Performance de alcance del avión.
Performance de alcance del avión.
Performance de alcance del avión.
La capacidad de una aeronave para convertir la energía del combustible en distancia de vuelo es uno de los ítems más importantes en la performance de la aeronave. En las operaciones de vuelo, el problema de la operación de alcance eficiente de una aeronave aparece en dos formas generales:
- 1. Extraer la distancia máxima de vuelo de una carga de combustible dada.
- 2. Volar una distancia especifica con un gasto mínimo de combustible.
Un elemento común para cada uno de estos problemas operativos es el alcance específico; esto es, millas náuticas (NM) de distancia volada frente a la cantidad de combustible consumida. El alcance debe claramente distinguirse de la autonomía. El alcance implica la consideración de la distancia de vuelo, mientras que la autonomía implica la consideración de tiempo de vuelo.
Por lo tanto, es conveniente definir un término separado, la autonomía específica.
autonomía específica = horas de vuelo/libras de combustible
o
autonomía específica = (horas de vuelo/hora)/(libras de combustible/hora)
o
autonomía específica = 1/flujo de combustible.
El flujo de combustible se puede definir en kilos o litros (libras o galones). Si se desea la máxima autonomía, la condición de vuelo deberá asegurar un flujo de combustible mínimo.
En la figura anterior en el punto A la velocidad es baja y el flujo de combustible es alto.
Esto podría ocurrir durante las operaciones en tierra o al despegar y ascenso. Al incrementase la velocidad, los requisitos de potencia disminuyen debido a factores aerodinámicos y el flujo de combustible disminuye hasta el punto B. Este es el punto de máxima autonomía. Más allá de este punto los aumentos de velocidad tienen un costo. Los aumentos de velocidad requieren potencia adicional y el flujo de combustible aumenta con esta potencia adicional.
Las operaciones de vuelo de crucero para máximo alcance deben llevarse a cabo para que la aeronave obtenga máximo alcance específico durante todo el vuelo. El alcance específico se puede definir por la siguiente relación.
alcance específico = NM/kg. de combustible
o
alcance específico = (NM/hora)/(kg de combustible/hora)
o
alcance específico =nudos/flujo de combustible
Si se desea el máximo alcance específico, la condición de vuelo debe proporcionar un máximo de velocidad por flujo de combustible. Mientras que el valor de pico del alcance específico proporciona máximo alcance operativo, la operación de crucero de largo alcance se recomienda generalmente en una velocidad ligeramente superior. La mayoría de las operaciones de crucero de largo alcance se realizan en condiciones de vuelo que proporcionan el 99 por ciento del máximo alcance específico absoluto. La ventaja de esta operación es que el uno por ciento del alcance se cambia por un tres a cinco por ciento mayor velocidad de crucero. Puesto que la mayor velocidad de crucero tiene un gran número de ventajas, el pequeño sacrificio de alcance es un buen negocio.
Los valores de alcance específico en función de la velocidad se ven afectados por tres variables principales:
- 1. El peso total de la aeronave
- 2. La altitud
- 3. La configuración aerodinámica externa de la aeronave.
Esta es la fuente de datos operativos del alcance y la autonomía en la sección de performance del manual de la aeronave.
El control de crucero de un avión implica que la aeronave es operada para mantener la condición recomendada de crucero de largo alcance durante todo el vuelo. Ya que el combustible se consume durante el crucero, el peso total de la aeronave varia y la velocidad óptima, altitud, y ajuste de potencia también pueden variar. El control de crucero significa el control de la velocidad óptima, la altitud y el ajuste de potencia para mantener el 99 por ciento de la condición de máximo alcance específico.
Al comienzo del vuelo de crucero, el relativo alto peso inicial de la aeronave requiere valores específicos de velocidad, altitud y ajuste de potencia para producir la condición de crucero recomendada. Al consumir combustible y disminuir el peso de la aeronave, la velocidad óptima y ajuste de potencia pueden disminuir, o bien, incrementarse la altitud óptima. Además, el alcance específico óptimo se incrementará. Por lo tanto, el piloto debe proporcionar el procedimiento de control de crucero adecuado para asegurar que las condiciones óptimas se mantienen.
El alcance total depende tanto del combustible disponible como del alcance específico. Cuando el alcance y la economía de la operación son los objetivos principales, el piloto debe asegurar que la aeronave es operada a la condición de crucero de largo alcance recomendada. Con este procedimiento, la aeronave será capaz de su máximo radio operativo de diseño, o puede lograr distancias de vuelo menores que el máximo, con una reserva de combustible máxima en el destino.
Un avión de hélice combina la hélice con el motor alternativo como potencia propulsiva. El flujo de combustible se determina principalmente por la potencia al eje puesta en la hélice en lugar del empuje.
Así, el flujo de combustible puede estar directamente relacionado con la potencia requerida para mantener la aeronave en vuelo nivelado estable y los gráficos de rendimiento de potencia pueden ser sustituidos por el flujo de combustible. Este hecho permite la determinación del alcance a través del análisis de la potencia requerida versus velocidad.
La condición de máxima autonomía se obtiene en el punto de mínima potencia requerida ya que esto requiere el flujo de combustible más bajo para mantener el avión en vuelo nivelado. La condición de máximo alcance se producirá cuando la relación de velocidad con la potencia requerida es la mayor.
La condición de máximo alcance se obtiene en la máxima relación de sustentación/resistencia (L/DMAX), y es importante tener en cuenta que para una configuración determinada, el L/DMAX se produce a un AOA y coeficiente de sustentación particular, y no se ve afectado por el peso o la altitud. Una variación en el peso altera los valores de velocidad y potencia requerida para obtener el L/DMAX.
Las variaciones de velocidad y potencia requerida deben ser supervisadas por el piloto como parte del procedimiento de control de crucero para mantener la L/DMAX. Cuando el peso de combustible de la aeronave es una pequeña parte del peso total y el alcance del avión es pequeño, el procedimiento de control de crucero se puede simplificar esencialmente a mantener una velocidad y ajuste de la potencia constante en todo el tiempo del vuelo de crucero. Sin embargo, una aeronave de largo alcance tiene un peso de combustible que es parte considerable del peso total, y los procedimientos de control de crucero deben emplear cambios de velocidad y potencia programados para mantener las condiciones de alcance óptimo.
El efecto de la altitud en el alcance de un avión a hélice se ilustra en la figura siguiente.
Un vuelo conducido a gran altitud tiene una velocidad verdadera (TAS) mayor, y la potencia requerida es proporcionalmente mayor que cuando se realiza a nivel del mar. La resistencia de la aeronave en altitud es la misma que la resistencia a nivel del mar, pero la mayor TAS causa una potencia requerida proporcionalmente mayor.
NOTA: La línea recta tangente a la curva de potencia a nivel del mar también es tangente a la curva de potencia en altitud.
El efecto de la altitud en el alcance específico también se puede apreciar a partir de las relaciones anteriores. Si un cambio en altitud provoca cambios idénticos en la velocidad y la potencia requerida, la proporción de la velocidad con la potencia requerida no cambiaría. El hecho implica que el alcance específico de un avión a hélice no se vería afectado por la altitud. En realidad, esto es cierto en la medida en que el consumo específico de combustible y eficiencia de la hélice son los principales factores que podrían causar una variación del alcance específico con la altitud. Si los efectos de compresibilidad son insignificantes, cualquier variación del alcance específico con la altitud es estrictamente una función del rendimiento del motor/hélice.
Un avión equipado con un motor alternativo experimentará una variación muy pequeña, si alguna, en el alcance específico hasta su altitud absoluta. Existe una variación insignificante de consumo de combustible específico para valores de potencia al freno por debajo de la potencia máxima de crucero del motor que es el rango pobre de la operación del motor. Así, un aumento en altitud producirá una disminución del alcance específico sólo cuando el aumento de potencia requerida supere el régimen de potencia máxima de crucero del motor. Una ventaja de la sobrealimentación es que la potencia de crucero se puede mantener a gran altitud, y la aeronave puede lograr el alcance a gran altitud con el correspondiente aumento de la TAS. Las principales diferencias en el crucero de gran altitud y crucero de baja altitud son la TAS y las necesidades de combustible en ascenso.
Región de comando invertido
Las propiedades aerodinámicas de una aeronave generalmente determinan los requisitos de potencia en diferentes condiciones de vuelo, mientras que las capacidades del grupo motopropulsor generalmente determinan la potencia disponible en diversas condiciones de vuelo.
Cuando una aeronave está en vuelo nivelado, debe prevalecer una condición de equilibrio. Una condición de vuelo no acelerado se logra cuando la sustentación es igual al peso, y el motor se ajusta para un empuje igual a la resistencia. La potencia requerida para alcanzar el equilibrio en un vuelo con altitud constante a velocidades diferentes se representa en la curva de potencia requerida. La curva de potencia requerida ilustra el hecho de que a bajas velocidades cerca de la pérdida o mínima velocidad controlable, el ajuste de la potencia requerida para el vuelo nivelado estable es bastante alto.
Volar en la región de comando normal significa que mientras se mantiene una altitud constante, una mayor velocidad requiere un ajuste de potencia mayor y una velocidad más baja requiere un ajuste de potencia menor. La mayoría del vuelo de un avión (ascenso, crucero y maniobras) se lleva a cabo en la región de mando normal.
Volar en la región de comando invertido significa un vuelo en el que una velocidad más alta requiere una potencia menor y una velocidad más baja requiere un ajuste de potencia mayor para mantener la altitud. Esto no implica que una disminución en la potencia produce menor velocidad.
La región de mando invertido se encuentra en las fases de vuelo de baja velocidad. Las velocidades de vuelo por debajo de la velocidad de máxima autonomía (punto más bajo de la curva de potencia) requieren ajustes de potencia mayores con una disminución de la velocidad. Puesto que la necesidad de aumentar la potencia requerida con la disminución de la velocidad es contraria al mando normal de vuelo, el régimen de velocidades de vuelo entre la velocidad de mínima potencia requerida y la velocidad de pérdida (o mínima velocidad de control) se denomina la región de comando invertido. En la región de comando invertido, una disminución de la velocidad debe ir acompañada por un aumento de potencia con el fin de mantener un vuelo estable.
La figura siguiente muestra la máxima potencia disponible como una línea curva.
Los ajustes más bajos de potencia, como la potencia de crucero, también aparecen en una curva similar. El punto más bajo en la curva de potencia requerida representa la velocidad a la que la menor potencia al freno mantendría el vuelo nivelado. Esta se denomina velocidad de mayor autonomía.
Un avión volando a baja velocidad, alto ángulo de ataque, potencia de aproximación para un aterrizaje en campo corto es un ejemplo de operación en la región de comando invertido. Si se desarrolla una velocidad de descenso inaceptablemente alta, puede ser posible para el piloto reducir o detener el descenso mediante la aplicación de potencia. Pero sin usar mayor potencia, el avión probablemente entraría en pérdida o sería incapaz de hacer el flare para el aterrizaje.
Simplemente bajando la nariz del avión para recuperar velocidad de vuelo en esta situación, sin aplicar potencia, daría lugar a una alta velocidad de descenso y la correspondiente pérdida de altitud.
Si durante un despegue y ascenso de un campo blando, por ejemplo, el piloto intenta salir del efecto suelo sin antes alcanzar la velocidad y actitud normal de ascenso, el avión puede entrar inadvertidamente en la región de mando invertido a una altura peligrosamente baja. Incluso con potencia máxima, el avión puede ser incapaz de ascender o incluso mantener la altitud. El único recurso de piloto en esta situación es bajar el ángulo de ataque con el fin de incrementar la velocidad, lo que inevitablemente resultará en una pérdida de altitud.
Los pilotos de avión deben prestar especial atención al control preciso de la velocidad cuando se opera a bajas velocidades en la región de mando invertido.
Bibliografía.
U.S. Department of Transportation
Federal Aviation Administration