Principios de aerodinámica

1. PRINCIPIOS FISICOS DE LA AERODINÁMICA
AERODINÁMICA: Parte de la física que estudia las reacciones del aire sobre los
cuerpos que se mueven en su seno.
El concepto de movimiento esta sujeto a la relatividad
del objeto que se mueve. En el caso de una cometa, si
el aire esta en movimiento, el muchacho no necesita
correr para producir un efecto aerodinámico sobre la
cometa. En cambio si el aire está en calma es el
muchacho quien deberá correr para producir el mismo
efecto.
Esta relatividad de movimiento no produce alteración alguna desde el punto de vista
aerodinámico. TODO DEPENDE DE DONDE SE MIRE. Si el punto de referencia es la
cometa lo que se mueve es el aire. Si el punto de referencia es el aire lo que se mueve es
la cometa.
Durante el desarrollo del módulo se hace indispensable recordar algunos conocimientos
de física dinámica, para la comprensión de los conceptos a tratar:
1. Leyes de Newton.
2. Masa, Presión, Trabajo, Potencia.
3. Vectores, Momentums, Energía.
4. Atmósfera.
1.1 LEYES DE NEWTON
a. “ Todo cuerpo tiende a mantener su velocidad y dirección de movimiento a
menos que se le obligue a lo contrario”.
Esta ley se conoce como la LEY DE INERCIA. Si un cuerpo se encuentra en reposo,
o en movimiento por la ley de inercia este deberá permanecer en ese estado, pero
si se le aplican fuerzas que alteren ese estado, el cuerpo creará una fuerza que trata
de neutralizar las fuerzas adicionales.
b. “La aceleración es directamente proporcional a la fuerza que actúa e
inversamente proporcional a la masa inercial del cuerpo sobre el cual actúa la
fuerza”.
Si un cuerpo no mantiene una velocidad constante es porque es porque está sometido a
una fuerza que hace variar su velocidad. A mayor masa se necesita mayor fuerza para
mantener su velocidad.
c. “A toda acción se opone una reacción”

Si se ejerce una fuerza sobre una
masa, esa masa ejerce una fuerza
igual y de sentido contrario al
agente de la fuerza.
MASA : Cantidad de materia que contiene un cuerpo independiente de su volumen.
No puede medirse fácilmente, y la única manera de establecerse depende del peso del
cuerpo que es influido por la fuerza gravitacional terrestre.
PRESION : Es la fuerza que se ejerce en una determinada unidad de superficie.
Si se hablara de presión atmosférica, se referiría a la cantidad de fuerza que ejerce una
columna vertical de aire sobre determinada parte de la superficie. Si se habla de otro
sistema sería la fuerza aplicada a una determinada superficie.
TRABAJO : Es el producto de una fuerza aplicada para mover un cuerpo una
determinada distancia .
POTENCIA : Es el trabajo efectuado en determinada unidad de tiempo. O sea es la fuerza
que se efectúa para producir una determinada velocidad. La unidad de potencia se llama
Horse Power o caballo de fuerza, que equivale a mover una libra una distancia de 550
pies en un segundo.
VECTOR
ORIGEN
MAGNITUD
DIRECCIÓN
SENTIDO
PUNTO DE APLICACIÓN
VECTORES : Una fuerza que se ejerce debe tener magnitud, dirección y sentido. La
manera de expresar físicamente este proceso es con vectores.
El Origen nos indica de donde proviene la fuerza.
La Magnitud es la cantidad de fuerza.
La Dirección es hacia donde se hace la fuerza.
El Sentido la comparación con un punto de referencia si se va a producir un movimiento.
El Punto de aplicación es el punto donde se concentra la fuerza.

Todo vector puede descomponerse en partes, que pueden ser de tipo vertical y horizontal.
Esto significaría la acción representativa del efecto que produciría en esas direcciones el
vector aplicado.
Para sumar vectores se hace preciso seguir un procedimiento trigonométrico. La suma de
vectores se llama RESULTANTE y es la diagonal del paralelogramo formado por la
componente horizontal y la componente vertical.
MOMENTUM: Es el producto de una fuerza multiplicada por su brazo; donde brazo es la
distancia entre el punto de apoyo y el punto de aplicación de una fuerza. Todo
momentum debe conducir a un movimiento.
ENERGIA: Es trabajo acumulado. Por el hecho de efectuar un trabajo (Fuerza por
distancia), el cuerpo acumula ese trabajo adquiriendo energía por lo tanto no se crea,
solamente se transforma.
En aerodinámica son importantes cinco tipos básicos de energía :
ENERGIA QUÍMICA
ENERGIA CALORIFICA
ENERGIA MECANICA
ENERGIA CINETICA
ENERGIA POTENCIAL.
La energía química es la que contienen compuestos químicos tales como los
combustibles utilizados para los motores.
La energía calorífica es la que producen los combustibles al arder.
La energía Mecánica es la que posee una máquina en movimiento,
La energía cinética es la que contiene un cuerpo debido a su velocidad.
La energía potencial es la que tiene un cuerpo basado en su altura.
Como vimos, algunas leyes físicas merecen recordarse antes de iniciar el estudio de la
aerodinámica ya que ella es parte de la física que estudia las reacciones del aire sobre los

cuerpos que se mueven en él. El concepto de masa, energía, vector, potencia, trabajo,
momentum serán de constante aplicación durante el estudio de la Aerodinámica.
Lecturas Recomendadas : Física cinemática y Dinámica
Marco A. Camargo Ed. 2a - 1983
“Aerodinámica Práctica” : Esteban Oñate.

2. PARTES BASICAS DE UNA AERONAVE
Las partes que conforman un avión están destinadas a cumplir un objetivo determinado, y
no se han ubicado por el simple hecho de hacerlo más vistoso o elegante como aparato,
ya que cualquier peso adicional altera las condiciones de rendimiento de la misma.
Igualmente los ejes sobre los que la aeronave deberá moverse. Cada una de las partes
que conforman una aeronave están dispuestas para cumplir un fin especifico sin que esto
vaya en detrimento de su efectividad ni de la efectividad de otras partes.
Para entender la utilidad de cada una de la partes las hemos agrupado en cinco grandes
grupos de acuerdo a su función:
2.1 GRUPO TRANSPORTADOR
Es el fuselaje donde se ubican pasajeros, carga y tripulación. La parte de los tripulantes
recibe el nombre de cabina. En su parte exterior encontramos partes tales como:
Antenas, Luces, Tubos de Pitot, Tomas estáticas, y es allí donde se apoyan las demás
partes del avión.
2.2 GRUPO MOTOPROPULSOR
Está compuesto por un motor o émbolo o por un reactor y una hélice en los de embolo o
turborreactor. Su objetivo es producir la fuerza de tracción que permita el desplazamiento
o velocidad.
2.3 GRUPO SUSTENTADOR
Lo forman las alas y sus partes móviles. Es el sistema que tiene como función especial
producir la fuerza de sustentación, que sea capaz de vencer el peso. Allí encontramos
partes tales como: Alerones, Flaps, Slats, Aletas compensadoras, Spoilers, Tanques de
combustible, Luces de navegación, luces de aterrizaje, etc.
2.4 GRUPO ESTABILIZADOR
Lo forma el “Empenaje” y se divide en dos partes fijas llamadas estabilizador horizontal y
estabilizador vertical. El estabilizador horizontal tiene una parte móvil llamado timón de
profundidad y el estabilizador vertical contiene el timón de dirección. En cada uno de ellos
encontramos aletas compensadoras.

2.5 GRUPO DE RODAMIENTO
Esta formado por el tren de aterrizaje que puede ser de tipo convencional (patín de cola)
o de tipo triciclo (Rueda de nariz) permitiendo el rodamiento en tierra tanto para el
despegue como en el aterrizaje.
3 . EJES IMAGINARIOS DE UNA AERONAVE
Cuando nos referimos a un eje de algún objeto, imaginamos una línea que deberá
permanecer quieta, inmóvil, mientras el objeto se mueve; tal es el caso del eje polar
terrestre, como línea imaginaria sobre la cual la tierra efectúa su movimiento de rotación.
Al encontrarnos en un sistema tridimensional (largo, ancho y alto) en que cada una de las
dimensiones es perpendicular a las otras dos, todos los cuerpos deberán tener 3 ejes.
3.1 EJE LONGITUDINAL :
Línea imaginaria que va desde la nariz hasta la cola siguiendo un plano de simetría. El
movimiento efectuado por el avión alrededor de este eje se llama BANQUEO (BANK). Su
objetivo es permitir los giros o virajes del avión.
3.2 EJE LATERAL :
Línea imaginaria que se extiende de punta a punta de ala. El movimiento efectuado por el
avión alrededor de este eje se llama CABECEO (PITCH). Su objetivo es permitir el
ascenso y descenso del avión.

3.3 EJE VERTICAL :
Línea imaginaria perpendicular a las dos anteriores y que cruza por el punto de
intersección de estos. El movimiento efectuado por un avión alrededor de este eje se
llama GUIÑADA (YAW). Su objetivo es permitir los giros en tierra y complementar al Bank
en el viraje equilibrando las fuerzas de giro en vuelo.
4. FUERZAS QUE ACTUAN SOBRE UNA AERONAVE
Las fuerzas básicas que actúan sobre un avión en vuelo son :
1. PESO
2. TRACCION
3. SUSTENTACION
4. RESISTENCIA AL AVANCE.
4.1 PESO
ORIGEN DEL PESO
Isaac Newton, descubrió la fuerza de gravedad, que es la fuerza con que la tierra atrae a
todos los cuerpos dentro de su campo de acción. Efectuó un experimento dentro de un
tubo al cual hizo el vacío, dejando caer una pluma y una esfera metálica.
Los dos cuerpos cayeron al mismo tiempo, lo que demostraba que en caída libre recorrían
espacios iguales en tiempos iguales; independiente de su tamaño o peso. Como
conclusión

se obtuvo que la fuerza de aceleración de atracción de la tierra es constante y su valor se
calcula en 9.82 mts/segundo.
MAGNITUD DEL PESO
¿ Por qué entonces los cuerpos pesan diferente?
W = m x g
Anteriormente hablamos de masa, que es la cantidad de partículas que forman un
cuerpo, independientemente de su volumen. Esta cantidad de materia sometida a la
fuerza gravitacional es la que produce el PESO.
DIRECCIÓN DEL PESO
Como la fuerza de gravedad es quien produce el peso, es importante establecer la
dirección de esa fuerza para determinar la dirección del peso. Sobre la superficie de la
tierra, los que se encuentran en el polo sur deberían estar bocabajo y los que vivimos en
el Ecuador, horizontales.
Solo los que viven en el polo Norte, se sentirían perfectamente vertical. Sin embargo,
debido al fenómeno GEOCENTRISTA todos los habitantes del planeta nos sentimos
verticales, independiente de nuestra posición en la esfera terrestre.
PUNTO DE APLICACIÓN DEL PESO
Un cuerpo puede estar formado por diferentes materiales. En el caso de una aeronave,
lo conforman muchos elementos, cada uno de ellos con su propio peso. Se hace
indispensable reunir todos esos pesos en uno solo para establecer el peso total.
Si queremos pesar un cuerpo, lo colgamos de un Dinamómetro que nos indica el valor o
en una simple balanza. Del lugar donde “Colguemos” o apoyemos el cuerpo no depende
el valor del peso, por lo tanto podemos apoyarlo en cualquier parte.
Ese punto de apoyo o de suspensión, será el punto donde consideremos aplicado todo el
peso del cuerpo. A este punto se le llama “CENTRO DE GRAVEDAD”.
Podemos concluir igualmente que un cuerpo puede tener infinitos centros de gravedad ya
que se puede suspender de cualquiera de sus partes. Al colgar un cuerpo de diferentes
puntos, este puede adquirir diferentes posiciones.
En el caso de una aeronave no es conveniente esta situación, ya que su actitud es muy
importante para el tipo de movimiento que va a tener. Por lo tanto una aeronave no puede
considerarse como cualquier cuerpo para establecer su centro de gravedad.
Se hace indispensable que la aeronave mantenga una actitud siempre horizontal, por
tanto el CENTRO DE GRAVEDAD de una AERONAVE debe ser un punto situado en el
eje longitudinal de tal manera que al suspenderla de ese punto mantenga una actitud de
vuelo horizontal y nivelado (Eje longitudinal paralelo al horizonte).

4.2 TRACCIÓN
ORIGEN DE LA TRACCIÓN
Es la fuerza que desarrollará un motor para proporcionar velocidad a la aeronave. En
otras palabras es la fuerza que proporciona el movimiento.
Como el objetivo de la fuerza de tracción es producir velocidad, se hace indispensable
obtener energía cinética que es el trabajo acumulado que depende exclusivamente de la
velocidad.
Como la energía ni se crea ni se destruye, solamente se transforma, necesitamos una
fuente de energía.
Los hidrocarburos tienen la capacidad de ceder fácilmente la energía calorífica que
contienen. Los combustibles como la gasolina a determinada presión y temperatura ceden
su energía.
Por medio de un motor, conseguimos transformar la energía calorífica en mecánica.
Dentro de un motor, las diferentes partes que lo componen, permiten esa transformación.
Pero solamente conseguimos energía mecánica. El proceso de transformación será
explicado más adelante.
Se hace ahora necesario transformar la
energía mecánica en cinética, o sea velocidad.
En un motor tendremos como resultado de la
transformación de energía a un eje cilíndrico
dando vueltas. Por esto podríamos relacionar
esta situación con un tornillo, que al girar en
una madera, metal, etc. se “enrosca”
produciéndose un cambio de movimiento de
rotacional en Lineal.

Esto se obtiene por las estrías que se
empujan para conseguir el movimiento. Si
al eje del motor colocáramos estrías tan
pequeñas no conseguiríamos resultados
positivos, pero si aumentamos esas estrías
hasta un tamaño como de una pala,
tendríamos que esas palas tomarían una
masa de aire y la empujarían hacia atrás
con determinada aceleración.
La reacción a esta aceleración sería un
movimiento lineal lo que conduce a
adquirir energía cinética o VELOCIDAD.
Por medio de la hélice, conseguimos
transformar energía mecánica en energía
cinética. Sin embargo, podríamos caer en
el error de pensar que todos los aviones
deben tener hélice para poder transformar
la energía mecánica en cinética, y todos
sabemos que existen aviones sin hélice,
como son los Reactores o Jets.
Este proceso de transformación energético se efectúa por acción y reacción, según la 3°
Ley de Newton. Podemos comparar una turbina con un globo de caucho de los que usan
los niños.
Si el globo esta desinflado, la presión existente dentro del globo es la misma que la
presión atmosférica externa. Pero si inflamamos el globo estamos inyectando aire a
presión; o sea estamos incrementando la presión interna con respecto a la presión
externa.
Esa diferencia de presiones serviría para
aprovechar esa energía interna. Si
soltamos el extremo del globo, el aire a
mayor presión dentro del globo saldría
rápidamente, y si soltamos el globo
podemos observar un rápido movimiento
de este debido a la reacción que
produce la liberación de presión.
Este es el principio de acción de un Jet
(chorro en ingles), por esta razón de
acción y reacción a estas aeronaves se
les llama a reacción o aviones a chorro.
Cualquiera que sea el sistema que se
utilice, sea por medio de un motor a

pistón o un motor a reacción, en ambos
casos estamos transformando energía
calorífica en energía mecánica y la
energía mecánica en cinética o sea
VELOCIDAD.
Cualquiera que sea el sistema que se utilice, sea por medio de un motor a pistón o un
motor a reacción, en ambos casos estamos transformando energía calorífica en energía
mecánica y la energía mecánica en cinética o sea VELOCIDAD.
MAGNITUD DE LA TRACCIÓN
Como el origen de la tracción es una masa de aire acelerado, la magnitud de la fuerza de
tracción es el producto de LA MASA DE AIRE POR LA ACELERACION DE ESA MASA
DE AIRE.. T = m x a
Ahora bien, la magnitud de la Tracción teniendo en cuenta lo anterior dependerá de:
a. Tipo de Motor
b. Número de motores
c. Potencia de el o los motores (La Unidad de Potencia utilizada en aviación es el
caballo de fuerza).
DIRECCIÓN DE LA TRACCIÓN
Las aeronaves son diseñadas para volar a una velocidad especifica a la cual alcanzan su
mejor rendimiento. En dicha velocidad la aeronave adopta una posición que le permite
atravesar el aire con la menor resistencia con su eje longitudinal paralelo al viento relativo.
Por tanto y para un mejor aprovechamiento, la tracción o empuje de los motores debe
llevar la dirección del eje longitudinal.
PUNTO DE APLICACIÓN DE LA TRACCIÓN
Sin importar el número de motores que tenga un avión, la fuerza de tracción debe estar
aplicada al eje longitudinal para evitar desequilibrios que produzcan movimientos de
guiñada.

Si la aeronave es monomotor el motor deberá estar ubicado
en el eje longitudinal.
Si la aeronave es Bimotor, sus motores estarán ubicados a
la misma distancia del eje longitudinal y producirán la misma
fuerza para mantener el equilibrio.
Si la aeronave es trimotor o polimotor la sumatoria de fuerza
de sus motores deberá equilibrarse en el eje longitudinal.
4.3 SUSTENTACIÓN
ORIGEN DE LA SUSTENTACIÓN
Desde hace mucho tiempo el hombre ha querido volar. Los primeros intentos se vieron
frustrados, se intento imitar a los pájaros con grandes fracasos.
El peso producido debido a la fuerza gravitacional terrestre le impedía “despegarse del
suelo”. La aplicación de leyes físicas nos dan la respuesta para vencer el peso.
Experimentos realizados con líquidos a través de un tubo de forma especial (Tubo
Venturi), llevo a estudiar las leyes de conservación de la energía que derivaron en
estudios muy importantes para la Aerodinámica.
El experimento consistía en hacer pasar por un tubo un liquido a velocidad constante, en
el cual el área de paso se disminuye progresivamente hasta un valor mínimo para
incrementarse posteriormente hasta el área inicial.

Si tomamos una partícula del líquido en determinada área inicial, tiene una velocidad
determinada (EK1), Para la misma partícula, cuando el área disminuye, la velocidad
aumenta, hasta alcanzar una velocidad máxima cuando el área es mínima (EK2), a
medida que el área vuelve a aumentar, disminuye velocidad en la misma proporción en
que aumentó al disminuir el área hasta volver a la velocidad inicial de entrada al tubo
(EK3).
Entonces deducimos que: EK1 = EK3 y EK2 ► EK1
Como Velocidad es sinónimo de Energía Cinética, podemos concluir que hubo incremento
de energía Cinética. Como la Energía ni crea ni se destruye, sino que se transforma, al
aumentar la Energía Cinética, debió perderse Energía en alguna parte del tubo.
Esto se llama “Ecuación de continuidad”.
TEOREMA DE BERNOULLI
Después del experimento en el tubo Venturi quedó el interrogante de la pérdida de
energía. BERNOULLI, decidió solucionar esa pregunta, y en lugar de hacerlo en un tubo,
con agua, lo hizo con aire y un objeto que le hiciera frente al aire, donde acomodó varios
medidores de presión.
Al pasar el aire observó que cuanta más velocidad adquirían las partículas de aire, en los
bordes la presión disminuía en el punto más alto, que correspondería a la parte mas
estrecha del tubo VENTURI donde las partículas adquirían más velocidad, la presión era
más baja. De este experimento dedujo su teorema :
“En un medio donde las partículas adquieren más velocidad, en los bordes del
mismo la Presión disminuye o sea a mayor Velocidad menos Presión y viceversa”.
Después de este experimento, se concluyó su utilidad enorme a los problemas de
conseguir que un cuerpo se elevara del aire y después de muchos experimentos se fue
reformando el objeto frente al aire hasta aparecer el PERFIL ALAR.
PERFIL ALAR : Es la sección transversal de un ala, diseñado y estudiado para obtener
los mejores resultados aerodinámicos. Tiene una forma especial que permite conseguir
diferencias de presiones en su superficie.

PARTES DE UN PERFIL
El perfil alar se divide en cinco partes principales:
BORDE DE ATAOUE
BORDE DE SALIDA
EXTRADOS
INTRADOS
CUERDA ALAR
Siguiendo el teorema de BERNOULLI, si a un perfil alar lo sometemos a una corriente de
aire, analicemos el efecto del mismo sobre el perfil tanto en la parte inferior como en la
parte superior (Intrados y Extrados).
En el INTRADOS, y debido al ángulo de ataque, algunas partículas chocarán produciendo
un aumento de presión, igualmente otras pasarán sin tocarlo, pero produciendo un
“colchón” de aire en la parte inferior que ejercen una fuerza hacia arriba.
En el EXTRADOS , las partículas de aire se ven sometidas a una disminución de área, lo
que significa un aumento de velocidad y por lo tanto, según el teorema de Bernoulli una
disminución de la presión en los bordes del perfil creando un vacío en la parte superior.
Este vacío será más grande cuanto mayor sea la velocidad de las partículas de aire sobre
el perfil.
Al existir ese vacío, la atmósfera externa de mayor presión absorberá, succionando el
perfil, produciendo fuerzas ascendentes en todas direcciones, cuya magnitud variará de
acuerdo a la depresión que haya sobre el perfil.

Si sumáramos todas las fuerzas
vectores que aparecen sobre el perfil,
obtendríamos un vector resultante
llamado “RESULTANTE
AERODINAMICA”.
La dirección de esta sería hacia
arriba y hacia atrás de la vertical.
Como se mencionó anteriormente
todo vector puede ser descompuesto
en dos vectores llamadas
componentes. La componente
vertical es llamada SUSTENTACIÓN
(L) y la componente horizontal
RESISTENCIA ALAR (Da).
Dependiendo del tipo de aeronave,
su velocidad y performance, se
utilizan diferentes tipos de perfiles
alares que producen mayor o menor
diferencia de presión.
MAGNITUD DE LA SUSTENTACION
La magnitud de la sustentación requiere un análisis más profundo, ya que es esta la
fuerza que habrá de vencer la gravedad y que nos permitirá el vuelo.
Aunque no se hará nunca un cálculo matemático de el valor de la sustentación, se hace
INDISPENSABLE el conocimiento correcto de cada uno de los factores que intervienen
en su valor.
La sustentación depende de cuatro factores principales:

A. DENSIDAD MEDIA ATMÓSFERICA
Con el fin de establecer la Densidad Atmosférica, veamos algunos factores :
La Atmósfera es una capa de aire que rodea la tierra, con una longitud vertical de
aproximadamente 1.000 kilómetros.
Si pudiéramos introducir un tubo desde arriba hasta la superficie de la tierra, y en ese
tubo tomáramos dos cubos, uno de la parte superior, y uno muy cerca a la superficie de la
tierra; el cubo A esta sometido a resistir todo el peso de la columna de aire encima de él,
o sea que soporta mas presión que el cubo B. El cubo B soporta encima de el una
columna menor o sea menor peso y menor presión.
Esto hace que si los dos cubos son iguales (volúmenes iguales) y son sometidos a
diferentes presiones, tendremos a las partículas de aire del cubo A más juntas, más
unidas que en el cubo B.
Si pesáramos los dos cubos, el cubo A pesaría más que el B por tener más masa de aire;
recordemos que Densidad es la cantidad de masa contenida en determinado volumen,
por lo tanto el cubo A tendrá una densidad mayor que el cubo B.
Esto nos demuestra que a mayor altura sobre la superficie terrestre, la Densidad
Atmosférica disminuye. O sea que entre más alto vuele una aeronave, encontrará una
Atmósfera con menor densidad.
Ante los constantes cambios que sufre la Atmósfera por diversos factores meteorológicos,
como de presión y temperatura, se estableció una atmósfera ideal que tiene las siguientes
características :
A T M O S F E R A T I P O
ELEVACION : El nivel medio del mar
TEMPERATURA : 15°C
PRESION : 29,92 Hg.
Por cada 1.000 Ft que subamos en la atmósfera, la presión debe disminuir una pulgada
de mercurio y la temperatura 2°C. A esta variación se conoce como GRADIENTE
NORMAL.

Teniendo en cuenta que en la fórmula de Sustentación la Densidad Atmosférica es
directamente proporcional a ella, a mayor altura menor sustentación por disminución de
densidad o viceversa.
Al tratar el tema de instrumentos pitostáticos, regresaremos nuevamente a este tema de
la atmósfera.
B. SUPERFICIE ALAR
Es la proyección de los planos sobre un plano horizontal, estando el avión en vuelo
horizontal nivelado.
Hay diferentes formas de planos o alas que determinan la cantidad de Superficie Alar.
Algunas de ellas son:
Realmente no es la superficie de las alas, ya que al efectuarse la proyección, su valor
disminuye algo debido a su ángulo que existe en las alas llamado Diedro.
El Ángulo Diedro puede ser positivo, o negativo (Anhiedro).
DIEDRO ANHIEDRO

Este ángulo tiene una utilización especial que se explicará en equilibrio y estabilidad. No
se debe medir la proyección de las alas si el eje lateral no es paralelo al horizonte, pues
esto haría que la proyección disminuyera entre más ángulo de banqueo tuviera el avión,
de tal manera que a 90° no habría superficie alar.
Por esta condición, se puede decir que la
Superficie Alar es constante, no depende de
ningún factor para determinado avión.
También, hay aeronaves que presentan doble o
triple superficie alar como en el caso de los
biplanos y triplanos.
También influye en la cantidad de Superficie Alar la forma de las alas
C. COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN
Coeficiente significa multiplicador. Coeficiente de sustentación será pues un multiplicador
de la sustentación. Pero la pregunta es : Porque un número va a multiplicar la
sustentación así porque si ? La respuesta estará en un efecto físico producido sobre el
perfil.
El Perfil Alar es colocado en el fuselaje del avión con un ángulo fijo respecto al eje
Longitudinal.
A este Ángulo se le llama Ángulo de Incidencia y no puede ser modificado por el
piloto.
Lo que si puede ser modificado por el piloto para mantener la sustentación con el cambio
de la velocidad es el ángulo formado entre la Cuerda Alar y el Viento Relativo. A este
Ángulo se le llama Ángulo de Ataque

Recordemos el concepto de ángulo de ataque : Angulo formado entre la cuerda
geométrica y el viento relativo. Variemos el ángulo de ataque en varios casos y
observemos el efecto que esto produce en el erfil alar.
Primer caso : Ángulos pequeños entre 2º y 5º.
El Perfil es sometido a un viento relativo que forma con la cuerda geométrica un ángulo
pequeño. En el Intrados se produce sobrepresión y en el Extrados depresión como
habíamos visto anteriormente. Si observamos el perfil, la zona de más alta velocidad de
las partículas esta más o menos hacia la mitad del mismo.
Pequeña L
Dirección atrás
CP Muy atrás
El centro de presión que es el origen de la resultante, estará situado bastante atrás del
borde de ataque, los vectores mas grandes estarán igualmente hacia atrás, por lo que la
dirección de la resultante es hacia atrás de la vertical. Esto hace que la sustentación sea
relativamente pequeña.

Segundo caso : Ángulos medios entre 8° - 12°.
Como podemos ver, el ángulo ha aumentado, pero la dirección del viento relativo
permanece constante en magnitud, dirección y sentido. Lo que hemos alterado es la
posición del perfil. La cuerda geométrica está ahora más inclinada.
Sobre el INTRADOS, más líneas de corriente de aire encontrarán el perfil, produciendo
mayor sobrepresión o sea más fuerza hacia arriba e igualmente hacia atrás.
Sustentación Mayor
Dirección Mas Vertical
CP Mas adelante
En el Extrados, observamos como el paso a las líneas de corriente de aire se cierra más
rápidamente como si el tubo VENTURI del experimento fuese más cerrado. Esto produce
que las partículas de aire sean más aceleradas sobre el perfil, y de acuerdo al teorema de
Bernoulli, deberá producirse más baja presión lo que concluye que la resultante
aerodinámica sea mayor. La zona de más alta velocidad de partículas estará más cerca al
borde de ataque, por lo tanto el centro de presión estará igualmente más cerca al borde
de ataque. Los vectores más grandes estarán ahora más hacia la vertical, por lo tanto la
resultante también será más vertical. Esto implica que la sustentación aumenta más
rápido que la resistencia al avance vemos en comparación con el caso anterior, que la
sustentación es mayor, o sea que ha aumentado sin alterar la velocidad, sino únicamente
por cambio de ángulo de ataque.

Tercer caso : Angulo relativamente Grande - 14° a 18°
En este caso el ángulo es mayor, igualmente el perfil ha sido más inclinado
En este caso como en el anterior, habrá más sobrepresión en el Intrados, e igualmente las
partículas de aire en el Extrados serán más aceleradas produciéndose más succión, por
lo tanto la resultante aerodinámica será mayor.
El centro de presión igualmente se correrá hacia adelante. Experimentalmente se
demuestra que este quedará ubicado al 25% de la longitud de la cuerda desde el borde
de ataque hacia el de fuga o salida.
Como veremos en el caso siguiente, a este ángulo relativamente grande se obtiene el
mayor valor de sustentación”.
De estos tres casos, vemos como al aumentar el ángulo de ataque, la sustentación
aumenta, porque uno de sus parámetros ha aumentado, es el coeficiente de sustentación.

Cuarto caso : Ángulos Excesivamente Grandes – mas de 20° - 30°
El ángulo es ahora muy grande – En el Intrados mas líneas de corriente de aire golpean el
Intrados produciendo una alta resistencia al avance, y en el Extrados las partículas
aumentarán más su velocidad. Pero, el perfil esta ahora más lejos de la dirección del aire,
por lo tanto dada su alta velocidad, no alcanzan a pegarse al perfil, produciéndose su
regreso en forma de turbulencia.
SUSTENTACIÓN CASI CERO
Esto produce sobre el perfil que la Resultante Aerodinámica disminuya su valor, tiene
tendencia a la horizontal o sea gran resistencia al avance y poca componente vertical con
tendencia a cero, o sea que la Sustentación se vuelve casi cero. Teniendo en cuenta los
cuatro casos anteriores, observamos que la sustentación es incrementada al aumentar el
ángulo de ataque. O sea, que al aumentar el ángulo de ataque aumentamos el coeficiente
de sustentación produciéndose un aumento en la magnitud de la Sustentación.
Sin embargo esto es válido hasta un determinado ángulo, o ángulo máximo; ya que por
encima de este en forma instantánea la sustentación pasa de un máximo valor a casi
cero. Si representáramos estas variaciones en una gráfica sería más ilustrativo, y vemos
claramente como a medida que aumentamos el ángulo X aumenta igualmente Cl; pero al
sobrepasar el ángulo máximo; C1 se vuelve cero.
En la fórmula L = 2 C1 S v2 si C1 tiende a cero, la sustentación también tiende a valer
cero. Esta situación se conoce como Desplome (STALL).
Otro aspecto que juega un papel muy importante en la cantidad de sustentación producida
por un ala es su posición en el fuselaje.

Encontramos aeronaves con el ala colocada
en la parte superior del fuselaje. Estas
producen mas sustentación que los demás
tipos de aeronaves, pues la parte superior del
fuselaje tiene forma de ala.
Hay aeronaves con alas medias. Son las que
menor sustentación producen pues se
encuentran interrumpidas por el fuselaje.
Las aeronaves con alas bajas, son las
segundas en la calidad de la sustentación,
pues su parte inferior tiene forma de intrados.
D. VELOCIDAD DEL AIRE
La Velocidad del Aire que rodea al perfil en movimiento (Viento Relativo), es lo que
produce el efecto de sustentación y es por tanto el factor mas importante.
A una mayor velocidad del aire el efecto de succión en el Estrados y sobrepresión en el
intrados es mas significativa aumentando los vectores resultantes de la diferencia de
presiones y por tanto consiguiendo una Sustentación mayor.
DIRECCIÓN DE LA SUSTENTACION
Recordemos que la Sustentación y la resistencia alar, son construidas
perpendicularmente por ser componentes de una resultante. Igualmente, sabemos que
una Resistencia al Avance va en sentido contrario al movimiento.
Un concepto que hemos definido como opuesto al movimiento es el Viento Relativo. Por,
tanto el Viento Relativo es paralelo y del mismo sentido que la Resistencia al Avance del
ala o componente horizontal de la Resultante Aerodinámica.
Todo este análisis nos lleva a demostrar que si el viento relativo es paralelo a la
Resistencia alar, quien a su vez es perpendicular a la Sustentación, por lo tanto la
SUSTENTACION ES PERPENDICULAR AL VIENTO RELATIVO. La actitud de la
aeronave entonces no tiene influencia alguna sobre la dirección de la sustentación,
únicamente la dirección del movimiento.

Como en un Perfil Alar vimos que sobre el Extrados se producen fuerzas mayores que en
el Intrados es importante establecer la proporción de fuerzas en cada una de las
superficies del perfil. Experimentalmente se ha demostrado que el 75% de la fuerza de
sustentación sobre un perfil se produce en el EXTRADOS y el 25% en el INTRADOS.
PUNTO DE APLICACIÓN DE LA SUSTENTACIÓN
La Sustentación se aplica teóricamente en un punto ubicado en la cuerda alar llamado
CENTR DE PRESIÓN donde también se originan la RESULTANTE AERODINÁMICA
(RA) y la RESISTENCIA ALAR (Da).

4.4 RESISTENCIA AL AVANCE
ORIGEN DE LA RESISTENCIA AL AVANCE
Todo cuerpo que se desplaza con referencia a otro en el cual está en contacto directo,
debe recibir una resistencia a su movimiento. La densidad del medio en donde nos
desplazamos es de suma importancia, ya que entre más denso sea el cuerpo, más
resistencia opone al movimiento. Trate de avanzar en el aire, en el agua entre aceite o
contra algo sólido, efectúe Ud. mismo el experimento. Una bola de cristal sobre un vidrio.
En el aire se desplaza fácilmente. Cubra el vidrio con una capa de agua y verá que se
frena mas fácilmente y si lo hace con aceite se frenara más aún. Por último intente que la
bolita atraviese una tabla y verá el resultado. Total imposibilidad de movimiento. Pues una
aeronave que se desplaza en una masa de aire, también recibe de ella fuerzas que van
en contra de la dirección del movimiento.
Las diferentes partes externas del avión, recibirán de la masa de aire fuerzas en contra de
su movimiento, pero además hay factores que intervienen que no son solamente las
partes externas del avión, como son su forma, su estructura, etc. Por tanto deducimos que
el origen de la Resistencia al Avance esta basado en la Densidad del Aire en el punto
donde esta volando el avión (Densidad Media Atmosférica).
MAGNITUD DE LA RESISTENCIA AL AVANCE
La Resistencia al Avance depende básicamente de los mismos factores que la
sustentación, pero puede ser clasificada de acuerdo a la forma como se produce en
cuatro diferentes tipos de resistencia:
D = Da + Dp + Di + Df
Da = Resistencia Alar
Dp = Resistencia Parásita
Df = Resistencia por Fricción
Di = Resistencia Inducida
Analizaremos una por una de ellas para establecer que factores intervienen en cada una
Da : RESISTENCIA ALAR

Anteriormente, se estableció que la componente vertical de la resultante aerodinámica se
llama Sustentación; y la componente horizontal RESISTENCIA ALAR. por tanto si Da es
una componente de resultante aerodinámica al igual que L, dependerá de los mismos
factores, por tanto:
Donde Cd es un coeficiente de resistencia que se comporta igual que CL. Si recordamos
que a medida que aumentamos el ángulo de ataque, la cara inferior (Intrados) del ala
hace mas “cara” al aire, deducimos fácilmente entonces que Cd aumentara con el ángulo
de ataque, lo que hace aumentar Da.
Se diferencia de CL en que es de menor magnitud y que al sobrepasar el ángulo máximo
de sustentación no se disminuye sino que siempre aumenta.
DP = RESISTENCIA PARÁSITA
Es la que producen todas las partes externas del avión que no producen sustentación.
Las únicas partes que producen sustentación en un avión son las alas, por tanto todas las
áreas frontales del avión excepto las alas son resistencia parásita.

La mínima resistencia parásita se obtendría, dándole a las partes externas y frontales de
la aeronave una forma que reduzca esa área.
El proceso de disminuir el área frontal equivalente se llama fuselar. Al reducir el área
frontal la resistencia parásita disminuye.
Las ruedas del avión por su función no podrían fuselarse, pero se pueden envolver en una
carena dejando descubierta solo la parte necesaria para el rodaje. Esto reduce
considerablemente el área frontal que aparece “ cuando el tren de aterrizaje no es
retráctil.
Df = RESISTENCIA POR FRICCION
Todo cuerpo que se mueve en una determinada masa, es envuelto por ella, creando una
capa que le resta capacidad de movimiento. Esta capa se llama “Capa limite o superficial”.
En una aeronave, esta fuerza es debida a la forma misma de ella pero puede
incrementarse si las superficies externas no son bien pulidas o si presentan
irregularidades.

Por ejemplo, los remaches que sirven para unir las diferentes láminas que forran el avión,
presentan al paso del aire por el movimiento resistencia en forma de pequeños remolinos.
Igualmente la suciedad o pequeñas abolladuras del fuselaje incrementarían el valor de la
capa límite, aumentando así la resistencia por fricción.
Di = RESISTENCIA INDUCIDA
Como se vio anteriormente, en las superficies Extrados e Intrados de las alas se produce
una depresión y una sobrepresión respectivamente.
Mientras las superficies del ala soporten esa diferencia de presiones, no hay
inconveniente, pero al llegar a la punta de las alas, una sobrepresión encontrará una
depresión provocándose un remolino llamado VORTICE (VORTEX).
Este remolino crea una fuerza de torsión en el ala en forma circular, y simultáneamente
una fuerza que se opone al movimiento llamada RESISTENCIA INDUCIDA.
Para algunas aeronaves no es conveniente esta fuerza por lo cual se hace indispensable
disminuirla al máximo. Para esto se utilizan dos herramientas:
1. TORSIÓN DEL ALA: Es la variación del ángulo de incidencia desde el encastre
hacia la punta del ala. Este diseño es muy utilizado en aeronaves que trabajan a
un rango de velocidad bastante amplio y pueden mantener una Sustentación
suficiente para el vuelo aun a bajas velocidades mientras que reducen su
coeficiente de sustentación a altas velocidades.
Este es debido a que a bajas velocidades gran parte de la envergadura del ala
tiene ángulo de ataque produciendo sustentación aun hacia la punta del ala.
A altas velocidades se produce sustentación desde el encastre del ala hasta cierto
punto en la envergadura cuando el ángulo ya es muy reducido e inclusive pasa a
ángulo negativo produciendo el efecto contrario a la sustentación. Esto hace que
se elimine parte de la sustentación que a altas velocidades sería innecesaria.
2. WING LET: Son dispositivos de punta de ala que evitan que la succión generada
en el estrados se encuentre con la presión producida en el intrados. Estos pueden
ser:

a. Tip Tanks (Tanques de Punta de Ala)
b. Long Horn (Cachos Largos)
c. Terminaciones desvanecidas o redondeadas.
En todos los casos el objetivo es evitar que se encuentre la sobrepresión del Intrados y la
depresión del Extrados.
Según lo analizado, la resistencia inducida (Vortices) representan un problema
significativo tanto para las aeronaves que la producen como para las aeronaves que
maniobran atrás de ellas.
Se han clasificado las estela turbulentas de las aeronaves así:
LIGERA (L) menos de 75000 Kg.
MEDIANA (M) de 75000 a 136000 Kg.
PESADA (H) mas de 136000 Kg.
Es conveniente observar algunas precauciones a tener con las estelas turbulentas en las
diferentes fases del vuelo:
DURANTE EL DESPEGUE:
Nunca despegar detrás de una aeronave con estela turbulenta igual o mayor. Si es
necesario hacerlo, despegar después de un tiempo prudencial y/o despegar de un punto
antes del punto donde levanto ruedas la aeronave precedente y abandonar
inmediatamente la trayectoria.
ASCENSO:
Nunca ascender en la trayectoria de una aeronave con estela turbulenta igual o mayor.
CRUCERO:
Mantener una separación no inferior a 5 NM o 2 minutos respecto a la aeronave
precedente.
DESCENSO:
Mantener una senda de descenso por encima de la de la aeronave precedente.
ATERRIZAJE:
Sentar ruedas en un punto adelante del punto de sentada de ruedas de la aeronave
precedente.
DIRECCIÓN DE LA RESISTENCIA AL AVANCE
Podemos observar en todos los casos que la resistencia al avance tiene la misma
dirección que el viento relativo, es decir contraria al movimiento y perpendicular a la
sustentación.

PUNTO DE APLICACIÓN DE LA RESISTENCIA AL AVANCE
Como la Resistencia al Avance se produce en diferentes punto de la aeronave no es
posible determinar un punto de aplicación exacto. Por tanto, La Resistencia alar se aplica
al centro de presión, La resistencia Parásita se aplica a las superficies frontales, la
Resistencia por Fricción se aplica a la piel del avión Y la Resistencia Inducida a la punta
de los planos.
R E S U M E N
Después de establecer las cuatro fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo, vale la
pena analizar el origen, la magnitud y la dirección de ellas; y así poder buscar que
dependencia hay entre ellas, o que relación puede existir.
Como podemos observar, ninguna depende de la otra, las cuatro fuerzas son
TOTALMENTE INDEPENDIENTES desde el punto de vista de origen, magnitud y
dirección.
Pero si analizamos sus efectos, quizá encontremos relación.
La gravedad (peso) es la fuerza conque nos atrae la tierra. Es la fuerza que nos impide
volar.
La tracción es una fuerza que nos permite desplazarnos.
La sustentación nos permite elevarnos.
La resistencia al avance se opone al desplazamiento.
Ahora con este análisis es fácil ver la interrelación en sus efectos :
La sustentación vence la gravedad y la resistencia al avance va contra la tracción.
Consideremos la sustentación y el peso. Pueden ser:
L > W en cuyo caso el avión ascendería
L = W en cuyo caso el avión mantiene un nivel
L < W en cuyo caso el avión baja si está en vuelo o no puede levantarse
Consideremos ahora tracción y resistencia al avance. Pueden ser:
T > D en cuyo caso tenemos velocidad acelerada, o sea incremento en la velocidad.
T = D en cuyo caso la velocidad seria constante
T < D en cuyo caso habría desaceleración en la velocidad .
Analizadas así las fuerzas, tendríamos un caso ideal en que T = D y L = W

Este caso se llama vuelo aerodinámico o de equilibrio de las fuerzas. El vuelo de balance
entre las fuerzas sería “Vuelo horizontal, nivelado y a velocidad constante”.
5. SUPERFICIES HIPERSUSTENTADORAS
Al hablar de superficies hipersustentadoras, podemos separar el prefijo HIPER, el cual
significa en aumento, incremento. Por lo tanto hipersustentación significa aumento de
sustentación.
Para explicar este fenómeno, debemos recordar la fórmula de la magnitud de
sustentación. Como este valor ha de aumentar, alguno de sus parámetros debe
aumentar.
La Densidad atmosférica no puede ser alterada por el piloto.
El ángulo de ataque, de quien depende el Coeficiente de Sustentación (CL) si puede ser
cambiado por el piloto.
La Superficie Alar es constante.
La Velocidad es independiente de las superficies del avión ya que depende de la tracción.
Superficies hipersustentadoras, son superficies especiales colocadas en las alas que
permiten aumentar la curvatura o combadura del ala, aumentando el ángulo de ataque,
sin cambiar la actitud del avión, produciendo un aumento en el coeficiente de sustentación
que trae como resultado un aumento en la fuerza de sustentación.
Las superficies hipersustentadoras se dividen en dos :
Las de borde de salida llamadas (FLAPS) y las de borde de ataque llamadas RANURAS
(SLAT)
EFECTO EN VUELO : Tomemos primero los FLAPS para analizar que efecto producirá
en vuelo o en un perfil sometido a una corriente de aire.
Si movemos el FLAP un pequeño ángulo hacia abajo, podemos deducir que la cuerda
geométrica se forma en curva.
Podría considerarse como si el avión hubiera cambiado de actitud subiendo la nariz, pero
realmente fue parte del perfil que se movió hacia abajo, eso produce que el ángulo
formado entre el viento relativo) y la cuerda geométrica (Angulo de Ataque) sea mayor, o
sea que el Coeficiente de sustentación es mayor por lo cual la sustentación también va a
aumentar.
Recordemos ahora que si el ángulo de ataque aumenta mucho, C1 tiende a cero, a
menos que mantengamos un ángulo óptimo de máximo C1.
Si sobrepasamos esa máxima posición, en lugar de incrementar la sustentación, estaría
incrementando la resistencia alar.

Esto implicaría disminución de velocidad que podríamos considerar como un freno
aerodinámico.
No se pierde totalmente la sustentación como en el caso visto en capítulos anteriores, ya
que el perfil en si sigue actuando, pero la velocidad disminuye por incremento de la
resistencia alar.
Estas características nos permiten usarlas a discreción y necesidad, ya sea para
incrementar la sustentación por aumento de CL o para freno aerodinámico por incremento
de CD.
TIPOS DE FLAPS
Básicamente hay cuatro tipos de Flaps :
En el Flap tipo común o simple, al ser
operada produce cambios tanto en el
INTRADOS como en el EXTRADOS.
En el Flap tipo partido, se produce cambio
únicamente en el INTRADOS, y el
EXTRADOS permanece igual.
En el Flap tipo Ranurado, al ser operado,
produce un espacio por donde debido a
la diferencia de presiones en el perfil alar,
dejará pasar aire del Intrados hacia el
Extrados produciendo efecto como un
segundo perfil.
En el Flap tipo Fowler, comúnmente
utilizada en aeronaves a reacción, el Flap
sale de dentro del perfil aumentando
relativamente la superficie alar, y además
puede seguir operándose para ser usada
como la aleta ranurada.
Los hemos descrito en orden de eficiencia. El menos eficiente es el Común, luego el
Partida, luego el Ranurada y el mas eficiente es el Fowler.

Cuando estudiamos el coeficiente de
Sustentación, efectuamos una curva que
mostraba la variación del coeficiente de
sustentación cuando aumentábamos el
ángulo de ataque .Al llegar al ángulo
máximo, CL tiende a cero.
Si con el uso de Flaps hemos aumentado
el ángulo de ataque sin alterar la posición
de la aeronave, podríamos hacer una
comparación.
Si cuando no se usan los Flaps
normalmente en las aeronaves desde el
ángulo de incidencia (3°) hasta el ángulo
de desplome (18° 6 20°) hay una
diferencia de 15°.
Si usamos Flaps, sin mover la actitud de la aeronave hemos ya ganado algunos grados,
por lo tanto es lógico establecer que “CON EL USO DE ALETAS, EL COEFICIENTE
MAXIMO DE SUSTENTACION TENDRA UN MAYOR VALOR QUE SIN USARLAS Y A
UN ANGULO DE ATAQUE MENOR”.
Esto significa que el desplome se presenta a un ángulo menor que sin utilizarlas.
Con los diferentes tipos de Flaps, según su rendimiento, el coeficiente CL adquiere un
mayor valor, y además el desplome se presenta a un ángulo de ataque menor.
VENTAJAS Y EFECTOS EN VUELO
De acuerdo a los conocimientos hasta ahora obtenidos sobre la reacción del aire sobre
las superficies hipersustentadoras, podemos analizar que ventajas y que efectos produce
en el vuelo de las aeronaves su utilización.
EFECTO 1 - Aumenta el coeficiente de sustentación y por tanto la magnitud de la
sustentación sin que sea necesario utilizar tanto ángulo de ataque.
VENTAJA 1. A menor esfuerzo de la aeronave, mayor rendimiento aerodinámico.
La otra ventaja desde el punto de vista operativo es que permite despegar en pistas más
cortas ya que la sustentación mínima se obtiene a menor velocidad.
EFECTO 2 - Si utilizamos los Flaps en un gran ángulo, el coeficiente de Resistencia Alar
Da, aumenta produciendo gran resistencia alar o sea freno aerodinámico .
VENTAJA 2 - Con los dos efectos en vuelo vistos hasta ahora, podemos aproximar a
menos velocidad y frenar aerodinámicamente, lo que nos permite aterrizar en pistas más
cortas.

EFECTO 3 - Con el uso de Flaps, al incrementar la Sustentación a menor velocidad, en
caso de un descenso, podemos aumentar nuestro promedio de descenso, o sea
aumentar el ángulo de planeo sin incremento de velocidad. Se conoce ángulo de planeo
como el ángulo formado entre un plano horizontal y el viento relativo.
PERMITE SALVAR OBSTACULOS EN LA APROXIMACIÓN
VENTAJA 3 - De acuerdo al efecto anterior, podemos salvar obstáculos durante la
aproximación final, en las pistas en que existan, muy comunes en un país como Colombia
que es bastante montañoso y con pistas construidas en lugares donde los obstáculos
están por todos lados.
RANURAS (SLAT’S)
Son las superficies hipersustentadoras ubicadas en el borde de ataque de las alas. Las
hay de dos tipos : dinámicas y manuales.
En las dinámicas, no tiene el piloto control sobre ellas; cuando el ángulo de ataque de
una aeronave esta próxima al de desplome, las líneas de aire que pasan por el Intrados,
producen la fuerza suficiente para que la superficie (SLAT) se active dejando una
RANURA entre el borde de ataque y el resto del perfil.
Debido a la diferencia de presiones en el perfil, por la ranura, el aire del INTRADOS pasa
hacia el EXTRADOS por haber allí más baja presión, cambiando además la dirección del
viento relativo, para permitir que en el perfil se produzca el efecto Bernoulli, para evitar
igualmente el desplome (STALL).

Los manuales funcionan operadas por el piloto, y producen el mismo efecto que las
dinámicas. Generalmente la utilizan aeronaves a reacción que pueden despegar con un
alto ángulo de cabeceo para producir un ascenso rápido sin entrar en desplome.
Existen también SLATS fijos (SLOTS) que son utilizados en algunas aeronaves de baja
velocidad y de despegues y aterrizajes cortos STOL (Short Take off or Landing).
CONCLUSIÓN : El uso de Flaps y Slats tienen como objetivo, aumentar los coeficiente
CL y CD que a su vez permiten mayor sustentación, o freno aerodinámico, dependiendo
de la forma de utilización.
Estas características nos permiten :
1- Más sustentación con menos ángulo de ataque
2- Despegar en pistas más cortas
3- Aterrizar en pistas cortas
4- Salvar obstáculos en la aproximación final, aumentando el ángulo de planeo sin
aumento de velocidad.
La incorrecta utilización de estas superficies, ha producido infinidad de accidentes, ya
que generalmente se utilizan en las fases criticas del vuelo como son el aterrizaje y el
despegue. La velocidad de la aeronave en cada caso es crítica, lo que hace tener muy
presente la capacidad de sustentación. .
Igualmente en estas fases, la aeronave se encuentra muy cerca de la superficie, lo que
no da tiempo a maniobrar en caso de una pérdida de sustentación.
6. ÓRGANOS DE MANDO Y SUPERFICIES DE CONTROL
Los órganos de mando son dispositivos que operados por el piloto, transmiten su acción a
las superficies de control, para que por momentums aerodinámicos se produzcan los
movimientos del avión alrededor de los tres ejes.
Existen órganos de mando tipo CONVENCIONAL que constan de un bastón y dos
pedales, y NO CONVENCIONAL que constan de una barra, un semivolante y dos
pedales.

Son superficies de control, las partes móviles de superficies fijas que permitan los
momentums aerodinámicos para producir los movimientos del avión alrededor de los tres
ejes.

Las superficies de control son 3 :
a) TIMÓN DE PROFUNDIDAD: Parte móvil del estabilizador horizontal.
b) TIMÓN DE DIRECCIÓN : Parte móvil del estabilizador vertical.
c) ALERONES : Partes móviles ubicadas hacia la punta de las alas en el borde de
salida
Cada una de estas superficies es movida por los órganos de mando.
MOVIMIENTOS : En el sistema convencional, el bastón puede moverse adelante, atrás,
derecha, izquierda, o en forma diagonal.
Al mover el bastón o el semivolante hacia adelante o hacia atrás la superficie timón de
profundidad se moverá así :
“HACIA ADELANTE” : Baja el timón de profundidad y “HACIA ATRAS” Sube el timón de
profundidad.
Al mover el bastón o el semivolante hacia la derecha o izquierda, se moverán las
superficies de control Alerones así :

Hacia la IZQUIERDA sube el alerón izquierdo y simultáneamente baja el derecho; hacia
la DERECHA sube el alerón derecho y simultáneamente baja el izquierdo”
Al pisar los pedales se moverá el timón de dirección así :
Al pisar el PEDAL DERECHO el timón de dirección se mueve a la derecha y al pisar el
PEDAL IZQUIERDO el timón de dirección se moverá a la izquierda.
Realmente los órganos de mando, sirven únicamente para mover las superficies de
control. El efecto que se puede producir sobre ellas, depende del aire en movimiento que
se les presente durante un vuelo.
Si a determinada velocidad, la corriente de aire producida por el movimiento golpea la
superficie de control timón de profundidad, estando arriba, produciría sobre esta una
fuerza debida a la sobrepresión en sentido hacia abajo. Considerando el punto de
referencia o de apoyo del avión el Centro aerodinámico, esta fuerza esta aplicándose a
una distancia de este punto que sería el brazo de la fuerza produciéndose un momentum;
este varía a un movimiento alrededor del eje lateral de forma que la nariz del avión sube
produciéndose un “cabeceo” hacia arriba.
Si el timón de profundidad se encuentra hacia abajo (Bastón adelante) la fuerza tendría
dirección hacia arriba lo que produciría un movimiento alrededor del eje lateral de
cabeceo hacia abajo.
Como el momentum es producido por la fuerza del aire sobre la superficie, el momentum
es de tipo aerodinámico.
Si tomamos ahora el movimiento de los alerones, cuando el alerón izquierdo está arriba y
el derecho abajo, la corriente de aire producirá en ellos una fuerza hacia arriba en el
derecho y hacia abajo en el izquierdo que con respecto al eje longitudinal producirán un
doble momentum llamado PAR que conduciría a un movimiento alrededor del eje

longitudinal de Bank o Balanceo a la izquierda (bastón a la izquierda) y si el que sube es
el derecho, y el que baja es el izquierdo las fuerzas se invertirían produciéndose un bank
o balanceo hacia la derecha (Bastón derecha).
Es importante anotar, que la cantidad de rotación o movimiento lateral que se haga al
semivolante o al bastón, únicamente subirá o bajará más los alerones, pero no producirá
más o menos banqueo, solo que será más rápido el movimiento si la superficie se mueve
más, ya que las fuerzas que actúan serán mayores. Esto nos dice que para banquear por
ejemplo 30° no es necesario mover el bastón o el semivolante 30°. Cualquier cantidad que
se mueva por muy pequeño que sea podrá producir un ángulo de banqueo hasta producir
360° si se permite.
Igualmente podemos asegurar que si después de efectuar un banqueo de un ángulo
determinado colocamos el bastón o semivolante en la posición normal o “Cero”, la
aeronave no retornará a su posición horizontal, sino que se mantendrá en la última
posición de banqueo que tenía. Para poder regresar los planos a la posición horizontal,
habrá que mover el bastón o el semivolante en sentido opuesto para producir un
momentum que permita regresar las alas a la posición horizontal.
Hemos visto como los órganos de mando producen los movimientos en las superficies de
control, y como el movimiento de la aeronave a través de la masa de aire produce una
fuerza sobre ellas que conducen a MOMENTUMS AERODINAMICOS que conducen a
los tres movimientos posibles alrededor de los 3 ejes del avión. Si la velocidad de la
aeronave fuera muy rápida, la fuerza sobre la superficie sería mayor, lo que a su vez
implica que el piloto deberá hacer mas esfuerzo para poder mover la superficie.
SISTEMAS PARA MOVER LAS SUPERFICIES DE CONTROL.
Estos sistemas tienen como objetivo “Disminuir el esfuerzo del piloto”.
Los sistemas son :
a) Manual o directo
b) Mecánico
c) Hidráulica
d) Eléctrico
e) Aerodinámico
E1 sistema en su forma mas simple, consiste en una barra (bastón) que va unido a las
diferentes superficies de control por medio de un cable (Guaya) metálico para mayor
resistencia, con un resorte que tiene como objetivo mantener la tensión del cable
constante.
a) En el sistema MANUAL o DIRECTO, la fuerza efectuada por el piloto es transmitida
por medio del cable a la respectiva superficie de control.

Si la velocidad del móvil es muy grande, el piloto deberá hacer una gran fuerza para
vencer la resistencia del aire en movimiento, por esto existen sistemas que multiplican la
fuerza efectuada por el piloto.
b) SISTEMA MECÁNICO : Utilizando la polea a diferencial, en la cual el número de
poleas multiplica la fuerza efectuada por el piloto, se obtendrá mayor facilidad y menor
esfuerzo.
c) SISTEMA HIDRÁULICO : Las bombas hidráulicas utilizan el sistema de vaso
comunicante y la proporción de las áreas donde se efectúa la fuerza. Si en un área A se
hace una fuerza F, a través del liquido hidráulico se transmite esa fuerza por partes
iguales, produciendo en un área más grande una fuerza mayor.
d) SISTEMA ELÉCTRICO : E1 principio de funcionamiento de un motor eléctrico, basado
en la inducción de corriente eléctrica por un campo magnético, permite al piloto sin
ningún tipo de esfuerzo mover una superficie de control, ya que bastaría operar un switch
para que e1 motor produzca la fuerza enrollando el cable ya sea para subir o bajar la
respectiva superficie.
e) SISTEMA AERODINÁMICO : Como su nombre lo indica, será el aire el que produzca
la fuerza necesaria para producir el movimiento de la superficie. Podríamos comparar este
sistema, con el deporte de “JUDO” en el cual la fuerza del oponente(en este caso seria el
aire) será aprovechada para vencerlo.
En este caso, contamos con unas pequeñas superficies ubicadas en el borde de salida de
las superficies de control del Empenaje (Timón de profundidad y timón de dirección
llamadas COMPENSADORES.

Su objetivo principal es producir momentums que compensen la falta de equilibrio por
inestabilidad longitudinal (Centro de gravedad muy adelante o atrás) o inestabilidad
direccional (mala distribución de la fuerza de tracción o viento atmosférico que produce
deriva). Al utilizarlos, el piloto produce el momentum que haga falta para producir el
equilibrio cuando este no existe.
Si un avión esta pesado de cola, este no mantendrá la posición horizontal de vuelo
cuando los órganos de mando se encuentre en posición neutra, por existir un momentum
de cola que no permite que la suma sea “CERO” (Ver capitulo equilibrio). Por tanto
debemos producir un momentum de sentido contrario que compense esta falta de
balance.
Sin embargo, los compensadores pueden utilizarse igualmente para producir movimientos
en la superficie de control. El sistema consiste en mover el compensador en sentido
contrario al que se quiera mover la superficie; o sea que si quiere subir el timón de
profundidad, deberá mover el compensador del timón de profundidad hacia abajo.
La fuerza del aire al golpear o sobrepresionar el compensador que se encuentra abajo,
produce una fuerza hacia arriba que facilita el movimiento de la superficie de control.
Pero cabria preguntar : Porque si podemos mover el compensador y no la superficie de
control ?
La respuesta esta en dos razones básicas:
a) El compensador tiene una superficie mas pequeña, lo que implica que el aire en
movimiento va a efectuar menos resistencia que la superficie de control que tiene más
área.
b) El sistema de movimiento del compensador, que es TOTALMENTE independiente de
los órganos de mando, siempre será un sistema mecánico, eléctrico o hidráulica, que
aumenta la fuerza efectuada por el piloto permitiendo así el movimiento del compensador.
RESUMEN :
Los órganos de mando, transmiten su acción a las superficies de control para que estas
con la fuerza del aire produzcan momentums aerodinámicos que conlleven a los
movimientos del avión en los tres ejes.
Cada superficie de control es movida por una operación en los órganos de mando. E1
bastón moverá el timón de profundidad hacia arriba o hacia abajo si se mueve hacia atrás
o hacia adelante respectivamente.
El bastón o el semivolante moverá los alerones si este se mueve a la derecha, el alerón
del ala derecha subirá y simultáneamente el de la izquierda bajara y si se mueve a la
izquierda, el alerón izquierdo subirá y el derecho bajará simultáneamente.

Con los pedales moveremos el timón de dirección hacia la derecha o izquierda si pisamos
el pedal derecho o izquierdo respectivamente.
Con el timón de profundidad y por momentums aerodinámicos, produciremos movimiento
alrededor del eje lateral llamado cabeceo; con los alerones alrededor del eje longitudinal
llamado banqueo o balanceo y con el timón de dirección alrededor del eje vertical llamado
guiñada.
Debido a la fuerza que ejerce el aire sobre las diferentes superficies de control, el
esfuerzo del piloto debe ser mayor cuanto mayor sea la velocidad del avión, por tanto se
hace indispensable DISMINUIR EL ESFUERZO DEL PILOTO, y esto se obtiene con los
sistemas mecánicos, hidráulica, eléctrico y aerodinámico.
Este último utiliza los compensadores que son superficies móviles de las superficies de
control cuyo objetivo es producir momentums de compensación para la inestabilidad
direccional o longitudinal.
Si se usan para mover las superficies de control , deberán moverse en sentido contrario al
que se pretenda mover la superficie de control.

7. EQUILIBRIO Y ESTABILIDAD
Teniendo en cuenta la física se hace importante recordar los conceptos de equilibrio y
estabilidad.
EQUILIBRIO
Se dice que un cuerpo esta en equilibrio cuando la suma de MOMENTUMS que actúan
sobre el es CERO.
MOMENTUM - Es el producto de una fuerza multiplicado por su BRAZO, siendo brazo la
distancia que hay entre un punto de referencia y el punto de aplicación de la fuerza

CLASES DE EQUILIBRIO
Existen tres clases de equilibrio:
Equilibrio Estable :
Se dice que un cuerpo tiene equilibrio estable, cuando estando en equilibrio se le altera,
se producen fuerzas o Momentum que lo regresan a su posición anterior.
Un ejemplo de equilibrio estable puede ser un péndulo o una cuerda de guitarra.
Equilibrio Inestable :
Cuando al apartar a un cuerpo de su posición de equilibrio, se producen fuerzas o,
momentums que lo alejan de su posición anterior , se dice que tiene equilibrio inestable.
Un ejemplo de este equilibrio puede ser un TOBOGAN.
Equilibrio Indiferente :
Cuando al apartar a un cuerpo de su posición de equilibrio, N0 se producen fuerzas o
momentums que lo alejen o lo acerquen se dice que tiene equilibrio indiferente.
ESTABILIDAD

Es la capacidad que tiene un cuerpo para mantener su equilibrio o regresar a el en caso
de que sea alterado.
Con esta definición queda muy claro que no es posible confundir Estabilidad con equilibrio
ya que uno es la capacidad de adquirir el otro.
TIPOS DE ESTABILIDAD
Existen dos clases de estabilidad así :
ESTABILIDAD ESTÁTICA : Si una aeronave volando en equilibrio, por cualquier motivo se
afecta este, y sin mover los mandos la aeronave regresa directamente al equilibrio, se
dice que tiene estabilidad estática.
ESTABILIDAD DINÁMICA: Si una aeronave volando en equilibrio, por cualquier motivo se
le afecta este, y sin mover los mandos la aeronave regresa al equilibrio con una
oscilación amortiguada, se dice que tiene estabilidad dinámica.
Si una aeronave es muy estable, tendrá tendencia a mantener el equilibrio, o sea que no
será fácil alterarle la dirección, subir o bajar. Esto significa que le quitara maniobrabilidad.
Como cada aeronave es construida para un determinado propósito existe en su
construcción un parámetro muy importante.
RELACIÓN DE ASPECTO : Es la relación que existe entre la envergadura que es la
distancia entre punta y punta y de ala y la cuerda aerodinámica media que es el
promedio que resulta de todas las cuerdas del ala.
Cuanto mayor sea la relación de aspecto de una aeronave, menor será su
maniobrabilidad y viceversa.
Una aeronave de combate o fumigadora debe ser de baja relación de aspecto
y poca estabilidad para que sea maniobrable.
Igualmente una aeronave comercial de pasajeros, debe ser relativamente estable, con el
fin de que durante un vuelo no sea muy fácil alterar su equilibrio, como en el caso de la
turbulencia.
ESTABILIDAD EN LOS EJES DEL AVIÓN

Desde el capitulo primero establecimos que las aeronaves tienen tres ejes y que sobre
cada eje se puede ejecutar un movimiento.
Si un eje de una aeronave permanece en equilibrio, será estable en ese eje, pero si ese
eje no permanece en equilibrio habrá estabilidad en el.
Tomemos cada uno por separado y analicemos su comportamiento.
ESTABILIDAD LONGITUDINAL
Una aeronave que tiene alas; donde se produce la sustentación; sobre el eje longitudinal
se pueden presentar alteraciones que producirán falta de estabilidad en el eje longitudinal.
Para conseguir esto, en las aeronaves se ha dispuesto una superficie “FIJA” llamada
estabilizador horizontal. Cuando la aeronave esta en vuelo, el viento relativo pasará por
esta superficie tanto en su parte superior como inferior, produciendo fuerzas hacia arriba y
hacia abajo que se oponen a un posible movimiento del eje longitudinal.
Sin embargo, aun con el estabilizador horizontal puede tener inestabilidad longitudinal o
sea que aunque normalmente debería volar horizontal, hay tendencia al cabeceo.
El principal factor que afecta la estabilidad longitudinal es un “centro de gravedad mal
ubicado”, ya sea que este muy adelante (cabeceo hacia abajo) o muy atrás (Cabeceo
hacia arriba). Esto puede corregirse con mas superficies llamadas compensadores .
La Estabilidad longitudinal se obtiene alrededor del eje lateral.
ESTABILIDAD DIRECCIONAL :

Una aeronave bajo condiciones normales, debería volar en una determinada dirección.
Para esto cuenta con una superficie fija llamada estabilizador vertical.
Este al igual que el horizontal, debido al viento relativo produce fuerzas iguales de tal
manera que impiden que la aeronave produzca fácilmente el movimiento de guiñada, que
le haría perder su estabilidad direccional.
Igualmente, cuenta el avión con un ángulo en las alas llamado el ángulo de flechamiento.
Este ángulo es formado entre el eje lateral y el borde de ataque del ala al igual que una
flecha, conduce la dirección de la aeronave hacia un embudo de aire, repartiendo
uniformemente este por los bordes del ala, disminuyendo a su vez la resistencia al
movimiento.
La estabilidad direccional se obtiene entonces con el ángulo de flechamiento y el
estabilizador vertical.
La principal causa que produce inestabilidad direccional, puede ser una fuerza de tracción
mal empleada, cuando se trata de aeronaves con más de una planta motriz.
Si la fuerza producida por uno de ellos es mayor que la de los otros se producirá una
guiñada, o sea cambio de dirección.
La estabilidad direccional se obtiene entonces alrededor del eje vertical.
ESTABILIDAD LATERAL :
Si el eje lateral, bajo condiciones normales de vuelo, no permanece en equilibrio, se
presenta una inestabilidad lateral.

Con el “Empenaje” del avión, que lo componen el estabilizador vertical y el horizontal en
conjunto, se consigue la estabilidad lateral. Si una aeronave tiende al banqueo las fuerzas
que actúan sobre estas superficies lo impedirían.
Además de estas superficies, el avión con respecto a las alas forma un ángulo diedro .
Este es formado entre el plano horizontal (eje lateral) y la superficie inferior del ala
Intrados, y se le conoce como el ángulo j. Este ángulo distribuye el aire uniformemente en
la parte inferior del ala, permitiendo la estabilidad lateral, llevando el avión como en
“BANDEJA”.
Algunas aeronaves de muy alta velocidad y poca masa, como son los aviones Jet tipo
ejecutivo, presentan mucha inestabilidad lateral. Para solucionar este problema, se
dispone en la punta de las alas un “cacho” llamado LONG-HORN.
Su función es la misma del estabilizador vertical, pero dado que se ubican lejos del
fuselaje, producen un gran momentum que los hace mas efectivo para impedir la
tendencia al banqueo.
La principal causa que produce inestabilidad lateral es un mal consumo de combustible.
Por estar los tanques en las alas, si se consume combustible solamente de un tanque, la
otra ala tendrá mas peso, produciéndose así una tendencia al banqueo.
La estabilidad lateral se obtiene alrededor del eje longitudinal.
RESUMEN :
La estabilidad y el equilibrio están directamente relacionadas con la maniobrabilidad de
una aeronave. Cuanto mas estable sea, menos maniobrable será. En la construcción de
las aeronaves y teniendo en cuenta el tipo de operación que va a efectuar, la relación de
aspecto que es la relación entre la envergadura y la cuerda aerodinámica a mayor
relación de aspecto mayor estabilidad y menos maniobrabilidad.

La estabilidad para los tres ejes, se obtiene con superficies fijas llamadas en conjunto
Empenaje.
8. MANIOBRAS
Básicamente maniobrar significa controlar con las manos. En este capitulo nos
referiremos a las maniobras básicas y normales que debe efectuar un piloto para volar
una aeronave normalmente. Genéricamente se llama maniobrar a efectuar rollos, picadas,
ochos, loopings, etc. Sin embargo esto es acrobacia, ya que son movimientos que no se
efectúan en un vuelo normal. Las maniobras consideradas básicamente son : PLANEO,
VIRAJE, DESPLOME.
PLANEO
Una aeronave se considera en vuelo de planeo cuando en vuelo no existe la fuerza de
TRACCIÓN.
De acuerdo a los conocimientos adquiridos anteriormente, esto nos plantea un gran
problema debido a que la sustentación, parte vital del vuelo, depende en gran medida de
la velocidad, y esta se adquiere por la fuerza de tracción que a su vez utiliza como fuente
de energía la calorífica de los hidrocarburos para transformarla en cinética que significa
velocidad.
Sin embargo, debemos pensar en otra fuente de energía. Recordemos el principio de
continuidad QUE LA ENERGIA NI SE CREA NI SE DESTRUYE, ÚNICAMENTE SE
TRANSFORMA. No contamos ahora con energía calorífica del hidrocarburo, ni con el
motor que la transforma en mecánica, ni con la rotación de una hélice que la transforma
en “Cinética” o sea velocidad. Otro tipo de energía deberá ser conseguida para ser
transformada en energía cinética. Cual ?
En física existe un tipo de energía llamada “Energía Potencial, que es la energía que
adquiere un cuerpo dada su altura.
En la energía potencial, la masa de un cuerpo es constante, y la gravedad terrestre
también, por lo tanto la única variable será la altura. En la energía cinética la masa es
constante por tanto la única variable es la velocidad. Por lo tanto es sencillo deducir que
para cambiar energía Potencial por Cinética debemos cambiar ALTURA por VELOCIDAD.
Esta afirmación nos hace concluir que para planear hay que perder altura, desde una
altura previamente alcanzada.
Para comprender el planeo es importante efectuar algunas definiciones :
a) ALTURA DE PLANEO : Distancia vertical desde un objeto considerado como punto
(avión) hasta un punto sobre la superficie de la tierra desde el momento en que comienza
el planeo, o sea desde el momento en que se suspende la fuerza de tracción.
ÁNGULO DE PLANEO : Angulo formado entre un plano horizontal y la trayectoria del
avión (viento relativo). Es importante anotar que la actitud de la aeronave no afecta el
ángulo de planeo, ya que podemos descender con nariz arriba, abajo o en actitud
horizontal.
Este ángulo generalmente se designa con la letra del alfabeto griego.

c) DISTANCIA DE PLANEO : Distancia HORIZONTAL recorrida desde el momento en
que se inicia el planeo, hasta el punto en que se termina.
d) TRAYECTORIA DE PLANEO : Derrota recorrida durante el vuelo de planeo. Esta será
normalmente recta, pero puede ser de forma circular si el piloto desciende efectuando
círculos.
e) RELACION DE PLANEO : Es la relación entre la sustentación (L) y la resistencia
total al avance (D).
Expresada en esta forma, es bastante abstracto el termino lo que no nos permite una idea
clara de ella. Por tanto seria mejor referirnos a ella en otra forma para entenderla mejor.
Si una aeronave tiene una relación de planeo 5/1, o sea que la sustentación para cierta
velocidad es 5 veces mayor que la resistencia durante un planeo normal, la aeronave
recorrerá en forma longitudinal 5 veces mas longitud que la perdida en forma vertical o
sea si desciende 5 metros, avanzara en forma horizontal 5 x 5=25 metros.
Esta relación de planeo depende del tipo de aeronave y de su construcción. El piloto no la
puede alterar en vuelo normal.
Solo si el piloto aumenta la resistencia al avance con frenos aerodinámicos, reducirá la
capacidad de planeo, pero no la relación de planeo.
Veamos ahora con los conocimientos adquiridos anteriormente en otros capítulos y con
las definiciones ahora conocidas, COMO EFECTUAR EL MEJOR VUELO DE PLANEO.
El objetivo es alcanzar la mayor distancia de planeo; para obtenerla, ante todo se debe
tener en cuenta perder la mínima altura posible, para mantenernos más tiempo en vuelo,
o sea transformar la mínima energía potencial posible en energía cinética.
Para gastar la mínima energía potencial es fácil concluir que si :

La mínima velocidad debe ser mantenida, esta velocidad se llama “mínima velocidad de
sustentación” (VSI). Analizando la formula, esta tendrá su mínimo valor cuando CL
obtenga su máximo valor. Por lo tanto la primera conclusión es que en planeo hay que
usar “máximo ángulo de ataque”.
Como se vio en el capitulo de superficies hipersustentadoras, el máximo CL se obtiene
con aletas, pero estas a su vez incrementan la resistencia al avance, lo que produciría
una disminución de la capacidad de planeo por el efecto de freno aerodinámico.
No es por lo tanto aconsejable utilizar aletas (FLAPS) durante el planeo.
Se puede concluir igualmente que a menor ángulo de planeo, mayor distancia de planeo,
por tanto para obtener mas distancia de planeo hay que utilizar mínimo ángulo de planeo.
Cual será ese mínimo ángulo ?
Cuanto mayor sea el ángulo de planeo, se perderá mas altura, lo que implica mayor
velocidad, el mínimo ángulo de planeo será el que nos permita mantener la mínima
velocidad VSI.
Observamos nuevamente la fórmula de sustentación “L”, sabemos también que a medida
que perdemos altura, la densidad atmosférica aumenta, aumentando así la sustentación.
Si mantenemos la velocidad de descenso constante, al aumentar la sustentación, el
ángulo de planeo disminuirá perdiéndose menos altura en la unidad del tiempo.
CONCLUSIÓN :
Teniendo en cuenta todos los parámetros anteriores, la mejor manera de efectuar un
vuelo de planeo será : Con máximo ángulo de ataque, Velocidad mínima de sustentación
“CONSTANTE” para mínimo ángulo de planeo, que disminuirá a medida que aumente la
densidad atmosférica por perdida de altura, lo que nos da MAXIMA DISTANCIA DE
PLANEO con una trayectoria curva de planeo.
A MAYOR ALTURA MAYOR DISTANCIA
A MAYOR VELOCIDAD MENOR DISTANCIA
A MAYOR G MENOR DISTANCIA
A MAYOR L/D MAYOR DISTANCIA
VIRAJES

Una aeronave se considera en viraje, cuando cambia constantemente su dirección en
forma constante.
Esta definición aparentemente parece un trabalenguas. Realmente es muy sencillo. Se
puede cambiar constantemente de dirección, pero no siempre recorrer el mismo ángulo
en el mismo tiempo para una misma velocidad. Es importante aclarar lo que son las
velocidades durante un viraje.
Si un cuerpo esta en viraje, dependiendo del radio del mismo, recorrerá distancias y
ángulos en diferente o igual tiempo.
La esfera que efectúa el círculo más pequeño (R1), recorrerá su longitud, en el mismo
tiempo que la esfera con círculo más grande (R2) recorre su longitud . Por lo tanto la
velocidad de la esfera 2 será mayor que la esfera 1, pues recorre más distancia que la
esfera 1. A esta velocidad se llama VELOCIDAD TANGENCIAL.
Sin embargo la esfera 1 recorre el mismo ángulo que la esfera 2 en el mismo tiempo
(360°), no importa el tamaño de la circunferencia recorrida. A esta velocidad se llama
VELOCIDAD ANGULAR, o sea ángulo recorrido en la unidad del tiempo.
Si la trayectoria descrita no fuera un circulo, se podía cambiar de dirección
constantemente, pero no a una velocidad angular constante. Por lo tanto se considera que
una aeronave esta en viraje, cuando su trayectoria es un ARCO DE CIRCULO.
Para analizar el viraje, también es importante recordar las leyes de Newton.
1ª. Ley : Todo cuerpo tiende a mantener su dirección de movimiento a menos que se le
obligue a lo contrario.
2ª. Ley : A toda acción se produce una reacción.
Aplicando estas leyes de la física a un avión en vuelo, si este lleva una dirección de línea
recta, este tenderá a mantener su dirección de vuelo. Si se le obliga a cambiar de
dirección (guiñando) la aeronave producirá por reacción (2a. Ley) una fuerza que le
permita mantener su dirección inicial. Si el movimiento fuese circular como se pretende en
un viraje, este tendría un centro llamado centro de viraje. La fuerza producida tendría
dirección opuesta a ese centro, por lo tanto se llama FUERZA CENTRIFUGA (que se fuga
del centro). Esta fuerza es la que no nos permite cambiar de dirección, aunque este gire

en su eje vertical. Su movimiento seguirá siendo en línea recta . Si queremos efectuar el
cambio de dirección, se hace necesario crear una fuerza de sentido contrario que anule
su efecto. Como la fuerza centrifuga se fuga del centro, la fuerza de sentido opuesto que
sea capaz de contrarrestarla será hacia el centro, y recibe el nombre de CENTRIPETA.
Para analizar esta fuerza, podemos efectuar un paralelo con un carro que deslizándose
en una carretera, cambie su dirección en una curva.
E1 peso (w) del carro, será perpendicular a la superficie de rodamiento y la componente
fuerza centrifuga, perpendicular al peso. La resultante (R) tiende a sacar el vehículo de la
carretera. Solo la fricción de las ruedas con el suelo mantienen el carro en la vía. Si la
fuerza centrifuga se hace mayor, la resultante (R) será mas horizontal. Para solucionar
este inconveniente, se “inclinan las vías o carreteras en un ángulo llamado peralte
(ejemplo un velódromo), que permite que la resultante entre el peso y la fuerza centrifuga
sea perpendicular a la superficie de rodamiento, produciéndose una mayor fricción entre
ruedas y vía, permitiendo efectuar un cambio de dirección a mas velocidad.
Pasando al vuelo de una aeronave, no podemos cambiar la inclinación del aire, pero en
ese caso cambiamos la inclinación del avión. Esto trae reacciones en el avión, que
permiten la fuerza que habrá de oponerse a la fuerza centrifuga.
Las alas al banquear producen un efecto de “QUILLA” en el aire, al igual que los barcos
en el agua producen una fuerza que impiden que el barco se desplace en forma lateral.
Igualmente, las alas en la masa de aire producen el mismo efecto impidiendo que el avión
se desplace hacia la dirección de la fuerza centrifuga.
Si tenemos en cuenta igualmente, que durante el banqueo, la “dirección” de la fuerza de
sustentación cambia hacia el lado del viraje, podemos establecer la magnitud de la fuerza
centrípeta. E1 Vector Sustentación se descompone en componente vertical o sustentación
relativa, y será la fuerza que se opone al peso y componente horizontal o fuerza
centrípeta que se opone a la fuerza centrifuga.
Consideremos las fuerzas que actúan en el vuelo durante un viraje. Si la aeronave antes
de iniciar el viraje se encontrara volando horizontal y nivelada, la fuerza W es igual a la
fuerza L.
Al efectuar el Banqueo, el peso W sigue teniendo el mismo valor y sustentación. L no
altera su valor ya que este depende de la densidad atmosférica §, el coeficiente C1 de
sustentación, la Superficie alar S que es constante y la velocidad V que no se ha
alterado. A1 permanecer estos factores constantes, el valor de L permanecerá sin
alteración. Ha sido alterada únicamente su dirección. Esto trae como consecuencia que
LR disminuya entre mayor Banqueo y Fcpt aumente. Bajo esta circunstancia , el peso W
será cada vez mayor que LR, produciéndose así que el avión pierda altura. Además la
fuerza Cpt+ se hará mayor que la centrifuga, produciendo un efecto hacia el centro de giro
LS L*
Pueden entonces presentarse en cuanto a fuerza centrifuga y centrípeta las siguientes
situaciones:
a) Si la fuerza centrífuga es mayor que la centrípeta : muy poco Banqueo.

En este caso, la aeronave tiende a salirse hacia afuera de la trayectoria ideal de viraje. A
esto se llama Derrape. El coordinador de virajes indicara el palo hacia el lado del banqueo
y la bola hacia el lado opuesto.
b) Si la fuerza centrifuga es igual a la centrípeta: Banqueo perfecto.
En este caso, la aeronave efectúa una trayectoria perfectamente circular. Este es un viraje
coordinado. El coordinador de virajes indicará el palo hacia la dirección del banqueo y la
bola centrada.
c) Si la fuerza Centrifuga es menor que la centrípeta: excesivo banqueo.
En este caso, la trayectoria de la aeronave es hacia el centro del viraje; esta maniobra
será un desliz.
El coordinador de virajes mostrará el palo hacia el lado del viraje y la bola hacia el mismo
lado.
Igualmente a medida que el ángulo de Banqueo aumenta, la Sustentación relativa
disminuye, hasta el punto que si se efectúa un Banqueo de 90°, la componente vertical
de la sustentación será cero.
La resultante del movimiento será de perdida de altura y dirección hacia el lado del viraje.
Como el viraje implica una trayectoria circular, recordemos el concepto de velocidad
angular(CA).
Es el ángulo recorrido en la unidad del tiempo.
La esfera A recorre un ángulo de 90° en el mismo tiempo que la esfera B recorre ese
ángulo. O sea que tienen igual velocidad angular.
Pero si observamos el espacio recorrido por las dos esferas, A recorre más espacio que B
por tener mas radio de circunferencia como trayectoria. De esto deducimos que la
velocidad angular no depende del espacio recorrido ni del radio de viraje, sino de el
“ángulo recorrido en la unidad del tiempo”.
Se ha establecido una velocidad angular estándar para efectuar un viraje. Se conoce
como viraje Standard el que se efectúa a una velocidad angular de 3°/segundos o sea
recorrer una circunferencia en dos minutos, o invertir la dirección de vuelo en un minuto.

Para efectuar esa maniobra, cada tipo de aeronave, dependiendo de su velocidad o su
peso, deberá efectuar un banqueo mayor o menor para que la fuerza centrifuga sea igual
a la centrípeta. Si un piloto para efectuar un viraje standard, debe banquear más de 25°,
no deberá cambiar de dirección a 3°/segundos, mantendrá los 25° de Banqueo,
independiente de la velocidad angular inferior.
Por tanto un viraje se considera Standard, cuando la velocidad angular es 3°/ segundos o
25° de Banqueo, LO QUE RESULTE MENOR.
E1 viraje pues es la coordinación entre la fuerza Centrifuga y Centrípeta, y se hace
necesario establecer el Radio de viraje.
Tomemos los parámetros que hacen alterar la magnitud de la fuerza Centrifuga.
Como esta es debida a la inercia, los factores son peso y velocidad.
La fuerza Centrípeta depende del ángulo de Banqueo.
Tomemos todos los casos posibles en dos aeronaves para estudiar el radio de viraje.
a) Velocidades iguales, banqueos iguales, diferentes pesos.
La aeronave mas pesada tendrá mas radio de viraje.
b) Pesos iguales, banqueos iguales, velocidades diferentes.
La aeronave de mayor velocidad tendrá mas radio de viraje.
c) Velocidades iguales, pesos iguales, banqueo diferente.
La aeronave de mayor banqueo tendrá menor radio de viraje.
Durante el viraje, y debido a la fuerza centrífuga, un cuerpo se ha sometido a una fuerza
adicional a la gravedad.
Si hacemos girar un balde de agua, la fuerza centrífuga empuja el agua hacia el fondo del
cubo. Si conseguimos un movimiento circular vertical, cuando el cubo se encuentra en la
parte superior, el agua no se derrama, ya que la fuerza centrifuga la empuja hacia arriba
con más fuerza que la gravedad, y cuando está en el punto inferior, la fuerza de gravedad
se suma a la centrífuga, aumentando el peso del agua.
Realmente lo que aumenta es la gravedad que ahora no es solo la terrestre. Si W = M x
G y G aumenta, aumenta W.
A este factor se le denomina G’S (GES).
Con este aumento de peso, las alas son las encargadas de soportar esta adición, y si se
sigue aumentando, llegara un limite en que la estructura de las alas no soporta más
fuerza y se rompen.
Se llama CARGA ALAR a la cantidad de peso que pueden soportar las alas, por unidad
de superficie.

Teniendo en cuenta que durante un viraje la fuerza Centrifuga altera el valor de g., el peso
aumentará.
Si una aeronave al efectuar un viraje banqueara a 60°, la gravedad se duplicaría, lo que
alteraría su carga alar.
Es posible que se sobrepase la capacidad estructural, produciendo el rompimiento de las
alas.
Las alas, van sujetas al fuselaje, por vigas, cuadernas, costillas, etc. que transmiten los
esfuerzos a todo lo largo de las diferentes partes, por tanto hemos de considerar los
esfuerzos estructurales que se han producido durante el aumento de peso en el viraje.
E1 concepto FACTOR DE CARGA, nos relaciona con la capacidad estructural de una
aeronave. Se define así : “ La relación entre la fuerza máxima de sustentación y el peso
total.
Una aeronave con un factor de carga 4 significa que su estructura es capaz de sostener
cuatro veces su peso. Si queremos calcular el factor de carga de la aeronave anterior,
cuando su peso es 2.000 libras.
Si el factor de carga llegara a aumentar hasta llegar a 1,0, la estructura de la aeronave no
lo soportaría, produciéndose su ruptura.
Este factor de carga es crítico, cuando se vuela en turbulencia severa, por los
diferentes aumentos de fuerza en la estructura de la aeronave.
DESPLOMES Y BARRENAS
Los accidentes atribuidos a desplomes y barreras, han creado un malentendido acerca de
estas maniobras. Estas son reacciones normales de la aeronave al uso de los controles
por el piloto. Un avión en si mismo evitará la maniobra, pero si es forzado a ella, se
recobrará por si mismo.
Una aeronave se considera en DESPLOME cuando las alas pierden la fuerza de
sustentación. Si el avión gira durante la caída, el desplome se convierte en barrena.
CAUSAS : Si el desplome es falta de sustentación, debemos analizar la formula de
magnitud.
L = Q/2 . Cl . SV2
La densidad atmosférica, varia con la altura, es posible que a determinada altura, la
densidad sea muy poca, pero puede compensarse con velocidad.
La superficie alar es constante, no afecta el desplome.
El coeficiente CL varia con el ángulo de ataque, a mayor ángulo de ataque, CL aumenta
hasta un ángulo limite que al sobrepasarlo CL vale cero.

Por tanto deducimos :
a) Que el desplome puede producirse por un ángulo excesivamente grande, o por una
velocidad inferior a la mínima de sustentación.
b) Que el desplome no se produce en un avión por si mismo, que se produce por una
mala operación de la aeronave por parte del piloto, ya que se produce por factores
controlables por él.
Un ángulo de ataque excesivo y una velocidad inferior a la mínima de desplome son las
causas de que este produzca. Muchos aviones están ahora equipados con dispositivos de
alarma de desplome que avisan al piloto la proximidad de un desplome.
En aviones que no están equipados con este dispositivo, el instrumento mas confiable con
que se puede contar para detectar un desplome, es el velocímetro. Excepto en casos de
desplome causados por altos factores de carga debidos a vueltas cerradas y subidas
abruptas, hay una relación definida entre la velocidad del aire y las condiciones de
desplome. En efecto, cualquier buen piloto que vuele un avión con el cual no este
familiarizado, ascenderá a una altura suficiente y aprenderá las características de
desplome del avión, en relación con la velocidad del aire indicada. El proceso es
exactamente como se muestra en la figura que ilustra el mecanismo de un desplome.
Si la velocidad es muy baja, los órganos de mando, no serán efectivos, ya que el
movimiento del avión alrededor de cualquier eje es debido a un momentum aerodinámico.
La fuerza es la que ejerce el aire en movimiento sobre la superficie de control al punto de
referencia (respectivo eje del avión). Si la velocidad es muy poca la fuerza es pequeña y
el momentum no es suficiente para producir el respectivo movimiento. Estos órganos de
mando pierden eficiencia dependiendo de la cantidad de momentum requerido.
Durante un cabeceo, se mueve todo el peso del avión, durante la guiñada ese peso se
mueve lateralmente y durante el banqueo, solamente hay que mover las alas. Por tanto
durante un desplome, lo primero que pierde eficiencia es el timón de profundidad, luego el
timón de dirección y por último los alerones.
En el momento en que se sucede el desplome (etapa 3) , el piloto notará la velocidad de
aire indicada. Esto le dará la velocidad exacta a la cual el avión se desplomara, cuando se
aproxime para un aterrizaje. Es también una cifra básica de la cual se pueden computar
las velocidades mas eficientes para ascensos y planeos.
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 mas frecuentemente cuando se esta girando.
Esto se debe, probablemente a que el avión entrara en desplome a una velocidad mayor
al dar una vuelta que en vuelo recto. Estos desplomes pueden no dar ningún aviso y
frecuentemente se conviertan en barrenas.

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.
Si el avión debe mantener su altitud durante el giro, la porción de la sustentación hacia
arriba debe ser adecuada para soportar el peso del avión. Consecuentemente, en un giro
la 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 el avión a seguir una trayectoria circular. Al hacerlo, opone la fuerza
centrifuga.
Obviamente, la velocidad mínima requerida para la sustentación para mantener la altitud
en vuelo recto, no es suficiente para proporcionar la 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 un 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 numero en la columna 2, correspondiente al ángulo de banqueo de la
columna 1. Multiplicando 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.
Angulo de factor velocidad de
banqueo desplome
20 1.03 52 Kts
30 1.07 54 Kts
40 1.14 57 Kts
50 1.25 62 Kts
60 1.41 71 Kts
70 1.71 85 Kts
80 2.40 120 Kts
Se debe notar que la velocidad de desplome aumenta rápidamente a medida que el
ángulo de banqueo se acerca a la vertical. A 90°, la sustentación de las alas actúa
horizontalmente y no hay sustentación vertical para mantener la altura en un giro, excepto
momentáneamente.
La tabla anterior muestra el principio de las velocidades de desplome aumentadas en los
giros, pero no es completamente confiable como guía, debido a que los pilotos muy pocas
veces se dan cuenta del ángulo exacto de banqueo. Además, los deslizamientos,
derrapes, condiciones de vientos fuertes y un manejo abrupto de los controles, producirán

desplomes aún a una velocidad por encima de la calculada. E1 piloto debe entonces
suplementar el conocimiento obtenido por la tabla, “sintiendo” su avión: 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.
RECUPERACIÓN DE DESPLOME
La prevención de un desplome, o la recuperación, puede hacerse siempre dejando de
aplicar presión hacia atrás en el control del elevador, o moviendo el bastón ligeramente
hacia adelante. La adición de potencia también servirá. 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 reducir el ángulo de ataque
y aumentar la potencia inmediatamente. Desafortunadamente, generalmente los
desplomes inadvertidos ocurren a altitudes muy bajas para recobrarse.
La estabilidad longitudinal se obtiene con el estabilizador horizontal alrededor del eje
lateral.
La estabilidad direccional se obtiene con el estabilizador vertical y el ángulo de
flechamiento alrededor del eje vertical.
La estabilidad lateral se obtiene con el estabilizador horizontal, el vertical y con el ángulo
Diedro alrededor del eje longitudinal.
BIBLIOGRAFÍA
Física cinemática y Dinámica
Marco A. Camargo Ed. 2a - 1983
“Aerodinámica Práctica” : Esteban Oñat

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