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ORBITAS DE APLICACION
ORBITA GEOESTACIONARIA (GEO): DEF: orbita geosincrona(periodo 24h), circular, ecuatorial y directa. ES UNICA. ORIGEN: 1965 1er satelite GEO. Sirven para proporcionar un servicio mundila de radio y tv. VENTAJAS: las q derivan de su inmovilidad respecto a la superficie terrestre: transmision en tiempo real y sin interrupciones entre todos lod puntos de su area de cobertura geografica; ausencia de procesos de 'rastreo' o persecucion en las antenas de las estaciones de seguimiento, etc. INCONV: no cubren bien las zonas polares, necesitan lanzadores muy potentes, y se presentan problemas de congestion, tanto fisica(demasiados satelites en orbita) como de interferencias radioelectricas. Para evitar la acumulacion de basura espacial en esa orbita, cuando un satelite GEO acaba su tiempo de vida es obligatorio sacarle de su posicion y enviarlo fuera de la orbita geoestacionaria, a una orbita mas elevada (orbita cementerio) ECLIPSES: cuando el satelite pasa de ser iluminado por el Sol a estar en la zona nocturna terrestre = problemas: sus paneles solares dejan de funcionar(y la potencia electrica debe ser suministrada por baterias); y fuertes gradientes termicos que pueden afectar al funcionamiento de algunos equipos. Todos los satelites GEO tienen los mismos periodos de eclipse, dado que la orbita geoestacionaria es unica. Esos periodos de eclipse tienen lugar en los dias alrededor de los equinocios, en cuyas fechas tienen la maxima duracion (70 min aprox). PERTURBACIONES: 1) causadas por el potencial gravitatorio terrestre: son los armonicos teserales los responsables en este caso de la perturbacion geopotencial. En concreto el armonico J22 (modifica sustancialmente el pot gravit en el plano ecuatorial de forma que aparecen 2 posiciones de equilibrio estable y 2 de equilibrio inestable). Como consecuencia cq satelite dejado en mov libre, ya no sera estacionario respecto a la Tierra, sino que tendra un mov oscilatorio alrededor de una de las posiciones de eq estable. 2)perturbacion debida a 3os cuerpos(la + imp en GEO): la Luna y el Sol cuyo efecto ppal es el de inclinar el plano orbital hacia el de la ecliptica (aprox 1º/año: 0.3º/año debidos al Sol y 0.7º/año debidos a la luna). 3)Presion de radiacion solar: provoca perturbaciones periodicas en la excebtricidad de la orbita ORBITA HELIOSINCRONA: ORIGEN: 1961 1er satelite con esta orbita aunq sin mencion explicita de sus ventajas. Hasta 1972 no se lanzo el 1er satelite haciendo publicas las ventajas que los efectos del achatamiento terrestre proporcionan a este tipo de orbitas. HELIOSINCRONISMO: propiedad que tienen ciertas orbitas para mantener el angulo delta=OMEGA-alfa sensiblemente cte a lo largo del tiempo (con delta=angulo horario del Sol para el punto de la Tierra que esta bajo el nodo ascendente) CARACTERISTICAS: orbitas retrogadas, inclinacion alta(100º aprox), no son orbitas unicas (existe una para cada valor de delta) VENTAJAS: las derivadas de la constancia del angulo delta: 1) los mecanismos de apuntado de los paneles solares al Sol se simplifican considerablemente. 2)permite grandes periodos de iluminacion continua por el sol (y si su altura es suficiente alta, unos 1400km, el satelite carece de periodos de eclipse) 3)(***) cada vez que un satelite heliosincrono cruza un paralelo en un sentido (de S a N o de N a S) lo hace a la misma hora solar = todos los registros hechos de un cierto lugar tienen similares caracteristicas de iluminacion ORBITAS TIPO MOLNIYA: ORIGEN serie de satelites de comunicaciones de la antigua URSS con esa denominacion. CARACTERISTICAS: alta excentricidad (e=0.75), T=12h (=su perigeo a unos 300 km de h y apogeo a unos 40 000), inclinacion de 63.4º. VENTAJAS: comunicaciones por satelite en paises situados a latitudes altas, bajo requerimiento energetico para conseguir esta orbita. Como estan mucho tiempo alejadas de la Tierra y pasan rapida y periodicamente cerca de ella son muy util para misiones dirigidas al espacio exterior pues las mediciones se efectuan fuera de las perturbaciones electromagneticas proximas a la Tierra y se transmiten en las proximidades del perigeo. INCONVEN: control de actitud complejo, perdidas vbles en la propagacion de la señal, rastreo de las antenas de seguimiento, etc. Se necesitan 3 satelites para tener cobertura continua sobre toda la region (ya que solo se aprovechan 8h por orbita) ORBITAS HALO: orbitas alrededor de alguno de los puntos de libracion colineales. Son orbitas inestables = necesitan que el veh disponga de un sistema de propulsion que corrija las desviaciones respecto a la trayectoria nominal elegida (se ha comprobado experimentalmente que en incrV caracteristico para el control de esta orbita es bajo)
VEHICULO COHETE:
PPIO DE SOLIDIFICACION: "las ecnes del mov de translacion y rotacion de un sistema arbitrario de masa vble en el instante t, se pueden escribir como si ese sistema fuese un cuerpo solido de masa m = a la masa del sistema en el instante t, añadiendo a las fuerzas y momentos exteriores Fe y Me 2 fuerzas y momentos aparentes: las fuerzas y momentos de Coriolis y las fuerzas y momentos relativos"
DEF DEL EMPUJE:
VELOCIDAD FIN DE COMBUSTION MOV UNIDIMENSIONAL DE UN COHETE EN EL VACIO
EL MULTIESCALONAMIENTO: IncrementoVi=c*ln(l/s+l) (1); siendo (s+l) = (masa estrut + masa satelite) / (masa total al lanzamiento). El unico medio hoy dia para conseguir la velocidad ideal minima de lanzamiento (de unos 10 km/seg) es de propulsion por reaccion con unas velocidades de salida de gases maximas del orden de los 4.5 hm/seg. Con este valor en (1) resulta que (s+l) no llega al 11% de masa total al lanzamiento. Dado que, en el estado actual de la tecnologia, solo 's' supera ya ese valor, resulta que un cohete de 1 etapa es incapaz de colocar ninguna carga util (satelite) en orbita. La solucion esta en el cohete multiescalonado, donde se van desprendiendo los pesos muertos que suponen las estructuras de los motores ya consumidos.
MISILES:
Misiles tacticos aquellos cuyo alcance es inferior a los 2000km. Caracteristicas:gran precision,autonomia de operacion, alta maniobrabilidad, alta velocidad, propulsion cohete, tecnologia punta. CLASIFICACION MISILES TACTICOS SEGUN LA FORMA DE OPERACION DE SU SISTEMA DE GUIADO: 1)AUTOGUIADOS:aquellos q elaboran por si mismos las ordenes de guiado y control, para una vez lanzados dirigirse y alcanzar el blanco. Tipos: a)PASIVOS: el sistema de guiado recibe la radiacion del blanco, la detecta y un sistema de guiado ordena que se vuele hacia la fuente de radiacion. Tipicos: detectores IR, I^2R,TV,UV,MMW b)SEMIACTIVOS: desde la base de lanzamiento se ilumina y sigue el blanco con un haz de radiacion. Esta se refleja en el blanco y es recibida y detectada por el misil, q comienza su navegacion hacia la fuente de reflexion. Tipicos: radar de microondas, laser con designador. c)ACTIVOS: el misil emite la enrgia hacia el blanco y recibe la reflejada, que analiza para dirigirse a la fuente iluminada por el mismo. Tipicos: radar de microondas, radar MMW 2)TELEGUIADOS los sistemas de telemando tipicos antiaereos, siguen automaticamente al misil y al blanco con radares, conociendo sus posiciones y velocidades de manera continua. Las señales de los radares se procesan en la base para enviar automaticamente por radio las ordenes de maniobra al misil 3)HAZ DIRECTOR El blanco se sigue automaticamente con un radar (y en ciertos casos con un haz laser). El misil se mantiene dentro del haz, recibiendo la emision y utilizandola para ordenarse a si mismo su mantenimiento lo mas cerca posible del eje del haz. Es tipica de misiles antiaereos. 4)LINEA DE MIRA similar al anterior pero ahora se sigue al blanco con la visual desde la estacion de seguimiento (a traves de un telescopio o con camara Tv automatica). La desviacion angular de la posicion del misil respecto a la linea de mira, se mide con un detector IR, que capta la radiacion IR emitida por unas bengalas en la cola del misil. Esta desviacion se procesa en la base para enviar al misil la orden de maniobra 5)INERCIAL Se basa en la utilizacion de sensores inerciales: giroscopos(proporcionan referencia de actitud) y acelerometros(miden aceleracion). Una doble integracion proporciona la velocidad y la posicion del vehiculo. Su ventaja es q son totalmente autonomos y no puede ser detectado. Su desventaja es q sus errores aumnetan con el tiempo de vuelo debiendo actualizarse cada cierto tiempo. Su utlizacion optima moderna es con GPS o con Referncia del Terreno. Mecanizacion del sistema (integrar r 2 veces, calculo de g y calculos de integracion): a)sistema con plataforma flotante; b)sistemas fijos al vehiculo (strapdown) 6)DOPPLER El misil envia 3 o mas haces radar a tierra y recibe la reflexion en la misma. Con ello, y aplicado el ppio Doppler mide su velocidad respecto a Tierra. Se integra y sale la posicion. El misil compararia en su ordenador su trayectoria con la que debia seguir (mapas digitalizados en memoria) y se autoordena efectuar la correccion precisa. 7)REFERENCIA DEL TERRENO 2 tipos: a)comparacion con el relieve del terreno b)comparacion con caracteristicas superficiales del terreno 8)GPS Sistema de navegacion recibiendo y analizando las señales e informacion desde una constelacion de satelites, situada a 20000km de h. Sistema moderno de poco peso y precio, con utilizacion civil y militar (de mayor precision)
CLASIFICACION POR LA RADIACION UTILIZADA Infrarrojo(IR e I^2R), TV automatica, laser, ondas milimetricas (MMW), radioondas, sonido, ultravioleta(UV), fusion de sensores. CLASIFICACION SEGUN LA CONFIGURACION AERODINAMICA CONFIGURACION CANARD: controles delanteros. Superficies fijas sustentadoras detras(alas). CONFIGURACION CLASICA: controles parte trasera. Alas sustentadoras delante de los controles. CONFIGURACION DE CONTROL POR DEFLEXION DEL ALA O MANDO POR ALA Superf sustentadoras y de control en parte intermedia del cuerpo. Superf fijas estabilizadoras detras. CONFIGURACION POR DEFLEXION DEL CHORRO DE GASES control deflectando la direccion del empuje (por mov de toberas o introduciendo superficies en el chorro). Sustentacion por alas fijas y/o fuselaje
CONFIGURACION POR CONTROL POR CHORROS DE GASES INDEPENDIENTES DEL MOTOR CLASIFICACION POR EL TIPO DE MISION aire-aire, aire-superficie, superficie-aire, tierra-tierra(antitanques), tierra-tierra(balisticos-tacticos), superficie-superficie(stand off). INCREMENTO DEL DOMINIO DEL TIRO DE LOS MISILES AIRE-AIRE CON GUIADO IR DURANTE 2ª MITAD SIGLO XX 1)Deteccion de la tobera unicamente. Disparo apuntando al blanco 2) Deteccion de la tobera y chorro de gases . Disparo apuntando al blanco . 3 )Deteccion de la tobera y chorro de gases . Disparo co n preposicionamiento del buscador . 4 )Deteccion de la tobera , chorro de gases y cuerpo del avion . Disparo co n posibilidad de preposicionamiento . Incremento de la maniobrabilidad del misil LEYES DE GUIADO: 1)LEY DE GUIADO DE PERSECUCION PURA: la velocidad del misil se mantiene dirigida al blanco constantemente a lo largo de toda la trayectoria 2)LEY DE NAVEGACION PROPORCIONAL Trata de aproximar la trayectoria al 'curso de colision instantaneo' 3)LEY DE GUIADO DE HAZ DIRECTOR
(1) (2) (3) (4) (5) (6) (7)
-.CANARD I B I M-I M B I
-.CLASICO M M B I B M B
-.CONTROL
POR ALA B M-B M B B-I I M
-.CONTROL
POR CHORRO M M B M-I B-M B-M B
(1)respuesta dinamica, (2)Realizac mecanica, (3)momentos de charnela
(4)ang ataque en vuelo, (5)control de alabeo, (6)estabilidad en transonico
(7)entrada en perdida o saturacion
ORBITA GEOESTACIONARIA (GEO): DEF: orbita geosincrona(periodo 24h), circular, ecuatorial y directa. ES UNICA. ORIGEN: 1965 1er satelite GEO. Sirven para proporcionar un servicio mundila de radio y tv. VENTAJAS: las q derivan de su inmovilidad respecto a la superficie terrestre: transmision en tiempo real y sin interrupciones entre todos lod puntos de su area de cobertura geografica; ausencia de procesos de 'rastreo' o persecucion en las antenas de las estaciones de seguimiento, etc. INCONV: no cubren bien las zonas polares, necesitan lanzadores muy potentes, y se presentan problemas de congestion, tanto fisica(demasiados satelites en orbita) como de interferencias radioelectricas. Para evitar la acumulacion de basura espacial en esa orbita, cuando un satelite GEO acaba su tiempo de vida es obligatorio sacarle de su posicion y enviarlo fuera de la orbita geoestacionaria, a una orbita mas elevada (orbita cementerio) ECLIPSES: cuando el satelite pasa de ser iluminado por el Sol a estar en la zona nocturna terrestre = problemas: sus paneles solares dejan de funcionar(y la potencia electrica debe ser suministrada por baterias); y fuertes gradientes termicos que pueden afectar al funcionamiento de algunos equipos. Todos los satelites GEO tienen los mismos periodos de eclipse, dado que la orbita geoestacionaria es unica. Esos periodos de eclipse tienen lugar en los dias alrededor de los equinocios, en cuyas fechas tienen la maxima duracion (70 min aprox). PERTURBACIONES: 1) causadas por el potencial gravitatorio terrestre: son los armonicos teserales los responsables en este caso de la perturbacion geopotencial. En concreto el armonico J22 (modifica sustancialmente el pot gravit en el plano ecuatorial de forma que aparecen 2 posiciones de equilibrio estable y 2 de equilibrio inestable). Como consecuencia cq satelite dejado en mov libre, ya no sera estacionario respecto a la Tierra, sino que tendra un mov oscilatorio alrededor de una de las posiciones de eq estable. 2)perturbacion debida a 3os cuerpos(la + imp en GEO): la Luna y el Sol cuyo efecto ppal es el de inclinar el plano orbital hacia el de la ecliptica (aprox 1º/año: 0.3º/año debidos al Sol y 0.7º/año debidos a la luna). 3)Presion de radiacion solar: provoca perturbaciones periodicas en la excebtricidad de la orbita ORBITA HELIOSINCRONA: ORIGEN: 1961 1er satelite con esta orbita aunq sin mencion explicita de sus ventajas. Hasta 1972 no se lanzo el 1er satelite haciendo publicas las ventajas que los efectos del achatamiento terrestre proporcionan a este tipo de orbitas. HELIOSINCRONISMO: propiedad que tienen ciertas orbitas para mantener el angulo delta=OMEGA-alfa sensiblemente cte a lo largo del tiempo (con delta=angulo horario del Sol para el punto de la Tierra que esta bajo el nodo ascendente) CARACTERISTICAS: orbitas retrogadas, inclinacion alta(100º aprox), no son orbitas unicas (existe una para cada valor de delta) VENTAJAS: las derivadas de la constancia del angulo delta: 1) los mecanismos de apuntado de los paneles solares al Sol se simplifican considerablemente. 2)permite grandes periodos de iluminacion continua por el sol (y si su altura es suficiente alta, unos 1400km, el satelite carece de periodos de eclipse) 3)(***) cada vez que un satelite heliosincrono cruza un paralelo en un sentido (de S a N o de N a S) lo hace a la misma hora solar = todos los registros hechos de un cierto lugar tienen similares caracteristicas de iluminacion ORBITAS TIPO MOLNIYA: ORIGEN serie de satelites de comunicaciones de la antigua URSS con esa denominacion. CARACTERISTICAS: alta excentricidad (e=0.75), T=12h (=su perigeo a unos 300 km de h y apogeo a unos 40 000), inclinacion de 63.4º. VENTAJAS: comunicaciones por satelite en paises situados a latitudes altas, bajo requerimiento energetico para conseguir esta orbita. Como estan mucho tiempo alejadas de la Tierra y pasan rapida y periodicamente cerca de ella son muy util para misiones dirigidas al espacio exterior pues las mediciones se efectuan fuera de las perturbaciones electromagneticas proximas a la Tierra y se transmiten en las proximidades del perigeo. INCONVEN: control de actitud complejo, perdidas vbles en la propagacion de la señal, rastreo de las antenas de seguimiento, etc. Se necesitan 3 satelites para tener cobertura continua sobre toda la region (ya que solo se aprovechan 8h por orbita) ORBITAS HALO: orbitas alrededor de alguno de los puntos de libracion colineales. Son orbitas inestables = necesitan que el veh disponga de un sistema de propulsion que corrija las desviaciones respecto a la trayectoria nominal elegida (se ha comprobado experimentalmente que en incrV caracteristico para el control de esta orbita es bajo)
VEHICULO COHETE:
PPIO DE SOLIDIFICACION: "las ecnes del mov de translacion y rotacion de un sistema arbitrario de masa vble en el instante t, se pueden escribir como si ese sistema fuese un cuerpo solido de masa m = a la masa del sistema en el instante t, añadiendo a las fuerzas y momentos exteriores Fe y Me 2 fuerzas y momentos aparentes: las fuerzas y momentos de Coriolis y las fuerzas y momentos relativos"
DEF DEL EMPUJE:
VELOCIDAD FIN DE COMBUSTION MOV UNIDIMENSIONAL DE UN COHETE EN EL VACIO
EL MULTIESCALONAMIENTO: IncrementoVi=c*ln(l/s+l) (1); siendo (s+l) = (masa estrut + masa satelite) / (masa total al lanzamiento). El unico medio hoy dia para conseguir la velocidad ideal minima de lanzamiento (de unos 10 km/seg) es de propulsion por reaccion con unas velocidades de salida de gases maximas del orden de los 4.5 hm/seg. Con este valor en (1) resulta que (s+l) no llega al 11% de masa total al lanzamiento. Dado que, en el estado actual de la tecnologia, solo 's' supera ya ese valor, resulta que un cohete de 1 etapa es incapaz de colocar ninguna carga util (satelite) en orbita. La solucion esta en el cohete multiescalonado, donde se van desprendiendo los pesos muertos que suponen las estructuras de los motores ya consumidos.
MISILES:
Misiles tacticos aquellos cuyo alcance es inferior a los 2000km. Caracteristicas:gran precision,autonomia de operacion, alta maniobrabilidad, alta velocidad, propulsion cohete, tecnologia punta. CLASIFICACION MISILES TACTICOS SEGUN LA FORMA DE OPERACION DE SU SISTEMA DE GUIADO: 1)AUTOGUIADOS:aquellos q elaboran por si mismos las ordenes de guiado y control, para una vez lanzados dirigirse y alcanzar el blanco. Tipos: a)PASIVOS: el sistema de guiado recibe la radiacion del blanco, la detecta y un sistema de guiado ordena que se vuele hacia la fuente de radiacion. Tipicos: detectores IR, I^2R,TV,UV,MMW b)SEMIACTIVOS: desde la base de lanzamiento se ilumina y sigue el blanco con un haz de radiacion. Esta se refleja en el blanco y es recibida y detectada por el misil, q comienza su navegacion hacia la fuente de reflexion. Tipicos: radar de microondas, laser con designador. c)ACTIVOS: el misil emite la enrgia hacia el blanco y recibe la reflejada, que analiza para dirigirse a la fuente iluminada por el mismo. Tipicos: radar de microondas, radar MMW 2)TELEGUIADOS los sistemas de telemando tipicos antiaereos, siguen automaticamente al misil y al blanco con radares, conociendo sus posiciones y velocidades de manera continua. Las señales de los radares se procesan en la base para enviar automaticamente por radio las ordenes de maniobra al misil 3)HAZ DIRECTOR El blanco se sigue automaticamente con un radar (y en ciertos casos con un haz laser). El misil se mantiene dentro del haz, recibiendo la emision y utilizandola para ordenarse a si mismo su mantenimiento lo mas cerca posible del eje del haz. Es tipica de misiles antiaereos. 4)LINEA DE MIRA similar al anterior pero ahora se sigue al blanco con la visual desde la estacion de seguimiento (a traves de un telescopio o con camara Tv automatica). La desviacion angular de la posicion del misil respecto a la linea de mira, se mide con un detector IR, que capta la radiacion IR emitida por unas bengalas en la cola del misil. Esta desviacion se procesa en la base para enviar al misil la orden de maniobra 5)INERCIAL Se basa en la utilizacion de sensores inerciales: giroscopos(proporcionan referencia de actitud) y acelerometros(miden aceleracion). Una doble integracion proporciona la velocidad y la posicion del vehiculo. Su ventaja es q son totalmente autonomos y no puede ser detectado. Su desventaja es q sus errores aumnetan con el tiempo de vuelo debiendo actualizarse cada cierto tiempo. Su utlizacion optima moderna es con GPS o con Referncia del Terreno. Mecanizacion del sistema (integrar r 2 veces, calculo de g y calculos de integracion): a)sistema con plataforma flotante; b)sistemas fijos al vehiculo (strapdown) 6)DOPPLER El misil envia 3 o mas haces radar a tierra y recibe la reflexion en la misma. Con ello, y aplicado el ppio Doppler mide su velocidad respecto a Tierra. Se integra y sale la posicion. El misil compararia en su ordenador su trayectoria con la que debia seguir (mapas digitalizados en memoria) y se autoordena efectuar la correccion precisa. 7)REFERENCIA DEL TERRENO 2 tipos: a)comparacion con el relieve del terreno b)comparacion con caracteristicas superficiales del terreno 8)GPS Sistema de navegacion recibiendo y analizando las señales e informacion desde una constelacion de satelites, situada a 20000km de h. Sistema moderno de poco peso y precio, con utilizacion civil y militar (de mayor precision)
CLASIFICACION POR LA RADIACION UTILIZADA Infrarrojo(IR e I^2R), TV automatica, laser, ondas milimetricas (MMW), radioondas, sonido, ultravioleta(UV), fusion de sensores. CLASIFICACION SEGUN LA CONFIGURACION AERODINAMICA CONFIGURACION CANARD: controles delanteros. Superficies fijas sustentadoras detras(alas). CONFIGURACION CLASICA: controles parte trasera. Alas sustentadoras delante de los controles. CONFIGURACION DE CONTROL POR DEFLEXION DEL ALA O MANDO POR ALA Superf sustentadoras y de control en parte intermedia del cuerpo. Superf fijas estabilizadoras detras. CONFIGURACION POR DEFLEXION DEL CHORRO DE GASES control deflectando la direccion del empuje (por mov de toberas o introduciendo superficies en el chorro). Sustentacion por alas fijas y/o fuselaje
CONFIGURACION POR CONTROL POR CHORROS DE GASES INDEPENDIENTES DEL MOTOR CLASIFICACION POR EL TIPO DE MISION aire-aire, aire-superficie, superficie-aire, tierra-tierra(antitanques), tierra-tierra(balisticos-tacticos), superficie-superficie(stand off). INCREMENTO DEL DOMINIO DEL TIRO DE LOS MISILES AIRE-AIRE CON GUIADO IR DURANTE 2ª MITAD SIGLO XX 1)Deteccion de la tobera unicamente. Disparo apuntando al blanco 2) Deteccion de la tobera y chorro de gases . Disparo apuntando al blanco . 3 )Deteccion de la tobera y chorro de gases . Disparo co n preposicionamiento del buscador . 4 )Deteccion de la tobera , chorro de gases y cuerpo del avion . Disparo co n posibilidad de preposicionamiento . Incremento de la maniobrabilidad del misil LEYES DE GUIADO: 1)LEY DE GUIADO DE PERSECUCION PURA: la velocidad del misil se mantiene dirigida al blanco constantemente a lo largo de toda la trayectoria 2)LEY DE NAVEGACION PROPORCIONAL Trata de aproximar la trayectoria al 'curso de colision instantaneo' 3)LEY DE GUIADO DE HAZ DIRECTOR
(1) (2) (3) (4) (5) (6) (7)
-.CANARD I B I M-I M B I
-.CLASICO M M B I B M B
-.CONTROL
POR ALA B M-B M B B-I I M
-.CONTROL
POR CHORRO M M B M-I B-M B-M B
(1)respuesta dinamica, (2)Realizac mecanica, (3)momentos de charnela
(4)ang ataque en vuelo, (5)control de alabeo, (6)estabilidad en transonico
(7)entrada en perdida o saturacion