Fundamentos de Vuelo de Helicópteros

Esta es una traducción parcial de la versión en inglés
del FM 3-04.203, Fundamentos de Vuelo, fechado 7 de
mayo de 2007, y sólo se usará para fines de instrucción.
El material fue traducido al español en agosto de 2009
por la Compañía Bravo del 1er
Batallón del 212º Regi-
miento de Aviación del Ejército de los Estados Unidos,
con sede en el Fuerte Rucker, Alabama.
This is a translation of extracts from FM 3-04.203, Fun-
damentals of Flight, dated 7 May 2007. This manual will
be used for instructional purposes only. The material
was translated into Spanish in August 2009 by Bravo
Company, 1-212th
Aviation Regiment, United States
Army, Fort Rucker, Alabama.

RESTRICCIÓN DE DISTRIBUCIÓN: La publicación en inglés esta aprobada para distribución ilimitada al público
*Esta publicación reemplaza al FM 1-202, 23 de febrero de 1983; FM 1-203, 03 de octubre de 1988; TC 1-201,
20 de enero de 1984; y el TC 1-204, 27 de diciembre de 1987.
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 i
Cuartel General
Manual de Campo Secretaría de Ejército
FM 3-04.203 Washington, D.C. 7 de mayo de 2009
Fundamentos de Vuelo
Contenido
Página
PREFACIO .......................................................................................................................... ix
Capítulo 1 TEORÍA DE VUELO ....................................................................................... 1-1
Sección I – Leyes físicas y principios del flujo de aire...................................... 1-1
Las leyes del movimiento de Newton .................................................................1-1
Flujo del fluido.....................................................................................................1-2
Vectores y escalares...........................................................................................1-3
Sección II – Mecánica del vuelo...................................................................... 1-6
Características de los perfiles aerodinámicos ....................................................1-6
Flujo de aire y reacciones en el sistema del rotor ..............................................1-9
Ángulos de la pala del rotor ..............................................................................1-11
Acciones de la pala del rotor.............................................................................1-12
Diseño y control del helicóptero........................................................................1-18
Sección III - Fuerzas durante el vuelo............................................................1-28
Fuerza aerodinámica total ................................................................................1-28
Sustentación y la ecuación de sustentación.....................................................1-29
Resistencia........................................................................................................1-29
Fuerza centrífuga y conicidad...........................................................................1-31
Reacción de torque y rotor antitorque (rotor de cola) .......................................1-33
Balance de fuerzas ...........................................................................................1-35
Sección IV – Vuelo estacionario.....................................................................1-36
Flujo de aire en vuelo estacionario ...................................................................1-36
Efecto de tierra..................................................................................................1-37
Tendencia translacional ....................................................................................1-39

Contenido
ii FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Sección V – Rotor en translación ...................................................................1-40
Flujo de aire en vuelo hacia delante .................................................................1-40
Sustentación translacional ................................................................................1-45
Efecto de flujo transversal.................................................................................1-46
Sustentación translacional efectiva...................................................................1-47
Autorrotación.....................................................................................................1-48
Sección VI– Maniobras de vuelo....................................................................1-55
Aerodinámica ....................................................................................................1-55
Guías.................................................................................................................1-61
Sección VII – Rendimiento.............................................................................1-62
Factores que afectan el rendimiento.................................................................1-62
Sección VIII – Emergencias ...........................................................................1-66
Hundimiento con potencia ................................................................................1-66
Volteo dinámico.................................................................................................1-69
Entrada en pérdida de pala en retroceso..........................................................1-72
Resonancia terrestre.........................................................................................1-75
Efectos de compresibilidad ...............................................................................1-76
Capítulo 2 PESO, BALANCE Y CARGAS........................................................................ 2-1
Sección I – Peso............................................................................................. 2-1
Definiciones de peso...........................................................................................2-1
Peso versus el rendimiento de la aeronave........................................................2-2
Sección II - Balance........................................................................................ 2-2
Centro de gravedad ............................................................................................2-2
Balance lateral ....................................................................................................2-3
Definiciones de balance......................................................................................2-3
Principio de momentos .......................................................................................2-5
Sección III – Cálculos de peso y balance ........................................................ 2-6
Cálculo de centro de gravedad ...........................................................................2-6
Sección IV – Cargas ......................................................................................2-10
Planificación......................................................................................................2-10
Cargas internas.................................................................................................2-11
Cargas externas................................................................................................2-25
Materiales peligrosos ........................................................................................2-28
Capítulo 3 AMBIENTE DE VUELO DE ALA ROTATIVA................................................... 3-1
Sección I – Operaciones en climas fríos ......................................................... 3-1
Factores ambientales..........................................................................................3-1

Contenido
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 iii
Técnicas de vuelo ...............................................................................................3-7
Rodaje y despegue .............................................................................................3-7
Mantenimiento...................................................................................................3-11
Adiestramiento ..................................................................................................3-13
Sección II – Operaciones en el desierto .......................................................... 3-1
Factores ambientales........................................................................................3-14
Técnicas de vuelo .............................................................................................3-18
Mantenimiento...................................................................................................3-21
Adiestramiento ..................................................................................................3-23
Sección III – Operaciones en la selva ............................................................3-24
Mantenimiento...................................................................................................3-27
Adiestramiento ..................................................................................................3-27
Sección IV – Operaciones en las montañas ...................................................3-28
Mantenimiento...................................................................................................3-51
Adiestramiento ..................................................................................................3-51
Sección V – Operaciones sobre el agua ........................................................3-53
Mantenimiento...................................................................................................3-54
Adiestramiento ..................................................................................................3-54
Capítulo 4 VUELO NOCTURNO DE ALA ROTATIVA ...................................................... 4-1
Sección I – Visión nocturna............................................................................. 4-1
La capacidad de la visión nocturna.....................................................................4-1
Impedimentos visuales en combate....................................................................4-1
Diseño de la aeronave ........................................................................................4-2
Sección II - Iluminación hemisférica y condiciones meteorológicas ................. 4-3
Fuentes de luz.....................................................................................................4-3
Otras consideraciones ........................................................................................4-4
Sección III – Interpretación del terreno............................................................ 4-6
Indicaciones de reconocimiento visual ...............................................................4-6
Factores ..............................................................................................................4-9
Otras consideraciones ......................................................................................4-13

Contenido
iv FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Sección IV – Sensores de visión nocturna .....................................................4-15
Espectro electromagnético ...............................................................................4-15
Dispositivos de visión nocturna.........................................................................4-17
Sistemas de imágenes térmicas (TIS) ..............................................................4-23
Consideraciones operacionales........................................................................4-24
Sección V - Operaciones nocturnas..............................................................4-31
Planificación premisión .....................................................................................4-31
Técnicas de vuelo nocturno ..............................................................................4-34
Procedimientos de emergencia y seguridad.....................................................4-40
Capítulo 5 VUELO A TERRENO ALA ROTATIVA............................................................ 5-1
Sección I – Operaciones de vuelo a terreno.................................................... 5-1
Planificación y preparación de la misión.............................................................5-1
Sistema de planificación de la misión de aviación..............................................5-2
Limitaciones del vuelo a terreno .........................................................................5-2
Modos de vuelo a terreno ...................................................................................5-3
Selección de los modos de vuelo a terreno........................................................5-4
Selección de la zona de recogida/zona de aterrizaje .........................................5-5
Consideraciones de planificación de ruta ...........................................................5-7
Selección y preparación del mapa....................................................................5-10
Cartas, fotografías, y tarjetas de objetivo .........................................................5-13
Preparación de la tarjeta de planificación de ruta.............................................5-13
Peligros de vuelo a terreno ...............................................................................5-17
Rendimiento de vuelo a terreno........................................................................5-19
Sección II - Adiestramiento...........................................................................5-20
Responsabilidad del mando..............................................................................5-20
Identificación de necesidades de unidad/individuales ......................................5-20
Consideraciones de adiestramiento..................................................................5-21
Seguridad de adiestramiento ............................................................................5-21
Capítulo 6 OPERACIONES DE MÚLTIPLES AERONAVES ............................................ 6-1
Sección I – Vuelo en formación....................................................................... 6-1
Disciplina de la formación ...................................................................................6-1
Coordinación de tripulación ................................................................................6-1
Responsabilidades de la tripulación ...................................................................6-2
Consideraciones .................................................................................................6-4
Romper la formación.........................................................................................6-10
Procedimientos de reunión y encuentro ...........................................................6-14

Contenido
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 v
Procedimientos de pérdida de contacto visual .................................................6-15
Comunicación durante el vuelo en formación...................................................6-15
Sección II – Tipos de formación .....................................................................6-16
Equipo de dos helicópteros...............................................................................6-16
Formaciones fijas..............................................................................................6-16
Maniobras de la formación................................................................................6-21
Sección III – Maniobras básicas de combate..................................................6-26
Comunicaciones durante maniobras de vuelo..................................................6-27
Maniobras básicas de combate ........................................................................6-27
Sección IV – Consideraciones y responsabilidades de planificación...............6-34
Consideraciones de planificación .....................................................................6-34
Responsabilidades de planificación..................................................................6-35
Sección V – Turbulencia de estela.................................................................6-36
Peligros en vuelo...............................................................................................6-36
Peligros de tierra...............................................................................................6-36
Generación de vórtices .....................................................................................6-36
Balanceo inducido y contra control...................................................................6-37
Áreas de problemas operacionales ..................................................................6-38
Técnicas de evasión de vórtices.......................................................................6-39
Capítulo 7 NO SE TRADUJO .......................................................................................... 7-1
Glosario ...........................................................................................................Glosario - 1
Referencias .......................................................................................................Referencias-1
Índice .......................................................................................................................... Índice - 1

Contenido
vi FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figuras
Figura 1-1. Flujo de agua a través de un tubo.................................................................1-2
Figura 1-2. Efecto Venturi ................................................................................................1-2
Figura 1-3. Flujo Venturi...................................................................................................1-3
Figura 1-4. Resultante por el método del paralelogramo ................................................1-4
Figura 1-5. Resultante por el método del polígono..........................................................1-5
Figura 1-6. Resultante por el método del triangulación ...................................................1-5
Figura 1-7. Los vectores de fuerza de un segmento de perfil aerodinámico...................1-6
Figura 1-8. Vectores de fuerza en una aeronave en vuelo..............................................1-8
Figura 1-9. Sección de un perfil aerodinámico simétrico.................................................1-8
Figura 1-10 Sección asimétrica (con comba) de un perfil aerodinámico.........................1-8
Figura 1-11 Viento relativo...............................................................................................1-9
Figura 1-12 Viento relativo rotacional ............................................................................1-10
Figura 1-13 Flujo inducido (downwash/flujo descendente)............................................1-10
Figura 1-14. Viento relativo resultante...........................................................................1-11
Figura 1-15. Ángulo de incidencia y ángulo de ataque..................................................1-12
Figura 1-16. Rotación de las palas y velocidad de las palas.........................................1-13
Figura 1-17. Abanderamiento ........................................................................................1-13
Figura 1-18. Aleteo en vuelo direccional........................................................................1-14
Figura 1-19. Aleteo (pala en retroceso a las 3 del reloj)................................................1-14
Figura 1-20. Aleteo (pala en retroceso a las 9 del reloj)................................................1-15
Figura 1-21. Aleteo (pala sobre la nariz de la aeronave)...............................................1-15
Figura 1-22. Aleteo (pala sobre la cola de la aeronave)................................................1-15
Figura 1-23. Adelanto y retraso .....................................................................................1-16
Figura 1-24. Diseño colgante de un sistema semirrígido de un rotor............................1-18
Figura 1-25. Precesión giroscópica ...............................................................................1-18
Figura 1-26. Sistema de control del cabezal del rotor ...................................................1-19
Figura 1-27. La placa oscilante estacionaria y la rotativa inclinadas
por el control cíclico....................................................................................1-20
Figura 1-28. La placa oscilante estacionaria y la rotativa inclinadas
en relación al mástil....................................................................................1-20
Figura 1-29. Régimen de desplazamiento del brazo de cambio de paso
a través de 90 grados de recorrido ............................................................1-21
Figura 1-30. Aleteo del rotor al reaccionar a la aplicación de cíclico ............................1-21
Figura 1-31. Abanderamiento cíclico .............................................................................1-23
Figura 1-32. Compensación del servo de aplicación y balancín de cambio de paso....1-24
Figura 1-33. Variación del paso cíclico – completamente hacia delante, paso bajo.....1-25
Figura 1-34. Sistema de rotor completamente articulado..............................................1-26
Figura 1-35. Sistema de rotor semirrígido .....................................................................1-26
Figura 1-36. Efecto de actitud de cola baja en actitud de vuelo estacionario lateral ....1-27
Figura 1-37. Reacción al control cíclico alrededor del eje lateral y el longitudinal ........1-27
Figura 1-38.Fuerza aerodinámica total (TAF)................................................................1-28
Figura 1-39. Fuerzas actuando en un perfil aerodinámico ............................................1-29
Figura 1-40. Relación entre resistencia y velocidad .....................................................1-31
Figura 1-41. Efectos de la fuerza centrífuga y la sustentación......................................1-32
Figura 1-42. Área del disco disminuida (pérdida de sustentación causada
por la conicidad ..........................................................................................1-33
Figura 1-43. Relación de torque ....................................................................................1-34
Figura 1-44. Fuerzas balanceadas; vuelo estacionario sin viento.................................1-35
Figura 1-45.Fuerzas desbalanceadas causando aceleración .......................................1-35
Figura 1-46. Fuerzas balanceadas; vuelo de régimen constante..................................1-36
Figura 1-47. Fuerzas desbalanceadas causando desaceleración ................................1-36
Figura 1-48. Flujo de aire en vuelo estacionario............................................................1-37

Contenido
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 vii
Figura 1-49. Vuelo estacionario en efecto de tierra.......................................................1-38
Figura 1-50. Vuelo estacionario fuera de efecto de.......................................................1-39
Figura 1-51 Tendencia translacional..............................................................................1-40
Figura 1-52 Velocidades diferenciales en el sistema del rotor causadas
por la velocidad hacia delante....................................................................1-41
Figura 1-53 Áreas de la pala en vuelo hacia delante ....................................................1-42
Figura 1-54. Aleteo (pala en avance, posición de las 3 del reloj)..................................1-43
Figura 1-55. Aleteo (pala en retroceso, posición de las 9 del reloj) ..............................1-44
Figura 1-56. Ángulos de pasos de las palas..................................................................1-45
Figura 1-57. Sustentación translacional (de 1 a 5 nudos) .............................................1-46
Figura 1-58. Sustentación translacional (de 10 a 15 nudos) .........................................1-46
Figura 1-59. Efecto del flujo transversal ........................................................................1-47
Figura 1-60. Sustentación translacional efectiva ...........................................................1-47
Figura 1-61. Regiones de las palas en descenso autorrotativo vertical ........................1-48
Figura 1-62. Vectores de fuerza en descenso vertical autorrotacional .........................1-50
Figura 1-63. Regiones autorrotativas en vuelo hacia delante .......................................1-51
Figura 1-64. Vectores de fuerza en vuelo nivelado propulsado a velocidades altas ....1-51
Figura 1-65. Vectores de fuerza después de pérdida de potencia-colectivo reducido..1-52
Figura 1-66. Los vectores de fuerza en descenso autorrotativo en régimen constante 1-52
Figura 1-67. Desaceleración autorrotativa ....................................................................1-53
Figura 1-68. La Relación entre resistencia y velocidad .................................................1-54
Figura 1-69. Rotación de las palas en sentido contra horario .......................................1-56
Figura 1-70. Sustentación a peso ..................................................................................1-59
Figura 1-71. Resultado de cíclico hacia atrás................................................................1-60
Figura 1-72. Cálculo de la velocidad densimétrica ........................................................1-64
Figura 1-73. Velocidad del flujo inducida durante vuelo estacionario ...........................1-66
Figura 1-74 Velocidad del flujo inducida antes del estado de anillo de vórtice .............1-67
Figura 1-75. Estado de anillo de vórtice ........................................................................1-67
Figura 1-76. Región de hundimiento con potencia ........................................................1-69
Figura 1-77. Movimiento de volteo cuesta abajo ...........................................................1-71
Figura 1-78. Movimiento de volteo hacia arriba.............................................................1-71
Figura 1-79. Entrada en pérdida de la pala en retroceso (patrón normal de sustentación
estacionaria) ...............................................................................................1-73
Figura 1-80. Entrada en pérdida de la pala en retroceso
(patrón normal de sustentación crucero) ...................................................1-73
Figura 1-81. Entrada en pérdida de la pala en retroceso (patrón de sustentación
a una velocidad crítica – entrada en pérdida de la pala en retroceso) ......1-74
Figura 1-82. Resonancia terrestre .................................................................................1-75
Figura 1-83. Comparación del flujo compresible y el incompresible .............................1-78
Figura 1-84. Formación de la onda de choque normal..................................................1-79
Figura 2-1. Diagrama de las estaciones del helicóptero..................................................2-4
Figura 2-2. Punto de balance de la aeronave..................................................................2-5
Figura 2-3. Localizando el centro de gravedad de la aeronave ......................................2-7
Figura 2-4. Momentos del combustible............................................................................2-8
Figura 2-5. Carta de límites del centro de gravedad .......................................................2-9
Figura 2-6. El efecto del entibamiento en la distribución del peso ................................2-13
Figura 2-7. Presión del contacto de la carga .................................................................2-14
Figura 2-8. Fórmulas para cálculos de presión de carga ..............................................2-15
Figura 2-9. Determinando el centro de gravedad de la carga general..........................2-16
Figura 2-10. Determinando el centro de gravedad para vehículos con ruedas.............2-17
Figura 2-11. Pasos del método de compartimientos .....................................................2-18
Figura 2-12. Pasos del método de estaciones ..............................................................2-20

Contenido
viii FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 2-13. Efectividad de los dispositivos de amarre .................................................2-22
Figura 2-14. Calculando los requisitos de amarre .........................................................2-24
Figura 3-1. Condiciones meteorológicas conductivas al congelamiento.........................3-3
Figura 3-2. Condiciones de luz ambiental........................................................................3-6
Figura 3-3. Percepción de la profundidad.....................................................................3-10
Figura 3-4. Áreas desérticas del mundo........................................................................3-15
Figura 3-5. Terreno desértico arenoso ..........................................................................3-16
Figura 3-6. Terreno desértico de altiplano rocoso .........................................................3-17
Figura 3-7. Terreno desértico montañoso......................................................................3-18
Figura 3-8. Áreas de selvas del mundo .........................................................................3-24
Figura 3-9. Tipos de viento ............................................................................................3-30
Figura 3-10. Viento ligero...............................................................................................3-30
Figura 3-11. Viento moderado .......................................................................................3-31
Figura 3-12. Viento fuerte ..............................................................................................3-31
Figura 3-13. Ola montañosa o estacionaria...................................................................3-32
Figura 3-14. Las formaciones de nubes asociadas con las olas montañosas ..............3-33
Figura 3-15. Turbulencia de corrientes rotoras (rotor streaming)..................................3-33
Figura 3-16. Viento a través de una cresta....................................................................3-34
Figura 3-17. Cresta serpenteante ..................................................................................3-35
Figura 3-18. El viento a través de una corona...............................................................3-36
Figura 3-19. Viento de saliente ......................................................................................3-36
Figura 3-20. Viento a través de un cañón......................................................................3-37
Figura 3-21. Despegues desde montañas.....................................................................3-38
Figura 3-22. Patrones de vuelo de reconocimiento alto ................................................3-41
Figura 3-23. Calculando la dirección del viento entre dos puntos.................................3-42
Figura 3-24. Calculando la dirección del viento usando la maniobra del círculo ..........3-43
Figura 3-25. Trayectorias de aproximación y áreas a evitar..........................................3-44
Figura 3-26. Despegue rasante o de contorno (vuelo a terreno) ..................................3-47
Figura 3-27. Cruce de una cresta en un ángulo de 45º (vuelo a terreno) .....................3-48
Figura 3-28. Virajes empinados o ascensos a altitudes de vuelo a terreno ..................3-49
Figura 3-29. Vuelo a lo largo del valle (vuelo a terreno)................................................3-50
Figura 3-30. Aproximación rasante, de contorno (vuelo a terreno) ...............................3-51
Figura 4-1. Identificación por el tamaño del objeto..........................................................4-7
Figura 4-2. Identificación por la forma del objeto.............................................................4-8
Figura 4-3. Identificación por contraste del objeto...........................................................4-9
Figura 4-4. Identificación por distancia de observación del objeto................................4-10
Figura 4-5. Espectro electromagnético..........................................................................4-15
Figura 4-6. Energía IR (Infrarroja)..................................................................................4-17
Figura 4-7. Intensificador de imágenes..........................................................................4-17
Figura 4-8. AN/AVS-6 en posición operacional .............................................................4-19
Figura 4-9. Sistema de pilotaje ......................................................................................4-23
Figura 4-10. Sistema de adquisición de blancos ...........................................................4-24
Figura 4-11. Efectos atmosféricos en la radiación IR ....................................................4-27
Figura 4-12. Cruce de energía infrarroja........................................................................4-28

Contenido
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 ix
Figura 4-13. Paralaje......................................................................................................4-29
Figura 4-14. Despegue de condiciones meteorológicas nocturnas visuales.................4-35
Figura 4-15. Aproximación a una Y invertida iluminada ................................................4-38
Figura 4-16. Aproximación a una T iluminada ...............................................................4-40
Figura 5-1. Modos de vuelo .............................................................................................5-3
Figura 5-2. Símbolos de planificación de ruta................................................................5-11
Figura 5-3. Ejemplo - preparación de mapa gráfico para operaciones conjuntas.........5-12
Figura 5-4. Ejemplo de una tarjeta en ruta ....................................................................5-14
Figura 5-5. Ejemplo de una tarjeta de objetivo ..............................................................5-16
Figura 6-1. Distancia horizontal .......................................................................................6-6
Figura 6-2. Separación hacia arriba.................................................................................6-6
Figura 6-3. Formación escalonada antes del rompimiento............................................6-10
Figura 6-4. Romper hacia la izquierda con intervalos de 10 segundos para aterrizar ..6-11
Figura 6-5. Romper en dos elementos ..........................................................................6-12
Figura 6-6. Romper de la formación – condiciones meteorológicas de vuelo por
instrumentos imprevistas............................................................................6-13
Figura 6-7. Una sección/elemento de dos helicópteros.................................................6-16
Figura 6-8. Formación en zigzag derecha e izquierda ..................................................6-18
Figura 6-9. Formación escalón izquierda y derecha......................................................6-19
Figura 6-10. Formación en columna..............................................................................6-20
Figura 6-11. Formación V ..............................................................................................6-21
Figura 6-12. Crucero de combate en equipo ................................................................6-22
Figura 6-13. Vuelo de crucero de combate....................................................................6-23
Figura 6-14. Crucero de combate derecho....................................................................6-24
Figura 6-15. Crucero de combate izquierdo ..................................................................6-25
Figura 6-16. Columna de combate ...............................................................................6-26
Figura 6-17. Separación de combate.............................................................................6-26
Figura 6-18. Círculo básico de maniobras de combate .................................................6-28
Figura 6-19. Viraje táctico hacia afuera (away) .............................................................6-29
Figura 6-20. Viraje táctico hacia (táctico turn to) ...........................................................6-29
Figura 6-21. Maniobras abrir y cerrar ............................................................................6-30
Figura 6-22. Maniobra de viraje de separación .............................................................6-31
Figura 6-23. Viraje de emplazamiento (In-place turn) ...................................................6-31
Figura 6-24. Viraje cruzado adentro o afuera ................................................................6-32
Figura 6-25. Viraje cruzado cobertura (alta/baja) ..........................................................6-32
Figura 6-26. Viraje de rompimiento izquierda/derecha..................................................6-33
Figura 6-27. Viraje de rompimiento izquierda/derecha (alta/baja)................................6-33
Figura 6-28. Viraje eslabonado......................................................................................6-34
Figura 6-29. Generación de la estela del vórtice ...........................................................6-37

Contenido
x FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Tablas
Tabla 1-1. Terminología del perfil aerodinámico .............................................................1-7
Tabla 1-2. Reacción de la aeronave a fuerzas ..............................................................1-19
Tabla 1-3. Ángulo de banqueo versus torque................................................................1-59
Tabla 1-4. Variación de la velocidad del sonido con la temperatura y la altitud............1-76
Tabla 2-1. Responsabilidades .......................................................................................2-11
Tabla 2-2. Consideraciones de la carga interna ............................................................2-12
Tabla 2-3. Carta de porcentaje de sujeción...................................................................2-23
Tabla 4-1. Distancia de la posición ..................................................................................4-2
Tabla 5-1. Misión, enemigo, terreno y estado del tiempo, tropas y apoyo disponible,
tiempo disponible, consideraciones civiles y modos de vuelo a terreno .......5-4
Tabla 5-2. Consideraciones para la selección de la zona de recogida ...........................5-5
Tabla 5-3. Consideraciones para la selección de la zona de recogida ...........................5-6
Tabla 5-4. Consideraciones de planificación de ruta.......................................................5-8
Tabla 5-5. Ejemplo de una tarjeta de navegación .........................................................5-14
Tabla 6-1. Ejemplo de condiciones de iluminación..........................................................6-7

Contenido
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 xi
Prefacio
El Manual de Campo (FM) 3-04.203 todavía presenta información para planear y conducir tareas comunes para
vuelo de ala fija y ala rotativa. Sin embargo, ha sido más inclusiva y su alcance expandido para reducir un
número de manuales usados como referencia por las tripulaciones del Ejército.
Una de las premisas que sostienen la aviación del Ejército es que si los tripulantes entienden ―el porqué‖ estarán
mejor preparados para "actuar" cuando encuentren lo inesperado. El FM 3-04.203 se esfuerza en asegurar que
los miembros de la tripulación entiendan la física básica de vuelo, y las dinámicas asociadas con aeronaves de
ala fija y ala rotativa. Un entendimiento vasto de estos principios prepararán mejor a los tripulantes para el vue-
lo, adiestramiento de transición, y operaciones tácticas de vuelo.
Como el Ejército de los Estados Unidos prepara a sus soldados para operar en cualquier sitio del mundo, esta
publicación describe los requisitos únicos y las técnicas de vuelo que los tripulantes usarán para operar con éxi-
to en ambientes extremos, los cuales no siempre se encuentran en los adiestramientos en la guarnición de ori-
gen.
Como una fuerza a tiempo completo, el Ejército de los Estados Unidos es capaz de usar las ventajas de la tecno-
logía superior de operaciones nocturnas para explotar la potencia de combate. Con ese fin los tripulantes del
Ejército tienen que estar familiarizados y ser capaces de ejecutar sus misiones proficiente y tácticamente duran-
te la noche. La información de los NVS (sistemas de visión nocturna) y operaciones nocturnas en esta publica-
ción proveerán la base para adquirir esas destrezas.
Cada aviador entiende que el propósito primordial es el de operar la aeronave con seguridad. Cada tripulante
tiene que ejecutar la misión efectiva y decisivamente en operaciones tácticas y de combate. El FM 3-04.203
también cubre perfiles básicos de vuelo táctico, vuelos en formación y maniobras de combate aéreo.
El FM 3-04.203 es una referencia excelente para los tripulantes del Ejército; sin embargo, no se puede esperar
que esta publicación lo incluya todo o que un entendimiento total de la información se obtenga simplemente
leyendo el texto. Un entendimiento profundo empezará cuando los tripulantes adquieran más experiencia en sus
aeronaves particulares, estudien el TTP (tácticas, técnicas, y procedimientos) de sus unidades, y estudien otras
fuentes de información. Para mejorar sus destrezas los tripulantes deben revisar el FM 3-04.203 periódicamente
para ganar nuevas perspectivas
El proponente de esta publicación es el Cuartel General, Comando de Adiestramiento y Doctrina (TRADOC).
Envíe comentarios y recomendaciones en el formulario DA (Departamento del Ejército) 2028 (Cambios reco-
mendados a publicaciones y formularios en blanco) o al enlace electrónico
(http://www.usapa.army.mil/da2028/daform2028.asp) al Comandante, del Centro de Aviación de Guerra de los
Estados Unidos ATTN: ATZQ-TD-D, Fuerte Rucker, Alabama 36362-5263. Los comentarios pueden ser en-
viados por correo electrónico a rucker.publicaciones@conus.army.mil.Otra información en referencia a las doc-
trinas se puede encontrar en AKO (Army Knowledge Online) o llamando al (334) 255-3551.
A menos que está publicación indique lo contrario, los pronombres masculinos no se refieren exclusivamente a
los hombres.
Esta publicación ha sido revisada por consideraciones de seguridad de las operaciones.

7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-1
Capítulo 1
Teoría de vuelo
Este capítulo presenta los fundamentos de la aerodinámica y los principios de vuelo del
ala rotativa. El contenido se relaciona a las operaciones de vuelo y ejecución de tareas de
vuelo durante misiones normales. Cubre la teoría y la aplicación de la aerodinámica para
el aviador, ya sea durante adiestramientos de vuelo o en operaciones generales de vuelo.
El capítulo 7 presenta información adicional sobre FW (vuelo de ala fija).
SECCIÓN I – LEYES FÍSICAS Y PRINCIPIOS DEL FLUJO DE AIRE
LAS LEYES DEL MOVIMIENTO DE NEWTON
1-1. Las tres leyes del movimiento de Newton son la iner-
cia, la aceleración, y la acción/reacción. Estas leyes se
aplican al vuelo de cualquier aeronave. Un conoci-
miento práctico de estas leyes y sus aplicaciones lo
ayudarán a entender los principios aerodinámicos dis-
cutidos en este capítulo. La interacción entre las leyes
de movimiento y las acciones mecánicas de la aerona-
ve causa que la aeronave vuele y le permite a los avia-
dores a controlar tal vuelo.
INERCIA
1-2. Un cuerpo en reposo permanecerá en reposo, y un
cuerpo en movimiento se mantendrá en movimiento a
la misma velocidad y en la misma dirección hasta que
sea afectado por una fuerza externa. Nada se pone en
movimiento o se detiene sin una fuerza externa que le
imprima o detenga su movimiento. Inercia es la resis-
tencia de un cuerpo a cambiar su estado de movimien-
to.
ACELERACIÓN
1-3. La fuerza requerida para producir un cambio en movimiento es directamente proporcional a su masa y al
régimen de cambio de su velocidad. La aceleración se refiere a un aumento o disminución (generalmente lla-
mado desaceleración) en velocidad. La aceleración es un cambio en magnitud o dirección del vector de velo-
cidad con respecto al tiempo. La velocidad se refiere a la dirección y régimen de movimiento lineal de un ob-
jeto.
ACCIÓN/REACCIÓN
1-4. Para cada acción hay una reacción igual en forma opuesta. Cuando una interacción ocurre entre dos cuerpos,
se imparten a cada cuerpo fuerzas iguales en sentido opuesto.
Contenido
Sección I – Leyes físicas y principios de
flujo de aire ...............................1-1
Sección II – Mecánica de vuelo ......................1-6
Sección III – Fuerzas durante el vuelo ..........1-28
Sección IV – Vuelo estacionario ...................1-36
Sección V – Rotor en translación..................1-40
Sección VI – Maniobras de Vuelo .................1-55
Sección VII – Rendimiento ...........................1-62
Sección VIII – Emergencias..........................1-66

Capítulo 1
1-2 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
FLUJO DEL FLUIDO
PRINCIPIO DE BERNOULLI
1-5. Este principio describe la relación entre la presión interna del fluido y la velocidad del fluido. Es una declara-
ción de la ley de conservación de energía y ayuda a explicar porque un perfil aerodinámico desarrolla fuerza
aerodinámica. El concepto de conservación de energía declara que la energía no puede ser creada o destruida
y la cantidad de energía que entra a un sistema también tiene que salir. Un tubo sencillo con una porción más
estrecha cerca del centro ilustra este principio. Un ejemplo es cuando el agua pasa a través de una manguera
(figura 1-1). La masa del flujo por el área de la unidad (área del corte longitudinal del tubo) es el régimen de
flujo de la masa. En la figura 1-1 el flujo hacia los tubos es constante, ni acelerando ni desacelerando; enton-
ces, el régimen de flujo de la masa a través del tubo tiene que ser el mismo en las estaciones 1, 2, ó 3. Si el
área longitudinal, de cualquiera de esas estaciones, o en cualquier punto dado, en el tubo es reducido, la velo-
cidad del fluido tiene que aumentar para mantener un régimen constante de flujo de masa para mover la mis-
ma cantidad de fluido a través de un área más pequeña. La velocidad del fluido aumenta en proporción directa
a la reducción del área. El efecto Venturi es un término usado para describir este fenómeno. La figura 1-2
ilustra lo que le pasa al régimen de flujo de masa en el tubo estrecho cuando las dimensiones del tubo cam-
bian.
Figura 1-1. Flujo de agua a través de un tubo
Figura 1-2. Efecto Venturi
FLUJO VENTURI
1-6. Mientras la cantidad total de energía dentro de un sistema cerrado (el tubo) no cambie, la forma de energía
puede ser alterada. La presión del flujo de aire puede ser comparada a la energía en lo que respecta a que la
presión total del flujo de aire se mantendrá constante a menos que se añada o se remueva energía. La presión
del flujo del fluido tiene dos componentes, la presión estática y la dinámica. La presión estática es el compo-

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-3
nente de presión medida en el flujo pero no moviéndose con el flujo cuando la presión es medida. La presión
estática también es conocida como la fuerza por la unidad de área que actúa en la superficie. La presión
dinámica del flujo es el componente que se crea como resultado del movimiento del aire. La suma de esas dos
presiones es la presión total. Cuando el aire fluye a través de una sección de menor tamaño, la presión estática
disminuye y la velocidad aumenta. Esto aumenta la presión dinámica. La figura 1-3 enseña la mitad inferior
de la sección de menor tamaño del tubo, la cual se asemeja a la mitad superior de un perfil aerodinámico. Aún
con la mitad superior del tubo removida, el aire continúa acelerando sobre el área curva porque las capas su-
periores de aire restringen el flujo, tal como lo hacía la mitad superior del tubo. Esta aceleración causa una
disminución de presión estática sobre la porción curva y crea un diferencial en presión causado por la varia-
ción de la presión estática y la presión dinámica.
Figura 1-3. Flujo Venturi
EL FLUJO DE AIRE Y EL PERFIL AERODINÁMICO
1-7. El flujo de aire alrededor de un perfil aerodinámico actúa similarmente a la corriente de aire a través de una
constricción. Cuando la velocidad de la corriente de aire aumenta, la presión estática disminuye sobre y deba-
jo del perfil aerodinámico. El aire usualmente tiene que viajar una distancia mayor sobre la superficie supe-
rior; por esto hay un mayor aumento en velocidad y una disminución de presión estática sobre la superficie
superior comparado con la sección inferior. El diferencial de la presión estática en la superficie superior y la
inferior produce cerca de 75 por ciento de la fuerza aerodinámica llamada sustentación. El 25 por ciento res-
tante de la fuerza es producida como resultado de la acción/reacción de la deflexión hacia abajo del aire cuan-
do pasa por el borde de salida y por la deflexión hacia abajo del aire impactando la superficie inferior expues-
ta del perfil aerodinámico.
VECTORES Y ESCALARES
1-8. Los vectores y los escalares son herramientas útiles para ilustrar a las fuerzas aerodinámicas trabajando. Los
vectores son cantidades con una magnitud y una dirección. Los escalares son cantidades descritas por solo el
tamaño como lo son el área, el volumen, el tiempo y la masa.
CANTIDADES VECTORIALES
1-9. La velocidad, aceleración, peso, sustentación y resistencia son ejemplos de cantidades vectoriales. La direc-
ción de las cantidades vectoriales son tan importantes como su tamaño o su magnitud. Cuando dos o más
fuerzas actúan sobre un objeto, el efecto combinado puede ser representado por el uso de vectores. Los vecto-
res son ilustrados por una línea dibujada a un ángulo particular con una punta de flecha al final. La flecha in-
dica la dirección en la cual la fuerza está actuando. El largo de la línea (comparado a una escala) representa la
magnitud de la fuerza.

Capítulo 1
1-4 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
SOLUCIONES VECTORIALES
1-10. Los vectores de fuerza individuales son útiles en analizar las condiciones de vuelo. El enfoque principal son
los efectos de las fuerzas combinadas o resultantes que actúan en un perfil aerodinámico o en una aeronave.
Los tres métodos siguientes de resolver por la resultante son los más comúnmente usados.
Método del paralelogramo
1-11. Esta es la solución vectorial usada más comúnmente en aerodinámica. Usando dos vectores se dibujan líne-
as paralelas a los vectores determinando la resultante. Si dos remolques empujan una barcaza con igual fuer-
za, la barcaza se moverá hacia delante en una dirección que constituye la intermedia de las direcciones de los
remolques (figura 1-4).
Figura 1-4. Resultante por el método del paralelogramo
Método del polígono
1-12. Cuando más de dos fuerzas están actuando en direcciones diferentes, la resultante puede ser encontrada
usando una solución vectorial de polígono. La figura 1-5 muestra un ejemplo en el cual una de las fuerzas está
actuando a 90 grados con una fuerza de 180 libras (vector A), una segunda fuerza actuando a 45 grados con
una fuerza de 90 libras (vector B), y una tercera fuerza actuando a 315 grados con una fuerza de 120 libras
(vector C). Para determinar la resultante, dibuje el primer vector empezando en el punto 0 (el origen) con los
vectores restantes dibujados consecutivamente. La resultante es trazada desde el punto de origen (0) hasta el
final del vector final (C).

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-5
Figura 1-5. Resultante por el método del polígono
Método de triangulación
1-13. Esta es una forma simplificada de solución vectorial de polígono que usa solo dos vectores y conectándolos
con una línea resultante de vector. La figura 1-6 enseña un ejemplo de esta solución. Al dibujar un vector por
cada una de las velocidades conocidas y dibujando una línea que conecte los extremos, se puede determinar
una resultante de velocidad y dirección.
Figura 1-6. Resultante por el método de triangulación

Capítulo 1
1-6 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Vectores usados
1-14. figura 1-7 y la figura 1-8 muestran ejemplos de vectores usados para representar fuerzas actuando sobre un
perfil aerodinámico y una aeronave en vuelo.
Figura 1-7. Los vectores de fuerza de un segmento de perfil aerodinámico
Figura 1-8. Vectores de fuerza en una aeronave en vuelo
Sección II – Mecánica del vuelo
CARACTERÍSTICAS DE LOS PERFILES AERODINÁMICOS
1-15. Los helicópteros y aeronaves convencionales son capaces de volar debido a las fuerzas aerodinámicas pro-
ducidas cuando el aire pasa alrededor del perfil aerodinámico. Un perfil aerodinámico es una estructura o
cuerpo diseñado para producir una reacción por su movimiento a través del aire. Los perfiles aerodinámicos
son mayormente asociados con la producción de sustentación. Los perfiles aerodinámicos son también usados
para estabilidad (plano de deriva), control (elevador), y empuje o propulsión (hélice o rotor). Ciertos perfiles
aerodinámicos, tales como las palas del rotor, combinan algunas de estas funciones. Los perfiles aerodinámi-
cos son cuidadosamente estructurados para acomodar un conjunto específico de características de vuelo.

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-7
TERMINOLOGÍA DE PERFILES AERODINÁMICOS
1-16. La tabla 1-1 provee términos de perfil aerodinámico y definiciones comunes a todas las aeronaves. El pri-
mero de cuatro términos describe la forma de un perfil aerodinámico. Los otros términos describen el desarro-
llo de las propiedades aerodinámicas.
Tabla 1-1. Terminología del perfil aerodinámico
Términos Definiciones
Envergadura de la pala El largo de la pala del rotor desde el punto de rotación a la punta de la pala.
Envergadura El largo del ala de punta a punta.
Línea de cuerda Una línea recta que va desde el borde de ataque hasta el borde de salida del
perfil aerodinámico.
Cuerda El largo de la línea de cuerda desde el borde de ataque hasta el borde de
salida; es la dimensión longitudinal característica de la sección del perfil aero-
dinámico.
Línea de comba media Una línea trazada a la mitad de la distancia entre la superficie superior y la
inferior. La línea de cuerda conecta los extremos de la línea de comba media.
Comba se refiere a la curvatura de la superficie aerodinámica y puede ser
considerada la curvatura de la línea de comba media. La forma de la comba
media es importante para determinar las características aerodinámicas de una
sección de un perfil aerodinámico. La comba máxima (desplazamiento de la
línea de comba media a la línea de cuerda) y su localización ayuda a definir la
forma de la línea de comba media. La localización de la comba máxima y su
desplazamiento desde la línea de cuerda es expresada como fracciones o
porcentajes del largo básico de la cuerda. Al variar el punto de comba máxima
el fabricante puede ajustar un perfil aerodinámico a un propósito específico. El
espesor de un perfil y la distribución del espesor son propiedades importantes
de una sección del perfil aerodinámico.
Radio del borde de
ataque
El radio de la curvatura dada la forma del borde de ataque.
Velocidad de la trayec-
toria de vuelo
La velocidad y dirección del perfil aerodinámico pasando a través del aire.
Para el perfil aerodinámico de FW (alas fijas), la velocidad de la trayectoria de
vuelo es igual a la TAS (velocidad verdadera). Para las palas del rotor de los
helicópteros, la velocidad de la trayectoria de vuelo es igual a la velocidad
rotacional, más o menos un componente de la velocidad direccional.
Viento relativo El aire en movimiento igual y en oposición a la velocidad de la trayectoria de
vuelo del perfil aerodinámico. Este es viento relativo rotacional para las aero-
naves de ala rotativa y será cubierto en detalle más adelante. Como un flujo
de aire inducido puede modificar la velocidad de la trayectoria de vuelo, el
viento relativo experimentado por el perfil aerodinámico puede no estar exac-
tamente opuesto a la dirección de la travesía.
Flujo inducido El flujo hacia abajo del aire (más notado en ala rotativa).
Viento relativo resultan-
te
El viento relativo modificado por el flujo inducido.
Ángulo de ataque
(AOA)
El ángulo medido entre el viento relativo resultante y la línea de cuerda.
Ángulo
de incidencia
(Aeronaves
de ala fija)
El ángulo entre la cuerda del perfil aerodinámico y el eje longitudinal u otras
referencias selectas del plano del avión.
Ángulo de incidencia
(Aeronaves de ala rota-
tiva)
El ángulo entre la línea cuerda del rotor principal o el de cola y el viento relati-
vo rotacional (plano de punta de la trayectoria).Generalmente se le llama
ángulo de ataque de la pala. Para perfiles aerodinámicos fijos tales como los
planos verticales de deriva o elevadores, el ángulo de incidencia es el ángulo
entre la línea de cuerda y del perfil aerodinámico y un plano del helicóptero
seleccionado como referencia.

Capítulo 1
1-8 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Tabla 1-1. Terminología del perfil aerodinámico
Centro de presión El punto situado sobre la línea de cuerda de un perfil aerodinámico a través
del cual se considera que actúan todas las fuerzas aerodinámicas. Como las
presiones varían en las superficies de un perfil aerodinámico, se necesita una
localización promedio de variación de presión. Cuando el AOA cambia, estas
presiones cambian y el centro de presión se mueve a lo largo de la línea de
cuerda.
Centro aerodinámico El punto a lo largo de la línea de cuerda donde todos los cambios de susten-
tación efectiva ocurren. Si el centro de presión está localizado detrás del cen-
tro aerodinámico, el perfil aerodinámico experimenta un momento de cabeceo
nariz abajo. El uso de este punto por ingenieros elimina el problema del mo-
vimiento del centro de presión durante el análisis aerodinámico.
TIPOS DE PERFILES AERODINÁMICO
1-17. Los dos tipos básicos de perfiles aerodinámicos son simétricos y asimétricos.
Simétrico
1-18. El perfil aerodinámico simétrico (figura 1-9) se distingue por tener diseños idénticos de la superficie infe-
rior y la superior, la línea de comba media y la línea de cuerda coinciden produciendo cero sustentación a ce-
ro AOA. Un diseño simétrico tiene ventajas y desventajas. Una ventaja es que el centro de presión se mantie-
ne relativamente constante bajo varios ángulos de ataque (reduciendo la fuerza de torsión ejercida en el perfil
aerodinámico). Otras ventajas son la facilidad de construcción y reducción del costo de fabricación. Las des-
ventajas son menos sustentación producida a un AOA dado que un diseño asimétrico y las características in-
deseables de pérdida.
Figura 1-9 Sección de un perfil aerodinámico simétrico
Asimétrico (con comba)
1-19. El diseño de la superficie superior del perfil aerodinámico asimétrico (figura 1-10) es diferente al inferior,
con mayor curvatura en el perfil aerodinámico sobre la línea de cuerda que el que está debajo. La línea de
comba media (comba media) y la línea de cuerda (cuerda) no coinciden. El diseño asimétrico del perfil aero-
dinámico produce sustentación útil aun en ángulos de ataque negativos. Un diseño asimétrico tiene sus venta-
jas y desventajas. Las ventajas son más producción de sustentación a un AOA dado que un diseño simétrico,
una mejor relación de sustentación a resistencia, y mejores características de entrada en pérdida. Las desven-
tajas son que el centro de presión tiene un desplazamiento de hasta 20 por ciento de la línea de cuerda (crean-
do un torque indeseable en la estructura del perfil aerodinámico) y mayores costos de producción.
Figura 1-10 Sección asimétrica (con comba) de un perfil aerodinámico

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-9
TORSIÓN DE LAS PALAS (AERONAVE DE ALA ROTATIVA)
1-20. Debido al diferencial de sustentación a través de la pala, ésta debe ser diseñada con torsión para aliviar la
tensión interna de la pala y distribuir la fuerza de sustentación lo más uniformemente posible a través de la
pala. La torsión de la pala provee ángulos de paso mayores en la raíz donde la velocidad es baja y los ángulos
de paso son más bajos cerca de la punta donde la velocidad es más alta. Esto aumenta la velocidad del aire in-
ducido y la carga de la pala en la sección cercana al cubo.
FLUJO DE AIRE Y REACCIONES EN EL SISTEMA DEL ROTOR
VIENTO RELATIVO
1-21. Para el aviador el conocimiento del viento relativo (figura 1-11) es esencial para el entendimiento de la
aerodinámica y la aplicación práctica de vuelo. El viento relativo es el flujo de aire relativo a un perfil aero-
dinámico. El movimiento de un perfil aerodinámico a través del aire crea viento relativo. El viento relativo se
mueve paralelamente pero en dirección opuesta al movimiento del perfil aerodinámico.
Figura 1-11. Viento relativo
VIENTO RELATIVO ROTACIONAL
1-22. La rotación de las palas del rotor produce el viento relativo rotacional a medida que giran en torno al
mástil (figura 1-12). El término rotacional se refiere al método de producir viento relativo. El viento relativo
rotacional fluye en sentido contrario a la trayectoria física de vuelo del perfil aerodinámico, y choca con la
pala a 90 grados del borde de ataque y paralelo al plano de rotación. La velocidad más alta del viento relativo
rotacional se produce en la punta de las palas, disminuyendo uniformemente a cero en el eje de rotación (cen-
tro del mástil).
ESTE VIENTO
RELATIVO
ESTE VIENTO
RELATIVO
ESTE VIENTO
RELATIVO
LA DIRECCIÓN DE ESTE
PERFIL AERODINÁMICO
RESULTA EN
RESULTA EN
RESULTA EN

Capítulo 1
1-10 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 1-12. Viento relativo rotacional
FLUJO INDUCIDO (DOWNWASH/FLUJO DESCENDENTE)
1-23. Con las palas en ángulo 0, el aire pasa por el borde de salida de la pala del rotor en la misma dirección
que pasó por el borde de ataque; no se produce sustentación ni flujo inducido. Cuando el ángulo de la pala
aumenta, el sistema de rotor induce un flujo descendente de aire a través de las palas del rotor creando un
componente descendente de aire que se suma al viento relativo rotacional. Debido a que las palas se mueven
horizontalmente, parte del aire es desplazado hacia abajo. Las palas viajan a través de la misma trayectoria y
pasan por un punto dado en rápida sucesión. La acción de la pala del rotor cambia el aire en calma a una co-
lumna de aire en descenso. Este flujo descendente de aire se llama flujo inducido. Es más pronunciado duran-
te vuelo estacionario en condiciones sin viento (figura 1-13).
Figura 1-13. Flujo inducido (downwash/flujo descendente)
VIENTO RELATIVO RESULTANTE
1-24. El viento relativo resultante (figura 1-14) en un vuelo estacionario es el viento relativo rotacional modifi-
cado por el flujo inducido. Este viento relativo rotacional está inclinado hacia abajo a un ángulo determinado
y opuesto a la trayectoria de vuelo efectiva del perfil aerodinámico en vez de a la trayectoria física de vuelo
(viento relativo rotacional). El viento relativo rotacional también sirve como un plano de referencia para el
desarrollo de la sustentación, resistencia, y los vectores TAF (fuerza aerodinámica total) en el perfil aero-
dinámico. Cuando un helicóptero se mueve horizontalmente, la velocidad modifica aún más al viento relativo
resultante. La velocidad, componente del viento relativo, es producto del movimiento del helicóptero a través
del aire. El componente de velocidad se le añade o substrae del viento relativo rotacional, dependiendo si la
pala está avanzando o retrocediendo en relación del movimiento del helicóptero. La introducción del viento
relativo a la velocidad también modifica el flujo inducido. Generalmente la velocidad descendente del flujo
inducido es reducida. El patrón de la circulación de aire a través del disco cambia cuando la aeronave se mue-

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-11
ve horizontalmente. Cuando un helicóptero gana velocidad, la adición de velocidad hacia delante resulta en
una disminución de velocidad de flujo inducido. Este cambio resulta en que la eficiencia mejorada (mayor
sustentación) sea producida de un reglaje dado del paso de la pala. La sección V cubre más a fondo este pro-
ceso.
Figura 1-14. Viento relativo resultante
FLUJO HACIA ARRIBA (INFLOW)
1-25. El flujo hacia arriba (inflow - entrada del aire en el paso de la hélice o la pala) es el flujo de aire
aproximándose al disco del rotor desde abajo como resultado de un régimen de descenso. El flujo hacia arri-
ba también ocurre como resultado de las palas aleteando hacia abajo o en una corriente ascendente la cual al-
tera el AOA.
ÁNGULOS DE LA PALA DEL ROTOR
ÁNGULO DE INCIDENCIA
1-26. El ángulo de incidencia (figura 1-15) es el ángulo entre la línea de cuerda de una pala del rotor principal
o el de cola y el viento relativo rotacional del sistema de rotor (plano de la trayectoria de las puntas). Más que
un ángulo aerodinámico es un ángulo mecánico y algunas veces se le llama ángulo de ataque de la pala (blade
pitch angle). En la ausencia del flujo inducido, el AOA y el ángulo de incidencia son los mismos. Siempre
que el flujo inducido, el flujo hacia arriba (inflow), o la velocidad modifica al viento relativo, el AOA es dife-
rente del ángulo de incidencia. La aplicación del colectivo y el abanderamiento cíclico cambian el ángulo de
incidencia. Un cambio del ángulo de incidencia cambia el AOA, lo cual cambia el coeficiente de sustenta-
ción, cambiando también la sustentación producida por el perfil aerodinámico.
ÁNGULO DE ATAQUE
1-27. El AOA (figura 1-15) es el ángulo entre la línea de cuerda del perfil aerodinámico y el viento relativo re-
sultante. El AOA es un ángulo aerodinámico. Puede cambiar sin que el ángulo de incidencia cambie. Varios
factores pueden cambiar el AOA de la pala del rotor. Los aviadores controlan algunos de estos factores; otros
ocurren automáticamente debido al diseño del sistema del rotor. Los aviadores ajustan el AOA a través de la
manipulación normal de los controles; aún sin ningún ajuste de parte del aviador, el AOA cambiará como par-
te integral del movimiento de la pala del rotor a través del arco del disco del rotor. Este proceso continuo de
cambio acomoda el vuelo de ala rotativa. Los aviadores tienen poco control sobre el aleteo y la flexión de la
pala, ráfagas de viento, y/o condiciones de turbulencia en el aire. El AOA es uno de los factores primordiales
que determinan la cantidad de sustentación y resistencia producidas por un perfil aerodinámico.

Capítulo 1
1-12 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 1-15. Ángulo de incidencia y ángulo de ataque
EFECTOS DEL FLUJO DE AIRE (CORRIENTE DE AIRE)
1-28. Cuando el AOA aumenta hay una mayor aceleración de aire en la parte superior del perfil aerodinámico.
Esto resulta en un diferencial de presión mayor entre la parte superior y la parte inferior del perfil aerodiná-
mico, produciendo mayor fuerza aerodinámica. Si el AOA aumenta más allá de un ángulo crítico, el flujo a
través de la parte superior del perfil aerodinámico será interrumpido, habrá una separación de la capa límite, y
resultará en una pérdida. Cuando esto ocurre la sustentación disminuirá rápidamente, la resistencia aumentará
rápidamente, y el perfil aerodinámico cesará de volar.
ACCIONES DE LA PALA DEL ROTOR
ROTACIÓN
1-29. La rotación de las palas del rotor es el movimiento más básico del sistema del rotor y produce el viento
relativo rotacional. Durante vuelo estacionario, la rotación del sistema del rotor produce un flujo de aire sobre
las palas del rotor. La figura 1-16 ilustra un sistema típico de rotor con un diámetro de rotor arbitrario y una
velocidad de rotor de 320 RPM (revoluciones por minuto) usado para demostrar las velocidades rotacionales.
En este ejemplo la velocidad de las puntas de las palas es de 670 pies por segundo ó 397 nudos. En la raíz de
las palas, cerca del eje de rotor o el punto de conexión de las palas, la velocidad de las palas es mucho menor
ya que la distancia viajada en un radio más pequeño es mucho menor. En el punto medio entre la raíz y la
punta (punto A en la figura 1-16) la velocidad de las palas es de 198.5 nudos, o la mitad de la velocidad de la
punta. La velocidad de las palas varía de acuerdo a la distancia o el radio del eje del rotor principal. Mientras
la velocidad diferencial entre la raíz y la punta sea extrema, el diferencial de sustentación será más extremo
porque la sustentación varía al cuadrado de la velocidad (vea la ecuación de sustentación en la página 1-29).
Cuando la velocidad se duplica, la sustentación aumenta 4 veces. La sustentación en el punto A en la figura
1-16 será solamente una cuarta parte que la sustentación de la punta de la pala (asumiendo que la forma del
perfil aerodinámico y el AOA son los mismos en ambos puntos).

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-13
Figura 1-16. Rotación de las palas y velocidad de las palas
ABANDERAMIENTO
1-30. El abanderamiento es la rotación de la pala alrededor del eje de envergadura por entradas del colecti-
vo/cíclico causando cambios en el ángulo de paso del aspa (figura 1-17).
Figura 1-17. Abanderamiento
Abanderamiento colectivo
1-31. El abanderamiento colectivo cambia el ángulo de incidencia igual y en la misma dirección en todas las
palas del rotor simultáneamente. Esta acción cambia el AOA, el cual a su vez cambia el CL (coeficiente de
sustentación), y afecta la sustentación general del sistema de rotor.

Capítulo 1
1-14 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Abanderamiento cíclico
1-32. El abanderamiento cíclico cambia el ángulo de incidencia diferencialmente alrededor del sistema de rotor.
El abanderamiento cíclico crea un diferencial de sustentación en el sistema de rotor al cambiar el AOA dife-
rencialmente a través del sistema de rotor. Los aviadores usan el abanderamiento cíclico para controlar la ac-
titud del sistema de rotor. Es el medio para controlar la inclinación hacia atrás del rotor (blowback) causada
por la acción del aleteo y (en conjunto con el aleteo de las palas) contrarresta la asimetría de sustentación
(sección V). El abanderamiento cíclico causa que la actitud del rotor cambie pero no cambia la cantidad de
sustentación que el sistema de rotor está produciendo.
ALETEO
1-33. El movimiento hacia arriba y hacia abajo de las palas del rotor alrededor de una bisagra es llamado aleteo.
(figuras 1-18 a la 1-22). Esto ocurre en respuesta de los cambios en sustentación debido a cambios en veloci-
dad o abanderamiento cíclico (figura 1-18). No ocurre aleteo cuando la trayectoria de las puntas de las palas
es perpendicular al mástil. La acción de aleteo por sí sola, o en conjunto con el abanderamiento cíclico, con-
trola la asimetría de sustentación (sección V). El aleteo es el modo principal de compensar por la asimetría de
sustentación.
Figura 1-18. Aleteo en vuelo direccional
1-34. El aleteo también le permite al sistema de rotor inclinarse en la dirección deseada en respuesta de aplica-
ción de cíclico. Vea las figuras 1-19, 1-20, 1-21 y la 1-22 para descripciones de aleteo según ocurren en el
disco del rotor.

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-15
Figura 1-19. Aleteo (pala en avance a las 3 del reloj)
Figura 1-20. Aleteo (pala en retroceso a las 9 del reloj)
Figura 1-21. Aleteo (pala sobre la nariz de la aeronave)

Capítulo 1
1-16 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 1-22. Aleteo (pala sobre la cola de la aeronave)
1-35. En un sistema de rotor semirrígido, la pala no está libre de aletear independientemente de las otras palas
porque están conectadas a través del cabezal. Las palas forman una unidad continua moviéndose a la vez en
una bisagra de aleteo. Esta bisagra le permite aletear a una pala hacia arriba mientras la pala opuesta aletea
hacia abajo, a pesar de que la flexibilidad de la pala limita la cantidad de aleteo de pala. En un sistema de ro-
tor articulado, las palas aletean individualmente alrededor del pasador horizontal de la bisagra. Por la tanto,
cada pala es libre de moverse hacia arriba y abajo independientemente de todas las otras palas. El diseño de
las aeronaves puede reducir el aleteo excesivo de varias maneras; por ejemplo, la inclinación hacia el frente
de la transmisión y el mástil ayuda a minimizar el aleteo y la instalación de un elevador sincronizado o estabi-
lizador (el UH-60 y el AH-64) ayuda a mantener la actitud deseada del fuselaje reduciendo el aleteo.
ADELANTO Y RETRASO (OSCILACIÓN)
1-36. El adelanto y retraso (figura 1-23) son movimientos hacia delante y hacia atrás de la pala en el plano de
rotación en respuesta de los cambios de velocidad angular. Esta acción de las palas del rotor solo puede ocu-
rrir en un sistema de rotor totalmente articulado, en el cual el sistema está equipado con un pasador de bisagra
vertical (bisagra de resistencia) o cojinete elastomérico que le proveen un punto de pivote para que cada pala
se mueva independientemente. En vuelo direccional, el ángulo de paso y el AOA de las palas están constan-
temente cambiando. Estos cambios en AOA causan cambios en la resistencia de la pala. Para prevenir estrés
de doblaje innecesaria en la pala y en las raíces de las palas, las palas tienen la libertad de moverse hacia ade-
lante en el plano de rotación. La necesidad de adelanto y retraso se debe a la fuerza Coriolis. Lo gobierna la
ley de conservación del momento angular. Esta ley declara que un cuerpo continuará teniendo el mismo mo-
mento rotacional a menos que una fuerza externa actúe sobre él. Dos factores determinarán el momento rota-
cional (angular), distancia del CG (centro de gravedad) al centro rotacional y la velocidad rotacional. Si el CG
se mueve más cerca del centro rotacional, la velocidad rotacional tiene que aumentar. Si el CG se mueve más
lejos del eje de rotación, la velocidad rotacional disminuirá. (figura 1-23).

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-17
Figura 1-23. Adelanto y retraso
Adelanto
1-37. A medida que la pala aletea hacia arriba, el CG de la pala (figura 1-23, punto C) se mueve hacia el fusela-
je hacia el eje de la rotación, produciendo un radio de recorrido más pequeño. La pala acelera en reacción al
cambio en CG, causando que la pala se adelante unos cuantos grados hacia delante de su posición normal en
el plano de disco (figura 1-23, punto D). Este movimiento alivia la tensión que hubiese sido impuesta en la
estructura de la pala.
Retraso
1-38. A medida que la pala aletea hacia abajo, el CG de la pala (figura 1-23, punto A) se mueve lejos del fuse-
laje el eje de rotación, produciendo un radio de recorrido más grande. La pala desacelera en reacción al cam-
bio de CG, causando que la pala se retrase unos cuantos grados de su posición normal en la trayectoria de las
puntas de las palas (figura 1-23, punto B). Este movimiento alivia la tensión que hubiese sido impuesta en la
estructura de la pala.
SISTEMA SEMIRRÍGIDO DE ROTOR
1-39. Debido al diseño (colgante) del sistema semirrígido del rotor no habrá cambio en el radio de recorrido del
CG de la pala asociada con el aleteo de pala (figura 1-24). La velocidad angular de la pala no cambia. La re-
sistencia impone tensiones significantes en las raíces de la pala, un tirante de tracción está instalado normal-
mente en la raíz de la pala para absorber alguna de esta fuerza de tensión.

Capítulo 1
1-18 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 1-24. Diseño colgante de un sistema semirrígido de rotor
DISEÑO Y CONTROL DEL HELICÓPTERO
PRECESIÓN GIROSCÓPICA
1-40. El fenómeno de precesión ocurre en los cuerpos en rotación que manifiestan una fuerza aplicada 90 gra-
dos después de la aplicación en dirección de la rotación. A pesar de que la precesión no es una fuerza domi-
nante en la aerodinámica de ala rotativa, los aviadores y diseñadores tienen que considerarla, ya que los sis-
temas de rotores en movimiento exhiben algunas de las características de un giroscopio. La figura 1-25 ilustra
los efectos de precesión en un disco de rotor típico cuando la fuerza es aplicada en un punto dado. Una fuerza
hacia abajo aplicada al punto ―A‖ resulta en un movimiento hacia abajo del disco en el punto ―B‖.
Figura 1-25. Precesión giroscópica

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-19
1-41. La tabla 1-2 muestra reacciones a las fuerzas aplicadas a un disco de rotor girando por un mecanismo de
control o por las ráfagas de viento.
Tabla 1-2. Reacción de la aeronave a fuerzas
Fuerza aplicada al disco del rotor Reacción de la aeronave
Hacia arriba en la nariz Balanceo hacia la derecha
Hacia arriba en la cola Balanceo hacia la izquierda
Hacia arriba en el lado derecho Nariz arriba
Hacia arriba en el lado izquierdo Nariz abajo
1-42. Estas reacciones explican algunos efectos fundamentales que ocurren durante varias maniobras del
helicóptero. Por ejemplo, el helicóptero reacciona diferente cuando se balancea a un viraje hacia la derecha
que cuando se balancea a un viraje hacia la izquierda. Durante el balanceo de un viraje hacia la derecha, el
aviador tiene que corregir la tendencia de nariz abajo causada por la precesión para mantener altitud. Durante
el balanceo de un viraje hacia la izquierda la precesión causa la tendencia de nariz arriba. Las aplicaciones del
aviador son requeridas para mantener la altitud son diferentes ya que la precesión giroscópica actúa en direc-
ciones opuestas.
CONTROL DEL CABEZAL DEL ROTOR
Paso cíclico y colectivo
1-43. Las aplicaciones del aviador al paso del colectivo y el cíclico son transmitidos a las palas del rotor a
través de un sistema complejo. Este sistema consiste de palancas, equipos combinadores, servomecanismo de
aplicaciones (señales), placas oscilantes estacionarias y rotativas, y eslabones de cambio de paso (figura 1-
26). En su forma más sencilla, el desplazamiento del control del paso del colectivo hace que se suban y bajen
las placas oscilantes montadas en el centro del eje del motor. El movimiento del paso cíclico causa que las
placas oscilantes se inclinen; la dirección de esta inclinación es controlada por la dirección en la cual el avia-
dor mueve el cíclico (figura 1-27).
Figura 1-26. Sistemas de control del cabezal del rotor

Capítulo 1
1-20 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 1-27. La placa oscilante estacionaria y la rotativa inclinadas por el control cíclico
Inclinación del Conjunto del Plato Universal
1-44. La figura 1-28 ilustra una placa oscilante inclinada 2 grados en dos posiciones, punto B y D. Los puntos
A y C forman el eje en el cual la inclinación ocurre. En ese eje, la placa oscilante permanece en 0 grados.
Cuando el plato universal se mueve, los eslabones de cambio de paso transmiten el movimiento resultante a la
pala del rotor. Cuando los eslabones de cambio de paso se mueven hacia arriba y hacia abajo con cada rota-
ción del plato universal, el paso de la pala aumenta o disminuye constantemente. Si el aviador aplica control
cíclico para inclinar el rotor, el añadir paso del colectivo no cambia la inclinación de la placa oscilante y el ro-
tor. Simplemente mueve la placa oscilante hacia arriba para que el paso aumente igualmente en todas las pa-
las simultáneamente, con lo cual aumenta el AOA y la sustentación total.
Figura 1-28. La placa oscilante estacionaria y la rotativa inclinadas en relación al mástil

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-21
Eslabones de cambio de paso
1-45. La figura1-29, ilustra como los eslabones de cambio de paso se mueven hacia arriba y hacia abajo en el
plato universal inclinado. El régimen de cambio vertical a través de la rotación no es uniforme. El movimien-
to vertical es mayor durante la rotación de 30 grados en el punto ―A‖ que en los puntos ―B‖ y ―C‖. Esta varia-
ción se repite durante cada 90 grados de rotación. El régimen de desplazamiento vertical es de mínima inten-
sidad en el punto más alto y el punto más bajo del plato universal y mayor cuando los eslabones de cambio de
paso pasan por el eje inclinado del plato universal.
Figura 1-29. Régimen de desplazamiento del brazo de cambio de paso a través de
90 grados de recorrido
Cambio de paso cíclico
1-46. La figura 1-30 demuestra un cambio en paso cíclico (abanderamiento cíclico) que causa que las palas del
rotor suban del punto A al punto B y entonces caigan en picada o desciendan del punto B al punto A. De esta
forma, el rotor se inclina en la dirección de vuelo deseada.
Figura 1-30. Aleteo del rotor al reaccionar a la aplicación de cíclico
1-47. Para pasar a través del punto A y el B, las palas tienen que aletear hacia arriba y hacia abajo en una bisa-
gra o balancearse en un muñón. En el punto más bajo del aleteo (punto A), las palas parecen que están en el
ángulo de paso menor; en el punto máximo de aleteo (punto B), parecerán que están al ángulo de paso mayor.
Si solo estuviesen envueltas consideraciones aerodinámicas esto podría ser cierto. Sin embargo, la precesión
giroscópica causa que estos puntos estén separados 90 grados de rotación.

Capítulo 1
1-22 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
1-48. El movimiento del cíclico disminuye el paso de la pala a un punto en el disco del rotor mientras aumenta
el paso por la misma cantidad para luego desplazarse 180 grados. Una disminución en sustentación que resul-
te de la disminución del ángulo de paso de la pala y el AOA ocasiona que la pala aletee hacia abajo; la pala
alcanza su desplazamiento máximo de aleteo hacia abajo 90 grados más tarde en dirección de la rotación. La
figura 1-31 demuestra el cambio resultante a la actitud del disco de rotor. El paso cíclico que causa el aleteo
de la pala tiene que aplicarse en los 90 grados de rotación de las palas antes de donde se deseen el aleteo más
bajo y el más alto. Este retraso de fase de 90 grados debido a la precesión giroscópica es tomado en cuenta
cuando los rotores se diseñan, y se aseguran que cuando el cíclico es aplicado hacia el frente, la acción incline
al conjunto de las placas oscilantes para aplicar el paso cíclico debidamente. Para inclinar el disco del rotor
hacia el frente, el paso menor de colectivo de la pala necesita estar sobre el lado derecho del helicóptero y el
paso cíclico sobre el lado izquierdo. El rotor siempre se inclina en la dirección de la cual el aviador mueve el
cíclico.
Características típicas de diseño
1-49. La figura 1-32 ilustra una característica de un diseño típico usado en la mayoría de los sistemas de rotor
de cuatro palas que compensa la aplicación de control cíclico 90 grados desde donde el aviador desee la incli-
nación del rotor. Las posiciones de aplicación de control cíclico son el servomecanismo lateral izquierdo
(punto A), el servomecanismo lateral derecho (punto B), y el servomecanismo delantero y trasero (punto C).
Cada servomecanismo se compensa 45 grados desde la posición que corresponde a su nombre. El servomeca-
nismo delantero y el trasero, por ejemplo, no están localizados en la posición de la nariz o la cola pero al fren-
te a la derecha casi a mitad de la nariz y la posición de las 3 del reloj. Similarmente el servomecanismo iz-
quierdo lateral está localizado a la mitad de la nariz y las 9 del reloj. El servo derecho lateral está localizado
entre la cola y las 3 del reloj. Las localizaciones de los servomecanismos de aplicación cuentan en parte de la
compensación que el aviador necesita para corregir la precesión giroscópica. Además, la pala del rotor tiene
un balancín de cambio de paso que se extiende delante de la pala en el plano de rotación cerca de 45 grados.
Un eslabón conector, llamado eslabón de cambio de paso, transmite las aplicaciones de control del aviador
desde los servomecanismos de aplicación hasta el balancín de cambio de paso. El diseño del balancín de
cambio de paso, junto con la colocación del servomecanismo y la inclinación del plato universal, proveen una
compensación total.

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-23
Figura 1-31. Abanderamiento cíclico

Capítulo 1
1-24 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 1-32. Compensación del servo de aplicación y balancín de cambio de paso
Variación del paso cíclico
1-50. La figura 1-33 ilustra la variación típica de paso cíclico de una pala a través de una revolución con el con-
trol del paso cíclico todo al frente. Los grados mostrados son para un sistema típico de rotor de aeronave; las
figuras variarán dependiendo del tipo de helicóptero. Como se describió en el párrafo anterior, los servome-
canismos de aplicación y los balancines de cambio de paso se compensan. Con el control de paso cíclico en
la posición completamente hacia delante, el ángulo de paso máximo de la pala está a las 9 del reloj y el míni-
mo a las 3. El ángulo de paso empieza a disminuir cuando pasa por las 9 del reloj y continúa disminuyendo
hasta que alcanza la posición de las 3 del reloj. El paso comienza a aumentar y alcanza el ángulo de paso
máximo en la posición 9 del reloj. Los ángulos de paso de pala sobre la nariz y la cola son casi iguales.
1-51. La figura 1-33 muestra las palas alcanzando el punto de aleteo más bajo sobre la nariz a 90 grados en di-
rección de la rotación desde el ángulo de paso mínimo. El aleteo más alto ocurre sobre la cola, 90 grados en
la dirección de la rotación desde el punto del ángulo de paso máximo. Dicho llanamente, la fuerza (ángulo de
paso) causante del aleteo de la pala tiene que ser aplicada a la pala 90 grados de rotación antes del punto don-
de el aviador desee el máximo aleteo de las palas.
1-52. Un patrón similar al de la figura 1-33 puede ser elaborado para otras posiciones del cíclico en el círculo
del recorrido del cíclico. Los mismos principios aplican en cada caso. Los puntos de mayor y menor aleteo
están a 90 grados en dirección de la rotación del punto de paso máximo y mínimo de pala.

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-25
Fi-
Figura 1-33. Variación del paso cíclico – completamente hacia delante, paso bajo
ACTITUD DEL VUELO ESTACIONARIO DEL FUSELAJE
Helicóptero de un solo rotor
1-53. El diseño de la mayoría de los sistemas de rotores articulados incluye compensación entre el mástil del
rotor principal y el punto de fijación de la pala. La fuerza centrífuga que actúa sobre la compensación tiende a
mantener el mástil perpendicular a la trayectoria de las puntas de pala (figura 1-34). Cuando el disco del rotor
se inclina hacia la izquierda para contrarrestar la tendencia translacional, el fuselaje sigue al mástil del rotor
principal y se suspende ligeramente hacia abajo del lado izquierdo.
1-54. Un fuselaje suspendido debajo de un sistema de rotor semirrígido permanece nivelado lateralmente a me-
nos que la carga esté desbalanceada o la caja de engranaje el rotor de cola se encuentre más baja que el rotor
principal (figura 1-35). El fuselaje permanece a nivel porque no hay compensación entre el mástil del rotor y
el punto donde el sistema del rotor está conectado al mástil (cojinetes de muñón). Debido a que los cojinetes
de muñón están centrados en el mástil, el mástil no tiende a seguir la inclinación del disco del rotor durante
vuelo estacionario. Además, el mástil no tiende a permanecer perpendicular al plano del disco como lo hace
con un sistema de rotor completamente articulado. Más bien, el mástil tiende a suspenderse verticalmente de-
bajo de los cojinetes de muñón, aún cuando el disco del rotor esté inclinado hacia la izquierda para compensar
la tendencia translacional (figura 1-35, B). Debido a que el mástil permanece vertical, el fuselaje se suspende
nivelado lateralmente a menos que otras fuerzas lo afecten.

Capítulo 1
1-26 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Figura 1-34. Sistema de rotor completamente articulado
Figura 1-35. Sistema de rotor semirrígido
1-55. Cuando hay una inclinación hacia delante del mástil, la caja de engranajes del rotor de cola está proba-
blemente más baja que el rotor principal. El empuje del rotor principal sobre el del rotor de cola causa que el
fuselaje se incline lateralmente hacia la izquierda (figura 1-36). A pesar de que el empuje del rotor principal
hacia la izquierda es igual al empuje del rotor de cola hacia la derecha, este actúa a mayor distancia del CG,
creando un momento de rotación mayor en el fuselaje. Esto es más pronunciado en helicópteros con sistemas
de rotor semirrígidos que en aquellos con sistemas de rotor completamente articulados. El empuje del rotor de
cola actuando en el plano de rotación del rotor principal no cambiará la actitud del fuselaje. El mástil del rotor
principal en sistemas de rotor semirrígidos y completamente articulados puede ser diseñado con una inclina-
ción hacia delante relativa al fuselaje. Durante vuelo hacia delante, la inclinación hacia delante provee una ac-
titud longitudinal del fuselaje, resultando en resistencia parásita reducida; durante vuelo estacionario, que re-
sulta en una actitud de cola baja del fuselaje.

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-27
Figura 1-36. Efectos de actitud de cola baja en actitud de vuelo estacionario lateral
Helicópteros con rotores en tándem
1-56. En los helicópteros con rotores en tándem, los sistemas de rotor delantero y trasero están inclinados hacia
adelante debido al diseño del montaje de la transmisión. Esta inclinación ayuda a disminuir las actitudes ex-
cesivas de nariz baja en vuelo hacia delante y le permite a la aeronave hacer un rodaje terrestre o acuático
hacia delante. La mayoría de helicópteros con rotores en tándem hacen vuelo estacionario a una actitud de na-
riz arriba cerca de 5 grados. Algunos modelos automáticamente compensan por esta actitud de nariz arriba a
través de programación automática de los sistemas de rotor.
ACCIÓN PENDULAR
1-57. El fuselaje del helicóptero tiene una masa considerable y está suspendido en un solo un punto (helicópte-
ros de un solo rotor). Está libre para oscilar lateral o longitudinalmente como un péndulo. Normalmente, el
fuselaje sigue las reglas que gobiernan los péndulos, el balance y la inercia. Los sistemas de rotor, sin embar-
go, siguen reglas que gobiernan la aerodinámica, la dinámica, y a los giroscopios. Estos dos sistemas sin re-
lación han sido diseñados para trabajar bien juntos, a pesar de este aparente conflicto. Otros factores, tales
como sobrecontrol, respuesta de control cíclico, y cambio de actitud, afectan la relación entre el sistema de
rotor y el fuselaje.
Sobrecontrol
1-58. El sobrecontrol ocurre cuando el aviador mueve el bastón cíclico, causando cambios del plano del rotor
que no se reflejan en cambios correspondientes de la actitud del fuselaje. Los movimientos correctos del con-
trol cíclico (libre de sobrecontrol) causan que el plano del rotor y el fuselaje se muevan en unísono.
Respuesta del control cíclico
1-59. La respuesta a las aplicaciones del control cíclico en un helicóptero de un solo rotor no tiene retraso. Las
palas del rotor responden instantáneamente al toque más suave del control cíclico. La reacción del fuselaje al
cíclico lateral difiere notablemente a la reacción de las aplicaciones de cíclico hacia delante y hacia atrás.
Normalmente, se requiere un movimiento mayor de cíclico para movimientos longitudinales para obtener la
misma reacción del fuselaje que lo que se obtiene con la misma cantidad de cíclico lateral. Esto no es un re-
traso en la reacción del rotor; más bien como la figura 1-37 muestra se debe más a la mayor inercia del fusela-
je alrededor del eje lateral que del eje longitudinal. Para helicópteros de un solo rotor, el dispositivo correcti-

Capítulo 1
1-28 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
vo normal para el eje lateral es la adición de un elevador sincronizado o estabilizador sincronizado fijado al
larguero de la cola. Este dispositivo produce fuerzas de sustentación que mantienen al fuselaje del helicópte-
ro debidamente alineado con el rotor a velocidades de vuelo normales. Este alineamiento ayuda a reducir el
aleteo de las palas y extiende el régimen de CG permitido del helicóptero, sin embargo, es inefectivo a velo-
cidades bajas.
Figura 1-37. Reacción al control cíclico alrededor del eje lateral y el longitudinal
Cambio de actitud
1-60. Las celdas de combustible normalmente tienen el CG levemente hacia atrás. Según se usa el combusti-
ble, ocurre un pequeño cambio a una actitud de mayor nariz baja. Debido al consumo de combustible y al fu-
selaje más liviano, las actitudes crucero tienden a cambiar un poco hacia abajo. Cuando las cargas de combus-
tibles se reducen, la resistencia afecta más al fuselaje más liviano, resultando en un pequeño cambio hacia una
mayor actitud de nariz baja durante el vuelo.
SECCIÓN III - FUERZAS DURANTE EL VUELO
FUERZA AERODINÁMICA TOTAL
1-61. Cuando el aire fluye alrededor de un perfil aerodinámico, se desarrolla un diferencial de presión entre las
superficies superiores y las inferiores. El diferencial, combinado con la resistencia del aire al pasar por el per-
fil aerodinámico, crea una fuerza en el perfil aerodinámico. Esto es conocido como TAF (figura 1-38). La
TAF actúa en el centro de la presión del perfil aerodinámico y está normalmente inclinada hacia arriba y
hacia atrás. La TAF, a veces llamada fuerza resultante, puede ser dividida en dos componentes, sustentación y
resistencia.
Figura 1-38. Fuerza aerodinámica total (TAF)

Teoría de vuelo
7 de mayo de 2007 FM 3-04.203 1-29
SUSTENTACIÓN Y LA ECUACIÓN DE SUSTENTACIÓN
1-62. La sustentación es el componente del perfil aerodinámico de la TAF perpendicular al viento relativo re-
sultante (figura 1-39).
Figura 1-39. Fuerzas actuando en un perfil aerodinámico
1-63. La ilustración de la ecuación de sustentación, acompañada por una explicación simple, ayuda a entender
cómo se genera la sustentación. El punto es entender lo que un aviador puede ó no puede cambiar en la ecua-
ción.
Ecuación de sustentación
L = CL x ρ /2 x S x V2
Donde –
L = fuerza de sustentación
CL = coeficiente de sustentación
ρ /2 = .5 x ρ (rho) = densidad del aire (en slugs por pies
cúbicos)
S = área de la superficie (en pies cuadrados)
V2 = velocidad (en pies por segundo)
1-64. La forma o el diseño del perfil aerodinámico y el AOA determina el coeficiente de sustentación. Los
aviadores no tienen control sobre el diseño de la superficie aerodinámica. Sin embargo, ellos tienen control
directo sobre el AOA. El aviador no puede cambiar el p (rho) o la S (área de la superficie de un perfil aero-
dinámico). Respecto a V (velocidad relativa del viento o velocidad), un aumento en las RPM del rotor tiene
un mayor efecto en la sustentación que un aumento en velocidad.
RESISTENCIA
1-65. La resistencia es el componente de la TAF del perfil aerodinámico paralelo al viento relativo resultante
(figura 1-39). La resistencia es la fuerza que se opone al movimiento de un perfil aerodinámico a través del
aire.
ECUACIÓN DE RESISTENCIA
1-66. La ilustración de resistencia acompañada por una simple explicación (además de la ecuación de resisten-
cia) ayuda a entender cómo la resistencia es generada. El punto es entender lo que un aviador puede o no
puede cambiar.

Capítulo 1
1-30 FM 3-04.203 7 de mayo de 2007
Ecuación de resistencia
D = CD x ρ /2 x S x V
2
Donde –
D = fuerza de resistencia
CD = coeficiente de resistencia
ρ /2 = .5 x ρ (rho) = densidad del aire (en slugs por pies cúbi-
cos)
S = área de la superficie (en pies cuadrados)
V
2
= velocidad (en pies por segundo)
1-67. La forma o el diseño de la superficie de sustentación y el AOA determinan de gran manera el coeficiente
de resistencia. El aviador no tiene control sobre el diseño del perfil aerodinámico pero tiene control directo
del AOA. Este es uno de los dos elementos de la ecuación de la resistencia el cual el aviador puede cambiar.
Sin embargo, el aviador no puede cambiar el ρ (rho) lo cual es la densidad del aire. La S representa el área de
la superficie del perfil aerodinámico, otro factor de diseño que tampoco puede ser afectado por las aplicacio-
nes del aviador. Finalmente, V representa la velocidad relativa del viento o la velocidad y es el único otro fac-
tor que un aviador puede cambiar.
TIPOS DE RESISTENCIA
1-68. La resistencia total que actúa en un helicóptero es la suma de estos tres tipos de resistencia—parásita, del
perfil, e inducida. La curva D en la figura 1-40 enseña la resistencia total y representa la suma de las otras tres
curvas.
Resistencia parásita
1-69. La resistencia parásita proviene de las porciones sin perfiles aerodinámicos de la aeronave. Esta incluye
resistencia de forma, fricción de la superficie, y la resistencia de interferencia asociada con el fuselaje, las cu-
biertas del motor, el mástil y el cabezal, tren de aterrizaje, almacenaje en las alas, carga externa, y un acabado
áspero de la pintura. La resistencia parásita aumenta con la velocidad y es el tipo dominante a altas velocida-
des. La curva A en la figura 1-40 muestra resistencia parásita.
Resistencia del perfil
1-70. La resistencia del perfil es resultado de la fricción de las palas al pasar por el aire. No cambia significati-
vamente con el AOA de la sección del perfil aerodinámico pero aumenta moderadamente a altas velocidades.
A altas velocidades, la resistencia de perfil aumenta rápidamente con el comienzo de la pérdida de pala o de
la compresibilidad. La curva B en la figura 1-40 muestra resistencia parásita.
Resistencia inducida
1-71. Se incurre en resistencia inducida como resultado de la producción de sustentación. Los ángulos de ata-
que más altos, los cuales producen más sustentación, también generan velocidades hacia abajo y vórtices que
aumentan la resistencia inducida. En aeronaves de ala rotativa, la resistencia inducida disminuye con el au-
mento de la velocidad de la aeronave. La curva C en la figura 1-40 muestra resistencia inducida.
RELACIÓN ENTRE RESISTENCIA/POTENCIA/VELOCIDAD
1-72. La figura 1-40 ilustra la relación entre, resistencia, potencia, y velocidad.

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