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PPL - 01 - Basic Aerodynamics



Table of Contents - Tabla de Contenido


1. Aerodynamic Terms.

2. Axes of Rotation.

3. The Four Forces Acting in Flight.






4. Stability


5. Turns, Loads, and Load Factors


6. Maneuvers

              Rectangular Course

              Turns Around a Point


              Stalls and Spins


7. Flaps

    Ground Effect

    Wake Turbulence


1. Términos aerodinámicos.

2. Ejes de rotación.

3. Las cuatro fuerzas que actúan en vuelo.

               Sustentación - Lift

               Peso - Weight

               Tracción o Empuje - Thrust

               Resistencia al Avance – Drag


4. Estabilidad


5. Virajes, Cargas y Factores de Carga


6. Maniobras

              Curso rectangular

              Viraje alrededor de un punto

              Giros en S

              Pérdidas y Barrenas


7. Flaps

    Efecto de Tierra

    Estela turbulenta

  1. Aerodynamic Terms


An airfoil is a structure or body which produces a useful reaction to air movement.


Airplane wings, helicopter rotor blades, and propellers are airfoils​. Fig 1.

Fig 01.png

The chord line is an imaginary straight line from the leading edge to the trailing edge of an airfoil. Fig 2.

Fig 02.png

Changing the shape of an airfoil (by lowering flaps, for example) will change the chord line. Fig 3.

Fig 03.png

In aerodynamics, relative wind is the wind felt by an airfoil. It is created by the movement of air past an airfoil, by the motion of an airfoil through the air, or by a combination of the two.


Relative wind is parallel and in the opposite direction to the flight path of the airfoil. Fig 4.

Fig 04.png

The angle of incidence, is the angle between the chord line of the airfoil and the longitudinal axis.


The pilot can´t vary the angle of incidence. Fig 5.

Fig 05.png

The angle of attack is the angle between the chord line of the airfoil and the relative wind.


By manipulating the aircraft controls, the pilot can vary the angle of attack. Fig 6.

Fig 06.png

2. Axes of Rotation


Aircraft have three axes of rotation: Fig 7.


lateral axis,

longitudinal axis

vertical axis

Fig 07.png

The lateral axis is an imaginary line from wing tip to wing tip for an airplane. The rotation around this axis is called pitch. Pitch is controlled by the elevators, and this rotation is referred to as longitudinal control or longitudinal stability Fig 8.

Fig 08.png

The longitudinal axis is an imaginary line from the nose to the tail. Rotation around the longitudinal axis is called roll. Roll is controlled by the ailerons, and this rotation is referred to as lateral control or lateral stability. Fig 9.

Fig 09.png

The vertical axis is an imaginary line extending vertically through the intersection of the lateral and longitudinal axes. Rotation about the vertical axis is called yaw. Yaw is controlled by the rudder, and this rotation is referred to as directional control or directional stability. Fig 10.

Fig 10.png

The center of gravity (the imaginary point where all the weight is concentrated) is the point at which an airplane would balance if it were suspended at that point.


The three axes intersect at the center of gravity. Weight-shift control and powered parachutes rotate around this center of gravity.


Four aerodynamic forces are considered to be basic because they act upon an aircraft during all flight maneuvers: there is the downward-acting force called weight which must be overcome by the upward-acting force called lift; and there is the rearward-acting force called drag, which must be overcome by the forward-acting force called thrust. Fig 11. 

Fig 11.png



Air is a gas which can be compressed or expanded. When compressed, more air can occupy a given volume and air density is increased.


When allowed to expand, air occupies a greater space and density is decreased. Temperature, atmospheric pressure, and humidity all affect air density.


Air density has significant effects on an aircraft’s performance.

As the velocity of a fluid (gas or liquid) increases, its pressure decreases. This is known as Bernoulli’s Principle Fig 12.

Fig 12.png

Lift is the result of a pressure difference between the top and the bottom of the wing.


A wing is designed to accelerate air over the top camber of the wing, thereby decreasing the pressure on the top and producing lift.. Fig 13.

Fig 13.png

Several factors are involved in the creation of lift: angle of attack, wing area and shape (planform), air velocity, and air density.


All of these factors have an effect on the amount of lift produced at any given moment.


The pilot can actively control the angle of attack and the airspeed, and increasing either of these will result in an increase in lift.


Weight is the force with which gravity attracts all bodies vertically toward the center of the earth.



Thrust is the forward force which is produced by the propeller acting as an airfoil to displace a large mass of air to the rear.



Drag is a rearward-acting force which resists the forward movement of an airplane through the air. Drag may be classified into two main types: parasite drag and induced drag.

Parasite drag is the resistance of the air produced by any part of an airplane that does not produce lift (antennae, landing gear, etc.). Parasite drag will increase as airspeed increases.

Induced drag is a by-product of lift. In other words, drag is induced as the wing develops lift. The high-pressure air beneath the wing, which is trying to flow around and over the wing tips into the area of low pressure, causes a vortex behind the wing tip.

This vortex induces a spanwise flow and creates vortices all along the trailing edge of the wing. As the angle of attack is increased (up to the critical angle), lift will increase and so will the vortices and downwash.


This downwash redirects the lift vector rearward, causing a rearward component of lift (induced drag). Induced drag will increase as airspeed decreases. Fig 14.

Unaccelerated (straight-and-level) flight, the four aerodynamic forces which act on an airplane are said to be in equilibrium, or:

Lift = Weight and Thrust = Drag


Fig 14.png

4. Stability


Stability is the inherent ability of an airplane to return, or not return, to its original flight condition after being disturbed by an outside force, such as rough air.

Positive static stability is the initial tendency of an aircraft to return or not return to its original position. 

Fig 15.

Fig 15.png

Positive dynamic stability is the tendency of an oscillating airplane (with positive static stability) to return to its original position relative to time. Fig 16.

Fig 16.png

Aircraft design normally ensures that the aircraft will be stable in pitch. The pilot can adversely affect this longitudinal stability by allowing the center of gravity (CG) to move forward or aft of specified CG limits through improper loading procedures.


One undesirable flight characteristic a pilot might experience in an airplane loaded with the CG located aft of the aft CG limit would be the inability to recover from a stalled condition.

Fig 17.

Fig 17.png

The location of the CG with respect to the center of lift (CL) will determine the longitudinal stability of an airplane. Fig 18.

Fig 18.png

The aircraft is built in such a way that the Center of Gravity is always ahead of the Center of Lift, which makes the aircraft always nose heavy. Fig 19.

Fig 19.png

This is compensated by placing the horizontal stabilizer Horizontal Stabilizer, with negative angle of incidence so that the air at cruising speed generates a downward pressure on the tail balancing the weight.Fig 20.

Fig 20.png

When loading the aircraft for flight, the Center of Gravity could move forward or backward depending on how the loads are placed.


The manufacturer provides forward and rear after limits, as far as the center of gravity can move when the aircraft is loaded. Fig 21.

Fig 21.png

An airplane will be less stable at all airspeeds if it is loaded to the most aft CG. An advantage of an airplane said to be inherently stable is that it will require less effort to control.

Changes in pitch can also be experienced with changes in power settings (except in T-tail airplanes). When power is reduced, there is a corresponding reduction in downwash on the tail, which results in the nose “pitching” down.

A properly designed weight-shift control is stable because the center of lift is above the CG. Slower than trim, the center of lift moves aft. Faster than trim, the center of lift moves forward to make the aircraft stable.


Powered parachutes are stable because the center of gravity is well below the wing, creating pendulum stability. Fig 22.

Fig 22.png

When an airplane is banked into a turn, a portion of the vertical lift being developed is diverted into a horizontal lift component. It is this horizontal (sideward) force that forces the airplane from straight-and-level flight and causes it to turn.


The reduced vertical lift component results in a loss of altitude unless total lift is increased by increasing angle of attack, increasing airspeed, or increasing both. Fig 23.

Fig 23.png

In aerodynamics, load is the force (imposed stress) that must be supported by an airplane structure in flight. The loads imposed on the wings in flight are stated in terms of load factor.

In straight-and-level flight, the wings of an airplane support a load equal to the sum of the weight of the airplane plus its contents. This particular load factor is equal to “One G,” where “G” refers to the pull of gravity.

However, a force called centrifugal force is generated which acts toward the outside of the curve any time an airplane is flying a curved path (turns, climbs, or descents).

Whenever the airplane is flying in a curved flight path with a positive load, the load that the wings must support will be equal to the weight of the airplane plus the load imposed by centrifugal force; therefore, it can be said that turns increase the load factor on an airplane.

As the angle of bank of a turn increases, the load factor increase. Fig 24.

Fig 24.png

The amount of excess load that can be imposed on the wing of an airplane depends on the speed of the airplane.


An example of this would be a change in direction made at high speed with forceful control movement, which results in a high load factor being imposed.

An increased load factor (weight) will cause an airplane to stall at a higher airspeed. Fig 25.

Fig 25.png

Some conditions that increase the weight (load) of an aircraft are: overloading the airplane, too steep an angle of bank, turbulence and abrupt movement of the controls.

Because different types of operations require different maneuvers (and therefore varying bank angles and load factors), aircraft are separated into categories determined by the loads that their wing structures can support:

CategoryPositive Limit Load


Normal 3.8 times gross wt. (nonacrobatic) (N)


Utility4.4 times gross wt. (normal operations and limited acrobatic maneuvers)


Acrobatic6.0 times gross wt. (A)

The limit loads should not be exceeded in actual operation, even though a safety factor of 50% above limit loads is incorporated in the strength of the airplane.

ASTM consensus standards determine similar load limits for light-sport aircraft.



For best results when planning a rectangular course, the flight path should be positioned outside the field boundaries just far enough that they may be easily observed from either pilot seat by looking out the side of the airplane.


The closer the track of the airplane is to the field boundaries, the steeper the bank necessary at the turning points.  Figura 26.

Fig 26.png

With a calm wind and making the turns appropriately, the trajectory would be a perfect square, but if there is a wind, it will force us to make track corrections to maintain the trajectories.


When flying turns around a point, the wings will be in alignment with the pylon only during the time the airplane is flying directly upwind or directly downwind.


At all other points, a wind correction angle will keep the wings from pointing directly at the pylon.

If the student is instructed to not exceed a 45° bank in a turn around a point maneuver, the best place to start is the point where the bank angle will be steepest, which is when flying downwind.


Throughout the remainder of the maneuver, the bank will be shallowing out.

The ground speed will be equal where the airplane is flying with the same headwind component.


The angle of bank will be the same only where the airplane is flying directly crosswind. Fig 27.

Fig 27.png


In a steep turn, the ground speed will be the same when the airplane has the same headwind component. The steepest angle of bank is required at the points where the airplane is flying downwind.


The airplane will have to be crabbed into the wind the greatest amount where it is flying crosswind.

In the first half of an S-turn, the bank should begin shallow and increase in steepness as the airplane turns crosswind, and become steepest where the turn is downwind.


If the turn is started with too steep a bank angle, the bank will increase too rapidly and the upwind half of the “S” will be smaller than the downwind half.


The turn will not be completed by the time the airplane is over the reference line. Fig 28.

Fig 28.png


As the angle of attack is increased (to increase lift), the air will no longer flow smoothly over the upper wing surface but instead will become turbulent or “burble” near the trailing edge.


A further increase in the angle of attack will cause the turbulent area to expand forward. At an angle of attack of approximately 18° to 20° (for most wings), turbulence over the upper wing surface decreases lift so drastically that flight can not be sustained and the wing stalls. Figura 29.


The angle at which a stall occurs is called the critical angle of attack. An airplane can stall at any airspeed or any attitude, but will always stall at the same critical angle of attack.


The indicated airspeed at which a given airplane will stall in a particular configuration, however, will remain the same regardless of altitude.


Because air density decreases with an increase in altitude, the airplane has to be flown faster at higher altitudes to cause the same pressure difference between pitot impact pressure and static pressure.

An aircraft will spin only after it has stalled, and will continue to spin as long as the outside wing continues to provide more lift than the inside wing and the aircraft remains stalled.

Fig 29.png



Extending the flaps increases the wing camber and the angle of attack of a wing. This increases wing lift and also increases induced drag. Fig 30.

The increased drag enables the pilot to make steeper approaches to a landing, without an increase in airspeed. VFR approaches to a landing at night should be made the same as during the daytime.

Fig 30.png


Ground effect occurs when flying within one wingspan or less above the surface. The airflow around the wing and wing tips is modified and the resulting pattern reduces the downwash and the induced drag. These changes can result in an aircraft becoming airborne before reaching recommended takeoff speed or floating during an approach to land. Fig 31.

An airplane leaving ground effect after takeoff will require an increase in angle of attack to maintain the same lift coefficient, which in turn will cause an increase in induced drag and therefore, require increased thrust.

Fig 31.png


All aircraft leave two types of wake turbulence: Prop or jet blast, and wing-tip vortices.

The prop or jet blast could be hazardous to light aircraft on the ground behind large aircraft which are either taxiing or running-up their engines. In the air, jet or prop blast dissipates rapidly.

Wing-tip vortices are a by-product of lift. When a wing is flown at a positive angle of attack, a pressure differential is created between the upper and lower wing surfaces, and the pressure above the wing will be lower than the pressure below the wing. In attempting to equalize the pressure, air moves outward, upward, and around the wing tip, setting up a vortex which trails behind each wing. Fig 32.

Fig 32.png

The strength of a vortex is governed by the weight, speed, and the shape of the wing of the generating aircraft. Maximum vortex strength occurs when the generating aircraft is heavy, clean, and slow.


Vortices generated by large aircraft in flight tend to sink below the flight path of the generating aircraft. A pilot should fly at or above the larger aircraft’s flight path in order to avoid the wake turbulence created by the wing-tip vortices. Fig 33.

Fig 33.png

Close to the ground, vortices tend to move laterally. A crosswind will tend to hold the upwind vortex over the landing runway, while a tailwind may move the vortices of a preceding aircraft forward into the touchdown zone.


To avoid wake turbulence when landing, a pilot should note the point where a preceding large aircraft touched down and then land past that point. Fig 34.

Fig 34.png

On takeoff, lift off should be accomplished prior to reaching the rotation point of a preceding large aircraft; the flight path should then remain upwind and above the preceding aircraft’s flight path. Fig 35.

Fig 35.png
  1. Términos Aerodinámicos


Un perfil aerodinámico Airfoil, es una estructura o cuerpo que produce una reacción útil al movimiento del aire. Las alas de los aviones Wings, las palas de los rotores de los helicópteros y las hélices Propellers, son perfiles aerodinámicos. Figura 1.

Fig 01.png

La línea de cuerda Chord Line, es una línea recta imaginaria desde el borde de ataque Leading Edge, hasta el borde de salida Trailing Edge de un perfil aerodinámico. Figura 2.

Fig 02.png

Se puede cambiar la forma de un perfil aerodinámico Airfoil. (Bajando los flaps, por ejemplo) Figura 3.

Fig 03.png

En aerodinámica aerodynamics, el viento relativo relative wind, es el viento que golpea a una superficie aerodinámica airfoil. El relative wind es paralelo y en dirección opuesta a la trayectoria de vuelo del airfoil. Figura 4.

Fig 04.png

El ángulo de incidencia angle of incidence, es el ángulo en el que un ala se une al fuselaje de la aeronave. El piloto del avión no tiene control sobre el ángulo de incidencia pues es fijo. Figura 5.

Fig 05.png

El ángulo de ataque angle of attack es el ángulo entre la línea de cuerda chord line del perfil aerodinámico airfoil y el viento relativo relative wind. Al manipular los controles de la aeronave, el piloto puede variar el ángulo de ataque angle of attack. Figura 6.

Fig 06.png

2. Ejes de Rotación


Las aeronaves se mueven alrededor de tres ejes de rotación: Figura 7.


el eje lateral lateral axis,

el eje longitudinal longitudinal axis

y el eje vertical vertical axis

El eje longitudinal longitudinal axis es una línea imaginaria desde la nariz hasta la cola. El movimiento alrededor de este eje se llama Roll.

El eje lateral lateral axis, es una línea imaginaria desde la punta del ala wing hasta la punta del ala de un avión. El movimiento alrededor de este eje se llama Pitch.

El eje vertical vertical axis, es una línea imaginaria que se extiende verticalmente a través de la intersección de los ejes lateral axis y longitudinal axis. El movimiento alrededor de este eje se llama Yaw.

Fig 07.png

PITCH: Movimiento alrededor del lateral axis. Se produce moviendo la cabrilla o Yoke el cual, mediante guayas y poleas se conecta a el Elevator, que es una superficie de control ubicada en el Trailing Edge del estabilizador horizontal horizontal stabilizer.

Por ejemplo (Fig.8) si se desea hacer un ascenso Pitch UP, se hala el Yoke, el elevator sube, el aire golpeará en la parte superior del elevator ocasionando que la cola del avión tail baje y por tanto el avión ascenderá.

Fig 08.png

ROLL: Movimiento alrededor del longitudinal axis. Se produce moviendo la cabrilla o Yoke el cual, mediante guayas y poleas se conecta a los Ailerons, que son superficies de control ubicadas en el Trailing Edge hacia la punta del ala Wing.

Por ejemplo (Fig.9) si se desea hacer Roll a la derecha, se gira el Yoke a la derecha, el right aileron sube y el left aileron  baja. Al subir el aileron derecho, el aire golpeara en la parte superior del aileron ocasionando que el ala derecha baje y al bajar el aileron izquierdo, el aire golpeara en la parte inferior del aileron ocasionando que el ala izquierda suba.

Fig 09.png

YAW: Movimiento alrededor del vertical axis. Se produce moviendo los pedales pedals los cuales, mediante guayas y poleas se conectan al rudder, que es una superficie de control ubicada en el Trailing Edge del estabilizador vertical vertical stabilizer.

Por ejemplo (Fig.10) si se desea hacer Yaw a la izquierda left, se pisa el left pedal, el rudder se moverá a la izquierda, el aire golpeará el rudder empujando la cola tail hacia la derecha y la aeronave hará un giro Yaw a la izquierda.

Fig 10.png

Para ver una explicación practica de los ejes imaginarios, movimientos, órganos de mando y superficies principales y auxiliares de control estudia el siguiente video: EJES Y MOVIMIENTOS

3. Las Cuatro Fuerzas que Actúan en Vuelo


Cuatro fuerzas aerodinámicas se consideran básicas porque actúan sobre una aeronave durante todas las maniobras de vuelo: existe la fuerza de acción hacia abajo llamada peso Weight que debe ser superada por la fuerza hacia arriba llamada sustentación Lift; y existe la fuerza hacia atrás llamada resistencia Drag, que debe ser superada por la fuerza hacia adelante llamada empuje Thrust. Figura 11. 

Fig 11.png



El aire es un gas que se puede comprimir o expandir. Cuando se comprime, más aire puede ocupar un volumen determinado y aumenta la densidad del aire. Cuando se permite expandirse, el aire ocupa un mayor espacio y la densidad disminuye. La temperatura, la presión atmosférica y la humedad afectan la densidad del aire. La densidad del aire tiene efectos significativos en el desempeño de una aeronave.


A medida que aumenta la velocidad de un fluido (gas o líquido), su presión disminuye.

Esto se conoce como el principio de Bernoulli. Figura 12.

Fig 12.png

La sustentación Lift es el resultado de una diferencia de presión entre la parte superior e inferior del ala wing. Un ala wing está diseñada para acelerar el aire sobre la curva superior del ala, disminuyendo así la presión en la parte superior y produciendo sustentación lift. Figura 13.

Fig 13.png

Varios factores están involucrados en la creación de sustentación lift: ángulo de ataque angle of attack, área Surface y forma del ala shape, velocidad del aire airspeed y densidad del aire air density. Todos estos factores tienen un efecto sobre la cantidad de sustentación producida en un momento dado. El piloto puede controlar activamente el angle of attack y la velocidad aerodinámica airspeed, y aumentar cualquiera de estos dará como resultado un aumento en la sustentación.


El peso Weight, es la fuerza con la que la gravedad atrae todos los cuerpos verticalmente hacia el centro de la tierra.



El empuje Thrust, es la fuerza de avance producida por la hélice propeller, que actúa como un perfil aerodinámico para desplazar una gran masa de aire hacia atrás.



La resistencia Drag, es una fuerza de acción hacia atrás que resiste el movimiento hacia adelante de un avión a través del aire. La resistencia Drag se puede clasificar en dos tipos principales: parasite drag y induced drag.


Parasite Drag es la resistencia del aire producida por cualquier parte de un avión que no produce sustentación (antenas, tren de aterrizaje, etc.). Esta resistencia aumentará a medida que aumenta la velocidad del aire.


Induced Drag es un subproducto de la sustentación Lift. En otras palabras, la resistencia se induce a medida que el ala desarrolla sustentación. El aire a alta presión debajo del ala, que está tratando de fluir alrededor y sobre las puntas de las alas hacia el área de baja presión, causa un vórtice vortex detrás de la punta del ala.

Este vortex aumentará a medida que disminuya la velocidad aerodinámica airspeed. Figura 14.

Fig 14.png

4. Estabilidad


La estabilidad stability, es la capacidad inherente de un avión para regresar, o no regresar, a su condición de vuelo original después de haber sido perturbado por una fuerza externa, como aire turbulento.


La estabilidad estática positiva Positive Static Stability, es la tendencia inicial de una aeronave a regresar o no a su posición original. Figura 15.

Fig 15.png

La estabilidad dinámica positiva Positive Dynamic Stability, es la tendencia de un avión en oscilación (con estabilidad estática positiva) a volver a su posición original en relación con el tiempo. Figura 16.

Fig 16.png

El diseño de la aeronave normalmente asegura que la aeronave sea estable en pitch.


El centro de sustentación Center of Lift, es un punto ubicado en el longitudinal axis, donde se considera se equilibra la fuerza de sustentación Lift. Figura 17.

Fig 17.png

El centro de gravedad Center of Gravity, es un punto ubicado en el longitudinal axis, donde se considera se equilibra la fuerza del Peso Weight. Figura 18.

Fig 18.png

La aeronave se construye de tal manera que el Center of Gravity, siempre este adelante del Center of Lift, lo cual hace que la aeronave siempre sea pesada de nariz. Figura 19.

Fig 19.png

Esto se compensa colocando el estabilizador horizontal Horizontal Stabilizer, con angle of incidence negativo para que el aire a la velocidad de crucero genera una presión hacia abajo en la cola equilibrando el peso. Figura 20.

Fig 20.png

Al cargar el avión para el vuelo, el Center of Gravity, podría moverse hacia adelante o hacia atrás según como se coloquen las cargas. El fabricante, suministra unos límites adelante forward y atrás after, hasta donde puede moverse el centro de gravedad cuando la aeronave es cargada. Figura 21.

Fig 21.png

El piloto puede afectar negativamente esta longitudinal stability al permitir que el center of gravity (CG) se mueva hacia adelante forward o hacia atrás after de los límites de CG especificados a través de procedimientos de carga inadecuados.


La ubicación del center of gravity (CG), con respecto al center of lift (CL) determinará la estabilidad longitudinal de un avión.


Un avión será menos estable a todas las velocidades si se carga en el CG más adelante forward.


Una ventaja de un avión que se dice que es inherentemente estable es que requerirá menos esfuerzo para controlarlo.


Los cambios en el pitch también se pueden experimentar con cambios en la configuración de potencia (excepto en los aviones de cola en T). Cuando se reduce la potencia, hay una reducción correspondiente en la corriente descendente en la cola, lo que da como resultado que la nariz "se incline" hacia abajo. Figura 22.

Fig 22.png

5. Virajes, Carga y Factores de Carga


Cuando un avión se inclina Roll en un viraje turn, una parte de la sustentación lift que se está desarrollando se desvía produciendo una componente de sustentación horizontal horizontal component. Es esta fuerza horizontal (fuerza centrípeta) la que obliga al avión a girar.


También al girar turn, la componente de sustentación vertical component se reduce y da como resultado una pérdida de altitud a menos que la sustentación total lift se incremente aumentando el angle of attack, aumentando la airspeed o aumentando ambos. Vea la Figura 23.

Fig 23.png

En Aerodynamics, la carga load es la fuerza (tensión impuesta) que debe soportar la estructura de un avión en vuelo. Las cargas impuestas sobre las alas en vuelo se expresan en términos de factor de carga load factor.


En vuelo recto y nivelado straight and level flight, las alas de un avión soportan una carga load igual a la suma del peso weight del avión más su contenido. Este load factor en particular es igual a una gravedad "One G", donde "G" se refiere a la fuerza de gravedad gravity force.


Sin embargo, se genera una fuerza llamada fuerza centrífuga centrifugal force, que actúa hacia el exterior del viraje turn o, cuando hace ascenso climb o descenso descend.


Siempre que el avión esté volando en viraje turn con carga positiva positive load, la carga que deberán soportar las alas será igual al peso weight del avión más la carga impuesta por la centrifugal force; por lo tanto, se puede decir que los virajes turns aumentan el factor de carga load factor en un avión.


A medida que aumenta el ángulo de roll de un viraje turn manteniendo la altitud, aumenta el load factor, por ejemplo en un roll de 60 grados, la gravedad se duplica como se muestra en la Figura 24. y aumentara aun mas si el viraje se acompaña de un ascenso climb.

Fig 24.png

La cantidad de exceso de carga que se puede imponer al ala de un avión depende de la velocidad airspeed del avión. Un ejemplo de esto sería un cambio de dirección realizado a alta velocidad con un movimiento de control fuerte, que da como resultado la imposición de un factor de carga load factor elevado.


Un factor de carga load factor incrementado hará que un avión entre en perdida stall a una velocidad aerodinámica airspeed más alta, como se muestra en la Figura 25.

Fig 25.png

Algunas condiciones que aumentan el factor de carga load factor de una aeronave son: sobrecarga overloading de la aeronave, ángulo de inclinación roll angle demasiado pronunciado, turbulencia y movimiento brusco de los controles.


Debido a que los diferentes tipos de operaciones requieren diferentes maniobras (y, por lo tanto, diferentes ángulos de inclinación roll angle y factores de carga load factor), las aeronaves se dividen en categorías determinadas por las cargas que sus estructuras de alas pueden soportar:


Categoría Carga límite positiva


Normal 3,8 veces el peso bruto (no acrobático) (N)


Utilidad 4.4 veces el peso bruto (operaciones normales y maniobras acrobáticas limitadas)


Acrobático 6.0 veces el peso bruto. (A)


Las cargas límite no deben excederse en la operación real, aunque se incorpore un factor de seguridad del 50% por encima de las cargas límite en la resistencia del avión.

6. Maniobras



Para obtener los mejores resultados al planificar un curso rectangular rectangular course, la trayectoria de vuelo flight path debe colocarse fuera de los límites del campo field boundaries lo suficientemente lejos como para que puedan observarse fácilmente desde cualquier asiento del piloto mirando por el costado del avión. Cuanto más cerca esté la trayectoria del avión de los límites del campo, más empinada será la inclinación necesaria en los puntos de inflexión.  Figura 26.

Fig 26.png

Con viento en calma wind calm y efectuando los virajes turns apropiadamente, la trayectoria sería un cuadrado perfecto, pero si existe un viento, este nos obligara a hacer correcciones tracks para mantener las trayectorias.


Cuando se vuela girando alrededor de un punto, las alas estarán alineadas con el pilón o punto de referencia, solo durante el tiempo que el avión esté volando directamente contra el viento o directamente a favor del viento. En todos los demás puntos, un ángulo de corrección del viento evitará que las alas apunten directamente al pilón.


Si se le indica al estudiante que no exceda una inclinación de 45 ° en un giro alrededor de una maniobra puntual, el mejor lugar para comenzar es el punto donde el ángulo de inclinación será más pronunciado, que es cuando se vuela a favor del viento. Durante el resto de la maniobra, el angulo de roll irá cambiando.


La velocidad respecto al suelo ground speed variará, pues solo será igual cuando el avión esté volando con el mismo componente de viento. Al igual, el ángulo de alabeo roll variará de acuerdo a la influencia del viento. Figura 27.

Fig 27.png


En un viraje pronunciado steep turn, la velocidad respecto al suelo ground speed, será la misma cuando el avión tenga el mismo componente de viento en contra. Se requiere un ángulo de inclinación roll más pronunciado en los puntos donde el avión vuela a favor del viento. El avión tendrá que corregir track contra el viento en la mayor cantidad posible donde vuela con viento cruzado.


En la primera mitad del viraje en S Figura 28., el ángulo roll debe comenzar poco profundo y aumentar a medida que el avión gira con viento cruzado o el viento lo alejara de la linea de referencia y volverse menos inclinado en la segunda mitad del viraje en S donde el viento le acercaría a la linea de referencia. 

Fig 28.png


A medida que se pierde velocidad airspeed se aumenta el angle of attack (para aumentar la sustentación lift), el aire ya no fluirá suavemente sobre la superficie superior del ala upper wing, sino que se volverá turbulento y se desprenderá cada vez más cerca del borde de fuga. Un aumento adicional en el angle of attack hará que el área turbulenta se expanda hacia adelante. En un angle of attack de aproximadamente 18 ° a 20 ° (para la mayoría de las alas), la turbulencia sobre la upper wing del ala disminuye la sustentación tan drásticamente que el vuelo no puede sostenerse y el ala entra en perdida stall. Figura 29.


El ángulo en el que se produce un stall se denomina critical angle of attack. La airspeed indicada a la que un avión determinado entrará en stall en una configuración particular, seguirá siendo la misma independientemente de la altitud. Debido a que la air density disminuye con el aumento de la altitud, el avión debe volar más rápido a mayores altitudes para causar la misma diferencia de presión entre la presión de impacto de Pitot y la presión estática.


Un avión entrará en barréna Spin solo después de que haya entrado en stall y continuará girando mientras el ala exterior continúe proporcionando más sustentación que el ala interior y el avión permanezca en stall.

Fig 29.png



La extensión de los flaps aumenta la curvatura del ala wing camber y el angle of attack of the wing.

Esto aumenta el valor de Lift del ala y también aumenta la induced drag. Figura 30.

El aumento de drag, permite al piloto realizar aproximaciones más pronunciadas a un aterrizaje, sin un aumento de airspeed. Las aproximaciones VFR en la noche deben realizarse de la misma manera que durante el día.

Fig 30.png


El efecto de tierra, ground effect, ocurre cuando se vuela a una distancia del suelo menor de la longitud de la envergadura wingspan. El flujo de aire alrededor de las alas y las puntas de las alas se modifica y el patrón resultante reduce la corriente descendente downwash y la induced drag. Estos cambios pueden hacer que una aeronave esté en el aire antes de alcanzar la airspeed de despegue takeoff recomendada o que flote floating durante una aproximación approach a tierra. Figura 31


Un avión que asciende después del despegue requerirá un aumento en el angle of attack para mantener el mismo coeficiente de lift, lo que a su vez provocará un aumento en la induced drag y, por lo tanto, requerirá un mayor empuje thrust.

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Todos los aviones dejan dos tipos de Wake Turbulence: turbulencia producida por la hélice o turbinas Prop or Jet blast y vórtices en la punta de las alas  wing-tip vortices.

La Prop or Jet blast podría ser peligrosa para los aviones ligeros en tierra detrás de aviones grandes que están rodando o encendiendo sus motores. En el aire, el chorro o la ráfaga de hélice se disipa rápidamente.


Los wing-tip vortices son un subproducto de la sustentación Lift. Cuando un ala se vuela en un positive angle of attack, se crea una diferencia de presión entre las superficies upper and lower wing, y la presión sobre el ala será menor que la presión debajo del ala. Al intentar igualar la presión, el aire se mueve hacia afuera, hacia arriba y alrededor de la punta del ala, creando un vórtice que se arrastra detrás de cada ala. Figura 32.

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La fuerza de un vortice se rige por el peso weight, la velocidad airspeed y la forma del ala del avión generador. La fuerza máxima del vórtice ocurre cuando la aeronave generadora es pesada, limpia y lenta.


Los vórtices generados por grandes aviones en vuelo tienden a hundirse por debajo de la trayectoria de vuelo del avión generador. Un piloto debe volar en la trayectoria de vuelo de la aeronave más grande o por encima de ella para evitar la estela turbulenta creada por los vórtices de la punta de las alas. Figura 33.

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Cerca del suelo, los vórtices tienden a moverse lateralmente. Un viento cruzado tenderá a mantener el vórtice en contra del viento sobre la pista de aterrizaje, mientras que un viento de cola puede mover los vórtices de una aeronave precedente hacia la zona de toma de contacto.


Para evitar estela turbulenta al aterrizar, el piloto debe notar el punto donde un avión grande precedente aterrizó y luego aterrizar más allá de ese punto.  Figura 34.

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En el despegue, el despegue debe realizarse antes de alcanzar el punto de rotación de una gran aeronave precedente y en lo posible abandonar la trayectoria. Figura 35.

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