TNTE. PABLO AYALA SUMARIO FUNDAMENTOS BÁSICOS E INTRODUCCIÓN A LA AERODINÁMICA - Introducción. - Objetivo. - Unidades Fundamentales. - Magnitudes Escalares.

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2 TNTE. PABLO AYALA

3 SUMARIO FUNDAMENTOS BÁSICOS E INTRODUCCIÓN A LA AERODINÁMICA - Introducción. - Objetivo. - Unidades Fundamentales. - Magnitudes Escalares y Vectoriales. - Movimiento de una Partícula. - Trabajo, Energía y Potencia.

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6 EL SUEÑO DE VOLAR

7 INTRODUCCIÓN Las leyes físicas actúan sobre todos los cuerpos y por esta razón es necesario comprender dichas leyes antes de empezar el estudio sobre AERODINAMICA. Las leyes físicas actúan sobre todos los cuerpos y por esta razón es necesario comprender dichas leyes antes de empezar el estudio sobre AERODINAMICA.

8 UNIDADES FUNDAMENTALES VELOCIDAD (espacio/tiempo). SUPERFICIE (longitudes cuadradas) PRESIÓN (fuerza/superficie) ACELERACIÓN (variación velocidad con el tiempo) Velocidad del avión: Nudos, Número MACH, Millas por hora, VVI.

9 FUERZA: Se define como toda causa que modifica el estado de reposo o movimiento uniforme de un cuerpo UNIDADES FUNDAMENTALES

10 UNIDADES FUNDAMENTALES MASA: Es la medida de la cantidad de materia contenida en un cuerpo.

11 UNIDADES FUNDAMENTALES PESO: Es una fuerza producida por la atracción de la gravedad de la tierra u otro cuerpo celeste

12 UNIDADES FUNDAMENTALES ACELERACIÓN: Variación de la velocidad con el tiempo. a = m x V 2

13 MAGNITUDES ESCALARES Y VECTORIALES. Magnitudes Escalares.- aquellas que tiene únicamente tamaño o cantidad, ejemplo: masa, tiempo, temperatura, etc. Magnitudes Vectoriales.-aquellas que tienen a la vez cantidad y dirección y se representan por vectores, ejemplo: fuerza, velocidad, aceleración, etc.

14 MAGNITUDES ESCALARES Y VECTORIALES. Suma de Vectores Gráficamente los vectores se representan por flechas cuya longitud es a su vez la magnitud escalar; la orientación de las flechas se relaciona con la propiedad direccional de la magnitud. El siguiente ejemplo clarifica el concepto:

15 SUMA DE VECTORES Un avión vuela con dirección Este a 300 nudos (Kt) de velocidad, con un viento cruzado de 30 Kt Y con dirección Sur; para hallar la trayectoria del avión, se debe considerar dos vectores: La velocidad del avión Va = 300 Kt La velocidad del avión Va = 300 Kt Velocidad del viento cruzado Vw = 30 Kt. Velocidad del viento cruzado Vw = 30 Kt. Va Vw Vr

16 COMPONENTES DE UN VECTOR Un vector puede descomponerse en dos o más vectores con direcciones establecidas, los cuales al sumarse de forma vectorial, deben dar el vector original. La trayectoria de un avión que asciende con una velocidad de 200 Kt Y 30º respecto al horizonte, puede ser representada por un vector, el cual a su vez se puede descomponer en dos: La velocidad horizontal Vh y la velocidad vertical Vv.

17 MECÀNICA resultante vectorial: movimiento de una partícula: C= a + b a= V- Vo C= a + b a= V- Vo C= a + b – 2ab cos s= Vo + ½ at s= Vo + ½ at C= a + b + 2ab cos V= Vo + at sen a = sen b = sen c s= V - Vo 222 a a a a b b b b c c c c 2 22 22 2 a b c t 2 2a 22 COMPONENTES DE UN VECTOR

18 MOVIMIENTO DE UNA PARTÍCULA. Movimiento Lineal: Tiene relación entre la velocidad, tiempo y distancia. Por definición la aceleración a es la relación entre la variación de la velocidad y la variación del tiempo. Movimiento de Rotación: Tiene similitud con el movimiento lineal, aquí se relaciona la velocidad angular, la velocidad tangencial y las fuerzas que intervienen.

19 TRABAJO: Es la acción que realiza una fuerza para desplazar un cuerpo a una cierta distancia en la misma dirección. ENERGÍA: La Capacidad de producir trabajo

20 ENERGÍA POTENCIAL: Peso del cuerpo por la altura EP = W x H

21 ENERGÍA CINÉTICA: Un medio de la masa por velocidad al cuadrado. EC = ½ M x V 2

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23 SUMARIO LEYES DE NEWTON, ATMÓSFERA, NOMENCLATURA - Definición de Aerodinámica. - Leyes de Newton. - La Atmósfera. - Nomenclatura.

24 Es la ciencia que estudia las leyes que rigen el movimiento del aire y las reacciones (fuerzas) que se aplican sobre un cuerpo sólido en movimiento relativo respecto al aire. AERODINÁMICA:

25 LEYES DE NEWTON LEY DE INERCIA: “Un cuerpo en reposo tiende a permanecer en reposo y un cuerpo en movimiento tiende a permanecer en movimiento, en una línea recta y a una velocidad constante hasta que actué sobre este cuerpo, una fuerza de desbalance o desequilibrante”

26 Significa que la suma de las fuerzas horizontal y vertical deben ser igual a cero y la suma de los momentos alrededor del centro de gravedad, deben también ser igual a cero.

27 LEYES DE NEWTON LEY DE ACELERACIÓN: “Si una fuerza actúa sobre un cuerpo, este cuerpo se acelerará en la dirección de la fuerza y la aceleración resulta directamente proporcional a la fuerza e inversamente proporcional a la masa del cuerpo en desbalance”.

28 LEYES DE NEWTON LEY DE ACCIÓN Y REACCIÓN: “Para cada acción hay una reacción igual y opuesta”.

29 LA ATMÓSFERA. La atmósfera se compone aproximadamente por 78% de nitrógeno, 21% de oxígeno y 1% de gases varios (Vapor de agua, argón, dióxido de carbono, etc.); estos porcentajes son por volumen y no por peso. El Vapor de Agua es el responsable del clima y de los fenómenos meteorológicos.

30 LA ATMÓSFERA PRESIÓN ESTÁTICA: No es más que el peso del aire sobre una área específica. Por ejemplo el peso de una columna de aire sobre un área específica a una altura determinada es 2000 Lb., entonces la presión a nivel del mar también será 2000 Lb/Ft2 TEMPERATURA ABSOLUTA: Esta temperatura a nivel de mar es 59°F o 519 Ro (Rankine). La escala Rankine es la escala Fahrenheit absoluta y debe ser utilizada en todas las ecuaciones; esta es igual a la temperatura Farenheit más 460°. (Cero absoluto es -460°F.)

31 LA ATMÓSFERA DENSIDAD: Es la masa por unidad de volumen y es medida en "slugs" por pie cúbico, la densidad standard de la atmósfera a nivel de mar es 0.002377 "slugs"/ft3. La Densidad se refiere a la masa y no al peso.

32 LA ATMÓSFERA ECUACIÓN DE ESTADO: “La densidad de un gas varía directamente con la presión e inversamente con la temperatura”. d = P / T

33 NOMENCLATURA. Hay tres superficies que son utilizadas para controlar al avión en vuelo: el timón, los alerones y los elevadores; el estabilizador horizontal es la porción fija delante del elevador y el estabilizador vertical es la porción fija delante del timón. Toda la sección posterior del avión es denominada la cola, el fuselaje es el cuerpo del avión donde se encuentra la tripulación y equipos.

34 NOMENCLATURA.

35 ¿QUE SERA? AYUDAME DIOS MIO....

36 SUMARIO FLUÍDOS Y MEDICIÓN DE LA VELOCIDAD. - Fluídos. - Flujo Estacionario y Turbulento. - Masa de Flujo de Aire. - Ecuación de Continuidad. - Ecuación de Bernoulli. - Indicador de Velocidad. - Conversión de Velocidad.

37 OBJETIVO Comprender y analizar de forma clara el comportamiento de los fluídos y de la ecuación de Bernoulli.

38 FLUÍDOS Siendo el aire un fluído y además el objeto del estudio de la aerodinámica, es conveniente establecer algunas propiedades básicas de los fluídos. Fluído es un cuerpo cuya disposición molecular es tal, que bastan pequeñas fuerzas para cambiar la posición relativa de ellas. Los líquidos y los gases son fluídos y demuestran su propiedad al cambiar su forma fácilmente.

39 FLUÍDO IDEAL. Es un cuerpo tal que no puede ser comprimido y no tiene fricción interna entre sus moléculas (no tiene viscosidad). Por ende los fluídos ideales no existen.

40 FLUÍDOS EN MOVIMIENTO FLUÍDO ESTACIONARIO: Es aquel que en un punto cualquiera del fluído el vector velocidad permanece constante. FLUÍDO TURBULENTO: Es aquel que en un punto cualquiera del fluído, el vector velocidad es variable.

41 FLUJO DE MASA DE AIRE. El flujo de la masa de aire debe permanecer constante. Flujo Volumétrico = A x V = ft2 x ft/sec = ft3/sec = ft2 x ft/sec = ft3/sec Densidad = d = slugs/ft3 Masa de Aire = Flujo Volumétrico x Densidad = AVd = ft3/sec x slugs/ft3 = slugs/sec = AVd = ft3/sec x slugs/ft3 = slugs/sec

42 ECUACIÓN DE CONTINUIDAD El flujo de masa de aire es una constante por lo tanto: d1 A1 V1 = d2 A2 V2 = d3 A3 V3 = masa de aire d1 A1 V1 = d2 A2 V2 = d3 A3 V3 = masa de aire En velocidades subsónicas, los efectos de compresibilidad {cambios de densidad} del flujo de aire, son tan pequeños que pueden ser desatendidos. Se puede asumir que la densidad permanece constante, entonces: A1 V1 = A2 V2 = A3 V3 = constante

43 ECUACIÓN DE BERNOULLI La energía total de un sistema de túnel de viento es la suma de las energías "potencial" y "cinética"; la energía potencial es el resultado de la presión estática y la energía cinética es representada por la presión dinámica o presión debida al movimiento.

44 ECUACIÓN DE BERNOULLI Si la energía total es constante a través de todo el sistema, entonces la presión total debe permanecer constante; por esta razón, en la estación 2 donde la velocidad aumenta, la presión dinámica aumenta y la presión estática disminuye. Esto se debe a que la suma de las dos presiones debe ser igual a Presión total que es constante.

45 ECUACIÓN DE BERNOULLI 1 23 PT= cte. PD= x PE= x PT= cte. PD= + PE= - PT= cte. PD= - PE= + V1 P1 V2 > V1 P2 < P1 V3 < V1 P3 > P1

46 PERFIL ALAR –TUBO DE VIENTO V1P1V1P1 V 2 > V 1 P 2 < P 1 V 3 < V 1 P 3 > P 1

47 PERFIL ALAR V1P1V1P1 V 2 > V 1 P 2 < P 1 V 3 < V 1 P 3 > P 1

48 INDICADOR DE VELOCIDAD La presión estática aumenta mientras la velocidad disminuye, la presión estática en el punto de estancamiento debe aumentar hasta ser igual a la presión total de la corriente de aire. Donde no hay velocidad no puede haber presión dinámica.

49 INDICADOR DE VELOCIDAD Por lo tanto el sistema pitot-estático es construido para determinar la presión dinámica del flujo de aire. q = Pt - Ps

50 INDICADOR DE VELOCIDAD

51 CONVERSIÓN DE VELOCIDAD En altitud la densidad del aire es menor, por lo tanto la IAS es menor que la TAS, esto se debe a que la IAS es presión dinámica. IAS = velocidad indicada. TAS = velocidad verdadera. TAS = IAS + ( 2% IAS x c/ 1000 fts ) TAS = IAS + ( 2% IAS x c/ 1000 fts )

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53 SUMARIO SUSTENTACIÓN Y ECUACIÓN DE LA SUSTENTACIÓN. - Introducción. - Terminología del Perfil Alar. - Trayectoria de Vuelo y Viento relativo. - Flujo de Aire en el Perfil Alar.

54 OBJETIVO Entender y comprender como actúa la fuerza de la sustentación y los diferentes efectos que produce en el perfil alar.

55 INTRODUCCION.

56 INTRODUCCIÓN

57 SUSTENTACIÓN Normalmente se considera a la sustentación como una fuerza que actúa únicamente en dirección hacia arriba; sin embargo, también puede actuar en cualquier otra dirección. La operación segura y efectiva de un avión, depende del conocimiento que el piloto tenga, de cómo la sustentación es producida y mantenida. La operación segura y efectiva de un avión, depende del conocimiento que el piloto tenga, de cómo la sustentación es producida y mantenida.

58 SUSTENTACIÓN Fuerzas que actúan sobre un avión Empuje o tracción Peso Sustentación Resistencia al avance

59 SUSTENTACIÓN Fuerzas que actúan sobre un ala Empuje o tracción Peso Sustentación Resistencia al avance

60 CURVATURA SUPERIOR EJE LONG. DEL AVIÒN CUERDA CURVATURA MEDIA CURVATURA INFERIOR CURVATURA MÀXIMA GROSOR MÀXIMO RADIO DEL BORDE DE ATAQUE ÀNGULO DE INCIDENCIA TERMINOLOGÍA DEL PERFIL ALAR

61 PERFIL ALAR: Es la representación de una sección, paralela al plano de simetría del avión. Cuerda: Recta que une el extremo delantero del ala o "borde de ataque" con el extremo posterior o "borde de salida" (1). Curvatura Superior: Curva que une el borde de ataque y borde de salida por sobre la línea de la cuerda (2).

62 TERMINOLOGÍA DEL PERFIL ALAR Curvatura Inferior: Continuación de la curvatura superior por abajo de la cuerda (3). Curvatura Inferior: Continuación de la curvatura superior por abajo de la cuerda (3). Curvatura Media: Línea que equidista de las curvaturas superior e inferior (4). Curvatura Media: Línea que equidista de las curvaturas superior e inferior (4). Curvatura Máxima: Es la máxima distancia entre la combadura media y la cuerda (5). Curvatura Máxima: Es la máxima distancia entre la combadura media y la cuerda (5). Grosor Máximo: Máxima distancia entre las curvaturas superior e inferior (6). Grosor Máximo: Máxima distancia entre las curvaturas superior e inferior (6).

63 TERMINOLOGÍA DEL PERFIL ALAR Radio del Borde de Ataque: Radio de curvatura del círculo tangente al borde de ataque (7). Angulo de Incidencia: Ángulo formado por la cuerda media y el eje longitudinal del avión. Viento Relativo: Es el viento que se crea contrario a la dirección del movimiento del avión

64 TRAYECTORIA DE VUELO Y VIENTO RELATIVO. TRAYECTORIA DE VUELO: Es la trayectoria que el centro de gravedad hace a medida que el avión vuela a través de la atmósfera. La velocidad de la trayectoria de vuelo es la velocidad verdadera de un avión.

65 TRAYECTORIA DE VUELO Y VIENTO RELATIVO Relative Wind Trayectoria de vuelo

66 Velocidad mayor Presión menor Velocidad menor Presión mayor Flujo de aire TRAYECTORIA DE VUELO Y VIENTO RELATIVO

67 Angulo de Ataque: Es el ángulo formado por la línea de cuerda del ala y el viento relativo.

68 Actitud de cabeceo: es el ángulo formado por el eje longitudinal del avión y el horizonte de la tierra.

69 DISTRIBUCIÓN DE VELOCIDAD DEL FLUJO DE AIRE Por efecto del arqueo del perfil alar, el aire que pasa sobre la superficie tiene que viajar una mayor distancia que el aire que pasa por debajo. Ya que ambas corrientes de aire fluyen alrededor del perfil alar en la misma unidad de tiempo, la corriente de aire que viaja la mayor distancia debe tener una mayor velocidad.

70 DISTRIBUCIÓN DE PRESIONES De acuerdo a la ecuación de Bernoulli, cuando la velocidad aumenta, la presión dinámica también aumenta causando que la presión estática disminuya; así, un perfil alar reduce la presión estática sobre la superficie superior, aumentando la velocidad. La presión estática en la superficie superior del perfil alar es menor que la presión estática de la superficie inferior.

71 PRESIÓN A LO LARGO DEL PERFIL ALAR La figura nos muestra la diferencia de presiones mediante el uso de vectores, los cuales proyectados desde la superficie del perfil alar, representan presiones menores a la atmosférica, mientras que los vectores que apuntan hacia el perfil, representan presiones mayores a la atmosférica.

72 ¿QUE SERA? AYUDAME DIOS MIO....

73 SUMARIO SUSTENTACIÓN Y ECUACIÓN DE LA SUSTENTACIÓN. - Fuerza Aerodinámica. - Fuerza de Sustentación. - Características del Perfil Alar. - Relación entre el Ángulo de Ataque y la Velocidad.

74 OBJETIVO Entender y comprender como actúa la fuerza de la sustentación y los diferentes efectos que produce en el perfil alar.

75 FUERZA AERODINÁMICA Para obtener la presión neta se suma las presiones superiores e inferiores. Esta presión neta se multiplica por el área del perfil alar para obtener la Fuerza Aerodinámica. Estas fuerzas actúan sobre un punto denominado Centro Aerodinámico (25 % detrás del borde de ataque en la cuerda).

76 ECUACIÓN DE LA FUERZA AERODINÁMICA Para desarrollar una ecuación para la fuerza aerodinámica, se deben determinar los factores: Velocidad de la corriente de aire (V) en pies por segundo Densidad de la corriente de aire (d) en libras por pie cúbico / gravedad Área proyectada del perfil alar (S) en pies cuadrados Forma o perfil de la superficie Angulo de ataque (a) Efectos de viscosidad (u) Efectos de compresibilidad AF = ½ d V2 S K AF = ½ d V2 S K

77 COEFICIENTE DE LA FUERZA AERODINÁMICA De la ecuación anterior hay que considerar cuatro variables, estas son: la forma del perfil alar, el ángulo de ataque, la viscosidad y los efectos de comprensibilidad; todos estos afectan a la constante K, esta constante es representada por el factor sin dimensión Cf. De la fórmula de Fuerza Aerodinámica, obtenemos el coeficiente de fuerza aerodinámica despejando Cf. Cf = AF ½ d V2 S ½ d V2 S

78 SUSTENTACIÓN Fuerza de sustentación

79 FUERZA DE SUSTENTACIÓN La fuerza aerodinámica es la fuerza total que actúa sobre el perfil alar; sin embargo, con cambios del ángulo de ataque y velocidad, la dirección y magnitud de la fuerza aerodinámica cambiará.

80 SUSTENTACIÓN Fuerza de sustentación Y X

81 FUERZA DE SUSTENTACIÓN Debe quedar claro que estas fuerzas, sustentación y resistencia al avance, son componentes de la fuerza aerodinámica, estando perpendicular y paralela al VIENTO RELATIVO y no al horizonte. Ecuación de sustentación Si se conoce la dirección y la magnitud de la fuerza aerodinámica, entonces el ángulo entre la fuerza aerodinámica y la fuerza de sustentación sería igualmente conocido. L = ½ d V2 S Cf cos x L D AF AC

82 COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN Este coeficiente varía con el ángulo de ataque y representa a Cf cos X por lo tanto la fórmula de sustentación sería: L = ½ d V2 S Cl

83 RELACIÓN ENTRE EL ÁNGULO DE ATAQUE Y LA VELOCIDAD La velocidad y el Cl son las únicas variables que afectan la sustentación y que el piloto puede controlar. El piloto controla el Cl variando el ángulo de ataque, por lo tanto, para mantener una fuerza constante de sustentación cuando un avión reduce su velocidad, se debe aumentar el ángulo de ataque.

84 DESPERTARSEEEE.....................!!!!!!

85 SUMARIO PÉRDIDA DE SUSTENTACIÓN Y SUS CARACTÉRÍSTICAS. - Introducción. - Capa Límite. - Stall aerodinámico. - Avisos del Stall. - Aerodinámicos y Mecánicos.

86 OBJETIVO Comprender y analizar como se produce la pérdida de sustentación (STALL) en el perfil alar a través del estudio de las características aerodinámicas a fin de reconocer los diferentes avisos que genera el avión.

87 STALL Y SUS CARACTERISTICAS

88 INTRODUCCIÓN POR QUÉ SE PRODUCE EL STALL? Para producir la sustentación necesaria en velocidades bajas, el piloto debe volar en un alto ángulo de ataque, el cual está muy cerca del ángulo de ataque de la pérdida de sustentación aerodinámica (stall). DONDE SE PRESENTAN ESTAS CONDICIONES DE VUELO?

89 INTRODUCCIÓN Cuando ocurre un Stall, la sustentación disminuye, la resistencia aumenta y existe pérdida de altura e inclusive llegar a una pérdida de control. Por lo tanto la Ecuación de Velocidad de Pérdida de Sustentación se deriva de la Ecuación de Sustentación.

90 CAPA LÍMITE Debido a que el aire no es un fluído ideal y además posee viscosidad, es resistente a fluir sobre una superficie. Esta capa o extracto de aire que sufre un retardo local debido a la viscosidad del aire, se define como "capa límite" y se origina en las alas y fuselaje del avión. La Capa Límite es laminar cuando el aire se mueve suavemente sin que haya paso de partículas de una capa a otra, y en caso contrario es turbulenta. La Capa Límite tiene un grosor de una carta de naipes.

91 PÉRDIDA DE SUSTENTACIÓN AERODINÁMICA Es la condición en la cual un aumento del ángulo de ataque, resulta en reducción de Cl. Esto se debe a la separación de la Capa Límite de la superficie superior del ala. LO ÚNICO QUE CAUSA LA PÉRDIDA DE SUSTENTACIÓN ES EL ÁNGULO DE ATAQUE EXCESIVO.

92 El flujo de aire que se separa de la Capa Límite es turbulento por ende aumenta la presión estática. Por lo tanto la Pérdida de Sustentación es: “LA SEPARACIÓN DEL FLUJO DE AIRE DE LA CAPA LÍMITE”. Existen tres tipos de Stall: 1) Baja velocidad y gran ángulo de ataque. 2) Pérdida acelerada (cambio brusco del ángulo de ataque). 3) Se produce en altas velocidades formando ondas de choque cuando la velocidad local del aire excede a la del sonido.

93 AVISOS DE STALL AVISOS AERODINÁMICOS: Un flujo de aire turbulento es generado antes de que ocurra el stall, entonces se producen vibraciones y el avión tiembla como un carro sobre una carretera mojada. Esta vibración, proporciona al piloto un aviso aerodinámico de que se aproxima a la pérdida de sustentación. Por tal razón se necesita que el Stall se produzca desde la raíz hacia la punta de ala y esto se logra por: TORCEDURA GEOMÉTRICA: Consiste en la construcción de un ala torcida. Es decir el ángulo de incidencia de la sección de raíz del ala es mayor que el de la punta aprox. 3 grados.

94 AVISOS DE STALL TORCEDURA AERODINÁMICA: Una ala de este tipo no está realmente torcida, sin embargo el ala reacciona como en la torcedura geométrica y esto se logra a través de la forma de los perfiles alares. TIRA DE STALL: Consiste en una tira colocada en el borde de ataque del ala y causa que la capa límite se separe del perfil alar en un ángulo de ataque menor al ángulo de ataque de la pérdida de sustentación de ese perfil alar. Se la coloca en la raíz del ala.

95 15º 18º CÀMBER SIMÈTRICO TORCEDURA GEOMÈTRICA TORCEDURA AERODINÀMICA torceduras

96 AVISOS MECÁNICOS: Se los usa cuando no es posible que el stall se produzca primero en la raíz del ala. TRANSDUCTOR DE SUSTENTACIÓN: Es el más simple y consiste en un switch tipo aleta colocado en el borde de ataque del ala. SISTEMA INDICADOR DE AOA: Este dispositivo indica la dirección del viento relativo.

97 RECUPERADA DE UNA PÉRDIDA DE SUSTENTACIÓN. Para recuperar una pérdida de sustentación, el piloto debe corregir la causa que la produce, esto es un excesivo ángulo de ataque. La única acción que el piloto debe realizar es reducir el ángulo de ataque.

98 EFECTOS QUE INCIDEN EN LA VELOCIDAD DE STALL PESO: La velocidad de stall es directamente proporcional al peso, es decir a mayor W, mayor Vs. ALTITUD: Una reducción de la densidad del aire, debido al aumento de la altitud, provoca un aumento también en la velocidad de Stall, por lo tanto, a mayor altitud mayor Vs verdadera, pero casi ningún cambio en la Vs indicada.

99 EFECTOS QUE INCIDEN EN LA VELOCIDAD DE STALL CONFIGURACIÓN: El propósito de cualquier dispositivo de alta sustentación es aumentar el Cl máx. para reducir la Vs. ACELERACIÓN: Un avión no siempre requiere L = W, en caso de una picada o en virajes el factor de carga (n) aumenta y por la tanto Vs también aumenta. n = L / W L = n W

100 EFECTOS QUE INCIDEN EN LA VELOCIDAD DE STALL Para que un avión que vuela en Cl máx., si requiere más sustentación, solo podrá hacerlo aumentando la velocidad. EMPUJE: La Vs con el empuje son inversamente proporcionales.

101 RESUMEN Cada variable de las estudiadas varía la Vs. La V no es el factor determinante del Stall. Todo perfil alar dependiendo de sus características, entra en Stall en un ángulo de ataque particular para cada caso. Lo único que causa la Pérdida de Sustentación es un Ángulo de Ataque Excesivo. Hablar de Límite Aerodinámico se habla de Vs

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103 SUMARIO DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES - Propósito de los Dispositivos. - Métodos de Dispositivos. - Tipos de Dispositivos. - Resumen.

104 OBJETIVO Comprender como funcionan los Dispositivos Hipersustentadores a través del estudio de sus características aerodinámicas a fin de reconocer los diferentes efectos que producen en el avión.

105 DISPOSITIVOS HIPERSUSTENTADORES

106 PROPÓSITO Un Dispositivo Hipersustentador no es usado para aumentar sustentación, sino para generar una fuerza de sustentación requerida para vuelos en bajas velocidades. Por ejemplo, un avión que vuela a 250 nudos está desarrollando 20.000 libras de sustentación; cuando está aterrizando también requiere 20.000 libras de sustentación, solo que ahora el avión puede volar a 160 nudos. En resumen todos los Dispositivos Hipersustentadores aumentan el Cl máx., ya que si este valor es aumentado, la Vs es reducida.

107 MÉTODOS Cambio de curvatura El método más utilizado para aumentar el Cl máx., es aumentar la curvatura del perfil alar. A mayor curvatura que tenga una ala, mayor será el diferencial de velocidad entre las superficies superior e inferior.

108 Retardo de la Separación de la Capa Límite El otro método para aumentar el valor Cl máx., es demorando la separación de la capa límite. Esta es la técnica utilizada por el "Control de la Capa Limite“ para aumentar el valor Cl máx. El nivel de energía de la capa límite puede ser aumentado por "succión" o "soplo“.

109 Generadores de Vórtices Otro método de reenergizar a la capa límite, es mediante el uso de generadores de vórtice, estos son pequeñas tiras de metal ubicadas a lo largo del ala, usualmente delante de las superficies de control cerca de las puntas de ala. La turbulencia causada por estas tiras, mezcla al aire de alta energía de afuera de la capa límite, con el aire de la capa límite.

110 TIPOS Flaps de Borde de Salida Los flaps de borde de salida son los dispositivos hipersustentadores más comúnmente usados. El flap de borde de salida aumenta la curvatura del ala, por ende aumenta el valor de Cl máx Los flaps también aumentan la resistencia del avance del avión, lo cual es útil en los aterrizajes.

111 TIPOS Existen otro tipo da flaps diferentes a los convencionales, entre los que tenemos: - Flaps simples y flaps partidos. - Flaps fowler. - Flaps ranurados. - Flaps de borbe de ataque - Ranuras y slats.

112 Flaps Simples y Flaps Partidos Ambos aumentan la curvatura del perfil alar pero el flap partido no produce un momento tan grande de cabeceo nariz abajo como el flap simple, sin embargo crea una mayor fuerza de resistencia al avance.

113 FLAP FOWLER Este flap se mueve atrás y abajo, por lo tanto reduce la Vs, por el aumento del Cl máx., y del área del ala. Aerodinámicamente es el tipo de flap más eficiente, sin embargo el ala debe ser construída muy fuerte para soportar esta carga. Es usado en aviones que deben levantar cargas pesadas en pistas cortas.

114 Flaps Ranurados Este método utiliza el principio de control de la capa límite junto con el cambio de curvatura. La mayoría de Flaps pueden ser ranurados para aumentar su eficiencia, ya que sus efectos son acumulativos

115 FLAP DE BORDE DE ATAQUE ESTE DISPOSITIVO AUMENTA LA CURVATURA DEL PERFIL ALAR PARA AUMENTAR EL CL MÁX., ESTE FLAP NO PRODUCE UN MOMENTO DE CABECEO NEGATIVO, SIN EMBARGO PUEDE CREAR UN PEQUEÑO MOMENTO POSITIVO.

116 Ranuras y Slats La ranura a través del ala, ventila el aire de la parte inferior del ala, sobre la superficie superior, esto provoca que el stall se demore. La mayoría de los aviones cargueros modernos tienen slats de borde de ataque.

117 RESUMEN Todos los dispositivos hipersustentadores aumentan el valor del Cl máx., y no necesariamente la sustentación. Esto se logra por dos métodos: -Aumentando la curvatura (reducen el ángulo de ataque de pérdida de sustentación) y - Aumentando la energía de la capa límite (aumentan el ángulo de ataque de pérdida de sustentación).

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119 SUMARIO RESISTENCIA TOTAL Y TIPOS DE RESISTENCIA AL AVANCE - Resistencia al avance total. - Relación Sustentación / Resistencia - Resistencia Parásita - Resistencia Inducida

120 OBJETIVO Comprender y analizar los diferentes tipos de resistencia al avance a través del estudio de cada uno a fin de reconocer los diferentes efectos que producen en el avión.

121 RESISTENCIA AL AVANCE. La fuerza que retarda al movimiento de un avión a través del aire se denomina RESISTENCIA AL AVANCE O DRAG. Se utiliza este principio especialmente en los aterrizajes, a mayor DRAG sobre el avión durante el acercamiento, mayor potencia puede aplicarse y todavía mantener velocidades bajas de aproximación. El DRAG afecta todos los aspectos de rendimiento del avión (consumo de combustible, alcance, velocidad, etc.)

122 RESISTENCIA AL AVANCE

123 La resistencia al avance total es el componente de la fuerza aerodinámica total, la cual es paralela al viento relativo, tiende a retardar el movimiento de un avión y reduce su eficiencia y rendimiento. RESISTENCIA AL AVANCE

124 RELACION SUSTENTACION/RESISTENCIA (L\D) Un perfil alar es diseñado para obtener sustentación, sin embargo siempre se produce algún tipo de resistencia al avance. Una relación de sustentación con la resistencia al avance (L\D) puede ser utilizada como una indicación de la eficiencia de un perfil alar. Los aviones con una mayor proporción L\D son mucho más eficientes que los que tienen valores L\D menores. Para determinar la relación L\D. divida la SUSTENTACIÓN por la RESISTENCIA AL AVANCE.

125 TIPOS DE RESISTENCIA AL AVANCE. Resistencia Parásita La resistencia parásita tiene que ver con la forma en que el aire fluye alrededor del avión. La forma, superficie, suavidad, tamaño y diseño del avión afectan a este tipo de resistencia. Resistencia inducida La resistencia inducida es definida como la resistencia que se debe a la producción de sustentación. Si no se produce sustentación, no se produce resistencia inducida.

126 RESISTENCIA PARÁSITA Puede ser definida como la resistencia que no esta asociada con la producción de sustentación. Es creada por el desplazamiento del avión turbulencia, etc. Es creada por el desplazamiento del avión turbulencia, etc. Estos factores crean fuerzas de resistencia debido al movimiento de un objeto a través de la masa de aire.

127 Resistencia Generada por la Forma del Avión: La Resistencia Parásita que es generada por la forma aerodinámica del avión se denomina “Resistencia de Forma” Resistencia de Fricción de Revestimiento: Se refiere a la fricción de las capas de aire dentro de la capa limite. Es directamente proporcional al área del ala. La mejor forma de reducir este efecto es hacerla superficie mas lisa.

128 Resistencia de Interferencia: Son generados cuando varios objetos son colocados en la misma corriente de aire. A mayor velocidad del aire mayor será esta resistencia.

129 Un cambio en la configuración del avión, incrementa el área parásita equivalente y aumenta la resistencia parásita en una velocidad especifica.

130 RESISTENCIA INDUCIDA

131 RESISTENCIA INDUCIDA Es la porción de la fuerza total de resistencia que se debe a la producción de la fuerza de sustentación. Circulación del ala: Cuando un ala está produciendo sustentación, se crea una presión diferencial estática a lo largo de la misma. Esta presión genera una circulación alrededor del ala.

132 Vórtices de Borde de Salida: Cuando el ala vuela el aire que fluye alrededor de la punta de ala causa turbulencia en su parte posterior a largo de todo el borde de salida. Desviación del Aire hacia abajo: La combinación de los vórtices y la turbulencia genera velocidades verticales hacia abajo.

133 ANGULO DE ATAQUE VS RESISTENCIA INDUCIDA Si se incrementa el ángulo de ataque, lo hace también la presión diferencial. El resultado sería un mayor ángulo entre los vectores de sustentación y de la fuerza resultante y por lo mismo, un aumento de la resistencia inducida. A mayor ángulo de ataque mayor resistencia inducida viceversa.

134 RESUMEN La Resistencia Total al Avance es la suma de la Resistencia Inducida (debido a la producción de sustentación) y la Resistencia Parásita (producida por otras fuentes). La Resistencia Inducida es la más perjudicial para el avión.

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