Los datos de peso y equilibrio de la aeronave son información importante para un piloto que debe ser reevaluado con frecuencia. Aunque la aeronave fue pesada durante el proceso de certificación, estos datos no son válidos indefinidamente. Los cambios o modificaciones del equipo afectan los datos de peso y equilibrio. Con demasiada frecuencia, los pilotos reducen el peso y el equilibrio de la aeronave en una «regla general» como: «Si tengo tres pasajeros, solo puedo cargar 100 galones de combustible; cuatro pasajeros, 70 galones».

Los cálculos de peso y equilibrio deben ser parte de cada informe previo al vuelo. Nunca asuma que tres pasajeros tienen siempre el mismo peso. En su lugar, realice un cálculo completo de todos los artículos que se cargarán en la aeronave, incluido el equipaje, así como el piloto y el pasajero. Se recomienda pesar todas las bolsas para realizar un cálculo preciso de cómo se posiciona el CG del avión.

La importancia del CG se destacó en la discusión de estabilidad, control y rendimiento. La distribución desigual de carga provoca accidentes. Un piloto competente entiende y respeta los efectos del CG en una aeronave. El peso y el equilibrio son componentes críticos en la utilización de una aeronave a su máximo potencial. El piloto debe saber cuánto combustible se puede cargar en la aeronave sin violar los límites de CG, así como los límites de peso para realizar vuelos largos o cortos con o sin un complemento completo de pasajeros permitidos. Por ejemplo, un avión tiene cuatro asientos y puede transportar 60 galones de combustible. ¿Cuántos pasajeros puede transportar la aeronave con seguridad? ¿Se pueden ocupar todos esos asientos en todo momento con las diferentes cargas de combustible? Cuatro personas que pesan 150 libras cada una conduce a un cálculo de peso y equilibrio diferente que cuatro personas que pesan 200 libras cada una. El segundo escenario carga 200 libras adicionales en la aeronave y equivale a unos 30 galones de combustible.

El peso adicional puede o no colocar el CG fuera de la envoltura CG, pero se podría superar el peso bruto máximo. El exceso de peso puede sobrecargar la aeronave y degradar el rendimiento.

Las aeronaves están certificadas por peso y equilibrio por dos razones principales: el efecto del peso sobre la estructura primaria de la aeronave y sus características de rendimiento; El efecto de la ubicación de este peso sobre las características del vuelo, particularmente en la recuperación y estabilidad de los establos y del spinning.

Las aeronaves, como los globos y el control de cambio de peso, no requieren cálculos de peso y equilibrio porque la carga está suspendida debajo del mecanismo de elevación. El rango de CG en este tipo de aeronaves es tal que es difícil superar los límites de carga. Por ejemplo, la posición del asiento trasero y el combustible de un avión de control de cambio de peso están lo más cerca posible del punto de suspensión con la aeronave en actitud suspendida. Por lo tanto, las variaciones de carga tienen poco efecto sobre el CG. Esto también es cierto para la cesta de globos o la góndola. Si bien es difícil

El piloto de la imagen superior está volando a 120 nudos. Después de darse cuenta del error, el piloto bancos duro y utiliza un ángulo de 30° de banco para revertir el curso. Este avión requiere unos 4,000 pies para girar 180° y sale del cañón de manera segura. El piloto en la imagen inferior está volando a 140 nudos y también utiliza un ángulo de 30° de banco en un intento de revertir el rumbo. El avión, aunque vuela solo 20 nudos más rápido que el avión en la imagen superior, requiere más de 6,000 pies para dar marcha atrás a la seguridad. Desafortunadamente, el cañón tiene solo 5,000 pies de ancho y el avión golpeará la pared del cañón. El punto es que la velocidad aerodinámica es el factor más influyente para determinar cuánta distancia se requiere para girar. Muchos pilotos han cometido el error de aumentar la inclinación de su ángulo de banco cuando una simple reducción de velocidad habría sido más apropiada. Para superar los límites de CG en estos aviones, los pilotos nunca deben sobrecargar una aeronave porque la sobrecarga causa daños estructurales y fallas. No se requieren cálculos de peso y equilibrio, pero los pilotos deben calcular el peso y permanecer dentro del límite establecido por el fabricante.

4.10.1 Efecto del peso en el rendimiento del vuelo #

El rendimiento de despegue/escala y aterrizaje de una aeronave se determina sobre la base de sus pesos máximos permitidos de despegue y aterrizaje. Un peso bruto más pesado da como resultado una carrera de despegue más larga y una subida más baja, y una velocidad de touchdown más rápida y una tirada de aterrizaje más larga. Incluso una sobrecarga menor puede hacer imposible que la aeronave despeje un obstáculo que normalmente no sería un problema durante el despegue en condiciones más favorables.

Los efectos perjudiciales de la sobrecarga en el rendimiento no se limitan a los peligros inmediatos involucrados con los despegues y aterrizajes. La sobrecarga tiene un efecto adverso en todas las escaladas y el rendimiento de los cruceros, lo que conduce al sobrecalentamiento durante las subidas, mayor desgaste en las piezas del motor, mayor consumo de combustible, velocidades de crucero más lentas y alcance reducido.

Los fabricantes de aviones modernos proporcionan datos de peso y equilibrio con cada avión producido. En general, esta información se puede encontrar en los gráficos AFM/POH aprobados por la FAA y ahora se proporcionan gráficos de fácil lectura para determinar los datos de peso y equilibrio. El aumento del rendimiento y la capacidad de carga de estas aeronaves requieren un estricto cumplimiento de las limitaciones operativas prescritas por el fabricante. Las desviaciones de las recomendaciones pueden provocar daños estructurales o fallas completas de la estructura de la aeronave. Incluso si una aeronave está bien cargada dentro de las limitaciones de peso máximo, es imperativo que la distribución del peso esté dentro de los límites de la ubicación de CG. El breve estudio anterior de la aerodinámica y los factores de carga señala las razones de esta precaución. La siguiente discusión es información de fondo sobre algunas de las razones por las que las condiciones de peso y equilibrio son importantes para el vuelo seguro de una aeronave.

En algunos aviones, no es posible llenar todos los asientos, compartimentos de equipaje y tanques de combustible, y aún así permanecer dentro de los límites de peso o de equilibrio aprobados. Por ejemplo, en varios aviones populares de cuatro plazas, los tanques de combustible no pueden llenarse a su capacidad cuando se transportan cuatro ocupantes y su equipaje. En una determinada aeronave de dos plazas, no se puede llevar equipaje en el compartimento a popa de los asientos cuando se vayan a practicar los giros. Es importante que un piloto sea consciente de las limitaciones de peso y equilibrio de la aeronave que se está volando y de las razones de estas limitaciones.

4.10.2 Efecto del peso sobre la estructura de la aeronave #

El efecto del peso adicional sobre la estructura del ala de una aeronave no es fácilmente evidente. Los requisitos de aeronavegabilidad prescriben que la estructura de una aeronave certificada en la categoría normal (en la que están prohibidas las acrobacias) debe ser lo suficientemente fuerte como para soportar un factor de carga de 3,8 Gs para atender las cargas dinámicas causadas por maniobras y ráfagas. Esto significa que la estructura primaria de la aeronave puede soportar una carga de 3,8 veces el peso bruto aprobado de la aeronave sin que se produzca una falla estructural. Si esto se acepta como indicativo de los factores de carga que se pueden imponer durante las operaciones a las que está destinada la aeronave, una sobrecarga de 100 libras impone una sobrecarga estructural potencial de 380 libras. La misma consideración es aún más impresionante en el caso de las aeronaves de categoría acrobática y de servicios públicos, que tienen requisitos de factor de carga de 4.4 y 6.0, respectivamente.

Las fallas estructurales que resultan de la sobrecarga pueden ser dramáticas y catastróficas, pero con mayor frecuencia afectan a los componentes estructurales progresivamente de una manera difícil de detectar y costosa de reparar. La sobrecarga habitual tiende a causar estrés y daños acumulativos que pueden no detectarse durante las inspecciones previas al vuelo y provocar una falla estructural posteriormente durante operaciones completamente normales. Se cree que la tensión adicional colocada sobre las piezas estructurales por sobrecarga acelera la aparición de fallas de fatiga metálicas.

El conocimiento de los factores de carga impuestos por las maniobras y ráfagas de vuelo enfatiza las consecuencias de un aumento en el peso bruto de una aeronave. La estructura de una aeronave que está a punto de sufrir un factor de carga de 3 G, como en la recuperación de una inmersión pronunciada, debe estar preparada para soportar una carga adicional de 300 libras por cada aumento de peso de 100 libras. Cabe señalar que esto se impondrá mediante la adición de unos 16 galones de combustible innecesario en un avión en particular. Las aeronaves civiles certificadas por la FAA han sido analizadas estructuralmente y se han probado para el vuelo al peso bruto máximo autorizado y dentro de las velocidades indicadas para el tipo de vuelos a realizar. Los vuelos en pesos superiores a esta cantidad son bastante posibles y, a menudo, están dentro de las capacidades de rendimiento de una aeronave. Este hecho no debe inducir a error al piloto, ya que puede que el piloto no se dé cuenta de que las cargas para las que no se diseñó la aeronave se imponen a la totalidad o parte de la estructura.

Al cargar una aeronave con pasajeros o carga, se debe considerar la estructura. Los asientos, los compartimentos de equipaje y los pisos de la cabina están diseñados para una cierta carga o concentración de carga y no más. Por ejemplo, un compartimento de equipaje de avión ligero se puede colocar por 20 libras debido a la limitada resistencia de su estructura de soporte aunque la aeronave no esté sobrecargada o fuera de los límites de CG con más peso en ese lugar.

4.10.3 Efecto del peso sobre la estabilidad y la controlabilidad #

La sobrecarga también afecta la estabilidad. Una aeronave que es estable y controlable cuando se carga normalmente puede tener características de vuelo muy diferentes cuando se sobrecarga. Aunque la distribución del peso tiene el efecto más directo sobre esto, se puede esperar que un aumento en el peso bruto de la aeronave tenga un efecto adverso sobre la estabilidad, independientemente de la ubicación del CG. La estabilidad de muchas aeronaves certificadas es completamente insatisfactoria si se excede el peso bruto.

4.10.4 Efecto de la distribución de carga #

El efecto de la posición del CG sobre la carga impuesta sobre el ala de un avión en vuelo es significativo para el rendimiento de escalada y crucero. Un avión con carga directa es «más pesado» y, en consecuencia, más lento que el mismo avión con el CG más adelante.

La figura 4-55 ilustra por qué esto es cierto. Con la carga hacia adelante, en la mayoría de las aeronaves se requiere una moldura «nose up» para mantener el nivel de vuelo de crucero. La moldura de puntada consiste en colocar las superficies de la cola para producir una mayor carga en la parte trasera del fuselaje, lo que se suma a la carga del ala y la elevación total requerida desde el ala si se quiere mantener la altitud. Esto requiere un AOA más alto del ala, lo que da como resultado una mayor resistencia y, a su vez, produce una mayor velocidad de bloqueo.

Con la carga de popa y el ajuste «bajando la nariz», las superficies de la cola ejercen menos carga de bajada, aliviando el ala de esa carga y elevación del ala necesarias para mantener la altitud. El AOA requerido del ala es menor, por lo que el arrastre es menor, lo que permite una velocidad de crucero más rápida. Teóricamente, una carga neutra en las superficies de la cola en un vuelo de crucero produciría el rendimiento general más eficiente y la velocidad de crucero más rápida, pero también daría como resultado una inestabilidad. Los aviones modernos están diseñados para requerir una carga en la cola para mayor estabilidad y control.

Una indicación cero en el control de la pestaña de recorte no es necesariamente la misma que la de «molda neutra» debido a la fuerza ejercida por el descenso de las alas y el fuselaje en las superficies de la cola.

Los efectos de la distribución de la carga útil de la aeronave tienen una influencia significativa en sus características de vuelo, incluso cuando la carga está dentro de los límites de CG y el peso bruto máximo permitido. Entre estos efectos son importantes los cambios en la capacidad de control, estabilidad y carga real impuesta al ala.

En general, una aeronave se vuelve menos controlable, especialmente a velocidades de vuelo lentas, ya que el CG se mueve más a popa. Un avión que se recupera limpiamente de un giro prolongado con el CG en una posición puede fallar completamente en responder a los intentos de recuperación normales cuando el CG se mueve hacia atrás por una o dos pulgadas.

Es una práctica común que los diseñadores de aeronaves establezcan un límite de CG de AFT que esté a una pulgada del máximo, lo que permite una recuperación normal de un giro de una vuelta. Al certificar una aeronave en la categoría de servicios públicos para permitir giros intencionales, el límite de CG de AFT generalmente se establece en un punto varias pulgadas por delante de ese permitido para la certificación en la categoría normal.

Otro factor que afecta a la controlabilidad, que se ha vuelto más importante en los diseños actuales de grandes aviones, es el efecto de los brazos de largo tiempo a las posiciones de equipo pesado y carga. La misma aeronave puede cargarse al peso bruto máximo dentro de sus límites CG al concentrar combustible, pasajeros y carga cerca del CG de diseño, o al dispersar cargas de combustible y carga en tanques de ala y contenedores de carga hacia adelante y atrás de la cabina.

Con el mismo peso total y CG, maniobrar la aeronave o mantener un vuelo nivelado en aire turbulento requiere la aplicación de mayores fuerzas de control cuando la carga está dispersa. Los brazos de momento más largos a las posiciones de los combustibles pesados y las cargas de carga deben ser superados por la acción de las superficies de control. Un avión con tanques de ala completas fuera de borda o tanques de punta tiende a ser lento en la tirada cuando las situaciones de control son marginales, mientras que una con contenedores de carga de punta y popa tiende a responder menos a los controles del ascensor.

El límite CG hacia atrás de una aeronave está determinado en gran medida por consideraciones de estabilidad. Los requisitos de aeronavegabilidad originales para un certificado de tipo especifican que una aeronave en vuelo a cierta velocidad amortigua el desplazamiento vertical de la nariz dentro de un cierto número de oscilaciones. Una aeronave cargada demasiado hacia atrás no puede hacer esto. En cambio, cuando la nariz se levanta momentáneamente, puede trepar alternativamente y sumergirse cada vez más empinada con cada oscilación. Esta inestabilidad no solo es incómoda para los ocupantes, sino que incluso podría volverse peligrosa al hacer que la aeronave sea inmanejable bajo ciertas condiciones.

La recuperación de un puesto en cualquier aeronave se vuelve progresivamente más difícil a medida que su CG se mueve hacia atrás. Esto es particularmente importante en la recuperación de giros, ya que hay un punto en la carga hacia atrás de cualquier avión en el que se desarrolla un giro «plano». Un giro plano es aquel en el que la fuerza centrífuga, que actúa a través de un CG bien ubicado en la parte trasera, saca la cola de la aeronave fuera del eje del giro, lo que hace que sea imposible bajar la nariz y recuperarse.

Una aeronave cargada hasta el límite trasero de su rango de CG admisible se maneja de manera diferente en giros y maniobras de detención y tiene diferentes características de aterrizaje que cuando se carga cerca del límite delantero.

El límite de CG directo está determinado por una serie de consideraciones. Como medida de seguridad, se requiere que el dispositivo de recorte, ya sea con lengüeta o estabilizador ajustable, sea capaz de sostener la aeronave en un deslizamiento normal con la energía apagada. Una aeronave convencional debe ser capaz de un desembarco de apagado completo y apagado para garantizar una velocidad de aterrizaje mínima en emergencias. Un avión tipo rueda trasera cargado excesivamente pesado en la nariz es difícil de taxi, particularmente con vientos fuertes. Se puede colocar fácilmente por el uso de los frenos, y es difícil aterrizar sin rebotar, ya que tiende a lanzar sobre las ruedas, ya que se ralentiza y se ensancha para aterrizar. Pueden producirse dificultades de dirección en el suelo en aviones de tipo rueda de morro, particularmente durante el rollo de aterrizaje y el despegue. Para resumir los efectos de la distribución de carga:

• La posición de CG influye en el levantamiento y el AOA del ala, la cantidad y dirección de fuerza en la cola y el grado de deflexión del estabilizador necesario para suministrar la fuerza de cola adecuada para el equilibrio. Este último es muy importante debido a su relación con la fuerza de control del ascensor.
• La aeronave se detiene a una velocidad más alta con una ubicación CG hacia adelante. Esto se debe a que el AOA de estancamiento se alcanza a una velocidad más alta debido al aumento de la carga del ala.
• Normalmente existen fuerzas de control de ascensor más altas con una ubicación CG hacia adelante debido al aumento de la deflexión del estabilizador necesario para equilibrar la aeronave.
• La aeronave navega más rápido con una ubicación de CG en popa debido a la reducción de la resistencia. El arrastre se reduce porque se requiere un AOA más pequeño y una menor deflexión hacia abajo del estabilizador para soportar la aeronave y superar la tendencia de cabeceo de la punta hacia abajo.
• La aeronave se vuelve menos estable a medida que el CG se mueve hacia atrás. Esto se debe a que cuando el CG se mueve hacia atrás provoca un aumento en el AOA. Por lo tanto, la contribución del ala a la estabilidad de la aeronave ahora disminuye, mientras que la contribución de la cola aún se está estabilizando. Cuando se alcanza el punto de que las contribuciones del ala y la cola se equilibran, entonces existe estabilidad neutral. Cualquier movimiento de CG más adelante resulta en un avión inestable.
• Una ubicación de CG hacia adelante aumenta la necesidad de una mayor presión del ascensor trasero. Es posible que el ascensor ya no pueda oponerse a ningún aumento en el lanzamiento de la nariz.

Se necesita un control adecuado del ascensor para controlar la aeronave en todo el rango de velocidad aerodinámica hasta el puesto.

En el Capítulo 9, Peso y Equilibrio se puede encontrar una discusión detallada e información adicional relacionada con el peso y el equilibrio.