Perfil aerodinámico Una superficie aerodinámica aerodinámica es una superficie diseñada para obtener sustentación del aire a través del cual se mueve. Por lo tanto, se puede afirmar que cualquier parte de la aeronave que convierte la resistencia del aire en sustentación es un perfil aerodinámico. El perfil de un ala convencional es un excelente ejemplo De un perfil aerodinámico. [Figura 2-3] Tenga en cuenta que la superficie superior del perfil del ala tiene mayor curvatura que la superficie inferior.
La diferencia en la curvatura de las superficies superior e inferior del ala acumula la fuerza de sustentación. El aire que fluye sobre la superficie superior del ala debe alcanzar el borde de salida del ala en la misma cantidad de tiempo que el aire que fluye bajo el ala. Para ello, el aire que pasa sobre la superficie superior se mueve a una mayor velocidad que el aire que pasa por debajo del ala, debido a la mayor m ayor distancia que debe recorrer a lo largo de la superficie superior. Este aumento de la velocidad, de acuerdo con el Principio P rincipio de Bernoulli, Significa una disminución correspondiente en la presión en la superficie. Por lo tanto, se crea un diferencial de presión entre la parte superior e inferior del ala, lo que obliga al ala hacia arriba en la dirección de la presión más baja. Dentro de ciertos límites, la sustentación se puede aumentar mediante el aumento del ángulo de ataque (AOA), la superficie alar, la velocidad, la densidad del aire, o Mediante el cambio de la forma del perfil aerodinámico. Cuando la fuerza de sustentación sustentación en el ala de un avión es igual a la fuerza de la gravedad, la aeronave mantiene el nivel de vuelo.
Ángulo de incidencia El ángulo de la cuerda del ala con el eje longitudinal de la aeronave se llama el ángulo de incidencia, o el ángulo de ajuste del ala. [Figura 2-4] El ángulo de incidencia en la mayoría de los casos es un ángulo fijo, incorporado. Cuando el borde delantero del ala es superior que el borde de salida, el ángulo de incidencia se dice que es positivo. El ángulo de incidencia es negativo cuando el borde delantero delantero es inferior que el borde de salida salida del ala.
Ángulo de ataque (AOA) Antes de comenzar la discusión sobre AOA y su efecto en superficies de sustentación, primero considerar las condiciones acordes y el centro de presión (CP) como se ilustra en la Figura 2-5. 2 -5. El acorde de una sección de perfil aerodinámico o ala es una línea recta imaginaria que pasa a través de la sección del del borde delantero al borde de salida, como como se muestra en la Figura 2-5. La línea de la cuerda provee provee un lado de un ángulo que finalmente forma la el AOA. El otro lado del ángulo está formado por una línea que indica la dirección de la corriente de aire relativa. Por lo tanto, AOA se define como el ángulo entre la línea de la cuerda del ala y la dirección del viento relativo. Esto no debe ser confundido con el ángulo de incidencia, que se ilustra en la Figura 2-4, la cual es el ángulo entre la línea de la cuerda del ala y el eje longitudinal de la aeronave.
En cada parte de una superficie aerodinámica o ala, una pequeña fuerza está Presente. Esta fuerza es de una magnitud y una dirección diferente De las fuerzas que actúan sobre otras áreas adelante o hacia atrás Desde este punto. Es posible añadir todas estas pequeñas fuerzas Matemáticamente. Esa suma es denominada la "fuerza resultante" (Sustentación). Esta fuerza resultante tiene magnitud, dirección, y Ubicación, y puede ser representada como un vector, como se muestra en Figura 2-5. El punto de intersección de la fuerza resultante línea con la línea de la cuerda del perfil aerodinámico se denomina el centro de presión (CP). Los movimientos del CP a lo largo de la cuerda aerodinámica como los Cambios del AOA. A lo largo de la mayor parte del rango de vuelo, el CP se mueve hacia delante con el aumento del AOA y hacia atrás como el AOA disminuye. El efecto de aumentar el AOA en el CP se muestra en la Figura 2-6.
Los cambios AOA como cambios de actitud de la aeronave. Puesto que el AOA tiene mucho que ver con la determinación de sustentación, se le da la consideración primaria en el diseño de superficies de sustentación. En un perfil aerodinámico diseñado adecuadamente, la sustentación aumenta a medida que se incrementa el AOA. Cuando el AOA se incrementa gradualmente hacia un AOA positivo, el componente de elevación aumenta rápidamente hasta un cierto punto y de repente comienza a disminuir. Durante esta acción el componente de fricción aumenta lentamente al principio, luego rápidamente la sustentación comienza a disminuir. Cuando el AOA aumenta con el ángulo de elevación máxima, al alcanzar el punto de burbujeo. Esto se conoce como el ángulo crítico. Cuando se alcanza el ángulo crítico, el aire deja de fluir suavemente sobre la superficie superior de la superficie de sustentación y comienza a burbujear (burble) Esto significa que el aire se separa de la Línea de curvatura superior del ala. Lo que antes
era el área de disminución de la presión ahora está lleno de este aire burbujeante. Cuando esto ocurre, la cantidad de gotas de sustentación desciende y la resistencia se convierte excesiva. La fuerza de gravedad que se ejerce, y la nariz de la aeronave desciende. Se trata de un aterrizaje Por lo tanto, el punto de burbujeo es el ángulo de estancamiento.
Como se ha visto anteriormente, la distribución de las fuerzas de presión Sobre la superficie de sustentación varía con el AOA. La aplicación de la Fuerza resultante, o CP, varía correspondientemente. Como este ángulo Aumenta, el CP se mueve hacia adelante; como el ángulo disminuye, el CP se mueve hacia atrás. La inestable recorrida del CP es característica de casi todas las superficies de sustentación.
Capa Límite En el estudio de la física y la mecánica de fluidos, una capa límite es aquella capa de fluido (liquido) en la proximidad inmediata de una superficie limite. En relación con una aeronave, la capa límite es la parte del flujo de aire más cercano a la superficie de la aeronave. En diseño de aviones de alto rendimiento, una atención considerable se presta para controlar el comportamiento de la capa límite a minimizar la resistencia de presión y de la piel de arrastre por fricción.
Empuje y resistencia Un avión en vuelo es el centro de una batalla continua de fuerzas. En realidad, este conflicto no es tan violento como parece, pero es la clave para todas las maniobras realizadas en el aire. Allí no hay nada misterioso sobre estas fuerzas, que son definidas y conocidas. Las direcciones en las que actúan se pueden calcular, y el avión en sí está diseñado para tomar ventaja de cada uno de ellos. En todos los tipos de vuelo, los cálculos están basados sobre la magnitud y dirección de las cuatro fuerzas: peso, sustentación, resistencia y de empuje. [Figura 2-7]
Un avión en vuelo es accionado por cuatro fuerzas: 1. La gravedad o el peso, es la fuerza que ejerce la aeronave hacia la tierra. Peso es la fuerza de gravedad que actúa hacia abajo sobre todo lo que va en el avión, tal como la propia aeronave, tripulación, combustible y carga.
Peso Peso es la fuerza ejercida por un avión de la atracción de la gravedad. Actúa sobre una aeronave a través de su centro de gravedad (CG) y es hacia abajo. Esto no se debe confundir con el centro de sustentación, que puede ser significativamente diferente de la CG. Como la aeronave está descendiendo, el peso es mayor de sustentación.
2. elevación (sustentación) -la fuerza que empuja el avión hacia arriba. La sustentación actúa verticalmente y contrarresta los efectos del peso.
Sustentación La sustentación siempre actúa en una dirección perpendicular al viento relativo y al eje lateral de la aeronave. El hecho de que la sustentación hace referencia a las alas, no a la superficie de la Tierra, es la fuente de muchos error es en el aprendizaje de control de vuelo. La sustentación no siempre es "Arriba". Su dirección es relativa con respecto a cambios en la superficie de la Tierra como las maniobras piloto de la aeronave. La magnitud de la fuerza de elevación es directamente proporcional a la densid ad del aire, la zona de las alas, y la velocidad del aire. Lo También d epende del tipo de ala y el ángulo de ataque. Levantar aumenta con el aumento del ángulo de ataque hasta el estancamiento ángulo, momento en el que disminuye con un aumento más en el ángulo de ataque. En aeronaves convencionales, ascensor es por lo tanto controlado por la variación del ángulo de ataque y la velocidad. Inclinación / relación de potencia Un examen de la figura 2-7 ilustra la relación entre el terreno de juego y poder al mismo tiempo controlar la trayectoria de vuelo y velocidad del aire. Con el fin de mantener una elevación constante, como velocidad del aire es
Figura 2-7. Relación de la elevación de ángulo de ataque. Reduciendo la inclinación debería aumentar. El piloto controla la inclinación a través de los ascensores, que controlan el ángulo de ataque. Cuando se aplica pr esión de nuevo en el control de ascenso, la cola desciende y se eleva la nariz, lo que aumenta el ángulo de ataque y sustentación. Bajo la mayoría de condiciones, el elevador está ejerciendo presión a la baja en la cola. Esta presión requiere energía que se toma del rendimiento de la aeronave (velocidad). Por lo tanto, cuando el centro de gravedad está más cerca de la parte de popa de la aeronave las fuerzas hacia abajo del elevador son menos. Esto se traduce en menos energía utilizada para las fuerzas h acia abajo, a su vez, lo que resulta en más energía Aplicada al rendimiento de la aeronave. El empuje se controla mediante el acelerador para establecer o mantener velocidades deseadas. El método más preciso de controlar la trayectoria de vuelo es usar control de tono, mientras que simultáneamente con el poder (empuje) para el control de velocidad. En afín de mantener una sustentación constante, un cambio de inclinación requiere un el cambio en la potencia, y viceversa. Si el piloto desea que la aeronave a fin de acelerar mientras se mantiene altitud, empuje debe aumentarse para vencer la resistencia. Como la aeronave acelera, se incrementa la sustentación. Para evitar el aumento de altura, el ángulo de inclinación se debe bajar para reducir el ángulo de ataque y mantener la altitud. Para desacelerar mientras el mantenimiento de altitud, de empuje debe ser disminuido a menos del valor de la resistencia. A medida que la aeronave baja disminuye la velocidad, se reduce la sustentación. Para evitar perder altura, el ángulo de inclinación se debe aumentar a fin de aumentar el ángulo de ataque y mantener la altitud.
3 - La fuerza de empuje que mueve el avión hacia adelante. El empuje es la fuerza de avance producida por el motor que supera la fuerza de resistencia.
Empuje El empuje es una fuerza que impulsa a la aeronave en el aire y puede medirse en empuje y / o caballos de fuerza. Es un componente que es paralelo al centro de empuje y supera la resistencia que proporciona la aeronave con su componente de velocidad hacia adelante.
4. la resistencia de la fuerza que ejerce una acción de frenado para mantener el avión de regreso. La resistencia (Drag) es una fuerza disuasoria hacia atrás y es causada por la interrupción del flujo de aire por el ala, fuselaje y objetos que sobresalen.
Resistencia inducida La resistencia inducida es causada por la creación de elevación y aumenta con la velocidad del aire. Por lo tanto, si el ala no está produciendo sustentación, la resistencia inducida es cero. Por el contrario, la resistencia inducida aumenta con la velocidad del aire.
La resistencia parásita La resistencia parásita es toda resistencia no causado por la p roducción de sustentación. La resistencia parásita se crea por el desplazamiento de aire por la aeronave, la turbulencia generada por perfil aerodinámico, y el obstáculo de flujo de aire a medida que pasa sobre la superficie de la aeronave o componentes. Todas estas fu erzas crean no resistencia desde la producción de sustentación, pero el movimiento de un objeto a través de una masa de aire. La resistencia parásita se in crementa con la velocidad e incluye la resistencia de la piel por fricción, resistencia de interferen cia, y la forma de la resistencia. •
Resistencia de fricción de la piel ( Skin Friction Drag)
Cubriendo toda la superficie "mojada" de la aeronave se muestra una capa fin a de aire que se denomina capa límite. Las moléculas de aire en la superficie tienen velocidad cero en relación a la superficie, sin embargo, justo por encima de la capa se mueve más de las moléculas estancadas por debajo debido a que se extrae a lo largo por una tercera
capa cerca de la corriente libre de aire. Las velocidades de las capas aumentan a medida que la distancia desde la superficie aumenta hasta que se alcanza la velocidad de corriente libre, pero todos se ven afectados por la corriente libre. La distancia (total) entre la superficie de la piel y en donde se alcanza velocidad de flujo libre se denomina la capa límite. A niveles subsónicos las capas acumuladas son aproxim adamente el grosor de una tarjeta de juego, sin embargo, su movimiento de deslizamiento una sobr e la otra crea una fuerza de arrastre. Esto retrasa el movimiento de la fuerza debido a la viscosidad del aire y se denomina resistencia de fricción de la piel. Debido a que la resistencia de fricción de la piel se relaciona con un área superficial grande su efecto en aviones más pequeños aviones de transporte es pequeña en comparación con los grandes donde la resistencia de fracción de la piel puede ser considerable.
• Resistencia de interferencia ( Interference Drag) Resistencia de interferencia es generada por la colisión de corrientes de aire de la creación de corrientes inducidas (eddy currents), turbulencia, o restricciones para suavizar el flujo. Por ejemplo, el flujo de aire alrededor de un fuselaje y alrededor del ala se reúne en algún punto, por lo general cerca de la raíz del ala. Estas corrientes de aire interfieren entre sí provocando una mayor resistencia que los valores individuales. Esto es a menudo el caso cuando los elementos externos se colocan en una aeronave. Es decir, la resistencia de cada elemento de forma individual, sumada a la de la aeronave, son menos que la de los dos elementos cuando se les permite interferir uno con el otro. •
La forma de resistencia
La forma de resistencia es la resistencia creada debido a la forma de un componente o de la aeronave. Si uno tuviera que colocar un disco circular en una corriente de aire, la presión sobre la parte superior e inferior sería igual. Sin embargo, el flujo de aire comienza a romperse cuando el aire fluye alrededor de la parte posterior d el disco. Esto crea turbulencias y por lo tanto un resultado de menor presión. Debido a que la presión total se ve afectada por esta presión reducida, se crea una resistencia. Fecha de aeronave generalmente se hacen con la consideración a este por(a ello) las partes del carenado a lo largo del fuselaje (lágrima o gota) de manera que se reduce la turb ulencia y la forma de resistencia. La elevación total debe superar el peso total de la aeronave, que se compone del p eso real y la fuerza de la cola descendente utilizado para controlar la actitud de cabeceo de la aeronave. El empuje debe vencer la resistencia total a fin de proporcionar la velocidad de avance con el cual produce sustentación. La comprensión de cómo la relación de aeronaves entre estos elementos y el entorno ofrecen una interpretación adecuada de los instrumentos de la aeronave.
Estas cuatro fuerzas están en equilibrio perfecto sólo cuando la aeron ave está en vuelo No acelerado-recto y nivelado.
Las fuerzas de sustentación y la resistencia son el resultado directo de la relación entre el viento relativo y el avión. La fuerza de sustentación siempre actúa perpendicular al viento relativo, y la fuerza de resistencia actúa siempre paralelo a y en la misma dirección que el viento relativo. Estas fuerzas son en realidad los componentes q ue producen una fuerza de sustentación resultante sobre el ala. [Figura 2-8]
Peso tiene una clara relación con la elevación (sustentación) y empuje con Resistencia. Estas relaciones son muy simples, pero muy importantes en la comprensión de la aerodinámica del vuelo. Como se ha indicado previamente, a la sustentación es la fuerza hacia arriba sobre la perpendicular al ala, al viento relativo. Se requiere la sustentación para contrarrestar el peso de la aeronave, causada por la fuerza de la gravedad que actúa sobre la masa de la aeronave. Esta fuerza actúa hacia abajo a través de u n punto denominado centro de gravedad (CG). El CG es el punto en el cual todo el peso de la aeronave se considera concentrado. Cuando la fuerza de sustentación está en equilibrio con la fuerza del peso, la aeronave ni gana ni pierde altitud. Si la elevación r se convierte en menor que el peso, la aeronave pierde altitud. Cuando la su stentación es mayor que el peso, la aeronave gana altitud.
La Superficie alar se mide en metros cuadrados e incluye la Parte blanqueada por el fuselaje. La superficie alar es adecuadamente descrita como el área de la sombra proyectada por el ala en pleno mediodía. Las pruebas muestran que las fuerzas de sustentación y resistencia aerodinámica que actúa sobre un ala son más o menos proporcionales a la superficie de las alas. Esto significa que si se duplica la superficie alar, todas las demás variables restantes del mismo, la sustentación y la resistencia creada por el ala se duplican. Si se triplica la z ona, la sustentación y resistencia se triplican. La resistencia (Drag) debe ser superado por el avión para desplazarse y el movimiento es esencial para obtener sustentación. Para vencer la resistencia y mover el avión hacia adelante, otra fuerza es esencial. Esta fuerza se empuja. El empuje se deriva de la
propulsión jet o de una combinación de hélice y del motor. La teoría de propulsión Jet se basa en la tercera ley de Newton del movimiento. El motor de turbina hace qu e una masa de aire que se mueve hacia atrás a alta velocidad causando u na reacción que mueve la aeronave hacia adelante. En una combinación de hélice / motor, la hélice es en realidad dos o más superficies de sustentación rotatorios montados sobre un eje horizontal. El movimiento de las alas a través del aire produce sustentación similar a la elevación en el ala, pero que actúa en una dirección horizontal, tirando de la aeronave hacia adelante. Antes de que el avión comience a moverse, el empuje debe ser ejercido. El avión sigue avanzando y ganando velocidad hasta que el empuje y resistencia son iguales. Con el fin de mantener una velocidad constante, de empuje y resistencia debe p ermanecer igual, así como la sustentación y peso deben ser iguales para el vuelo estacionario, horizontal. El aumento de la sustentación significa que la aeronave se mueve hacia arriba, mientras que la disminución de la sustentación por ser menor que el peso, hace que la aeronave pierda altura. Una norma similar se aplica a las dos fuerzas de empuje y arrastre. Si las revoluciones por minuto (rpm) del motor se reducen, se reduce el empuje, y el avión se desacelera. Mientras el de empuje es menor que la resistencia, la aeronave se desplaza más y más lentamente hasta que su velocidad es insuf iciente para sostenerla en el aire. Del mismo modo, si se aumenta el número de revoluciones por minuto del motor, el empuje se hace mayor que la fricción, y la velocidad de la aeronave aumenta. Mientras el empuje sigue siendo mayor que la resistencia, la aeronave continúa acelerándose. Cuando la resistencia es igual que el empuje, el avión vuela a una velocidad constante. El movimiento relativo del aire sobre un objeto que produce sustentación también produce resistencia. La resistencia es la oposición del aire a objetos que se mueven a través de él. Si un avión está volando en un trayecto nivelado, la fuerza de su stentación actúa verticalmente para apoyarla mientras que la fuerza de sustentación actúa horizontalmente para detenerlo. La cantidad total de carga para un avión se compone de muchas fuerzas de resistencia, pero este manual considera tr es: resistencia parásita, el perfil de resistencia, y la resistencia inducida. La resistencia parásita se compone de una combinación d e diferentes fuerzas de resistencia. Todos los objetos expuestos en una aeronave ofrecen cierta resistencia al aire, y cuantos más objetos en la corriente de aire, es más la resistencia parásito. Mientras que la resistencia parásita puede reducirse mediante la reducción del número de partes expuestas a tan solo lo más práctico y racionalizar su forma, la fricción de la piel es el tipo de resistencia parasita más difícil de reducir. Ninguna superficie es perfectamente lisa. Incluso las superficies mecanizadas tienen una apariencia desigual en la inspección efectuada con una lupa. Estas sup erficies irregulares desvían el aire cerca de la superficie provocando la resistencia al flujo de aire suave. Fricción de la piel
puede ser reducida mediante el uso de acabados lisos brillantes y la eliminación de las cabezas de remaches que sobresalen, rugosidad y otras irregularidades. El Perfil de resistencia se puede considerar la resistencia parásita de la superficie de sustentación. Los diversos componentes de la resistencia parásita son todos de la misma la naturaleza que el perfil de resistencia. La acción del perfil aerodinámico que crea sustentación también causa resi stencia inducida. Recuerde, la presión por encima del ala es menor que la presión atmosférica, y la presión por debajo del ala es igual o mayor que la presión atmosférica. Dado que los fluidos se mueven siempre desde la alta presión hacia la presión baja, hay un movimiento largo de la envergadura de aire desde la parte inferior del ala hacia la exterior desde el fuselaje y hacia arriba alrededor de la punta del ala. Este flujo de aire produce derrame sobre la punta del ala, estableciendo así un remolino de aire denominado "torbellino" (vortex ) [Figura 2-9]
Figura 2-9. Vórtices Extremo del ala.
El aire en la superficie superior tiene una tendencia a moverse en dirección al fuselaje y fuera del borde de salida. Esta corriente de aire forma u n remolino similar en la parte interior del borde de salida del ala. Estos remolinos aumentan resistencia debido a la turbulencia producida, y constituyen la resistencia inducida. Así como la sustentación aumenta con un aumento en AOA, la resistencia inducid a también aumenta a medida que el AOA se hace mayor. Esto ocurre p orque, a medida que aumenta la AOA, la diferencia de presión entre la parte sup erior e inferior del ala es mayor. Esto hace que los remolinos más violentos se establezcan, resultando en más turbulencia y la resistencia es más inducida.
Curva de resistencia Cuando la resistencia inducida y la resistencia parásita se trazan en un gráfico, la resistencia total de la aeronave aparece en la forma de un "curva de resistencia”. Gráfico A de la Figura 2-8 muestra una curva sobre la base de empuje frente al arrastre, que se utiliza principalmente para aviones a reacción. Gráfico B de la figura 2-8 se basa en el poder frente a la fricción, y se utiliza para los aviones de hélice. Este capítulo se centra en el poder contra tablas de arrastre de aviones a hélice. Entender la curva de arrastre puede proporcionar información valiosa en los diversos parámetros de rendimiento y limitaciones de la aeronave. Porque el poder debe ser igual a arrastrar para mantener un velocidad aérea constante, la curva puede ser o bien una curva de arrastre o un curva de potencia requerida. La curva de potencia requerida representa la cantidad de potencia necesaria para vencer la resistencia con el fin de mantener una velocidad constante en el nivel de vuelo. Las hélices usadas en la mayoría de los motores alternativos lograr eficiencias de hélice pico en el intervalo de 80 a 88 por ciento.
A medida que aumenta la velocidad aerodinámica, la eficiencia de la hélice aumenta hasta que alcanza su máximo. Cualquier velocidad por encima de este punto Máximo provoca una reducción de la hélice de la eficiencia. Un motor que pr oduce 160 caballos de fuerza tendrá sólo alrededor de 80 por ciento de que la energía convertida en caballos de fuerza disponible.
Figure 2-8. Thrust and Power Required Curves.
Aproximadamente 128 caballos de fuerza. El resto se pierde energía. Esta es la razón por la potencia de empuje y curvas disponibles cambiar con la velocidad. Regiones de Comando la curva de arrastre también ilustra las dos r egiones de comando: la región de mando normal, y la región de invertirse comando. El término "región de mando" se refiere a la relación entre la velocidad y la potencia necesaria para mantener o cambiar esa velocidad. "Comando" se refiere a la entrada el piloto debe dar en términos de potencia o empuje para mantener un nueva velocidad una vez alcanzado. La "región de mando normal" se produce cuando el poder debe ser añadido para aumentar la velocidad. Esta región existe a velocidades más altas que el punto d e mínima resistencia, principalmente como resultado de resistencia parasita. La "región de mando invertido" se produce cuando se necesita potencia adicional para mantener una velocidad más lenta. Esta región existe a una velocidad inferior a la mínima resistencia punto (L / DMAX en la curva requerida empuje, Figura 2-8) y es principalmente debido a la resistencia inducida. Como muestra la figura 2 -9
Figura 2-8. Empuje y Curva de Potencia requerida.
2-9. Regiones de mando. Ajuste de potencia puede producir dos velocidades, puntos 1 y 2. Es porque en el punto 1 no es de alta resistencia inducida y baja parásito arrastre, mientras que en el punto 2 hay una alta resistencia parásita y baja resistencia inducida.
Características del control La mayor parte del vuelo se lleva a cabo en la región de comando normal de: por ejemplo, cruceros, subida, y maniobras. La región de comando invertido pu ede encontrarse en la velocidad lenta fases de vuelo durante el despegue y el aterrizaje, sin embargo, para aeronaves de aviación más general, esta región es muy pequeña y está por debajo de la velocidad normal de aproximación. Vuelo en la región de comando normal se caracteriza por un a relativamente fuerte tendencia de la aeronave para mantener la velocidad de corte. Vuelo en la región de mando invertido es caracterizado por una tendencia relativamente débil de la aeronave a mantener la velocidad de corte. De hecho, es probable que las exposiciones de aeronaves ninguna tendencia inherente para mantener la velocidad del ajuste en este ámbito. Por esta razón, el piloto debe prestar especial atención a control preciso de la velocidad del aire cuando se opera en la velocidad lenta fases de la r egión de mando invertido.
El funcionamiento en la región de mando invertido no implica qu e existan grandes dificultades para el control y las condiciones peligrosas. Sin embargo, no amplificar los errores de vuelo básico técnica- hacer técnica de vuelo adecuada y un control preciso de las aeronaves muy importante.
Estabilidad de velocidad Comando normal Las características de vuelo en la región de mando normal, s e ilustran en el punto A de la curva en la figura 2-10. Si las aeronaves se establecen en vuelo estacionario, el nivel en el punto A, sustentación igual al peso, y la potencia disponible se establece igual a la potencia requerida. Si la velocidad del aire se incrementa sin cambios
Figura 2-10. Región de Estabilidad de velocidad.
Para el ajuste de potencia, existe una deficiencia de energía. La aeronave tiene una tendencia natural a volver a la velocidad inicial de equilibrar poder y resistencia. Si la velocidad del aire se reduce sin cambios para el ajuste d e potencia, existe un exceso de energía. La aeronave tiene una tendencia natural a acelerar para recuperar el equilibrio
entre poder y resistencia. Mantener la aeronave en el buen ajuste mejora esta tendencia natural. La estática longitudinal la estabilidad de la aeronave tiende a devolver la aeronave al recorte de la condición original. Un avión volando en vuelo estacionario, el nivel en el punto C se encuentra en equilibrio. [Figura 2-10] Si se aumenta la velocidad o disminuyó ligeramente, la aeronave se tenderá a permanecer en esa velocidad. Esto es porqu e la curva es relativamente plana y un ligero cambio en la velocidad no produce significativa exceso o defecto en el poder. Tiene la característica de estabilidad neutra, es decir, la tendencia del avión es a permanecer en la nueva velocidad.
Comando Inverso
Las características de vuelo en la región de mando invertido Se ilustran en el punto B de la curva en la Figura 2-10. Si las aeronaves se establecen en vuelo estacionario, el nivel en el punto B, la sustentación igual al p eso, y la potencia disponible se establece igual a la potencia requerida. Cuando la velocidad del aire se incrementa mayor que punto B, un exceso de poder existe. Esto hace que la aeronave para acelerar a una velocidad aún mayor. Cuando la aeronave está disminuido en cierta velocidad inferior al punto B, una deficiencia de poder existe. La tendencia natural de la aeronave es seguirá reduciéndose a una velocidad aún menor.
Recortar Esta tendencia a la inestabilidad sucede porque la variación de exceso de potencia a cada lado del punto B magnifica el cambio original de la velocidad. Aunque la estática longitudinal, la estabilidad de la aeronave intenta mantener recortado la condición original, esta inestabilidad es más de una influencia debido el aumento d e la resistencia inducida, debido a los mayores ángulos de ataque en vuelo a baja velocidad.
El término se refiere a la contratación de ajuste aerodinámico ajustable dispositivos en la aeronave para ajustar las fuerzas de modo que el piloto no se tiene que mantener una presión manual sobre los controles. Un medio es emplear flaps. Una aleta de compensación es una pequeña superficie ajustable como bisagras superficie, situado en el borde de salida del elevador, alerones, o el timón superficies de control. (Algunos utilizan aviones ajustables, estabilizadores en lugar de flaps para corte.) Recorte es realizada por defecto la pestaña en la dirección opuesta aquel en que debe mantenerse la superficie de control primario.
La fuerza del flujo aéreo golpear la pestaña causa principal de la superficie de control para ser reflejadas a una posición que corrige la condición de desequilibrio de la aeronave. Debido a que los flaps utilizan flujo aéreo a la fun ción, el ajuste es una función de la velocidad. Cualquier cambio en los resultados de la velocidad en la necesidad para volver a recortar la aeronave. Un avión r ecortado correctamente en el tono trata de volver a la velocidad original antes del cambio. Es muy importante para los pilotos instrumento para mantener la aeronave en ajuste constante. Esto reduce significativamente la carga de trabajo de los pilotos significativamente, lo que permite la atención a otras tareas sin comprometer control de la aeronave.
Vuelo a baja velocidad En cualquier momento un avión está volando cerca de la velocidad de pérdida o de la región de mando invertida , tal como en la aproximación final de un a aterrizaje normal , la parte inicial de la vuelta , o maniobrar en vuelo lento, que fun ciona en lo que se llama de baja velocidad vuelo . Si la aeronave pesa 4000 libras, el ascensor pr oduce la aeronave debe ser 4.000 libras. Cuando la sustentación es inferior de 4.000 libras, la aeronave ya no es capaz de sostener el nivel de vuelo, y en consecuencia desciende. Durante intencional desciende, este es un factor importante y se utiliza en el total control de la aeronave. Sin embargo, como se requiere sustentación durante el vuelo a baja velocidad y se caracteriza por altos ángulos de ataque, aletas u otras Se necesitan dispositivos de elevación o bien cambiar la curvatura de la superficie de sus tentación, o retrasar la separación de nivel límite. Llanura y las aletas divididas [Figura 2 -11] son los más utilizados para cambiar la curvatura de una superficie de sustentación. Cabe señalar que con la aplicación de la paz, el avión entra en pérdid a a un menor ángulo de ataque. Los puestos básicos ala a 18 ° sin flaps pero con la aplicación de la APS extendida el (a la CL – MAX posición) el nuevo ángulo de ataque en cuyo pun to la aeronave entra en pérdida es de 15 °. Sin embargo, el valor de ascensor (flaps extendidos a la posición CL -MAX) produce más sustentación que la sustentación en el 18 ° en la banda de base. Retrasar la separación de capa límite es otra manera de aumentar la CL -MAX. Se emplean varios métodos (tales como aspiración y el uso de un control de capa límite soplado), pero el dispositivo más común usado en aviones ligeros de la aviación general, es el generador de vórtice. Pequeñas tiras de metal colocado a lo largo del ala (po r lo general frente a las superficies de control) crear turbulencias. La tur bulencia a su vez se mezcla con aire de alta energía desde fuera de la capa límite con el aire de la capa límite. El efecto es similar a otros dispositivos de la capa límite. [Figura 2-12]
Aviones pequeño La mayoría de aviones pequeños mantienen una velocidad muy p or encima de 1,3 VSO veces en una aproximación por instrumentos. Un avión con una pérdida de velocidad de 50 nudos (VSO) tiene una velocidad n ormal de aproximación de 65 nudos. Sin embargo, este mismo avión puede mantener 90 n udos (1.8 VSO), mientras que en el segmento de final de un instrumento enfoque. El tren de aterrizaje lo más probable es que se extiende a el comienzo de la bajada a la altura mínima de descenso, o al interceptar la senda de planeo del aterrizaje por instrumentos sistema. El piloto también puede seleccionar un ajuste de la aleta intermedia para esta fase de la aproximación. El avión a esta velocidad tiene buena estabilidad de velocidad positiva, como se representa por el punto A en Figura 2-10. Volar en este régimen permite al piloto a hacer ligeros cambios de tono sin cambiar la configuración de energía, y aceptar los cambios de velocidad menores a sabiendas de que cuando regrese al paso de la configuración inicial, la velocidad vuelve al establecimiento original. Esto reduce la carga de trabajo del piloto. Los aviones están generalmente más lento a una velocidad de aterrizaje normal cuando en el enfoque fi mal justo antes de aterrizar. Cuando s e redujo a 65 nudos, (1,3 VSO), el avión estará cerca de punto C. [Figura 2-10] En este momento, el control preciso del campo de juego de energía se vuelve más crucial para mantener la velocidad correcta. Paso y la coordinación de potencia es necesaria porque la v elocidad la estabilidad es relativamente neutral ya que la velocidad tiende a permanecer en el nuevo valor y no volver a la configuración original. En Además de la necesidad para el control de velocidad del aire más preciso, el piloto normalmente cambia confió curación de la aeronave mediante la ampliación flaps de aterrizaje. Este cambio de configuración significa que el piloto debe Esté alerta a los cambios de tono deseados a baja altura
Figure 2-11. Diferentes formas de Flaps.
Si se le permite retrasar varios nudos, el avión pod ría entrar en la región de mando invertido. En este punto, el avión podría desarrollar una velocidad de hundimiento inseguro y seguir perdiendo velocidad a menos que el piloto toma una acción correctiva inmediata. Una inclinación adecuada y la coordinación de potencia es crítica en esta región debido a la velocidad la inestabilidad y la tendencia de aumento de la divergencia de la velocidad deseada.
Aviones grandes Los pilotos de los aviones más grandes con mayores vel ocidades de pérdida pueden encontrar las Velocidades manteniéndose en la aproximación por instrumentos, se encuentra cerca de 1,3 VSO, poniéndolos cerca del punto C [Figura 2 -10] todo el tiempo el avión está en el segmento de aproximación final. En este caso, el control preciso de la velocidad es necesario durante toda la aproximación. Lo que sean necesarias para seleccionar temporalmente excesivo o deficiente de empuje en relación con el objetivo de ajuste de empuje con el fin de rápidamente corregir las desviaciones de la velocidad aérea.
Figure 2-12. Vortex Generators.
Por ejemplo, un piloto se encuentra en una aproximación por instrumentos en 1,3 VSO, una velocidad de cerca de L / DMAX, y sabe que un cierto poder ajuste mantiene esa velocidad. El avión se retrasa varios nudos por debajo de la velocidad deseada a causa de una ligera reducción en el ajuste de potencia. El piloto aumenta la potencia ligeramente, y el avión comienza a acelerar, pero a un ritmo lento. Debido a que el avión está todavía en la "parte plana" de la curva de la fricción, este ligero aumento en el poder no va a causar un rápido retorno a la deseada velocidad. El piloto puede ser necesario aumentar la potencia más alta de lo que normalmente se necesita para mantener la nueva velocidad, permita que el avión acelere, luego, reducir el poder para el ajuste que mantiene la velocidad deseada.
Ascenso La capacidad de una aeronave para subir depende de un exceso potencia o empuje sobre lo que se necesita para mantener el equilibrio. El exceso de potencia es la potencia disponible por encima de lo requerida para mantener el vuelo horizontal a una velocidad dada. Aunque los términos de potencia y el empuje son a veces u san de forma intercambiable (implicando erróneamente que son sinónimos), distinguiendo entre los dos es
importante al considerar el desempeño en el ascenso. El trabajo es el producto d e una fuerza en movimiento a través de una distancia y su ele ser independiente de tiempo. Poder implicar ritmo de trabajo o unidades de trabajo por unidad de tiempo, y como tal es una función de la velocidad a la que la fuerza se desarrolla. De empuje, también una función de trabajo, significa la fuerza que imparte un cambio en la velocidad de una masa. Durante el despegue, el avión no se cala a pesar de q ue puede estar en una subida cerca de la velocidad de pérdida. La razón es que el exceso de energía (utilizado para producir empuje) se utiliza durante este régimen de vuelo. Por lo tanto, es importante si falla un motor después de despegar, para compensar la pérdida de empuje con brea y velocidad.
Para un peso dado de la aeronave, el ángulo de subida depende en la diferencia entre el empuje y arrastre, o el exceso empuje. Cuando el exceso de empuje es cero, la inclinación de la trayectoria de vuelo es cero, y el avión está en vuelo estable y nivelado. Cuando el empuje es mayor que la fricción, el exceso de empuje permite una subir ángulo dependiendo de la cantidad de exceso de empuje. ¿Cuándo empuje es menor que la fricción, la debí ciencia de empuje induce un a ángulo de descenso? La aceleración en la velocidad de vuelo aviones acelere en el nivel de vuelo debido a un exceso de poder sobre lo que se requiere para mantener una velocidad constante. Este es el mismo exceso de energía se utiliza para subir. Al llegar a la altitud deseada con paso es bajado para mantener esa altitud, el exceso de potencia ahora acelera la aeronave a su velocidad de crucero. Sin embargo, reducir el pod er demasiado pronto después del nivel Resultados de apagado en un periodo de tiempo más largo para acelerar.
Activa Al igual que cualquier objeto en movimiento, un avión requiere una fu erza lateral para hacerla girar. En un turno normal, esta fuerza es suministrada por banca la aeronave a fin de ejercer ascensor hacia el interior, así como hacia arriba. La fuerza de elevación se separa en dos componentes en ángulos rectos entre sí. [Figura 2-13] El alza actuando levante junto con el peso opuesto se convierte en el componente de elevación vertical. La sustentación que actúa horizontalmente y su fuerza centrífuga a op onerse son el componente horizontal de sustentación, o fuerza centrípeta. Este componente horizontal de sustentación es la fuerza lateral que hace que un avión de vuelta. La igualdad y la reacción frente a esta fuerza lateral es la fuerza centrífuga, que es meramente una fuerza aparente como resultado de la inercia.
La figura 2-13. Fuerzas en un giro.
La relación entre la velocidad de la aeronave y ángulo de inclinación a la velocidad y el radio de giros es importante para el piloto entender los instrumentos de medición. El piloto puede utilizar este conocimiento para estimar adecuadamente ángulos de alabeo necesarios para ciertos tipos de giros , o para determinar la cantidad a conducir cuando se intercepta en curso la velocidad de giro, normalmente se mide en grados por segundo, se basa en un ángulo de inclinación conjunto a una velocidad establecida. Si bien uno de estos elementos cambia, la velocidad de giro cambia. Si la aeronave incrementa su velocidad sin cambiar el ángulo de inclinación lateral, la tasa de a su vez disminuye. Del mismo modo, si la velocidad disminuye sin cambiando el ángulo de inclinación, la velocidad de gire aumenta. Cambiando el ángulo de inclinación sin cambiar la velocidad también causa la velocidad de giro para cambiar. El aumento del ángulo de inclinación s in cambio de velocidad aumenta la velocidad de giro, mientras que la disminución el ángulo de inclin ación reduce la velocidad de giro.
La tasa estándar de giro, de 3 ° por segundo, se utiliza como la principal referencia para ángulo de inclinación. Por lo tanto, el piloto debe comprender cómo e l ángulo de alabeo varía con los cambios de velocidad, tales como disminuir la velocidad de explotación o de una aproximación por instrumentos. La figura 2-14 muestra la relación gire con referencia a un a ángulo constante banco o una velocidad constante, y los efectos sobre la velocidad de giro y el radio de giro. Una regla de oro para determinar el viraje standard es dividir la velocidad por diez y añadir 7. Un avión con una velocidad de 90 nudos tiene un ángulo de inclinación de 16 ° para mantener un viraje standard (90 dividido por 10 más 7 es igual a 16 °).
coeficiente de sustentación
un coeficiente es un número o un símbolo que actúa de un multiplicador a una cantidad variable o desconocida. Por ejemplo 3 es un coeficiente en 3ab; x es un coeficiente de x (x + z). Por lo tanto un coeficiente es un número que se usa como un multiplicador para la ecuación fundamental de ascensor se puede utilizar para determinar el coeficiente de sustentación (CL) mediante la reescritura de la siguiente manera
Esta ecuación dice elevación es igual al coeficiente de sustentación por las veces el área del ala. El coeficiente de sustentación se determina normalmente en pruebas de túnel de viento. El coeficiente de sustentación es una medida de la eficiencia cuando el ala está cambiando la velocidad en sustentación. El alto coeficiente de elevación los números indican un diseño de superficie aerodinámica más eficiente. El coeficiente de ascensor es una función de la forma del perfil aerodinámico y el ángulo de ataque. Para una forma dada, el coeficiente de sustentación varía con el ángulo de ataque. Por lo tanto, cuando se utiliza la ecuación fundamental para la elevación, el ángulo de ataque se debe especificar para hacer el cálculo significativo. Un cierto perfil de ala puede tener una CL de 0,4 a 4 ángulo de ataque y una CL de 1,2 a 16 ángulo de ataque debe saber antes de la respuesta a la ecuación de elevación tiene un valor utilizable.
calculado para la cantidad de elevación que se puede obtener a partir de un ala de avión que tiene un área de 180 (16,7 m) una velocidad de 120 mph (53,6 m / s), una altitud de 1000 ft (304,8 m) y un de 0,4 a 4° ángulo de ataque de los pasos wong siguien se puede utilizar:.. primero la velocidad se convierte en pies por segundo una velocidad de 120 mph es igual a 176ft / s siguiente por referencia a las tablas atmosféricas estándar NASA se encuentra que el valor de (densidad) es 0,002309. valores de sustitución en la ecuación fundamental para ascensor donde
