principios de vuelo 1

Principles of FlightXavier Ribas

Bibliografia Libros:

“Aerodinámica y Actuaciones del avión” Ed. Thomson / Paraninfo Anibal Isidoro Carmona

“Principles of Flight” Ed. Click PPSC

“JAA ATPL BOOK 13. Principles of Flight” Ed. Oxford Aviation. Jeppesen.

Fluidos La materia existe en tres formas o estados diferentes: sólido,

líquido y gaseoso.

Según la magnitud de los lazos de unión entre las moléculas, que van desde una unión muy fuerte en los sólidos, que hacen que tengan un volumen definido, hasta una unión tan débil en los gases que hace que su volumen sea indefinido, aunque llenando siempre el recinto que los contiene.

Podríamos definir un fluido como una materia capaz de fluir; abarca los conceptos de líquido y gas.

Los tres parámetros que definen el estado de un fluido son: densidad, presión y temperatura.

Densidad y Compresibilidad Definimos la densidad ρ como la masa por unidad de volumen:

ρ = masa / volumen ; ρ = m / v

Dentro de los fluidos hay algunos en que la densidad puede variar mucho y otros en los que permanece prácticamente constante, los primeros son muy compresible y los segundos incompresible.

El agua es un fluido incompresible.

Densidad y Compresibilidad El aire es un fluido muy compresible. En el fenómeno del vuelo

esta compresibilidad sólo se manifiesta a partir de ciertas velocidades.

El grado de compresibilidad del aire depende del valor de un número llamado MACH (se considera que el aire es incompresible para MACH inferior a 0’5).

Teorema de Bernoulli para fluido incompresible Daniel Bernoulli comprobó experimentalmente que:

“La presión interna de un fluido (líquido o gaseoso) decrece en la medida que la velocidad del fluido se incrementa”, o dicho de otra forma: “en un fluido en movimiento, la suma de la presión y la velocidad en un punto cualquiera permanece constante”, es decir que: p + v = cte

Teorema de Bernoulli para fluido incompresible En la expresión de Bernoulli para un fluido hay que tener en cuenta

tres variables: presión (p), densidad (ρ) y volumen (V). Ahora bien, cuando se trata de un fluidos incompresible la ecuación queda reducida a dos variables: p y V.

p + ½ · ρ · V2 = cte

Esta expresión será válida para un fluido en que la densidad es constante o bien para el aire a bajos número de MACH todo y que en este caso se cometerá pequeño error.

Teorema de Bernoulli para fluido incompresible El aire esta dotado de presión p, y este aire con una densidad ρ

fluyendo a una velocidad v contiene energía cinética lo mismo que cualquier otro objeto en movimiento.

Teorema de Bernoulli para fluido incompresible De modo que se puede considerar el teorema como una derivación

de la ley de conservación de la energía, la suma de ambas es una constante.

Enfocando este teorema desde otro punto de vista, se puede afirmar que en un fluido en movimiento la suma de la presión estática (ps) más la presión dinámica (pd), denominada presión total o de impacto (pt) es constante:

pt = ps + pd = cte

Si la presión dinámica (velocidad del fluido) se incrementa, la presión estática disminuye y viceversa.

Teorema de Bernoulli para fluido incompresible En resumen, que si las partículas de aire aumentan su velocidad,

será a costa de disminuir su presión y a la inversa, o lo que es lo mismo: para cualquier parcela de aire, alta velocidad implica baja presión y baja velocidad supone alta presión.

Esto ocurre a velocidades inferiores a la del sonido pues a partir de esta ocurren otros fenómenos que afectan de forma importante a esta relación.

Efecto Venturipara fluido incompresible Es interesante observar el resultado de aplicar el teorema de

Bernoulli en un tubo con un estrechamiento por el que circula un fluido incompresible: Giovanni Battista Venturi, comprobó experimentalmente que al pasar por un estrechamiento las partículas de un fluido aumentan su velocidad.

Al aumentar la velocidad disminuye la presión y vicerversa, este fenómeno se conoce con el nombre de efecto Venturi.

Teorema de Bernoulli para fluido compresible Para el aire a altos números de MACH, por encima de 0.5, en la

expresión de Bernoulli para un fluido hay que tener en cuenta las tres variables: presión (p), densidad (ρ) y volumen (V).

No se puede considerar la densidad constante, ya que el error que se cometería sería grande. Cuando se trata de un fluido compresible la ecuación queda:

pt – ps = (1/2) · ρ · V2 · [1 + (1/4) · M2 + (1/40) · M4 + …]

Medida de la velocidad La medida de la velocidad del aire se realiza comparando la presión

de impacto obtenida por medio del Tubo Pitot con la presión estática al nivel en que se vuela.

La diferencia de presiones es la presión dinámica y se puede obtener de la expresión:

Pt – Ps = (1 / 2) × σ × V2

El anemómetro mide la velocidad relativa respecto al aire, y no la velocidad respecto al suelo.

Medida de la velocidad La velocidad obtenida de la presión dinámica depende de la

densidad, de modo que el instrumento debería ser capaz de obtener su valor conforme fuese variando la altitud y la temperatura de vuelo.

También se debe tener en cuenta la compresibilidad del aire que no solo depende de la densidad, sino de la velocidad del sonido para esa altitud. Siendo mayor cuanto más rápido y alto se vuele.

Una nueva expresión nos permite obtener la velocidad en los anemómetros actuales:

Pt – Ps = (1 / 2) × σ × V2 × [ 1 + (1 / 4) × (M2 / 4) + … ]

Medida de la velocidad Al no existir ningún mecanismo que proporcione el valor de la

densidad y compresión del aire se toma un valor fijo a nivel del mar en atmósfera estándar.

Construcción y principio de operación. El principio de funcionamiento se basa en que la velocidad es

proporcional a la presión dinámica (Pd), y esta se consigue de la diferencia entre la presión total (Pt) o de impacto y la presión estática (Ps).

Des del Tubo Pitot se recibe la Pt que se comunica con el interior de una cápsula flexible instalada en la caja hermética del instrumento.

Las tomas estáticas se conectan directamente en el interior de la caja que contiene el instrumento, al exterior de la cápsula.

Construcción y principio de operación. La cápsula es el elemento sensible del anemómetro y es donde se

realiza la comparación de las dos presiones Pt y Ps. Ésta se expande y contrae conforme aumenta (mayor velocidad) o disminuya (menor velocidad) la presión Pd.

Construcción y principio de operación.

Fig. 4.1

Construcción y principio de operación. Un mecanismo amplificador de las deformaciones de la cápsula

desplaza la aguja indicadora sobre una escala graduada en unidades de velocidad.

Los mecanismos que unen la cápsula con los elementos indicadores contienen compensadores de la ley cuadrática para conseguir linealidad en las indicaciones.

Construcción y principio de operación.

Las unidades de medida de la velocidad de avance longitudinal de la aeronave son Kilómetros por hora (Km/h), millas terrestres por hora (MPH) o nudos que son millas náuticas por hora (Kt).

Las JAR-OPS1 establecen que los anemómetros deben indicar la velocidad en nudos, aunque además puede disponer de otro tipo de unidad.

Errores del anemómetro Error de instrumento:

Derivado de la falta de precisión en la construcción del instrumento en particular.

Error de instalación/posición: El error de instalación se debe a la longitud y curvatura de las

conducciones del elemento transmisor. El error de posición se debe a fenómenos como las

turbulencias, derrapes o cambios de posición de la aeronave. Se incluye en el Manual de Vuelo de la aeronave.

Errores del anemómetro Error de compresibilidad:

En la calibración del instrumento se tiene en cuenta el factor de compresibilidad. Dicho factor se obtiene de la velocidad a la que se vuela y la velocidad del sonido, de modo que cuanto más rápido y alto se vuele, mayor será el valor de la compresibilidad.

Los anemómetros están calibrados para una densidad y una velocidad del sonido a nivel del mar en la atmósfera tipo, así que cuando se vuela en estas condiciones de temperatura el instrumento no tiene error de compresibilidad.

Errores del anemómetro Cuando las condiciones no se cumplen, a la velocidad indicada

habrá que restarle un valor igual al factor de compresibilidad ya que el anemómetro indicará una velocidad mayor.

Dicha corrección se encuentra en el Manual de Vuelo de la aeronave.

Errores del anemómetro Error de densidad:

Su origen se debe por la diferencia existente entre el valor de la densidad del aire en la atmósfera real con respecto al valor de ésta en atmósfera tipo a nivel del mar.

Cuando se vuela en la atmósfera tipo no se consideran ni el error de densidad ni el de compresibilidad.

En cualquier otra condición de vuelo distinta, con los valores de altitud de presión y temperatura exterior se puede calcular el error de densidad y aplicar la correspondiente corrección.

Velocidades IAS (Indicated Air Speed) - Velocidad Indicada

Es la velocidad que se lee directamente en la escala del instrumento y la que dispone el piloto para realizar sus cálculos en cabina.

Todas las velocidades a las cuales se debe volar la aeronave (ascenso, crucero, pérdida, maniobras, etc.) son referidas a la IAS.

BAS (Basic Air Speed) - Velocidad Básica Es la velocidad que se obtiene corrigiendo la IAS por el error

de instrumento. La corrección es pequeña y se determina en las tablas que

acompañan la Orden Técnica del instrumento.

Velocidades CAS (Calibrated Air Speed) - Velocidad Calibrada

Es la velocidad que se obtiene corrigiendo la BAS por el error de instalación/posición.

Su valor se determina en la Orden Técnica de la aeronave. También de denomina como RAS (Rectified Airspeed).

EAS (Equivalent Air Speed) - Velocidad Equivalente Es la velocidad que se obtiene de corregir la CAS por error de

compresibilidad.

DAS (Density Air Speed) - Velocidad de Densidad Es la velocidad que se obtiene de corregir la CAS por error de

densidad.

Velocidades TAS (True Air Speed) - Velocidad Verdadera

Es la velocidad real con que se desplaza la aeronave dentro de la masa de aire.

Se puede obtener de corregir la EAS por el error de densidad, o corrigiendo la DAS por el error de compresibilidad.


El error de compresibilidad solo se tiene en cuenta a altas velocidades (TAS > 300 Kts) debido a que el aire se comprime en la entrada del tubo pitot.

La compresión induce una densidad artificial superior, generando una presión mayor a la cápsula y por consiguiente una indicación mayor en el anemómetro.


Coincidirá con la CAS cuando se vuele a MSL en un día ISA pues en estas condiciones los errores de densidad y compresibilidad son nulos.

La TAS es mayor que la EAS (o la indicada si se considera el resto de errores) conforme se aumenta la altura. Por consiguiente, la diferencia será tanto mayor cuanto menos denso sea el aire.

TAS = EAS / √ σ


Fórmula para estimar la TAS:

TAS = CAS +(1,75% de CAS / 1000 ft de altitud) TAS = CAS + (1% CAS / 600 ft) +/- (1% CAS / 5º dif. Tº ISA)

Velocidades

Velocidades Ejemplo:

Una aeronave está volando a FL100. La temperatura a dicha altitud es -15ºC. Con una CAS de 150 Kts, determinar la TAS.

Como TAS<300 kts no necesita corregir error compresibilidad.

TAS = CAS + (1’75% CAS /1000 ft) = 150+26’23 = 176’25 Kts

TAS = CAS + (1% CAS / 600 ft) +/- (1% CAS / 5ºdif Tº ISA)

TAS = 150 + 25 – 3 = 172 Kts

Velocidades CR3: 1) CAS 10 con PA 15 luego T – 15º verde (pag. 16) CR3: 2) (TRUE AIR SPEED) PRESS ALT = 10 con -15º Luego mirar la escala exterior



Como TAS<300 kts no necesita corregir error compresibilidad. CR3: CAS 150 - 100 - 15ºC = 170 Kts



CR3: Buscar MN=0.79 Luego TAS corregida (INDEX MACH = 0.79) = 466 Kts

Cuando se alcanzan velocidades cercanas a las del sonido, las ondas que produce el movimiento de la aeronave se acumulan en su morro. Esta acumulación de ondas aumenta la resistencia aerodinámica, lo que causa el bataneo y vibraciones en la estructura de la aeronave, tanto mayores cuanto más cerca se vuela de la velocidad del sonido.

Las JAR-OPS establecen que todas las aeronaves con limitaciones de compresibilidad que no se indiquen de otra forma por los anemómetros requeridos estarán equipadas con un indicador de número de Mach en cada puesto de pilotaje.

Indicador de Número de Mach

La velocidad la cual el flujo de aire sobre alguna parte de la aeronave alcanza la velocidad del sonido (MN = 1) y se produce las ondas de choque es el número de Mach critico.

El Mach critico varia con el diseño de la aeronave, con valores típicos de 0.7 a 0.9 Mach


La velocidad del sonido dentro de un gas viene expresada por la fórmula de Laplace:

LSS = 38’95 * √ T

LSS: Local Speed Sound, es la velocidad local en nudos (Kts)38’95 es una constante, T es la temperatura absoluta (0 ºC = 273 ºK )

De la fórmula se deduce que la velocidad del sonido no es constante y que varia con la temperatura.

Velocidad del sonido

Cuando la altitud de vuelo aumenta, la temperatura disminuye, lo que causa que la velocidad del sonido tenga una valor menor.

En condiciones ISA a nivel del mar, a una temperatura +15ºC, la velocidad del sonido es de 661.32 kts, mientras que a 33.000 ft, a una temperatura de -45ºC, la velocidad del sonido se reduce a 589.18 kts.

Ésta disminución del valor de la velocidad del sonido con la altitud hace que sea más fácil acercarse a ella cuanto más alto se vuela, manteniendo una velocidad verdadera constante.


El Número de Mach es un parámetro que relaciona la velocidad verdadera de la aeronave con la velocidad del sonido a la altitud de vuelo en ese momento. Su valor se obtiene de:

MN = TAS / LSS


La aeronave en vuelo alcanza la velocidad del sonido cuando el resultado del cociente es igual a 1.

Para medir la velocidad en términos de Número de Mach hay que referirse a la fórmula de Saint Venant:

Pt – Ps = ½ V2 ρo (1 + M2/4 + M4/40 + … )


De la expresión anterior se tiene el número de Mach en función de las presiones estáticas y de impacto, es decir, de la relación de la presión dinámica sobre la presión estática. Por lo que para la obtención de su valor se utiliza el sistema Pitot-estática.

MN α Pd / Ps = (Pt – Ps) / Ps



Fig. 1.1

Un indicador de Mach se contruye a partir de una cápsula anemométrica y una cápsula altimétrica encerradas dentro de una caja hermética y unidas por un mecanismo transmisor común a la aguja indicadora sobre una esfera graduada.

La cápsula anemométrica recibe en su interior la presión total y en el exterior la presión estática, con lo que detecta así el cambio de presión dinámica cuando se varía la velocidad.

La cápsula altimetrica és un medidor de presión estática, similar a un altímetro, con el vacío hecho en su interior para que pueda captar las diferentes presiones atmosféricas a distintas altitudes.

Construcción. Principio de operación


Fig. 5.1

El conjunto anemométrico por si solo daría marcaciones de velocidad indicada, y que pueden expresarse en términos de Número de Mach a nivel del mar.

Ahora bien, en ascenso a una velocidad constante, el MN aumenta, y esto no se vería reflejado en la indicación de la aguja indicadora, que se mantendría constante.


El conjunto altimétrico soluciona el problema ya que, al aumentar la altitud de vuelo hace actuar los mecanismos del instrumento de tal manera que aumente la indicación del MN. Lo mismo pero a la inversa ocurre cuando se desciende.

La aguja siempre marcará la velocidad correcta sobre una escala que se expresa en Número de Mach.


Ejemplo:

Una aeronave está volando a Mach 0.86 y la temperatura verdadera del aire es -42ºC. Determinar LSS y TAS.

LSS (Kts) = 38’95 * √ T (Kº) = 591’98 Kts MN = TAS / LSS = 509’10 Kts

CR3:

MACH INDEX – 0,86 : TAS = 509 Kts MACH INDEX – 0,86 : LSS (1.0) = 591 Kts

Velocidad MN/LSS

Temperatura Las moléculas de los gases tienen continuamente un movimiento al

azar de amplitud tanto mayor cuanto menor sea la presión. Refiriéndose a la amplitud como la distancia libre recorrida antes de chocar una molécula contra otra o contra las paredes del recipiente que lo contiene.

A causa de este movimiento, las moléculas tienen una energía cinética, la manifestación de esta energía interna es la temperatura.

En la atmósfera estándar (ISA) el Gradiente de Temperatura es: -1’98 ºC/1000 ft = - 6’5ºC/1000 m = 0’65ºC/100 m

Tº (ISA) = 15ºC - [1,98ºC x PA (ft) /1000 ]

Temperatura total y estática La temperatura real del aire en un determinado punto es lo que se

denomina temperatura exterior o estática OAT (Outside Air Temperature) o SAT (Static Aire Temperature; Ts).Determinan la temperatura absoluta del aire sin perturbar.

Para medir la temperatura exterior de vuelo se utiliza un pequeño tubo parecido al Pitot, y en su interior se sitúa el elemento sensible. No obstante, el rozamiento del aire incrementa la temperatura por impacto, de modo que la temperatura es ligeramente superior a la real y se denomina temperatura total o de impacto.

La temperatura total TAT (Tota Air Temperature) es la temperatura exterior más el calentamiento sufrido por la perturbación del aire al paso por la superficie de la aeronave.

Temperatura total y estática Se genera un rozamiento que incrementa la temperatura por

impacto, según la siguiente relación:

Tt = Ts (1 + 0,2 M2)

Dado que los instrumentos de medida de la temperatura no son del todo fiables, la lectura que se obtiene es ligeramente inferior a la TAT. La temperatura obtenida se denomina RAT (Ram Air Temperature) y su valor es:

Tti = Ts (1 + 0,2 K M2)

TAT, RAM, SAT Siendo K un factor de

recuperación (entre 0’8 y 0’9)

Es una indicación de la sensibilidad del instrumento para detectar la elevación de la temperatura por la acción dinámica del aire.

Temperatura total y estática Supongamos que una altitud de vuelo por encima de 36.000 ft, y

que la temperatura exterior Ts del aire, es de 216’5ºK (-56’5º C)

Calcular Tt para M= 0,84 Calcular Tt para M= 1 Calcular Tt para M= 2

Temperatura total y estática Calcular Tt = 216’5 (1+0’2*0,842) = 247ºK At = 30’5 ºC Calcular Tt = 216’5 (1+0’2*12) =259’8 ºK At=43’3 ºC Calcular Tt = 216’5 (1+0’2*22) = 389’7ºK At = 173’2 ºC

Indicador de temperatura Los instrumentos indicadores de temperatura (termómetros) en

Aviación pueden usar distintos tipos de sensores y se denominan por la forma en que se obtiene el valor de la temperatura. Los más utilizados, dependiendo del lugar y sistema que se monitoriza, son los siguientes:

Dilatación de líquido Tensión o dilatación de vapor Pirómetro de radiación

En aeronaves de transportes generalmente la temperatura se mide con:

Termómetros eléctricos o de resistencia (termistores) Termopar

Indicador de temperatura Las unidades de medida de temperatura son los grados. Se genera

una escala con la que se puede, por comparación, medir la temperatura de cualquier otro cuerpo.

Expresados en la escala de grados Celsius ºC, cuando el valor cero se congela el agua y 100 grados Celsius cuando el agua se evapora.

Expresados en la escala de grados Fahrenheit ºF, se toma como valor de fusión del hielo los 32ºF y como valor de ebullición los 212ºF.

Indicador de temperatura Para convertir entre las dos escalas se utiliza la siguiente

expresión:

9 TC = 5 (TF - 32)

El Comité Internacional de Pesos y Medidas adoptó la escala de temperatura de grados Kelvin, pero no se utiliza en aviación.

Para la conversión de grados Celsius a grados Kelvin se utiliza la siguiente expresión:

TK = TC + 273’16

TAT, SAT

Presión Si se considera un cuerpo sumergido en un gas, el movimiento de las

moléculas del gas originará una presión al chocar su superficie.

Realmente lo que experimentará una superficie de área S será una fuerza F normal, en la que no podrán distinguirse los impactos individuales definiéndose entonces la presión p como:

p = F / S

La presión ligada a un punto se denomina presión estática

La presión estática en un punto de un fluido, y concretamente en un punto de la atmósfera es consecuencia de la masa de aire que tiene por encima.

Altitudes/Alturas Reglajes: En la atmósfera estándar (ISA) los valores de la presión son:

A nivel del mar (MSL): 29’92 “Hg =1013’25 mb (Hpa)

Gradiente de presión: -1”Hg / 1000 ft-1 mb (Hpa) / 28 ft-1 mb (Hpa) / 9 m

QFE: Es la presión atmosférica medida en un punto de la superficie terrestre.

QNH: Es la presión que habría a nivel del mar considerando la elevación como si se tratara de una atmósfera estándar.

Altitudes/Alturas Se deduce del QFE del campo sumándole la presión que

correspondería en ISA a una altura igual a la elevación del campo.

QNH (mb) = QFE (mb) + [ Elevación (ft) / 28 ft / mb ]

QNE: Es el reglaje de altímetro equivalente a la presión a nivel del mar en atmósfera estándar.

La altitud de presión o QNE es la distancia que hay entre la atmósfera estándar (medida con el altímetro) entre la isobara 1013,25 mb (29’92 ”Hg) y el QFE.

QNE (ft) = [1013,25 (mb) – QFE (mb)] x 28 ft / mb

Altitudes/Alturas

Altitudes/Alturas Altitud: Se define como la distancia vertical entre un nivel, punto

u objeto y el nivel medio del mar (MSL).

Altura: Es la distancia vertical con respecto una referencia especificada.

Altitudes/Alturas IA – Altitud Indicada Es la altitud que marca el altímetro, independientemente de lo

que haya seleccionado en la ventanilla de Kollsman.

CA – Altitud Calibrada Es la IA corregida por el error de instalación/posición calado

con el QNH. Es la altitud a la que equivale, en la atmósfera estándar, la

diferencia de presión entre la que isobara donde vuela la aeronave y el QNH.

Altitudes/Alturas PA – Altitud de Presión

Es la IA corregida por el error de instalación/posición y tomando como referencia 1013,25 mb (Hpa) o 29’92 ” Hg.

La altitud de presión es la que corresponde la presión real en un punto dado en la atmósfera estándar. En un día como la atmósfera ISA, la altitud de presión corresponde a la altitud sobre el nivel del mar.

El nivel de vuelo (FL; Flight Level) se obtiene de PA/100.

Altitudes/Alturas PA (ft) = CA (ft) + [( QNE(mb) – QNH(mb) ) x 28 ft / mb ]

CA (ft) = PA (ft) + [( QNH(mb) – QNE(mb) ) x 28 ft / mb ]

Elevación (ft) = QNE (ft) + [( QNH(mb) – QNE(mb) ) x 28 ft / mb ]

Altitudes/Alturas

Altitudes/Alturas Altitud de Densidad DA (Density Altitude)

Es la PA corregida por la desviación de temperatura no estándar. Es la altitud de atmósfera estándar en la que la densidad es igual a la densidad real de la atmósfera.

Si la atmósfera real corresponde a la ISA : PA = DA

Si la temperatura exterior es mayor que la temperatura ISA, el aire cálido es menos denso que el frío: DA > PA

Si la temperatura exterior es menor que la temperatura ISA, el aire frío es más denso que el cálido: DA < PA

Altitudes/Alturas Es necesario para las performances de la aeronave: cuánta pista

se necesita para despegar y aterrizar, cálculo de la velocidad de ascenso, sobretodo en días calurosos y húmedos en aeropuertos con altitud considerable, etc…

DA (ft) = Elevación del Aeródromo (ft) + ( 120 x Tº Desvío ISA )

Altitudes/Alturas Ejemplo: Elevación del Aeródromo 4.000 ft y la temperatura ambiente +25

ºC. Cuánto es la altitud de densidad?

A 4.000 ft la Tº ISA és +8 ºC;(+ 15ºC – 4.000 x 2ºC / 1000 ft) DA = 4.000 ft + ( 120 x 18 ) = 6.160 ft. (CR3) PRESS. ALT 4000 – 25ºC: 6.000 ft

Altitudes/Alturas TA – Altitud Real o Verdadera Es la altitud real de la aeronave sobre el nivel medio del mar

(MSL) con la atmósfera real existente.

Es la CA corregida por altitud (PA) y temperatura (TAT). Es decir, se obtiene de la CA corregida por el error de densidad, cuando el altímetro se ajusta con el QNH.

Dif. de altitud = 4 x Tº Desvío ISA x Altitud en miles (ft)

Altitudes/Alturas AA – Altitud Absoluta

Es la altura real de la aeronave sobre el terreno sobrevolado. Distancia que marcaría un radioaltímetro.

Se obtiene restando de la TA la elevación del terreno sobre la que está sobrevolando la aeronave en cada instante.

TA (ft) = AA (ft) + Elevación (ft)

Altitudes/Alturas Ejemplo:

Altitud de presión 20.000 ft; Temperatura ambiente -40ºC. Determinar la altitud real.

A 20.000 ft la Tº ISA és -25 ºC;(+ 15ºC – 20.000 x 2ºC / 1000 ft)

Diferencia de altitud = 4 x (-15) x 20 = -1200 ft TA = 20.000 ft – 1.200 = 18.800 ft.

(CR3) PRESS. ALT 20.000 – 40ºC: 18.800 ft

Principios aerodinámicos La aerodinámica es la parte de la mecánica de fluidos que estudia

los gases en movimiento y las fuerzas o reacciones a las que están sometidos los cuerpos que se hallan en su seno.

De acuerdo con el número de MACH o velocidad relativa de un móvil con respecto al aire, la aerodinámica se divide en:

subsónica y supersónica según que dicho número sea inferior a superior a la unidad.

Principios aerodinámicos El vuelo es un fenómeno “AERO-DINÁMICO”, es decir, es la

consecuencia directa del desplazamiento de un móvil en relación al aire.

Los aviones, los planeadores, las alas de vuelo libre (deltas, parapentes), las aves, los insectos y numerosas semillas vuelan, en el sentido estricto del término.

Principios aerodinámicos El globo y cohete no vuelan nada.

El globo flota porque su principio de sustentación es el mismo que un barco: ocupa un cierto volumen de aire, es más ligero que el aire que reemplaza. El viento relativo nulo.

El cohete incluso se desplaza mejor en vacío, por la ausencia de la resistencia del aire. Su propulsión es un fenómeno mecánico de reacción al empuje del reactor.

Principios aerodinámicos Para el estudio del vuelo, es lo mismo considerar que es el objeto el

que se mueve a través del aire, como que este objeto esté inmóvil y es el aire el que se mueve (de esta última forma se prueban en los túneles de viento prototipos de aviones).

Hay ciertas leyes de la aerodinámica, aplicables a cualquier objeto moviéndose a través del aire, que explican el vuelo de objetos más pesados que el aire.

Fuerza aerodinámica Desde el momento en que un cuerpo se desplaza en el aire, choca

con las moléculas de gas que se encuentra. Estas son comprimidas justo delante, provocando una circulación por los lados hacia zonas donde la presión es más baja; detrás tendremos una convergencia que buscará el regreso del equilibrio una vez el “perturbador” haya pasado.

Todo movimiento en el aire, provoca movimientos del aire, movimientos que dan origen a particulares fuerzas de inercia, las fuerzas de reacción aerodinámicas.

Son de reacción porque se oponen a la causa inicial del desequilibrio, es decir, al desplazamiento del móvil en el aire.

Y aerodinámicamente porque son debidas a la vez que al aire, al movimiento del aire.

Fuerza aerodinámica Destacar que todo lo que se desplaza en el aire da origen a fuerzas

aerodinámicas. Una pluma, un avión o un parapente generan diferentes reacciones aerodinámicas, pero obedeciendo a los mismos principios: la ley de acción y reacción.

Para la mayoría de las situaciones, estas fuerzas de reacción son exactamente iguales y opuestas a las fuerzas de acción que crean los movimientos y que son de origen:

“natural” (peso atrayendo al ala hacia la tierra) “artificial” (tracción o empuje del motor)

Fuerza aerodinámica La experiencia más simple

para comprender la diferencia entre una fuerza aerodinámica de la misma dirección que la velocidad (y en sentido opuesto) y una fuerza aerodinámica de dirección diferente y capaz de dar una cierta sustentación, consiste en sacar la mano por la ventanilla del coche.

Fuerza aerodinámica La sustentación y la resistencia existen simultáneamente y

concurren en proporciones variables a las fuerzas de reacción aerodinámica.

El objetivo del ingeniero aeronáutico es concebir una ala que dé el máximo de sustentación con el mínimo de resistencia, particularmente en el caso de la aviación sin motor: parapente, delta y planeador.

What is an aerofoil?

¿Qué es un perfil aerodinámico?

Perfil aerodinámico Un perfil aerodinámico, es un cuerpo que tiene un diseño

determinado para aprovechar al máximo las fuerzas que se originan por la variación de velocidad y presión cuando este perfil se sitúa en una corriente de aire.

Una ala es un ejemplo de diseño avanzado de perfil aerodinámico.

What is an aerofoil chord line? What is the mean chamberline?

¿Qué es la cuerda en un perfil aerodinámico?¿Qué es la línea de curvatura media?

Perfil. Terminología Cuerda: Es la línea recta que une el borde de ataque (B.A.) con el

borde de salida (B.S.).

Línea de curvatura media: Es una línea equidistante entre el extradós y el intradós.

Si la línea de curvatura, cae por encima de la cuerda, se dice que la curvatura es positiva., negativa si va por debajo y de doble curvatura si va un tramo por arriba y en otro por debajo.

Perfil. Terminología El espesor y la distribución de espesor: El valor del espesor

máximo y su posición se expresan en % de la cuerda.

El radio de curvatura del B.A.: Define la forma del B.A., y es el radio de un círculo tangente al extradós e intradós, con si centro situado en la línea tangente en el origen a la línea de curvatura media.

Terminología del ala Envergadura: b - Es la distancia de punta a punta del ala,

independientemente de la forma que tenga ésta.

Superficie alar: S – Es la superficie de la vista en planta del contorno aparente del ala, incluyendo la parte de ala que pueda estar cubierta por el fuselaje.

What is the mean chord line?

¿Qué es la cuerda media?

Terminología del ala Cuerda media: c – Se define como aquella que multiplicada por la

envergadura, es igual a la superficie alar:

c × b = S

Normalmente los perfiles que constituyen el ala suelen ser distintos a lo largo de la envergadura, y además, las cuerdas que los constituyen van disminuyendo desde el encastre hasta las puntas.

Terminología del ala Estrechamiento (taper ratio): λ – Se define por el cociente:

λ = Ct / Cr

Cr: Cuerda del perfil en el encastre

Ct: Cuerda del perfil en la punta.

Describe aspect ratio

Describe alargamiento

Terminología del ala Alargamiento (aspect ratio): A - Es la relación entre la

envergadura y la cuerda media.

A = b / c = b2 / S

El alargamiento varía desde 3 ó 4 en los aviones muy rápidos hasta 20 ó 30 en algunos planeadores.

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