test libro mandos de vuelo

Tres tipos básicos de esfuerzos que se presentan en las estructuras aeronáuticas. Tracción, compresión y esfuerzos cortantes. tracción, compresión y torsión. compresión, flameo y vibración.

¿En qué zonas de la estructura del avión son importantes los esfuerzos de contacto?. en las uniones remachadas. en la parte inferior del fuselaje. en el piso de la zona de pasillos de la cabina de pasajeros.

En todos los fuselajes metálicos se observa que la superficie de chapa es lisa con el fin de disminuir la resistencia aerodinámica, sobre todo aparece muy lisa en la parte anterior. Mecánicamente ¿cómo se mantienen unidas las chapas de esa zona para que tengan mínima protuberancia al exterior y por tanto a la corriente de aire?. con tornillos de cabeza plana. con revestimientos delgados de aluminio. Se unen mediante remaches de cabeza avellanada.

Las deformaciones que experimenta la estructura del avión en vuelo: desaparecen si los esfuerzos no superan el Módulo de Young del material. desaparecen si los esfuerzos no superan el límite elásticos del material. a medio y largo plazo de vida de servicio del avión, se compensan unas deformaciones y otras.

La Ley de Hooke está relacionada con: las velocidades del diagrama de maniobra del avión. la mínima resistencia aerodinámica en vuelo. el diagrama tensión-deformación de un material.

. El material A tiene un módulo de elasticidad de 10.000 kg/𝑚𝑚2 y el material B de 15.000 kg/𝑚𝑚2 . De acuerdo con estos datos: el material A necesita más esfuerzo que el B para alcanzar cierta deformación. el material B necesita más esfuerzo que el A para alcanzar una cierta deformación. el material A recupera la elásticidad despues de B en un proceso de carga.

Indique una razón por la cual la estructura monocasco no se aplica a grandes aviones: dificultad de fabricación. inestabilidad estructural. incapacidad de soportar la presión diferencial a grandes alturas de vuelo, entre la presión interior de la cabina y la exterior.

¿Qué peso (masa) del avión determina la carga útil máxima admisible de la aeronave?. peso vacio básico. peso máximo con combustible a cero. peso máximo operativo.

Si un material posee un módulo de elasticidad alto es que: necesita un esfuerzo tambien alto para alcanzar una cierta deformación. se deforma con facilidad en todas las situaciones de carga. se deforma con facilidad hasta su limite elastico, luego con dificultad.

. ¿Cuál es la diferencia, si existe, entre módulo de elasticidad y módulo de Young?. el módulo de Young es el nombre que se da al módulo de elasticidad en paises de cultura anglosajona. el módulo de Young es el módulo de elasticidad del material cuando se refiere a esfuerzos de tracción. Módulo de Young es lo mismo que límite elastico.

La resistencia de la estructura del avión frente a la fatiga depende de: capacidad del material frente a las cargas. número de g en maniobra. número de ciclos de cargas a que se somete el material. frecuencia e intensidad de las ondas de choque sobre los planos sustentadores.

La fatiga térmica del material. es propia de los motores de turbina. es propia de los aviones con operaciones frecuentes en zonas tropicales. es propia del envejecimiento general del avión (limite de ciclos estructurales). es propia de las estructuras sin protección térmica.

. En vuelo de crucero, la inclinación del piso de la cabina respecto al eje longitudinal del fuselaje está relacionada ¿con qué variable?. ángulo de incidencia del ala. número y distancia entre cuadernas del fuselaje. tipo de cola. posición del centro de gravedad del avión.

La causa de la mayor parte de las fracturas que se producen en las estructuras aeronáuticas es: pasar de g el avión. la fatiga del material. cargas de aterrizaje. empleo de materiales compuestos.

Las vibraciones inducen esfuerzos en el avión, motor y hélice que son responsables de: fatiga térmica. fátiga mecánica. vibraciones del límite elástico de los materiales en servicio. dureza de los materiales en servicio.

En relación con la fatiga del material en los metales: la fatiga origina fallos repentinos del material en servicio. solo afecta a las superficies sustentadoras del avión, que son las más cargadas. la fatiga en el material se presenta como una grieta visible que crece muy lentamente. sólo afecta y es aplicable como requisito de aeronavegabilidad a los aviones certificados segun JARFAR25.

Para el avión comercial con motores debajo del ala ¿qué elemento de los citados es + propenso a las grietas por fatiga sónica?. flaps. alerones. timón de profundidad. estabilizador vertical.

Señale una carga debida o inducida por el sistema de propulsión del avión: cargas debidas al par motor. cargas giroscópicas. cargas de vibración. todas son debidas al sistema de propulsión.

La carga limite estructural del avión comercial es: la carga de rotura del elemento estructural más solicitado. la carga + alta prevista para el avión. la carga que corresponde al límite elastico del avión.

La carga de cálculo estructural del avión es: la carga límite del avión. la carga+ alta prevista para el avión. la carga hasta la cual la estructura del avión es elástica. la carga + alta soportada por la estructura del avión sin rotura.

En relación con la estructura, y por motivos de seguridad, se aplica en el diseño del avión un factor (de seguridad de cálculo estructural), pero ¿a qué carga se aplica?. a la carga de rotura. carga de maniobra límite. carga límite. carga de cálculo.

El diagrama de maniobra de un avión es un diagrama con las coordenadas siguientes: velocidad del avión (eje x) sustentación (eje Y). velocidad del avión - velocidades de maniobra. factor de carga - aceleración. velocidad del avión - factor de carga.

¿Por qué el diagrama de maniobra del avión se representa en función de la velocidad equivalente EAS?. por que para EAS=cte, el factor de carga tb es cte. por acuerdo de la OACI, para unificar las normas de diseño de aviones en todo el mundo. el diagrama de maniobra no está relacionado con la velocidad del aire. el diagrama es valido a cualquier altitud.

Velocidad de cálculo de maniobra es: equivalente a la velocidad de perdida sin flaps. la máxima admisible en el campo de maniobrabilidad del avión. máxima admisible con desplazamiento total de los mandos de vuelo, para un factor de carga igual a 1. idam que C, pero con el máximo factor de carga previsto para el avión.

La velocidad de picado del diagrama de maniobra es importante a efectos estructurales. ¿Por qué?. determina el mínimo ángulo de ataque operativo y con ello la carga de sustentación mínima. es la zona donde el factor de carga se iguala a la unidad. es la frontera de inversión de alerones (en otras palabras, límite de elasticidad del avión). Influye en la velocidad que no debe excederse (𝑉𝑁𝐸).

En relación con la estructura del avión comercial el factor de carga negativo no necesita ser menor que. 0. -0.5. -1. -1.5.

Las ráfagas de aire introducen aceleraciones en el avión que se sitúan, normalmente, en la banda de: 1g a 2,5g. 1,5g a 2,5g. 1,5g a 3,5g. 1g a 3,5g.

Se admite que, a partir de cierta altura, el fabricante del avión puede disminuir la velocidad para cálculo de las ráfagas de aire. La razón es que: a la citada altura no suele haber ráfagas de aire intensas. para mantener las TAS dentro de los límites. el aire es menos denso y las cargas de presión dinámica son más pequeñas. es muy infrecuente que el avión vuele a alturas superiores a las citadas.

. La inversión de alerones es debida a: error de diseño estructural. desplazamiento combinado de alerones y flaps, en ciertas situaciones. fenómenos de ondas de choque. torsión del ala.

La bancada del motor alternativo de aviación soporta el par motor multiplicado por un cierto coeficiente de seguridad K. ¿Qué condición cumple el coeficiente K?. K=cte=1,5. K es mayor conforme más cilindros tiene el motor. K depende de la categoría del avión. K es máximo para un motor de dos cilindros.

A efectos estructurales, el caso de desplome del avión en la pista se considera a través de ensayos de caída libre del avión completo. La distancia exacta desde la que se deja caer el avión en los ensayos: varia con la carga alar del avión. varia con el LCN (flotación- tren de aterrizaje) en la pista del avión. está regulada a 42,5 cm de altura. depende del peso bruto al despegue del avión.

“crashworthiness” es una disciplina que se aplica en aeronáutica para describir: las normas que versan sobre las condiciones de evacuación del avión accidentado. las normas fail safe del diseño estructural. las normas safe life de diseño estructural. las normas, estructurales o no, que están referidas a la seguridad y sobrevivencia en accidentes.

El tren de aterrizaje se puede extender a/o hasta: Hasta el 67% de Vc, siendo Vc la velocidad de cálculo de crucero. hasta Vle. hasta la velocidad de maniobras más el 10 % de coeficiente de seguridad.

En aviación, ¿Qué se entiende por fallo catastrófico?. el que produce la separacion de algun componente o miembro estructural del avión. el que produce la desintegración del avión en 5 segundos. el que impide la continuacion del vuelo y el aterrizaje del avión. el que ocasiona víctimas mortales.

La velocidad de cálculo de crucero Vc de un avión es de 300 nudos. La velocidad de cálculo con tren de aterrizaje extendido 𝑉𝐿𝐸 es, entonces: 300 nudos. 150 nudos. velocidad de perdida +15%. 200 nudos.

El peso con combustible a cero del avión es: la suma del peso vacio operativo + la carga útil. la suma del peso vacio operativo y de todos elementos necesarios para operar el avión. peso máximo permitido del avión con anterioridad a la carga combustible. peso vacio operativo más combustible no utilizable.

. Los componentes estructurales con trayectorias múltiples de carga se aplican: las estructuras semimonocasco. estructuras redundantes. estructuras de miembros articulados. en la bancada del motor.

Los esfuerzos de compresión que actúan sobre chapas relativamente delgadas, como el revestimiento del fuselaje de los aviones, pueden producir un efecto estructural ¿a qué efecto nos referimos?. pandeo. flameo. flutter. rigidez.

En vuelo con g positivos, el extradós o superficie superior del ala sometida a flexión, ¿Qué tipo de esfuerzo soporta?. tracción. compresión. torsión. flameo.

La unión del ala al fuselaje: se somete a momentos flectores producidos por la sustentación. está libre de momentos flectores por tratarse de una viga en voladizo pues los extremos de la viga (extremos del ala) están libres. no hay momentos flectores si el ala tiene winglets (una de las ventajas de su empleo). está sometido a un momento flector igual al producto de la sustentación por la cuerda media aerodinami.

¿Qué tipo de carga estructural está referida a las características superficiales del material?. torsión. compresión. momento flector. cargas de contacto.

El cociente entre el esfuerzo aplicado a un material y su deformación tiene un nombre especial ¿cuál es?. límite elástico. resistencia máxima. módulo de elasticidad. relación de fluencia.

. En el proceso de carga de un material se alcanza un punto donde la deformación aumenta mucho, sin apenas incremento de la carga. En concreto, este proceso del material, de gran interés en particular en la zona caliente de los turborreactores, se llama: límite de elasticidad. límite de módulo de elasticidad. fluencia. fatiga.

Se dice que un material es tenaz. cuando soporta grandes cargas con escasa o nula deformación. cuando llega a la rotura después de haber absorbido gran energía en la deformación. cuando no puede doblarse. cuando no está sujeto al fenómeno de fatigo.

Los conceptos de diseño estructural de aviones “fail safe” y “safe life” admiten que el fallo final de la estructura del avión es inevitable, pero ¿en que difieren?. en las medidas estructurales y métodos de inspección que se aplican para prevenir de esta situación. en los tiempo de servicio, que son menos limitados en los diseños fail safe. en los tiempos de servicio, que son menos limitados en los diseños de tipo safe life. las estructuras safe life siempre tienen otro y otros componentes que admiten como sustitutos la carga cuando el componente estructural primario falla.

La sección recta del fuselaje tiende a ser circular. ¿Por qué motivo fundamental?. es la forma que da un volumen de menor resistencia aerodinámica. obtención de la máxima anchura para las filas de asientos. es la mejor forma geométrica para soportar las cargas de presurización. es la forma geométrica que mejor se adapta al embarque, carga y, en general, al handling.

. ¿Qué tipo de fuselaje se fabrica en forma de tubos de acero, que luego se sueldan?. reticular. monocasco. semimonocasco.

¿En cuál de los siguientes fuselajes el revestimiento soporta y transmite las cargas en vuelo y en tierra?. reticular. monocasco. semimonocasco.

Un fuselaje en forma de tubo en cuyo interior, y a intervalos y como único elemento estructural, se colocan armaduras verticales llamadas cuadernas, es un fuselaje: que puede emplear chapa ligera, de poco espesor, en el revestimiento. que puede emplear lona, madera u otro material en el revestimiento. que necesita un gran espesor de chapa de revestimiento. típico de empleo en la aviación actual.

Un avión encuentra una ráfaga ascendente que flexiona el fuselaje en sentido longitudinal. La carga de flexión es soportada principalmente por: largueros. cuadernas. revestimiento y larguerillos. larguerillos.

La función de las cuadernas del fuselaje es: constituir el elemento de union de largueros y larguerillos. repartir la carga del fuselaje uniformemente. dar forma a la sección recta del fuselaje. todas son correctas.

La estructura del fuselaje presurizado, además de las cargas normales. la presión diferencial aprobada para crucero +10% de factor de seguridad. el coeficiente 1,5 multiplicado por la presión diferencial de cabina aprobada para crucero. la correspondiente de ajuste de la válvula de seguridad de cabina. la máxima presión deferencial aprobada para operación.

A efectos de despresurización repentina de cabina, ¿Qué altitud/es de vuelo se consideran en el diseño de la ventilación estructural del piso de la cabina?. cualquiera de las aprobadas para operación del avión. cualquiera superior a 25000 pies. 20000 pies +(1,5 X altitud de cabina).

Se dice que el avión está construido en aleaciones ligeras. La expresión aleaciones ligeras quiere decir: que son materiales compuestos de poco peso. que son materiales metálicos de menor peso especifico que los productor férreos. que son materiales que soportan las cargas ligeras de las estructuras aeronáutica. que son materiales con bajo contenido de hierro.

El fallo en un sistema “fly-by-wire” se manifiesta en 3 efectos básicos: a. Por desplazamiento de la superficie de control de vuelo + allá de la posición ordenada por el piloto b. Blocaje en posición c. Oscilación de la superficie de control ¿Cuál de estas 3 es la menos deseable?. 1. 2. 3.

Complete la siguiente frase: “en las respectivas operaciones normales de vuelo, el avión comercial soporta___________número de ciclos de fatiga que el helicóptero”. igual. mayor. menor.

. En valor medio ¿Cuántos ciclos de carga por hora de vuelo experimenta, típicamente, el ala de avión de transporte, en la zona de encastre del fuselaje?. 500 ciclos/hora. 4000 ciclos/hora. 10000 ciclos/hora.

medida entre apoya brazos de los asientos a un lado y otro del pasillo, para un avión de transporte público de pasajeros de 120 asientos, la anchura mínima del pasillo de cabina es, aproximadamente: 26 cm. 38 cm. 52 cm.

la cabina de pasajeros de una aeronave está configurada de forma que hay filas que tienen cuatro asientos, lado a lado unos a otros. tal aeronave debe tener: un pasillo. dos pasillos. tres pasillos.

típicamente, el paso de los asientos de pasajeros en los raíles del piso se puede ajustar, ¿en que distancia?. 1 pulgada. 2 pulgadas. 3 pulgadas.

el sistema de autopropulsión en tierra etaxi es apropiado: para aviones de larga distancia. aviones de corto y medio radio de acción. aviones propulsados por tubohélices.

el avión abuelo: un avión envejecido. un avión que se usa para certificar partes de un modelo posterior. un avión autorizado para seguir el programa de mantenimiento de su primera generación.

en relación al crashworthiness. sus principios se aplican a aviones de fuselaje ancho. forma parte de la certificacion de la estructura. sus principios no son aplicables a los modernos aviones con fuselaje de material compuesto.

¿que principio de construcción de las estructura de la aeronave hace uso de la comparación entre las cargas impuestas y las caracteristicas de resistencia a la fatiga del material?. tolerancia al daño. fail safe. safe life.

¿En que principio de construcción de la estructura de la aeronave se prevé que, producido un fallo simple estructural, puede ocurrir una disminución de las cualidades de vuelo del avión, pero siempre deben estar dentro de la capacidad de la tripulación para solventar problemas derivados?. principio de tolerancia al daño. fail safe. safe life.

una estructura fail safe es: una estructura con trayectoria múltiple de carga. una estructura que cubre, además de fail safe, los principios de safe life. una estructura que admite hasta un 5% más carga que la correspondiente al límite elástico del material empleado.