Factor de carga: Se puede definir como la relacion de la sustentación que "soportan" actualmente las alas relativa a la requerida en vuelo no acelerado expresado en un término relativo a la gravedad, "g". El factor de carga se incrementa lentamente al principio, después más rápidamente y de forma explosiva a partir de unos 60º.

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12.

DESPLOMES Y BARRENAS

DESPLOMES

Los accidentes atribuidos a desplomes y barrenas han creado un mal entendido acerca de tales maniobras. Los desplomes y barrenas son reacciones normales del avión al uso de los controles por el piloto. Un avión por sí mismo evitará esas maniobras, o si es forzado a hacerlas podrá recobrarse solo.

Los desplomes y barrenas no intencionales suceden solo cuando un avión es mal operado y forzado a violar sus tendencias normales.

Cuando las alas del avión pierden su fuerza sustentadora, el avión entra en desplome, los controles pierden eficiencia, la nariz se inclina hacia abajo y el avión cae rápidamente.

Si el avión gira durante el descenso, el desplome se convierte en barrena.

CAUSAS DE DESPLOMES

La pérdida de sustentación que produce un desplome es causada por un ángulo de ataque excesivo, o por una velocidad verdadera inferior a la mínima de sustentación, para la mayoría de los aviones el ángulo de ataque

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efectivo máximo es aproximadamente de 20°. Si el piloto hace que el ala sobrepase dicho ángulo, el área de baja presión sobre el ala que produce la mayor parte de la fuerza sustentadora, se destruirá por las turbulencias y el avión al perder mucha de su fuerza sustentadora, entrará en desplome.

O sea que la pérdida de sustentación en la aeronave puede se causada por:

• Baja velocidad a igual ángulo de ataque.

• Angulo de ataque excesivo a igual velocidad.

Si el ángulo de ataque se mantiene constante y la velocidad disminuye, la fuerza de levantamiento también disminuye, llegando a una condición tal que el peso de la aeronave no es equilibrado por el levantamiento, entrando la aeronave al desplome.

En vuelo recto y nivelado L= W1/2 RHO CL SV2 L, varía con V2, a mayor velocidad mayor levantamiento y viceversa.

Si la velocidad se mantiene constante y el ángulo de ataque se aumenta, el levantamiento seguirá aumentando hasta llegar al límite del ángulo de ataque máximo, a un mayor ángulo de ataque, el levantamiento en lugar de seguir aumentando, disminuye y la aeronave entrará en desplome.

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En vuelo recto y nivelado L=W ½ RHO CL SV2, L varía con CL (que depende del ángulo de ataque) así, antes del ángulo de ataque máximo si el CL aumenta, aumenta el levantamiento, sucediendo lo contrario si el CL disminuye.

DIAGNOSTICO DEL DESPLOME

Un ángulo de ataque excesivo y una velocidad inferior a la mínima de desplome son las causas de los desplomes.

Muchos aviones están ahora equipados con dispositivos de alarma (física o auditiva) de desplome que avisan al piloto la proximidad de un desplome esta se activa aprox. 7% mas que la velocidad de desplome. En aviones que no están equipados con éste dispositivo, el instrumento más confiable con que se puede contar para detectar un desplome es el velocímetro.

Excepto en casos de desplome por altos factores de carga debidos a vueltas cerradas y subidas abruptas, hay una relación definida entre la velocidad del

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aire y las condiciones de desplome. En efecto cualquier buen piloto que vuele un avión con el cual no esté familiarizado, ascenderá a una altura suficiente y aprenderá las características de desplome del avión, en relación con la velocidad del aire indicada.

En el momento en que sucede el desplome, el piloto notará la velocidad de aire indicada. Esto le dará la velocidad exacta a la cual el avión se desplomará, cuando se aproxime para un aterrizaje. Es también una cifra básica de la cual se pueden computarlas velocidades más eficientes para descensos y planeo. Durante los desplomes de prácticas, si se cierra el acelerador completamente, el motor pudiera pararse, para evitar esto, solo se debe cerrar parcialmente.

Los desplomes no intencionales suceden más frecuentemente cuando se está girando. Esto se debe a que el avión entrará en desplome a una velocidad

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mayor al dar una vuelta que en vuelo recto. Estos desplomes pueden no dar ningún aviso y frecuentemente se convierten en barrenas.

El indicador de velocidad aerodinámica o anemómetro, mide la velocidad del avión expresada en nudos, con respecto al aire que se mueve alrededor. El indicador de velocidad aerodinámica contiene arcos coloreados en los extremos mezclados con los números que nos indican lo siguiente:

Arco blanco: desde Vso (Velocidad de Perdida, es la mínima velocidad a la cual el avión es controlable configurado para aterrizaje) hasta Vfe (Máximun Flap Extended Speed o Velocidad Máxima de Extensión de Flaps, es la mayor velocidad permitida a la que se pueden extender los flaps, generalmente son distintas según sean las grados de flaps que se apliquen).

Este arco blanco está en las velocidades bajas o lentas del avión, indica las velocidades a las que se puede operar con los flaps y las velocidades máximas

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a que se puede, si se tienen los flaps extendidos y pasas del arco blanco, se podrían dañar los flaps.

Arco verde: desde Vs1 (Velocidad de pérdida o velocidad mínima de vuelo estable para la cual la aeronave es aún controlable en una configuración específica) hasta Vno (Velocidad máxima de vuelo estable para la cual la aeronave es aún controlable en una configuración específica).

Este arco verde está en las velocidades crucero del avión, son las velocidades que suele desarrollar el avión gran parte del vuelo y además en caso de turbulencias el avión no se daña.

Arco amarillo: desde Vno hasta Vne.

Este arco está en las velocidades altas del avión, hay que tener bastante precaución ya que sólo se puede llegar a esta velocidad cuando no hay turbulencias ni tampoco se pueden realizar maniobras bruscas con el avión porque sufriría algún daño estructural.

Línea roja: solo ocupa una línea (Vne Velocidad a no exceder. Es la velocidad

máxima que soporta la aeronave antes de incurrir en la posibilidad de daños estructurales).

Esta línea está en las velocidades máximas a las que el avión puede desarrollar, no se debe llegar ni pasar de esta línea ya que el avión se daña con facilidad.

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V1 Velocidad de decisión: Es la velocidad máxima a la cual el piloto todavía puede detener la aeronave y abortar el despegue sin dejar la pista. Es también la velocidad mínima que permite al piloto continuar de manera segura hacia V2 aunque ocurriera un fallo crítico de motor (entre V1 y V2).

V2 Velocidad segura de despegue: es un 20 % mayor que V1. Para una velocidad

V1 de 84 nudos, la V2 sería de 100, nudos. Es la velocidad que debe alcanzarse,

con un motor inoperativo, para poder iniciar el ascenso inicial con seguridad incluso con un motor inoperativo y con margen suficiente para franquear los posibles obstáculos que hubiera. Debe alcanzarse cuando la aeronave está a 35 pies (unos 12 metros) por encima de la pista (este parámetro es típico, pero varía según la categoría del avión).

VR Velocidad de Rotación: Es la velocidad tras la cual el avión comienza a levantar el morro y así aumentar el ángulo de ataque.

Vmu Velocidad mínima donde el avión levanta la rueda de nariz.

BARRENA

Cuando un avión banquea en un giro, la dirección de la sustentación no es vertical hacia arriba, sino inclinada hacia la horizontal. Así, la fuerza sustentadora desarrollada por las alas jala al avión hacia un lado, así como hacia arriba.

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Si el avión debe de mantener su altitud durante el giro, la porción de la sustentación hacia arriba debe de ser adecuada para soportar el peso del avión.

Consecuentemente, en un giro de sustentación total desarrollada por el ala debe ser mayor que la cantidad requerida para vuelo recto.

La porción de la sustentación total que jala el avión hacia un lado (con referencia al suelo), fuerza al avión a seguir una trayectoria circular. Al hacerlo, opone la fuerza centrífuga.

Obviamente, la velocidad mínima requerida para la sustentación para mantener la altitud en vuelo recto, no es suficiente para proporcionar la

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sustentación en un giro. La sustentación extra para el giro debe ser proporcionada por un aumento en la velocidad. Mientras más fuerte sea el banqueo mayor debe ser la velocidad.

Esta relación es conocida y permite conocer la velocidad aproximada necesaria para evitar el desplome en ángulo determinado de banqueo. Un método para conocer la velocidad de desplome aproximada, para cualquier avión en un giro, esta dado por la siguiente tabla. Seleccione el número de la columna #2, correspondiente al ángulo de banqueo de la columna #1, multiplicado ese número por la velocidad normal de desplome del avión se obtiene la velocidad aproximada de desplome en la vuelta. La columna #3 muestra los resultados de la computación para un avión con velocidad normal de desplome de 50 m.p.h.

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Se debe notar que la velocidad de desplome aumenta rápidamente a medida que el ángulo de banqueo se acerca a la vertical. A 090°, la sustentación de las alas actúa horizontalmente y no hay sustentación vertical para mantener la altura en un giro, excepto momentáneamente.

Nota: Para fines de instrucción solo se realizarán virajes de 20°, 30° y 45°.

La tabla anterior muestra el principio de las velocidades de desplome aumentadas en los giros, pero no completamente confiables como guía, debido a que los pilotos muy pocas veces se dan cuenta del ángulo exacto de banqueo. Además, los derrapes, hundimientos, condiciones de vientos fuertes y un manejo abrupto de los controles, producirán el desplome aún a una velocidad por encima de la calculada. El piloto debe entonces suplir el conocimiento obtenido por la tabla, SINTIENDO SU AVION, la actitud de la nariz, el sonido del motor la manera de responder de los controles y especialmente la cantidad de presión ejercida en el control del elevador.

Usando el indicador de virajes podremos evitar un derrape ó hundimiento en una vuelta evitando el desplome en esta maniobra.

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Tiempos de un viraje coordinado

RECUPERACION DE DESPLOME

La prevención de un desplome, ó la recuperación, puede hacerse siempre dejando de aplicar presión hacia atrás en el control del elevador, ó moviendo el bastón ligeramente hacia delante.

En un giro, un desplome puede ser impedido nivelando las alas, cuando ocurra un desplome a baja altitud, un piloto debe evitar su reacción normal de jalar el control del elevador. Debe de reducir el ángulo de ataque y aumentar la potencia inmediatamente. Desafortunadamente, generalmente los desplomes inadvertidos ocurren a altitudes muy bajas para recobrarse.

Además de los desplomes a alta velocidad, los desplomes normales, los progresivos o los de vueltas, se deben mencionar otros tipos de desplome: Cuando un avión es compensado con cola pesada, antes de aterrizar, una súbita aplicación de potencia producirá una fuerte corriente de aire que ejercerá una presión hacia abajo sobre el elevador.

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En algunos aviones esta presión producirá un cambio brusco en su actitud, aumentando el ángulo de ataque lo suficientemente como para producir un desplome inmediato. Para prevenir el desplome, se debe mover el control hacia delante al aplicar la potencia.

Se debe tener un cuidado especial al manejar los flaps. Cuando están abajo, y cambian la forma del ala de tal modo que aumenta la sustentación y se reduce la velocidad a la que el avión entra en desplome. Consecuentemente, el avión podrá volar con seguridad a velocidades menores que las requeridas de otro modo. Cuando los flaps se han retractado, el avión tiende a hundirse,

debido a la pérdida de la sustentación adicional.

Para contrarrestar esto, el piloto subirá la nariz del avión jalando el control del elevador y aumentando el ángulo de ataque. Este proceso es satisfactorio si el avión está volando a una velocidad por encima de la de desplome, pero si la velocidad es crítica en el momento de subir los flaps, este movimiento produce un desplome inmediato.

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13.

HIDROPLANEO

Es la perdida de adherencia de los neumáticos con la pista debido a una capa de agua.

El Hidroplaneo es una condición que no solo merma la capacidad de frenado, hasta hacerla ineficaz, sino que puede hacer que perdamos el control direccional del Avión. El aterrizaje sobre agua estancada, aunque sea una décima de pulgada, puede crear una situación en la que una delgada lámina de agua separe la cubierta de la rueda del pavimento de la pista. Ahí, los frenos podrían bloquear las ruedas y los neumáticos se montarían sobre el agua como un esquí sobre el agua.

QUIZ DE REPASO

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