MV - EXP1 - 1314 - TeorÌa-conSoluciones

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1.‐	 El	Peso	de	combustible	de	reserva	es	una	cantidad	fija	para	cada	tipo	de	avión	no	
influyendo	el	tipo	de	operación.	
 
Combustible de Reserva WFres (Fuel Reserves Required for the Mission) es 
function de: Demoras Adicionales y Aeropuerto Alternativo. 
	
2.‐	 El	ángulo	de	asiento	del	avión	()	y	el	ángulo	de	asiento	de	la	velocidad	(γ):			
	 	 (A)	coinciden	en	vuelo	rectilíneo	y	uniforme.	
	 	 (B)	coinciden	en	la	segunda	fase	del	despegue.	
(C)		en	vuelo	rectilíneo	y	uniforme	es	θ≥γ.	
(D)	coinciden	en	la	tercera	fase	del	despegue	
	
En vuelo rectilíneo y uniforme Xb y Xwforman un ángulo α≥0 luego θ=γ+α 
	
3.‐	 ¿Por	 qué	 se	 considera	 al	 avión	 como	 una	 partícula	 material	 para	 el	 estudio	 de	 sus	
actuaciones?	
	
1.‐  Se  considera  el  avión  en  vuelo  en  equilibrio  estáticos,  es  decir:  Los 
momentos de balance y guiñada son cero en las aeronaves simétricas y el 
momento de picado es cero por la actuación de algún mando. 
2.‐ El avión se considera en vuelo simétrico sin perturbaciones exteriores 
de las variables de vuelo. 
	
4.‐	 El	 empuje	 que	 necesita	 una	 aeronave	 para	 volar	 en	 las	 proximidades	 de	 la	 velocidad	
mínima	horizontal	en	vuelo	rectilíneo	y	uniforme	es	la	fuerza	necesaria	para	vencer:	
	(A)	Solo	la	resistencia	inducida.	
(B)	la	resistencia	parásita	e	inducida	aunque	a	esta	velocidad	la	parásita	es	dominante.	
(C)	Solo	la	resistencia	parásita.	
(D)	la	resistencia	parásita	e	inducida	aunque	a	esta	velocidad	la	inducida	es	dominante.	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
5.‐	 En	un	vuelo	rectilíneo,	uniforme	y	a	nivel	el	aumento	de	la	carga	alar	del	avión	implica	
que:	
	 	 (A)	la	velocidad	aumente	como	(W/S)1/2.	
	 	 (B)	la	velocidad	aumente	como	(W/S).	
	 	 (C)	la	velocidad	aumente	como	(W/S)3/2.	
(D)	la	velocidad	aumente	como	(W/S)‐1/2	
	
	
	
	
	
F
C
D
V
RT
 
0
2
2
1
DSCV





 SV
W
Ae 2
2
2
1
1

 
1/2
21 2
2 L L
W
W V SC V
C S


 
    
 
A 
2 
 
 
6.‐	 La	 tracción	de	una	 aeronave	propulsada	por	hélices	 en	 vuelo	 rectilíneo	 y	uniforme	es	
únicamente	función	del	peso	y	de	la	eficiencia	aerodinámica	de	la	aeronave.	
	
	
	
	
	
7.‐	 Para	 un	 Peso	 determinado	 el	 empuje	 necesario	 para	 volar	 a	 la	 velocidad	 de	 máxima	
eficiencia	aerodinámica:	
	 	 (A)	no	varía	con	el	nivel	de	vuelo	
	 	 (B)	disminuye	al	disminuir	el	nivel	de	vuelo	
	 	 (C)	disminuye	al	aumentar	el	nivel	de	vuelo	
(D)	aumenta	al	disminuir	el	nivel	de	vuelo	
	
8.‐	 Para	un	nivel	de	vuelo	determinado	el	empuje	necesario	correspondiente	a	velocidad	de	
(CL1/2/CD)MAX	
	 	 (A)	no	varía	con	el	peso	del	avión	
	 	 (B)	disminuye	al	disminuir	el	peso	del	avión	
	 	 (C)	disminuye	al	aumentar	el	peso	del	avión	
(D)	aumenta	al	disminuir	el	peso	del	avión		
	
EL CD/CL volando a (CL
1/2/CD)MAX es constante y por tanto  
	
	
9.‐	 Un	avión	turbohélice,	que	vuela	en	vuelo	rectilíneo,	uniforme,	a	nivel	y	se	desplaza	a	la	
velocidad	correspondiente	a	(CL3/2/CD)MAX,	 la	hélice	operará	en	condiciones	de	tracción	
mínima.	
	
	
	
	
	
10.‐	 Represente	de	 forma	aproxima	cómo	varía	 la	Potencia	necesaria	con	 la	velocidad	para	
los	diferentes	niveles	de	vuelo	y	para	un	peso	determinado	de	la	aeronave,	explicando	el	
porqué.	
	
	
	 	 	 	 	 	 	 	 	 	 	 	 	 	
	 	 	 	 	 	 	   
	 	 	
	
	
		
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
V 2 D
R D
L
C1
T D ρV SC W
2 C
  
A 
Ver ecuación respuesta pregunta 6
D
R
L
C
T W
C
KW 
B 
0
2
3
R D
2
1 1 W V
P ρV SC
12 πAe
ρV S
2
 
 
 
 
3 2
D
R 3
L
2W C
P
SC

R
1
P varia como 

V
RP
A 
Ver 
ecuació
n 
B 
2/1
Do
)/C(C S
W
AeC3
12
V
máxD
3/2
L 






F 
mínima
D
L mínimo
C
T W
CR
 
  
 
3 
 
 
11.‐	 EL	empuje	necesario	en	vuelo	compresible,	rectilíneo	y	uniforme	es	únicamente	función:	
	 	 (A)	del	peso	y	de	la	velocidad	equivalente	de	la	aeronave.	
	 	 (B)	del	peso,	de	la	velocidad	equivalente	de	la	aeronave	y	del	nivel	de	vuelo.	
	 	 (C)	del	peso	y	de	la	velocidad	verdadera.	
(D)	de	la	velocidad	verdadera	y	del	Mach	de	vuelo	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
12.	 Represente	y	razone	la	variación	del	empuje	necesario	con	el	peso	de	la	aeronave	en	
vuelo	a	nivel	y	a	velocidad	correspondiente	a	(CL1/2/CD)MAX.	
	
	
EL CD/CL volando a (CL
1/2/CD)MAX es constante y por tanto  
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
13.‐	 La	función	de	los	puntos	de	corte	de	las	curvas	de	empuje	necesario	y	disponible	de	un	
avión	a	diferentes	niveles	de	vuelo	se	llama	envolvente	en	vuelo	rectilíneo,	uniforme	y	a	
nivel	para	un	peso	determinado	
	
La	velocidad	de	pérdida	y	 la	velocidad	 correspondiente	al	MD	 son	
para	algunos	niveles	de	vuelo	limitaciones	de	la	envolvente	de	vuelo	
	
	
	
	
	
B 
W=cte 
EASV
RT
h
D
R
L
C
T W
C
KW 
RT
 
 
F 
Wi Wf W 
4 
 
 
14.‐		 La	velocidad	mínima	de	vuelo	horizontal	a	nivel	del	mar	siempre	está	causada	por	una	
limitación	aerodinámica	y	no	por	el	empuje	de	los	motores.	
	
	
	
A	 niveles	 de	 vuelo	 próximos	 al	
nivel	 del	 mar	 la	 limitación	 de	
velocidad	 mínima	 de	 vuelo	 de	
una	aeronave	 	es	 la	de	pérdida	a	
esa	altura	
	
	 	 	 	 	 	 	 	 	 	 	 	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
15.‐	 La	 Potencia	 necesaria	 para	 volar	 en	 vuelo	 rectilíneo	 y	 uniforme	 de	 una	 aeronave	
propulsada	por	hélice	es	mínima	cuando:	
	 	 (A)	CL/CD	es	máxima.	
	 	 (B)	CL3/2/CD	es	máximo.	
	 	 (C)		CL1/2/CD	es	máximo.	 	 Ver	pregunta	10	
(D)	CL/CD1/2	es	máximo.	
	
16.‐	 La	velocidad	de	vuelo	de	un	avión	propulsado	por	reactores	correspondiente	a	ángulo	
de		ascensión	máximo	de	una	aeronave:	
(A)	aumenta	con	la	altura	como	ρ‐1/2	
(B)	es	constante	con	la	altura	
(C)	disminuye	con	la	altura	como	ρ1/2	
(D)	disminuye	con	la	altura	como	ρ‐1	
	
	
17.‐	 Si	 durante	 el	 vuelo	 se	 necesita	 realizar	 una	 subida	 a	 máxima	 velocidad	 de	 subida	
debemos	iniciar	una	ascensión	a	mínima	potencia	necesaria.	
	
La	 potencia	 será	 la	 potencia	 disponible	 para	 la	 velocidad	 de	 vuelo	
correspondiente	a	CL3/2/CD	máximo	a	la	altura	de	vuelo	considerada	
	
18.‐	 El	ángulo	de	ascensión	de	una	aeronave	correspondiente	a	una	operación	a:	
(A)		CL3/2/CD	máximo	es	máximo	
(B)	CL/CD1/2	máximo	es	máximo	
(C)		CL/CD	máxima	es	máximo.	
	 (D)		CL1/2/CD	máximo	es	máximo	
	
	
 	
	
	
	
	
	
F 
 
VTAS 
h 
B
max
2
max
1/2 max
( / )
1
L V SC =Wcos
2
2 cos
L D
L
L C C
W
V
SC
 



A 
F 
W
D
 - 
W
T
 sen  máx
máx
T 1
sen - 
W (L/D)
 
WsenDT 
VsenVS 
C
VStall 
5 
 
 
	
	
	
19.‐	 La	velocidad	ascensional	máxima	a	nivel	del	mar	de	una	aeronave	es	mayor	que	la	
velocidad	ascensional	al	nivel	de	mayor	velocidad	horizontal	
	
	
	
La	velocidad	máxima	de	vuelo	
nunca	 es	 a	 nivel	 del	mar	 y	 la	
velocidad	ascensional	máxima	
disminuye	 con	 el	 nivel	 de	
vuelo.	
	
	
	
	
	
	
20.‐	 ¿Qué	 es	 el	 ángulo	 de	 descenso	 de	 planeo	 equilibrado?	 Determinar	 su	 valor	 en	
función	de	las	características	de	vuelo.	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
21.‐		 La	velocidad	de	descenso	en	planeo	mínima	corresponde	a	una	operación	a:	
(A)	 CL/CD1/2	es	máximo	
(B)				CL3/2	/CD	máximo.	
(C)				CL/CD	máxima.	
(D)	 		CL1/2/CD	máximo	
	
	
	
	
	
22.‐	 El	máximo	alcance	de	una	aeronave	corresponde	a	una	operación	de	vuelo:	
	 	(A)		TR/V	(Mínimo)	o	PR/V	(Mínima)	dependiendo	del	tipo	de	aeronave.	
	 	(B)		TR	(Mínimo)	o	PR		(Mínima)	dependiendo	del	tipo	de	aeronave.	
	(C)		TR/V	(Máximo)	o	PR	(Máximo)	dependiendo	del	tipo	de	aeronave.	
	(D)	TR/V	(Mínimo)	y	PR/V	(Mínima)	independiente	del	tipo	de	avión	ya	que	es	la	
misma	condición	de	operación	
	
	
	
	
	
	
	
	
 
V 
A niveles de vuelo próximos a nivel del mar la limitación de velocidad mínima de 
vuelo es la deperdi9da de la aeronave. 
D
D
Wsenγ D
Wcos L

 D L D
1
tagγ
C /C

DDV WVsen WVD  D
DV
V
W
 D DD D
L L
C Wcosγ
V cosγ
C 1/2ρ SC

B
B 
DL CC /
2/1
F 
V 
h
VS 
B 
A 
CL / CD
VS 
h	
VTAS 
6 
 
 
	
	
23.‐	 ¿Para	mantener	las	condiciones	de	alcance	máximo	con	velocidad	y	nivel	de	vuelo	
constante	 qué	 característicahay	 que	 variar	 durante	 la	 operación?	 Razone	 la	
respuesta	
	
‐	 Si	 suponemos	 una	 aeronave	 en	 vuelo	 estacionario	 a	 nivel	 en	
atmósfera	 estándar	 y	 a	 velocidad	 constante	 el	 alcance	 máximo	 a	
partir	de	la	ecuación		
	
	
	
	
	
‐	De	otra	parte	al	variar	el	W	a	lo	largo	de	la	operación	es	necesario	
variar	el	CL	si	queremos	mantener	la	velocidad	y	la	altura.	
‐	Al	variar	el	CL	variará	el	CD	y	por	tanto	habrá	que	variar	el	Empuje.	
	
24	 El	ángulo	de	descenso	equilibrado	en	planeo	es	mayor:		
(A)	 cuanto	mayor	sea	la	deflexión	de	los	flaps.	
(B)	 cuanto	menor	sea	la	deflexión	de	los	flaps,	en	concreto	sin	deflectar.		
(C)	 la	deflexión	de	flaps	no	influye	en	las	características	del	descenso	en	planeo	
(D)	 la	deflexión	de	flaps	no	 influye	 en	el	ángulo	de	descenso	equilibrado	en	
planeo	pero	si	en	la	velocidad	mínima	de	descenso.	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	 	
T
V
ds dW
c T
 
WTO WF
WTO
L
T D
C dW
R
c C W
V 
  
máx
1/2
(L/D)
Do
2 1 W
V
ρ πAeC S
 
   
 
A 
7 
 
 
	
25.‐	 Dibuje	el	diagrama	de	fuerzas	de	un	viraje	a	nivel	simétrico	y	de	un	viraje	a	nivel	no	
simétrico	y	escriba	las	ecuaciones	de	fuerza	en	ejes	horizonte	local	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
27.‐	 En	un	 giro	nivelado	 simétrico,	 independientemente	de	 las	 limitaciones	 estructurales,	
indique	sus	limitaciones,	represente	de	forma	aproximada	y	obtenga	el	factor	de	carga	
máximo	de	los	máximos.	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
 2 2Do L
2
L
T D
1
D V C C
2
1
L nW V C
2
S K
S



 
 
2
2
cos 0
- - - cos
 cos 
T D
V
mg sen Tsen Q m
R
V
mg L m sen
R

  
 
 

 
L L D L T
n
W D W D W
  
 máx Nmáx
máx máx
L T
n n
D W
        
   
V 
X
w
 
β 
V 
X
w
 
Z
h 
/binormal 
Y
1
/normal 
μ L 
Z
w
 
Y
w
 
ma 
WFm 
μ L 
Z
w
 
Y
w
 
ma 
W
Q
F
a
 
F
m
 
Y
1
/normal 
Z
h 
/binormal 
8 
 
 
	
	
	
28.‐	 El	 radio	de	un	 giro	 simétrico	 en	un	plano	vertical	 al	 horizonte	 local	 es	mayor	
cuanto	mayor	es	 el	 factor	de	 carga	 soportado	por	 la	 aeronave	 	 y	menos	es	 su	
velocidad	de	pérdida.		
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
	
29.‐	 La	 velocidad	 mínima	 de	 despegue	 está	 limitada	 en	 todo	 momento	 por	 la	
geometría	de	la	aeronave	(θg)	
	
Puede	estar	 limitada	también	por	 la	deflexión	máxima	del	timón	de	
profundidad.	
	
30.‐	 Defina	el	segundo	tramo	de	la	operación	de	despegue.	
	
Desde  que  el  avión  alcanza  la  velocidad  de  rotación  con  los  flaps  en 
configuración  de  despegue  con  el  empuje  (máximo  al  despegue)  y  la 
deflexión del timón de profundidad fijados por el piloto hasta que el avión 
alcanza  la velocidad de despegue con el empuje (máximo al despegue) y  la 
deflexión del timón de profundidad fijados por el piloto. 
 
Las condiciones de son: 
Ángulo de asiento de la velocidad γ=0 
Ángulo del asiento del avión θ=α(t) 
Piloto fija T(cte.) y δe 
 
 
F 
2W V
L-Wcosγ
g R

2V
R
g(n-1)

F 
V 
X
w
/Tangencial 
Z
h
 Z
w
 /normal 
L 
ma 
W 
T 
D
X
1
 γ