Fundamentos del Vuelo: Fuerzas, Rendimiento y Dispositivos Aerodinámicos en Aviones y Helicópteros

Principios de la Teoría de Vuelo

Las actuaciones del avión son el resultado de la aplicación de las fuerzas exteriores sobre la trayectoria del mismo.

Vuelo Horizontal Recto y Nivelado

Se considera un vuelo recto y nivelado cuando la trayectoria es una línea recta horizontal y la velocidad se mantiene constante.

Equilibrio de Fuerzas

En esta condición, las fuerzas que actúan sobre el avión están en equilibrio:

• Sustentación (L) = Peso (W)
• Tracción/Empuje (T) = Resistencia (D)

La resistencia es mínima cuando la fineza aerodinámica (f = L/D) es máxima. El empuje necesario en vuelo nivelado se calcula como T = W / f.

Resistencia en Función de la Velocidad

A velocidades elevadas, la sustentación se obtiene principalmente de la presión dinámica, y la resistencia inducida disminuye al aumentar la velocidad. A velocidades pequeñas, la presión dinámica disminuye, lo que requiere un mayor ángulo de ataque, aumentando así la resistencia inducida.

La velocidad de máximo alcance es aquella que permite volar la mayor distancia posible con una cantidad dada de combustible.

Eficiencia Aerodinámica y Fineza

La máxima eficiencia aerodinámica (Emax = CL/CD), y por tanto la máxima fineza, se alcanza cuando la resistencia parásita es igual a la resistencia inducida.

Potencia Requerida en Vuelo Nivelado

La potencia es el trabajo realizado por unidad de tiempo (Pot = Trabajo / t = F · d / t = F · V). La fuerza que debe vencer el avión es la resistencia total (Dtot) a una determinada velocidad. Por lo tanto, la potencia requerida es: Preq = Dtot · V.

La velocidad de potencia mínima (velocidad para la mínima potencia requerida) es inferior a la velocidad de tracción mínima (velocidad para la mínima resistencia).

Autonomía y Alcance

• Autonomía: Es el tiempo máximo que una aeronave puede permanecer en el aire sin necesidad de repostar.
• Alcance: Es la distancia máxima que puede recorrer, limitada por la carga de combustible.

Actuaciones en Subida

Durante la subida, el avión está sometido a las mismas cuatro fuerzas fundamentales que en vuelo horizontal. Sin embargo, su equilibrio y componentes cambian:

• La tracción (T) es superior a la resistencia (D).
• La sustentación (L) es inferior al peso (W).
• Una componente de la tracción se emplea para contrarrestar parte del peso y permitir el ascenso.

La Velocidad de Ascenso Vertical (Rate of Climb, R/C) se define como: R/C = V · sen γ, donde V es la velocidad y γ es el ángulo de ascenso.

Actuaciones en Descenso

En descenso, la componente del peso en la dirección de vuelo ayuda al movimiento, reduciendo la necesidad de tracción (o actuando como tal en un planeo).

La Velocidad de Descenso (Rate of Descent, R/D) se define como: R/D = V · sen γ, donde γ es el ángulo de descenso.

Vuelo Planeado

Es un tipo de descenso que se realiza sin potencia del motor (T=0). El avión desciende utilizando la componente del peso para vencer la resistencia.

El Ángulo de Planeo (γ) viene determinado por la relación entre resistencia y sustentación: tan γ = D / L = 1 / f. Cuanto mayor sea la fineza aerodinámica (f), menor será el ángulo de planeo y, por tanto, mayor será el alcance en planeo.

Actuaciones en Viraje

Durante un viraje coordinado y nivelado, la aeronave está sometida a las fuerzas de sustentación, peso y la fuerza centrífuga generada por la curva. La sustentación debe inclinarse para generar una componente horizontal que actúe como fuerza centrípeta, contrarrestando la fuerza centrífuga.

El radio de giro disminuye si aumenta el ángulo de inclinación alar. A mayor ángulo de inclinación, se necesita generar más sustentación total para mantener la altitud, ya que la componente vertical de la sustentación debe seguir igualando al peso.

Influencia del Factor de Carga

El Factor de Carga (n) es el cociente entre la fuerza de sustentación total y el peso de la aeronave (n = L/W). En vuelo recto y nivelado, n=1.

• Carga Límite: Es la máxima carga aerodinámica prevista que la estructura debe soportar sin deformación permanente.
• Carga de Cálculo (o Última): Es la carga más alta que la estructura debe soportar sin llegar a la rotura.
• Factor de Seguridad: Es un multiplicador aplicado a la carga límite para obtener la carga de cálculo. Típicamente: Carga de Cálculo = 1.5 · Carga Límite.

El Diagrama de Maniobras (V-n) relaciona la velocidad de la aeronave con el factor de carga que puede soportar estructuralmente.

Dispositivos Hipersustentadores

Son un conjunto de elementos aerodinámicos diseñados para aumentar el coeficiente de sustentación (CL) máximo del ala, especialmente útil durante las fases de despegue y aterrizaje, permitiendo volar a velocidades más bajas.

Ranuras del Borde de Ataque (Slots)

Pueden ser fijas o automáticas. Consisten en una o varias aberturas en el borde de ataque que permiten el paso de aire a alta presión desde el intradós hacia el extradós. Esto proporciona energía a la capa límite sobre el extradós, retrasando su desprendimiento a ángulos de ataque elevados y aumentando así el CL máximo.

Flaps

Son superficies móviles situadas generalmente en el borde de salida del ala, aunque también existen en el borde de ataque. Al deflectarse, varían la curvatura efectiva del perfil alar, aumentando significativamente el coeficiente de sustentación. La pendiente de la curva CL frente al ángulo de ataque generalmente no varía, pero la curva se desplaza hacia arriba y a la izquierda. El uso de flaps también aumenta considerablemente la resistencia aerodinámica.

• Flaps de Borde de Ataque: Ejemplo: tipo Krüger.
• Flaps de Borde de Salida: Ejemplo: tipo Fowler (que además de aumentar la curvatura, aumenta la superficie alar).

Spoilers (Aerofrenos / Destructores de Sustentación)

Son placas situadas en el extradós del ala que pueden deflectarse hacia arriba, colocándose casi perpendiculares al flujo de aire.

Su función principal es disminuir drásticamente la sustentación y aumentar la resistencia. Se utilizan como aerofrenos en vuelo, para aumentar la tasa de descenso sin ganar velocidad, para mejorar el control lateral (en combinación con los alerones) y para reducir la sustentación y mejorar la eficacia del frenado tras el aterrizaje.

Principios de Vuelo del Helicóptero: Estudio del Rotor

En un helicóptero, la sustentación es generada por el rotor principal.

Vuelo Estacionario (Hovering)

En vuelo estacionario (sin desplazamiento horizontal, V=0), la fuerza de sustentación (FL) generada por el disco del rotor es perpendicular al plano de rotación y se opone exactamente al peso total del helicóptero (FL = Peso = m·g).

Para variar la sustentación, es necesario variar el ángulo de paso de todas las palas simultáneamente mediante el mando de paso colectivo. Al variar el paso (y por tanto la sustentación y la resistencia de las palas), se debe ajustar la potencia entregada por el motor para mantener constante la velocidad de giro del rotor (RPM).

Considerando el vuelo estacionario, la velocidad del viento relativo incidente varía a lo largo de la pala, siendo mínima en la raíz y máxima en la punta.

La fuerza de sustentación es directamente proporcional a la densidad del aire, la superficie del disco del rotor y al cuadrado de la velocidad inducida (velocidad del flujo de aire acelerado hacia abajo a través del rotor).

Cuanto más grande sea el diámetro del rotor, menor será la velocidad inducida necesaria para generar una determinada sustentación. La Potencia Inducida (Wi), que es la potencia requerida para generar sustentación, se calcula como: Wi = FL · Vl (donde Vl es la velocidad inducida).

Influencia del Tamaño del Rotor

• Un rotor más pequeño debe girar más rápido o utilizar un mayor ángulo de paso en las palas para generar una mayor velocidad inducida y conseguir la misma sustentación que un rotor más grande. Esto implica una mayor necesidad de potencia (mayor potencia inducida).
• Un rotor de mayor diámetro es más eficiente en vuelo estacionario, ya que necesita una menor velocidad inducida y, por lo tanto, menos potencia inducida para soportar el mismo peso.

También se puede modificar la capacidad de generar sustentación (y la potencia requerida) variando la superficie o la cuerda de las palas del rotor.