Este documento describe los procedimientos y objetivos de una prueba de vuelo para evaluar la estabilidad longitudinal estática de un avión ATR-42. Los objetivos son determinar las cualidades de control longitudinal y que las fuerzas ejercidas en el timón estén dentro de los límites permitidos. Se detallan las condiciones de vuelo para probar la estabilidad en ascenso, crucero, aproximación y aterrizaje. Se especifican los instrumentos de medición, parámetros a registrar, y requisitos de certificación a cumplir.

1. UNIVERSIDAD NACIONAL DE CORDOBA
Facultad de ciencias exactas físicas y naturales
Ensayos en vuelo
Test information sheet for certification purposes
Static longitudinal stability
Profesor:
 Ing.Eduardo Zapico
 Ing. Ricardo Maurelli
Alumnos:
 Sahade, Francisco
 Nahum, Jonathan

2. 1. Objetivos:
En laCampaña de ensayos de estabilidadlongitudinalse quierelogrardestacarlascaracterísticas y
cualidadesde control ycomportamientolongitudinaldel aeroplanodesdecondicionesde vuelo
estacionarias.
Siendolosprincipalesobjetivosde lamisma:
1. Determinarlascualidadesdel control longitudinal
2. Determinarque lasfuerzasejercidasenel mandose encuentrendentrodel limite permitidopor
norma,debiendoestarpresentesyfuncionalesal momentodel ensayotodoslosdispositivosque
produzcan fricción sobre el comando.

3. 2. Conceptosgenerales
El ATR-42 es unavióncomercial, biturbohélice,conlaposibilidadde llevarentre 42y 50 pasajeros,
cuyas característicasgeneralesson:
 Longitud:22,67 m
 Envergadura:24,57 m
 Altura:7,59 m
 Superficie alar:54,5 m²
 Pesovacío: 11.250 kg
 Pesomáximoal despegue:18.600 kg
 Plantamotriz:2× turbohélice Pratt&WhitneyCanada
PW127E
 Potencia:2.160 Cv cada uno
En cuanto a losinstrumentosde vuelo,poseedossistemas
principalesindependientesyunostand-by;dentrode los
cualesse encuentranlosinstrumentosbásicos(anemómetro,
altímetro,variómetro,indicadorde actitud,RMI,HSI).El
sistemaprincipal constade doscomputadorasde abordo
(ADC),donde cadauna esprovistapor presiónestática
(tomasestáticas),presióntotal (sondaspitot) ytemperatura
de impacto.Cada computadoracalculaaltitudde presión,
velocidadvertical,velocidadindicada,velocidadverdadera,
temperaturade impactoytemperaturaestática.El sistema
stand-byoperamediante dostomasestáticasyunasonda
pitot.
Los documentosque rigenlanormativasobre laoperaciónde
la aeronave son:
-Manual de vuelo
-FAA FAR25

4. 3. Condicionesasociadas:
Limitaciones operativasde laaeronave entodaslasconfiguracionesde vuelo:
Tripulacionde vuelominima:2pilotos
Máximaaltitudoperativa:25000 pies
Limite de factorde carga en lasmaniobras:
Flapsretraidos:2.5g – 0g
Flapsextendidos:2g-0g
Tren de aterrizaje extendido:2g– 0g
Limitacionesde pesopordiseño:
Evolvente de vuelo

5. Limitacionesde velocidad:
Maximavelocidadoperativa(dicholimite nodebe serintencionalmente excedidoenningúnrégimen
de vuelo).
Vmo=250 kt
Mmo=0,55
Velocidadmáximade maniobra(aplicacióncompletacontrolesde rolidoyguiniadacomomaniobras
que involucren ángulos de ataque cercanosalaperdidadeberánrealizarseavelocidadespordebajode
Va)
Va=160 Kt
Máximavelocidadde operaciónde flaps:
VFE=VFO Flaps15= 170 Kt FLAPS25=160 Kt FLAPS35=150 Kt
Maximavelocidadde operacionde trende aterrizaje extendido:
Vle=180 kt
Vloret= 160 kt
Vlolow=170 kt
Velocidadde penetracionturbulenta
Vra=180 kt
Velocidadmáximade operamientodel limpiaparabrisas
Vwo=160 kt
Velocidadmáximade rodadura(Maximumtire speed):
165 kt (velocidadsobre suelo)

6. Limitacionesdel motor:

8. Limitacionesde lashélices:

9. 4. Instrumentaciónnecesariapara el ensayo
Registro de instrumentosa bordo
 altímetropiloto
 altímetrocopiloto.
 idicatedairspeedindicatorpiloto(airdatacomputer)
 indicatedairspeedindicatorcopilot(airdatacomputer)
 indicatedairspeedindicatorstdby.
 indicadorde velocidadvertical piloto
 indicadorde velocidadvertical copiloto
 altimetrostdby
 electronicactitudandairdirectorpiloto
 electronicactitudandair directorpiloto
 indicadorde posicionde flaps
 indicadorde posicionde ruedasde aterrizaje
 horizonte artificialstd-by
 indicadorde asimetríade flaps
 indicadorde asimetríade trimado
 medidorde combustible encadatanque
Parámetros a registrar entierra (portelemetría)
 Angulode ataque
 Angulode guiñada
 Angulode rolido
 Velocidadindicada
 Velocidadverdadera
 Velocidadvertical
 Posiciónde lapalancade mando
 Fuerzasobre la palancade mando
 Medidorde cantidadde combustible
 Caudalimetrode combustible
 Indicación de posiciónde trimado
 Rpm del motor
 Temperaturadel motor
 Torque del motor
 Potenciaentregadaporel motor
 Presiónde aceite
 Temperaturade aceite
 Indicadorde caudal de combustible
 Indicadorde temperaturade turbinaITT
 Indicadorde palancasde potencia
 Indicadorde palancasde posiciónde hélice

10. 5. Descripcióndel ensayo
5.1. Requerimientos
Se deberáncumplimentarlosrequerimientosde certificaciónindicadorsegúnlanormaF.A.A.F.A.R.
25-173 a la 25-177 enlas que se consideraestabilidadlongitudinal,lateralyde direcciónenuna
aeronave.
5.2. Procedimientosde acuerdoa cada punto a cumplimentar:
 Sera necesariotirardel timónde profundidadparaobtenerymantenerunavelocidadmenora
la de trimadodebidamente especificada.
Al empujarel timónde profundidadse deberáobtenerymantenerunavelocidadmayorque la
de trimadoespecificada.
Esto debe verificarse paracualquiervelocidadaexcepciónde altasvelocidadesparael casode
trende aterrizaje afueraoconflapsextendidoslimitanlasvelocidadesde operaciónVFC/MFC,
Segúnseael caso, o menorque la mínima velocidadde vuelosinperdidaestable.
 La velocidadesde vuelo deberárestituirse aun10% de la velocidadde trimadooriginal paralas
condicionesde ascenso,aproximaciónyaterrizajeespecificadoenla25-175 (a),(c) y(d) y
luegolavelocidaddebe regresaramenosdel 7.5 % de la velocidadde trimadooriginal parala
condiciónde crucerocomo se especificaenla25-175 (b) cuando lafuerzadel control se libera
lentamente desde cualquiervelocidaddentrodelrangoespecificadopor(a) del párrafo
anterior.
 El gradiente mediode lapendiente estable de lafuerzadel mandovslavelocidadnodebe ser
menora 1libra porcada 6 nudos (1lb/6kts).
 Dentrodel rango de velocidadde libre retornoespecificadoenel párrafo2, se permite que el
avión,sinfuerzasde control,estabilizaravelocidades superioresoinferioresalavelocidadde
trimadodeseada,si laatenciónexcepcional porparte del pilotonoesrequeridapararestituiry
mantenerlavelocidadde trimadoyaltituddeseadas.

11. Demostración de la Estabilidad Estática Longitudinal:
Ascenso
La curva de fuerzadel bastóndebe serestable avelocidadesentre85 y 115% de la velocidadacual el
avión.
Se estabiliza,con:
 Flapsretraídos;
 Tren de aterrizaje retraído
 Pesomáximode despegue(18600Kg)
 75 % de la potenciamáximacontinuaparamotoresalternativosolapotencia
máximao empuje seleccionadoporel solicitante comounalimitaciónde
funcionamientoparasuusodurante el ascensopara motoresde turbina.

12. Crucero
Estabilidadestáticalongitudinaldebe serdemostradaporlacondiciónde crucerode lasiguiente
manera:
a) Con el trende aterrizaje retraídoa alta velocidad,lacurvade fuerzadel bastóndebe tener
una pendiente estable acualquiervelocidaddentrode unrangoque esmayor enun 15%
de la velocidadde trimadomáslaresultante del rangode velocidadde libre retorno,o50
nudosmás laresultante del rangode velocidadde libre retorno,porencimaypor abajode
la velocidadde trimado(exceptoel rangode velocidad,noesnecesarioincluiruna
velocidadinferiora1,3 VSR1, ni una velocidadsuperioraV FC / FC M, ni lasvelocidades
que requierenunafuerzaenel mandode másde 50 libras),con:
- Los flapsretraídos
- El centrode gravedaden suposiciónmásdesfavorable(36%);
- El pesomáscrítico entre el máximode despegue yel pesomáximode aterrizaje;
- 75% de la potenciamáximacontinuaparamotoresalternativosoparamotoresa
reacción,lapotenciamáximade cruceroseleccionadaporel solicitante comouna
limitaciónde funcionamiento,conlaexcepciónde que lapotencia nodebe
excederlarequeridaenlaV MO / M MO , y
- El aviónestabilizadoal nivelde vueloconlapotenciarequeridaenel párrafo
anterior.
b) Con el trende aterrizaje retraídoa baja velocidad,lacurvade fuerzadel timóndebe tener
una pendiente estable acualquiervelocidaddentro de unrangosuperioralos 15% de la
velocidadde trimadomáslaresultante del rangode velocidadde libreretorno,o50 nudos
más la resultante del rangode velocidadde libre retorno,porencimaypor abajode la
velocidadde trimado(exceptoel rango de velocidad,noesnecesarioincluirunavelocidad
inferiora1,3 VSR1,ni unavelocidadsuperiorala velocidadmínimadel rangode velocidad
aplicable previstoenel párrafo(b) (1), ni lasvelocidadesque requierenunafuerzaenel
mandode másde 50 libras),con:
- Los flaps,posicióndel centrode gravedadyel peso (segúncomose especificaenel
párrafo a)
- La potenciarequeridaparael nivel de vueloenunavelocidadigual a(V MO + 1,3 V
SR1) / 2, y
- El aviónestabilizadoal nivelde vueloconlapotenciarequeridaenel párrafo
anteriorde estasección.
c) Con el trende aterrizaje extendidoabajavelocidad,lacurvade fuerzadel timóndebe
tenerunapendiente estableacualquiervelocidaddentrode unrangosuperioraun 15%
de la velocidadde trimadomáslaresultante del rangode velocidadde libreretorno,o50
nudosmás laresultante del rangode velocidadde libre retorno,porencimaypor abajode
la velocidadde trimado(exceptoel rangode velocidad,noesnecesarioincluiruna
velocidadinferiora1,3 VSR1, ni una velocidadsuperioraV LE, ni lasvelocidadesque
requierenunafuerzaenel mandode másde 50 libras),con:
- Los flaps,posicióndel centrode gravedadyel pesosegúncomose especificaenel
párrafo (b) (1) de esta sección;

13. - 75% de la potenciamáximacontinuaparamotoresalternativosoparamotoresa
reacción,lapotenciamáximade cruceroseleccionadaporel solicitante comouna
limitaciónde funcionamiento(véase§25.1521), con laexcepciónde que la
potencia nodebe exceder larequeridaporV LE, y
- El aviónestabilizadoal nivelde vueloconlapotenciarequeridaenel párrafo
anteriorde estasección.
Grafico 1 : Crucero

14. Aproximación
La curva de fuerzaenel mando debe tenerunapendienteestable avelocidadesde entre VSWy
1.7VSR1, con-
- Flapsenposiciónde aproximación
- Tren de aterrizaje retraído
- Pesomáximode aterrizaje (18300Kg)
- El avióndebe estarestabilizadoa1,3 VSR1 con suficientepotenciaparamantener
el nivel de vueloaestavelocidad.
Grafico 2 : Aproximacion

15. Aterrizaje
La curva de fuerzadel timóndebe tenerunapendienteestable,ylafuerzaenel mandonopodrá
exceder80 libras,avelocidadesde entre 1,7VSWy VSR0 con:
- Flapsenposiciónde aterrizaje
- Tren de aterrizaje extendido
- Pesomáximode aterrizaje (18300Kg)
- Potenciaoempuje mínimoenlosmotores
- El aviónestabilizadoa1,3 VSR0 de potenciao empuje mínimo.

16. Abreviaturas y símbolos:
- Vy = velocidadparamejorrelaciónde ascenso.
-VSR1= velocidadde pérdidade referenciaparalaconfiguración específica.
-VMO/ MMO = velocidadmáximade operación.
-VLE = velocidadmáximacontrenextendido.
-VSW = velocidadde advertencianatural oartificial de perdida.
-VSRO = velocidadde pérdidade referenciaenconfiguraciónde aterrizaje.
-VREFmeans reference landingspeed.
-VSmeansthe stallingspeedorthe minimumsteadyflightspeedatwhichthe airplane iscontrollable.
-VS0meansthe stallingspeedorthe minimumsteadyflightspeedinthe landingconfiguration.
-VSRmeansreference stall speed.
-Vx meansspeedforbestangle of climb.
-VFC/MFCmeansstabilityspeed
-VFC/MFCmaynot be lessthana speedmidwaybetweenVMO/MMOandVDF/MDF,exceptthatfor
altitudeswhere Machnumberisthe limitingfactor,MFC neednotexceedthe Machnumberat which
effectivespeedwarningoccurs.

17. Bibliografía de referencia:
RicardoMAURELLI – “Ensayosen vuelo;Estabilidadestáticalongitudinal”-2012
FAA-FAR25 - Stability“FAR25.173”, “FAR25.175”, “FAR25.177”
ATR42 FlightManual