En aerodinámica, el factor de carga es la relación de la carga máxima que una aeronave puede soportar y el peso bruto de la aeronave. El factor de carga se mide en GS (aceleración de la gravedad), una unidad de fuerza igual a la fuerza ejercida por la gravedad sobre un cuerpo en reposo e indica la fuerza a la que se somete un cuerpo cuando se acelera. Cualquier fuerza aplicada a una aeronave para desviar su vuelo de una línea recta produce una tensión en su estructura, y la cantidad de esta fuerza es el factor de carga. Si bien un curso de aerodinámica no es un requisito previo para obtener una licencia de piloto, el piloto competente debe tener una sólida comprensión de las fuerzas que actúan sobre la aeronave, el uso ventajoso de estas fuerzas y las limitaciones operativas de la aeronave que están siendo voladas.

Por ejemplo, un factor de carga de 3 significa que la carga total en la estructura de una aeronave es tres veces su peso bruto. Dado que los factores de carga se expresan en términos de GS, se puede hablar de un factor de carga de 3 como 3 GS, o un factor de carga de 4 GS.

Si un avión se levanta de una inmersión, sometiendo al piloto a 3 GS, él o ella sería presionado hacia abajo en el asiento con una fuerza igual a tres veces su peso. Dado que las aeronaves modernas operan a velocidades significativamente más altas que las aeronaves más antiguas, aumentando la magnitud del factor de carga, este efecto se ha convertido en una consideración principal en el diseño de la estructura de todas las aeronaves.

Con el diseño estructural de las aeronaves planeado para soportar solo una cierta cantidad de sobrecarga, el conocimiento de los factores de carga se ha vuelto esencial para todos los pilotos. Los factores de carga son importantes por dos razones: es posible que un piloto imponga una sobrecarga peligrosa en las estructuras de la aeronave. Un factor de carga aumentado aumenta la velocidad de detención y hace posibles los puestos a velocidades de vuelo aparentemente seguras.

4.9.1 Factores de carga en el diseño de aeronaves #

La respuesta a la pregunta «¿Qué tan fuerte debe ser un avión?» está determinado en gran medida por el uso al que se somete la aeronave. Este es un problema difícil porque las cargas máximas posibles son demasiado altas para usar en un diseño eficiente. Es cierto que cualquier piloto puede realizar un aterrizaje muy duro o un tirón extremadamente afilado desde una inmersión, lo que daría lugar a cargas anormales. Sin embargo, tales cargas extremadamente anormales deben descartarse un poco si se construyen aviones que despeguen rápidamente, aterricen lentamente y lleven cargas útiles que valgan la pena.

El problema de los factores de carga en el diseño de aeronaves se convierte en cómo determinar los factores de carga más altos que se pueden esperar en el funcionamiento normal en diversas situaciones operativas. Estos factores de carga se denominan «factores de carga límite». Por razones de seguridad, se requiere que la aeronave sea diseñada para resistir estos factores de carga sin daños estructurales. Aunque el Código de Regulaciones Federales (CFR) requiere que la estructura de la aeronave sea capaz de soportar una y media veces estos factores de carga límite sin fallas, se acepta que partes de la aeronave pueden doblarse o torcerse bajo estas cargas y que puedan producirse algunos daños estructurales.

Este factor de límite de carga de 1.5 se denomina «factor de seguridad» y proporciona, hasta cierto punto, cargas superiores a las esperadas en funcionamiento normal y razonable. Esta reserva de fuerza no es algo que los pilotos deban abusar deliberadamente; Más bien, está ahí para la protección cuando se encuentran condiciones inesperadas.

Las consideraciones anteriores se aplican a todas las condiciones de carga, ya sea por ráfagas, maniobras o aterrizajes. Los requisitos del factor de carga de ráfaga ahora en vigor son sustancialmente los mismos que los que han existido durante años. Cientos de miles de horas operativas han demostrado que son adecuados para la seguridad. Dado que el piloto tiene poco control sobre los factores de carga de las ráfagas (excepto para reducir la velocidad de la aeronave cuando se encuentra aire en bruto), los requisitos de carga de ráfaga son sustancialmente los mismos para la mayoría de las aeronaves de tipo aviación general, independientemente de su uso operativo. En general, los factores de carga de ráfaga controlan el diseño de aeronaves que están destinadas a un uso estrictamente no acrobático.

Existe una situación completamente diferente en el diseño de aeronaves con factores de carga de maniobra. Es necesario discutir este asunto por separado con respecto a: (1) aeronaves diseñadas de acuerdo con el sistema de categoría (es decir, normal, de utilidad, acrobático); y (2) diseños más antiguos construidos de acuerdo con los requisitos que no preveían categorías operativas.

Las aeronaves diseñadas bajo el sistema de categorías se identifican fácilmente con un cartel en la cubierta de vuelo, que establece la categoría (o categorías) operativas en la que se certifica la aeronave. Los factores de carga máximas seguros (factores de carga límite) especificados para las aeronaves en las distintas categorías son: Categoría Límite de carga Factor de carga Normal 3.8 a –1.52, Utilidad (acrobacias leves, incluyendo giros) 4.4 a –1.76, acrobático 6.0 a –3.00. Para aviones con peso bruto de más de 4.000 libras, se reduce el factor de carga límite. A las cargas límite dadas anteriormente, se agrega un factor de seguridad del 50 por ciento.

Hay una graduación ascendente en el factor de carga con la creciente severidad de las maniobras. El sistema de categorías proporciona la máxima utilidad de una aeronave. Si se pretende solo el funcionamiento normal, el factor de carga requerido (y, en consecuencia, el peso de la aeronave) es menor que si la aeronave se va a emplear en entrenamiento o maniobras acrobáticas, ya que resultan en cargas de maniobra más altas.

Las aeronaves que no tienen el cartel de categoría son diseños que se construyeron bajo requisitos de ingeniería anteriores en los que no se otorgaron restricciones operativas específicamente a los pilotos. Para aeronaves de este tipo (hasta pesos de aproximadamente 4.000 libras), la fuerza requerida es comparable a la de las aeronaves de categoría de servicios públicos actuales, y se permiten los mismos tipos de operación. Para aviones de este tipo de más de 4.000 libras, los factores de carga disminuyen con el peso. Estas aeronaves deben considerarse comparables a las aeronaves de categoría normal diseñadas bajo el sistema de categoría, y deben operarse en consecuencia.

4.9.2 Factores de carga en giros pronunciados #

En una altitud constante, giro coordinado en cualquier aeronave, el factor de carga es el resultado de dos fuerzas: fuerza centrífuga y gravedad. [Figura 4-44] Para cualquier ángulo de banco dado, la pudrición varía con la velocidad del aire: cuanto mayor sea la velocidad, más lenta será la pudrición. Esto compensa la fuerza centrífuga adicional, lo que permite que el factor de carga siga siendo el mismo.

La Figura 4-45 revela un hecho importante sobre los giros: el factor de carga aumenta a una velocidad tremenda después de que un banco haya alcanzado los 45° o 50°. El factor de carga para cualquier avión en un banco de 60° es de 2 GS. El factor de carga en un banco de 80° es de 5,76 gs. El ala debe producir sustentación igual a estos factores de carga si se quiere mantener la altitud.

Cabe señalar qué tan rápido aumenta la línea que indica el factor de carga a medida que se acerca a la línea bancaria de 90°, lo que nunca alcanza porque no es posible un giro de altitud constante y bancal a 90°. Una aeronave puede estar inclinada a 90°, pero no en un giro coordinado. Una aeronave que se puede llevar a cabo en un giro de 90° de deslizamiento en bancada es capaz de volar con bordes rectos. A poco más de 80°, el factor de carga supera el límite de 6 GS, el factor de carga límite de un avión acrobático.

Para un giro de altitud constante coordinado, el banco máximo aproximado para el avión de aviación general promedio es de 60°. Este banco y su ajuste de potencia necesario resultante alcanzan el límite de este tipo de aeronaves. Un banco adicional de 10° aumenta el factor de carga en aproximadamente 1 g, acercándolo al punto de rendimiento establecido para estas aeronaves. [Figura 4-46]

4.9.3 Factores de carga y velocidades de detención #

Cualquier aeronave, dentro de los límites de su estructura, puede quedar estancada a cualquier velocidad aerodinámica. Cuando se impone un AOA suficientemente alto, el flujo suave de aire sobre un perfil aerodinámico se rompe y se separa, produciendo un cambio abrupto de las características de vuelo y una pérdida repentina de ascensor, lo que da como resultado un parada.

Un estudio de este efecto ha revelado que la velocidad de detención de la aeronave aumenta en proporción a la raíz cuadrada del factor de carga. Esto significa que una aeronave con una velocidad de reposo normal no acelerada de 50 nudos puede detenerse a 100 nudos induciendo un factor de carga de 4 gs. Si fuera posible que esta aeronave resistiera un factor de carga de nueve, podría detenerse a una velocidad de 150 nudos. Un piloto debe ser consciente:

• del peligro de detener inadvertidamente la aeronave aumentando el factor de carga, como en un giro pronunciado o en espiral;
• Cuando se detiene intencionalmente una aeronave por encima de su velocidad de maniobra de diseño, se impone un tremendo factor de carga.

Las figuras 4-45 y 4-46 muestran que la banca de una aeronave superior a 72° en un giro pronunciado produce un factor de carga de 3, y la velocidad de bloqueo aumenta significativamente. Si este giro se realiza en una aeronave con una velocidad de reposo normal no acelerada de 45 nudos, la velocidad aerodinámica debe mantenerse superior a 75 nudos para evitar que se produzca un parada. Se experimenta un efecto similar en un tirón rápido, o cualquier maniobra que produzca factores de carga por encima de 1 g. Esta pérdida repentina e inesperada de control, particularmente en un giro pronunciado o una aplicación abrupta del control del ascensor trasero cerca del suelo, ha causado muchos accidentes.

Dado que el factor de carga está al cuadrado a medida que se duplica la velocidad de estancamiento, se pueden imponer cargas tremendas sobre las estructuras al detener una aeronave a velocidades aerodinámicas relativamente altas.

La velocidad máxima a la que una aeronave puede pararse de forma segura ahora se determina para todos los nuevos diseños. Esta velocidad se denomina «velocidad de maniobra de diseño» (VA) y debe ingresarse en el manual de vuelo de avión aprobado por la FAA/manual de operación de piloto (AFM/POH) de todos los aviones recientemente diseñados. Para aviones de aviación general más antiguos, esta velocidad es aproximadamente 1,7 veces la velocidad de detención normal. Por lo tanto, una aeronave más antigua que normalmente se detiene a 60 nudos nunca debe detenerse por encima de los 102 nudos (60 nudos x 1,7 = 102 nudos). Una aeronave con una velocidad de reposo normal de 60 nudos detenida a 102 nudos sufre un factor de carga igual al cuadrado del aumento de velocidad, o 2,89 Gs (1,7 x 1,7 = 2,89 gs). (Las cifras anteriores son aproximaciones que deben considerarse como una guía, y no son las respuestas exactas a ningún conjunto de problemas. La velocidad de maniobra de diseño debe determinarse a partir de las limitaciones operativas de la aeronave en particular proporcionadas por el fabricante).

Dado que el apalancamiento en el sistema de control varía con diferentes aviones (algunos tipos emplean superficies de control «equilibradas» mientras que otros no), la presión ejercida por el piloto sobre los controles no puede aceptarse como un índice de los factores de carga producidos en diferentes aeronaves. En la mayoría de los casos, los factores de carga pueden ser juzgados por el piloto experimentado por la sensación de presión del asiento. Los factores de carga también se pueden medir con un instrumento llamado «acelerómetro», pero este instrumento no es común en aviones de entrenamiento de aviación general. El desarrollo de la capacidad de juzgar los factores de carga a partir de la sensación de su efecto en el cuerpo es importante. El conocimiento de estos principios es esencial para el desarrollo de la capacidad de estimar los factores de carga.

Un conocimiento profundo de los factores de carga inducidos por diversos grados de banco y el VA ayuda en la prevención de dos de los tipos de accidentes más graves: puestos de giros pronunciados o maniobras excesivas cerca del suelo; Fallas estructurales durante acrobacias u otras maniobras violentas resultantes de la pérdida de control.

4.9.4 Factores de carga y maniobras de vuelo #

Los factores de carga críticos se aplican a todas las maniobras de vuelo, excepto el vuelo recto no acelerado, donde siempre está presente un factor de carga de 1 g. Se sabe que ciertas maniobras consideradas en esta sección involucran factores de carga relativamente altos.

4.9.5 vueltas #

El aumento de los factores de carga son una característica de todos los giros bancarios. Como se indica en la sección sobre factores de carga en giros pronunciados, los factores de carga se vuelven significativos tanto para el rendimiento del vuelo como para la carga en la estructura del ala, ya que la banca aumenta más allá de aproximadamente 45°.

El factor de rendimiento del plano de luz promedio se alcanza en una orilla de aproximadamente 70° a 75°, y la velocidad de bloqueo se incrementa en aproximadamente la mitad en un banco de aproximadamente 70°.

4.9.6 Puestos #

El puesto normal ingresado desde un vuelo recto y nivelado, o una subida recta no acelerada, no produce factores de carga adicionales más allá de 1 g de vuelo recto y nivelado. Sin embargo, a medida que ocurre el estancamiento, este factor de carga puede reducirse hacia cero, el factor en el que nada parece tener peso. El piloto experimenta una sensación de «flotando libre en el espacio». Si se efectúa la recuperación al romper el control del ascensor hacia adelante, se pueden producir factores de carga negativos (o aquellos que imponen una carga de descarga en las alas y levantan el piloto del asiento).

Durante el pull up después de la recuperación de pérdidas, a veces se inducen factores de carga significativos. Estos pueden aumentarse aún más inadvertidamente durante el buceo excesivo (y, en consecuencia, alta velocidad aerodinámica) y pull ups abruptos para nivelar el vuelo. Por lo general, uno conduce al otro, aumentando así el factor de carga. Los tirones abruptos a altas velocidades de buceo pueden imponer cargas críticas en las estructuras de las aeronaves y pueden producir paradas recurrentes o secundarias aumentando el AOA al de estancamiento.

Como generalización, una recuperación de un puesto de buceo solo a la velocidad de crucero o de diseño de maniobra, con un tirón gradual tan pronto como la velocidad aerodinámica esté sobre el estancamiento de manera segura, se puede efectuar con un factor de carga que no exceda de 2 o 2,5 gs. Nunca debería ser necesario un factor de carga más alto, a menos que se haya efectuado una recuperación con la nariz de la aeronave cerca o más allá de la actitud vertical, o a altitudes extremadamente bajas para evitar zambullirse en el suelo.

4.9.7 Giros #

Un giro estabilizado no es diferente de un establo en cualquier elemento que no sea la rotación y las mismas consideraciones del factor de carga se aplican a la recuperación de giro que se aplican a la recuperación de pérdidas. Dado que las recuperaciones de espín generalmente se realizan con la nariz mucho más baja de lo que es común en las recuperaciones de pérdidas, se esperan velocidades más altas y, en consecuencia, factores de carga más altos. Por lo general, se encuentra que el factor de carga en una recuperación de giro adecuada es de aproximadamente 2,5 gs.

El factor de carga durante un giro varía con las características de giro de cada avión, pero generalmente se encuentra que está ligeramente por encima del 1 g de vuelo nivelado. Hay dos razones para esto: la velocidad aerodinámica en un giro es muy baja, por lo general dentro de los 2 nudos de las velocidades de detención no aceleradas. Los aviones giran, en lugar de giros, mientras está en un giro.

4.9.8 Puestos de alta velocidad #

El plano de luz promedio no está construido para resistir la aplicación repetida de factores de carga comunes a los puestos de alta velocidad. El factor de carga necesario para estas maniobras produce una tensión en las alas y la estructura de la cola, que no deja un margen de seguridad razonable en la mayoría de los aviones ligeros.

La única forma en que se puede inducir este atascamiento a una velocidad aerodinámica por encima del estancamiento normal implica la imposición de un factor de carga adicional, que puede lograrse mediante un tirón severo en el control del ascensor. Una velocidad de 1,7 veces de reposo (alrededor de 102 nudos en un avión ligero con una velocidad de bloqueo de 60 nudos) produce un factor de carga de 3 gs. Solo se puede permitir un margen muy estrecho de error para las acrobacias en aviones ligeros. Para ilustrar la rapidez con que aumenta el factor de carga con la velocidad aerodinámica, un parada de alta velocidad a 112 nudos en el mismo avión produciría un factor de carga de 4 gs.

4.9.9 Chandelles y Lazy Eights #

Una Chandelle es un giro de escalada de rendimiento máximo que comienza desde un vuelo aproximadamente recto y nivelado, y termina con la finalización de un giro preciso de 180° en una actitud de ala a nivel de alas a la velocidad mínima controlable. En esta maniobra de vuelo, la aeronave se encuentra en un empinado giro de escalada y casi se detiene para ganar altitud mientras cambia de dirección. Un ocho perezoso deriva su nombre de la forma en que se hace que el eje longitudinal extendido de la aeronave traza un patrón de vuelo en forma de figura «8» que se encuentra de lado. Sería difícil hacer una declaración definitiva sobre los factores de carga en estas maniobras, ya que ambos involucran inmersiones suaves y poco profundas y pull ups. Los factores de carga incurridos dependen directamente de la velocidad de las inmersiones y de la brusquedad de los tracción durante estas maniobras.

En general, cuanto mejor se realice la maniobra, menos extremo será el factor de carga inducido. Un Chandelle o Lazy Eight en el que el pull-up produce un factor de carga superior a 2 GS no dará como resultado una gran ganancia de altitud, y en aviones de baja potencia puede resultar en una pérdida neta de altitud.

El pull up más suave posible, con un factor de carga moderado, ofrece la mayor ganancia de altitud en un Chandelle y da como resultado un mejor rendimiento general tanto en Chandelles como en Lazy Eights. La velocidad de entrada recomendada para estas maniobras está generalmente cerca de la velocidad de maniobra de diseño del fabricante, lo que permite el máximo desarrollo de factores de carga sin exceder los límites de carga.

4.9.10 Aire áspero #

Todas las aeronaves certificadas estándar están diseñadas para soportar cargas impuestas por ráfagas de considerable intensidad. Los factores de carga de ráfaga aumentan con el aumento de la velocidad aerodinámica, y la fuerza utilizada para fines de diseño generalmente corresponde a la velocidad de vuelo de nivel más alto. En un aire extremadamente rudo, como en tormentas eléctricas o en condiciones frontales, es aconsejable reducir la velocidad a la velocidad de maniobra de diseño. Independientemente de la velocidad retenida, puede haber ráfagas que pueden producir cargas que excedan los límites de carga.

Cada avión específico está diseñado con una carga G específica que se puede imponer a la aeronave sin causar daños estructurales. Hay dos tipos de factores de carga factorizados en el diseño de aeronaves, carga limitada y carga máxima. La carga limitada es una fuerza aplicada a una aeronave que provoca una flexión de la estructura de la aeronave que no vuelve a la forma original. La carga final es el factor de carga aplicado a la aeronave más allá de la carga límite y en el que el material de la aeronave experimenta fallas estructurales (rotura). Los factores de carga inferiores a la carga límite pueden mantenerse sin comprometer la integridad de la estructura de la aeronave.

Las velocidades de hasta que no superan la velocidad de maniobra permiten que una aeronave se detenga antes de experimentar un aumento en el factor de carga que superaría la carga límite de la aeronave.

La mayoría de AFM/POH ahora incluyen información turbulenta de penetración de aire, que ayuda a los pilotos de hoy en avión con seguridad aeronaves capaces de una amplia gama de velocidades y altitudes. Es importante que el piloto recuerde que las velocidades máximas de buceo con placas «nunca excedan» están determinadas solo para aire suave. Las inmersiones de alta velocidad o acrobacias que involucren una velocidad por encima de la velocidad de maniobra conocida nunca deben practicarse en un aire turbulento o turbulento.

4.9.11 Diagrama VG #

La fuerza operativa de vuelo de una aeronave se presenta en un gráfico cuya escala vertical se basa en el factor de carga. [Figura 4-47] El diagrama se llama diagrama VG: velocidad frente a cargas o factor de carga. Cada avión tiene su propio diagrama VG que es válido a un peso y altitud determinados.

Las líneas de máxima capacidad de elevación (líneas curvas) son los primeros elementos de importancia en el diagrama VG. La aeronave de la Figura 4-47 es capaz de desarrollar no más de +1 g a 62 mph, la velocidad de parada del nivel del ala de la aeronave. Dado que el factor de carga máxima varía con el cuadrado de la velocidad aerodinámica, la capacidad máxima de elevación positiva de esta aeronave es de 2 g a 92 mph, 3 g a 112 mph, 4,4 g a 137 mph, etc. Cualquier factor de carga por encima de esta línea no está disponible aerodinámicamente (es decir, la aeronave no puede volar por encima de la línea de máxima capacidad de elevación porque se detiene). La misma situación existe para el vuelo de elevación negativo con la excepción de que la velocidad necesaria para producir un factor de carga negativo dado es mayor que el de producir el mismo factor de carga positivo.

Si la aeronave vuela a un factor de carga positivo mayor que el factor de carga límite positivo de 4,4, es posible el daño estructural. Cuando la aeronave se opera en esta región, puede tener lugar una deformación permanente objetable de la estructura primaria y se produce una alta tasa de daño por fatiga. La operación por encima del factor de carga límite debe evitarse en funcionamiento normal.

Hay otros dos puntos de importancia en el diagrama VG. Un punto es la intersección del factor de carga límite positivo y la línea de máxima capacidad de elevación positiva. La velocidad aerodinámica en este punto es la velocidad mínima a la que se puede desarrollar aerodinámicamente la carga límite. Cualquier velocidad aérea superior a esta proporciona una capacidad de elevación positiva suficiente para dañar la aeronave; Por el contrario, cualquier velocidad aerodinámica inferior a esta no proporciona una capacidad de elevación positiva suficiente para causar daños por cargas excesivas de vuelo. El término habitual dado a esta velocidad es «velocidad de maniobra», ya que la consideración de subsónica

La aerodinámica predeciría un radio de giro mínimo utilizable o una maniobrabilidad para que ocurra en esta condición. La velocidad de la maniobra es un valioso punto de referencia, ya que una aeronave que opera por debajo de este punto no puede producir una carga de vuelo positiva dañina. Cualquier combinación de maniobra y ráfaga no puede crear daños debido al exceso de carga de aire cuando la aeronave está por debajo de la velocidad de la maniobra.

El otro punto de importancia en el diagrama VG es la intersección del factor de carga límite negativo y la línea de máxima capacidad de elevación negativa. Cualquier velocidad aerodinámica superior a esta proporciona una capacidad de elevación negativa suficiente para dañar la aeronave; Cualquier velocidad aerodinámica inferior a esta no proporciona una capacidad de elevación negativa suficiente para dañar la aeronave debido a las cargas de vuelo excesivas.

La velocidad aerodinámica límite (o velocidad de línea roja) es un punto de referencia de diseño para la aeronave; este avión está limitado a 225 mph. Si se intenta volar más allá del límite de velocidad aerodinámica, puede resultar de una variedad de fenómenos el daño estructural o falla estructural.

La aeronave en vuelo se limita a un régimen de velocidades y GS que no superan la velocidad del límite (o línea roja), no exceden el factor de carga límite y no pueden exceder la capacidad de elevación máxima. La aeronave debe operarse dentro de este «sobre» para evitar daños estructurales y garantizar que se obtenga el levantamiento de servicio anticipado de la aeronave. El piloto debe apreciar el diagrama de VG al describir la combinación permitida de velocidades aerodinámicas y factores de carga para una operación segura. Cualquier maniobra, ráfaga o gusto más maniobra fuera de la envolvente estructural puede causar daños estructurales y acortar efectivamente la vida útil de la aeronave.

4.9.12 Tasa de turno #

La tasa de giro (ROT) es el número de grados (expresados en grados por segundo) de cambio de rumbo que realiza una aeronave. La podredumbre se puede determinar tomando la constante de 1.091, multiplicándola por la tangente de cualquier ángulo de banco y dividiendo ese producto por una velocidad aerodinámica dada en nudos como se ilustra en la Figura 4-48. Si la velocidad aerodinámica aumenta y la pudrición deseada debe ser constante, se debe aumentar el ángulo de la orilla; de lo contrario, la pudrición disminuye. Asimismo, si la velocidad aerodinámica se mantiene constante, la podredumbre de una aeronave aumenta si se incrementa el ángulo del banco. La fórmula de las Figuras 4-48 a 4-50 representa la relación entre el ángulo del banco y la velocidad aerodinámica, ya que afectan la podredumbre.

Nota: Toda la velocidad aerodinámica discutida en esta sección es verdadera velocidad aerodinámica (TAS).

La velocidad aerodinámica afecta significativamente la podredumbre de un avión. Si se aumenta la velocidad aerodinámica, la pudrición se reduce si se usa el mismo ángulo de banco utilizado a la velocidad más baja. Por lo tanto, si la velocidad aerodinámica aumenta como se ilustra en la Figura 4-49, se puede inferir que el ángulo de banco debe incrementarse para lograr la misma pudrición lograda en la Figura 4-50.

¿Qué significa esto en un lado factible? Si una velocidad aerodinámica y un ángulo de banco producen una pudrición específica, se pueden sacar conclusiones adicionales. Sabiendo que la podredumbre es un número dado de grados de cambio por segundo, el número de segundos que tarda en viajar 360° (un círculo) puede determinarse por división simple. Por ejemplo, si se mueve a 120 nudos con un ángulo de banco de 30°, la pudrición es de 5,25° por segundo y tarda 68,6 segundos (360° dividido entre 5,25 = 68,6 segundos) para hacer un círculo completo. Del mismo modo, si vuela a 240 nudos TAS y utilizando un ángulo de 30° de banco, la pudrición es de solo unos 2,63° por segundo y tarda unos 137 segundos en completar un círculo de 360°. Mirando la fórmula, cualquier aumento en la velocidad del aire es directamente proporcional al tiempo que tarda la aeronave en recorrer un arco.

Entonces, ¿por qué es importante entender esto? Una vez que se entiende la podredumbre, un piloto puede determinar la distancia requerida para hacer ese giro en particular que se explica en radio de giro.

4.9.13 Radio de giro #

El radio de giro está directamente vinculado a la pudrición, que se explicó anteriormente es una función tanto del ángulo del banco como de la velocidad aerodinámica. Si el ángulo del banco se mantiene constante y aumenta la velocidad aerodinámica, el radio del giro cambia (aumenta). Una velocidad más alta hace que la aeronave viaje a través de un arco más largo debido a una mayor velocidad. Un avión que viaja a 120 nudos puede girar un círculo de 360° en un radio más estrecho que un avión que viaja a 240 nudos. Para compensar el aumento de la velocidad del aire, se necesitaría aumentar el ángulo del banco.

El radio de giro (R) se puede calcular usando una fórmula simple. El radio de giro es igual a la velocidad al cuadrado (v²) dividida por 11,26 veces la tangente del ángulo del banco. r = V² / (11,26 x tangente del ángulo del banco).

Usando los ejemplos proporcionados en las Figuras 4-48 a 4-50, se puede calcular el radio de giro para cada una de las dos velocidades. Tenga en cuenta que si la velocidad se duplica, el radio es al cuadrado. [Figuras 4-51 y 4-52]

Otra forma de determinar el radio de giro es la velocidad en el uso de pies por segundo (fps), π (3.1415) y la pudrición. Usando el ejemplo de la página 4-34 en la columna superior derecha, se determinó que una aeronave con una podredumbre de 5,25 grados por segundo requirió 68,6 segundos para hacer un círculo completo. La velocidad de una aeronave (en nudos) se puede convertir a FPS multiplicándola por una constante de 1,69. Por lo tanto, una aeronave que viaja a 120 nudos (TAS) viaja a 202,8 fps. Conocer la velocidad en FPS (202.8) multiplicado por el tiempo que tarda una aeronave en completar un círculo (68,6 segundos) puede determinar el tamaño del círculo; 202,8 veces 68,6 equivale a 13,912 pies. Dividir por π produce un diámetro de 4,428 pies, que cuando se divide por 2 es igual a un radio de 2,214 pies [Figura 4-53], un pie dentro de lo determinado mediante el uso de la fórmula en la Figura 4-51.

En la figura 4-54, el piloto entra en un cañón y decide girar 180° para salir. El piloto usa un ángulo de 30° en su turno.