REPASO Conteste la siguientes preguntas en base a...
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Preguntas 2 Piloto Comercial con HVI Aerodinámica Performance 2014 REPASO Conteste la siguientes preguntas en base a la fórmula para la sustentación. Suponga en todos los casos que se trata de un perfil Clark Y. 1. En VRN a 1000 pies de altitud un avión vuela con una IAS de 100 kt, con 10 kt de viento de frente. Si asciende a FL050 el viento es de 10 kt de cola. La IAS será: a) mayor a 100kt b) menor a 100kt c) 100 kt dado que la IAS no se ve afectada por la densidad real del aire ni tampoco por el viento. 2. En VRN a 1000 pies de altitud de presión, un avión vuela con una TAS de 105 kt, con 10 kt de viento de frente. Si asciende a FL050 el viento es de 10 kt de cola. La TAS será: a) mayor a 105kt debido a que al ascender, desciende la densidad y por lo tanto asciende la TAS para sustentar el peso. Nótese que el viento no importa para calcular la TAS b) menor a 105kt c) 105 kt 3. En VRN a 1000 pies de altitud un avión vuela con una TAS de 105 kt, con 10 kt de viento de frente. Su GS será: a) 95kt dado que la GS=TAS+Viento (sumados como vectores) y en este caso el viento (que es el avance de la masa de aire respecto del piso) es opuesto al avance del avión respecto de la masa de aire. b) 105kt c) menor a 105 kt 4. Si el avión de (3) asciende a FL050 el viento es de 10 kt de cola. La GS será: L = SC L δ 2 V 2
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Preguntas 2 Piloto Comercial con HVI
Aerodinámica - Performance 2014
REPASO Conteste la siguientes preguntas en base a la fórmula para la sustentación. Suponga en todos los casos que se trata de un perfil Clark Y.
1. En VRN a 1000 pies de altitud un avión vuela con una IAS de 100 kt, con 10 kt de viento de frente. Si asciende a FL050 el viento es de 10 kt de cola. La IAS será: a) mayor a 100kt b) menor a 100kt c) 100 kt dado que la IAS no se ve afectada por la densidad real del aire
ni tampoco por el viento.
2. En VRN a 1000 pies de altitud de presión, un avión vuela con una TAS de 105 kt, con 10 kt de viento de frente. Si asciende a FL050 el viento es de 10 kt de cola. La TAS será: a) mayor a 105kt debido a que al ascender, desciende la densidad y por
lo tanto asciende la TAS para sustentar el peso. Nótese que el viento no importa para calcular la TAS
b) menor a 105kt c) 105 kt
3. En VRN a 1000 pies de altitud un avión vuela con una TAS de 105 kt, con 10 kt de viento de frente. Su GS será: a) 95kt dado que la GS=TAS+Viento (sumados como vectores) y en este
caso el viento (que es el avance de la masa de aire respecto del piso) es opuesto al avance del avión respecto de la masa de aire.
b) 105kt c) menor a 105 kt
4. Si el avión de (3) asciende a FL050 el viento es de 10 kt de cola. La GS será:
L = S CLδ2V 2
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a) mayor a 115kt porque al ascender la TAS aumenta, por disminuir la densidad del aire y por su parte el viento se sumará a la TAS pues ahora la masa de aire se mueve con respecto del piso en el mismo sentido en que lo hace el avión respecto de la masa de aire.
b) menor a 115kt c) 115 kt
5. La velocidad de mejor ángulo de ascenso Vx de un avión es 80kt, a 15C, nivel del mar, 1013,25hPa. En un día en que la presión es 900hPa, la temperatura 30C, a nivel del mar la Vx será: a) 80kt b) mayor que 80kT c) menor que 80kT
6. La velocidad de mejor ritmo de ascenso Vy de un avión es 90kt, a 15C, nivel del mar, 1013,25hPa. En un día en que la presión es 900hPa, la temperatura 30C, a nivel del mar la Vy será: a) 90kt b) mayor que 90kT c) menor que 90kT
7. La TAS de despegue: a) se incrementa cuando aumenta la altitud de densidad. Pues es
necesario una mayor TAS para compensar la menor densidad real del aerodromo de modo de lograr que L=W.
b) disminuye cuando aumenta la altitud de densidad c) no varía con la altitud de densidad
8. La longitud de la carrera de despegue: a) se incrementa con la altitud de densidad. Para lograr una mayor
TAS se necesita una mayor carrera de despegue. b) disminuye cuando aumenta la altitud de densidad. c) no varía con la altitud de densidad.
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9. Un avión cuyo peso total es 1500 kg vuela a una IAS de crucero de 100KT en un nivel de vuelo FL100. Al consumirse combustible el peso desciende a 1000kg. El avión mantiene el ángulo de ataque y la configuración, la IAS será: a) 100 kt b) superior a 100KT c) inferior a 100 KT. Si el peso disminuye, disminuye L, si no
cambiamos configuración ni ángulo de ataque la única variable posible es bajar la IAS.
10. Un avión cuyo peso total es 1500 kg vuela a IAS de crucero de 100KT en un nivel de vuelo FL100. Ingresa a una zona de baja temperatura. Si mantiene el ángulo de ataque y la configuración, la IAS será: a) 100 kt porque la IAS no varía con la densidad real del aire y por lo
tanto no varía con la temperatura ni con la presión. b) superior a 100KT c) inferior a 100 KT
11. Un avión cuyo peso total es 1500 kg vuela a IAS de crucero de 100KT en un nivel de vuelo FL100 con un ángulo de ataque de 5 grados. Incrementa ligeramente el ángulo de ataque a 7 grados, la IAS será: a) 100 kt b) superior a 100KT c) inferior a 100 KT pues al aumentar el ángulo de ataque aumenta el
coeficiente CL y para matener el mismo valor de L=W, la velocidad debe ser menor.
12. Un avión cuyo peso total es 1500 kg vuela a una TAS de crucero de 100KT en un nivel de vuelo FL100. Ingresa a una zona de baja temperatura. Si mantiene el ángulo de ataque y la configuración, la TAS será: a) 100 kt b) superior a 100KT.
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c) inferior a 100 KT. Pues al bajar la temperatura manteniéndose constante la presión, aumenta la densidad. Por lo tanto la TAS necesaria para que L=W será menor.
PROBLEMAS
13. Un avión vuela en VRN con su peso máximo de 975 kg, y con una superficie alar de 15,1 m2 y perfil CLARK Y tiene una IAS de crucero de 120 kt en un nivel de vuelo de FL100. Calcule: a) El ángulo de ataque.
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L=975=0,5 . δISA (120 x 1852/3600)2 15,1 CL
De allí puede despejarse CL=0,27 (ver la línea azul). Y entrando en la gráfica del perfil CLARK Y resulta angulo de ataque=-1 grado.
b) La IAS para un ángulo de ataque de 12 grados. Como muestra la línea roja en el gráfico anterior para angulo de ataque 12 grados el coeficiente CL=1,2. Luego podemos escribir
L =W = 975 = 12× δ ISA ×15.1× 1.2 ×
x ×18523600
⎛⎝⎜
⎞⎠⎟2
L =W = 975 = 12× δ ISA ×15.1× 0.27 ×
120 ×18523600
⎛⎝⎜
⎞⎠⎟2
Dividiendo la primera ecuación por la segunda resulta
1 = 1.2 × x2
0.27 ×1202
y despejando resulta
x = 0.271.2
×120 = 56.9 kT
c) La IAS para vuelo lento.
En el caso del vuelo lento el ángulo de ataque es de 17 grados. y CL=1.5. Nótese que este valor está por debajo del valor máximo con cierto ángulo de seguridad. Entonces el cálculo es igual al del caso anterior reemplazando el valor 1.2 por el valor 1.5.
x = 0.271.5
×120 = 50.91 kT
d) La IAS de pérdida. El maximo valor de CL es 1.6. Para ese valor de
CL resulta x = 0.271.6
×120 = 49.3 kT
e) Si el QNH es 980 hPa, cuál es la altitud del avión sobre en nivel del mar.
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Entrando a la tabla que relaciona QNH con altitud de presión, encontramos que la altitud de presión es 900 pies superior a la altitu QNH y a su vez la altitud QNH es la mejor estimación que tenemos de la altitud sobre el nivel del mar.
Entonces, dado que la altitud de presion era 10000 pies, la altitud QNH es 10000 - 900=9100 pies.
f) Cuál es la TAS? (Utilice la tabla de la atmósfera ISA)
Al no tener información sobre la temperatura suponemos que es la temperatura standard. Entonces la altitud de densidad coincide con la altitud de presiòn que vale 10000 pies. Para esa altitud de presion resulta una density ratio de 0.7385. Por lo tanto resulta
TAS = δ isaδreal
IAS = IASδrealδ isa
=
IASdensity ratio
=1200.7385
= 139 kT
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