V/F TEST VUELO PEI 1

El angulo de resbalamiento del avi ´ on, cuando hay viento lateral que forma un ´ angulo de 90° respecto a ´ Xb, es el que forma. . . La proyeccion sobre el plano ´ XhYh del vector velocidad respecto a tierra con el eje Xh. El vector velocidad respecto a tierra Vg con su proyeccion sobre el plano ´ XbZb. La proyeccion del vector velocidad aerodinamica ´ V sobre el plano XbYb con el eje Xb. El vector velocidad aerodinamica ´ V con su proyeccion sobre el plano ´ XbZb. La proyeccion sobre el plano ´ XhYh del vector velocidad aerodinamica con eje ´ Xh. Ninguna de las anteriores.

El angulo de resbalamiento es el ´ angulo que forma: la proyeccion sobre ´ XhYh de Vg con Xh. la velocidad Vg con su proyeccion sobre ´ XbYb. V sobre XbYb con Xb. V proyectada sobre Xb con V. V proyectada sobre XhYh con Xh. Ninguna de las anteriores.

En el movimiento de una avioneta para las actuaciones: Los ejes horizonte local son inerciales (hipótesis Tierra plana). La velocidad angular absoluta coincide con la evolutoria. El efecto dinámico de la rotación de la Tierra es despreciable. El peso es constante. Se cumple la ley de Newton.

El valor de la eficiencia aerodinamica maxima. . . Aumenta al aumentar CDo y k. Se obtiene en el punto en el que la recta desde el origen es tangente a la curva de coeficiente de sustentacion como funcion de α. Se obtiene en el punto en el que la recta desde el origen es tangente a la polar (si la polar es parabolica). Se obtiene cuando la potencia inducida es igual a la parasita (si la polar es parab ´ olica, ´ si es generalizada, habr´ıa que verlo). En ausencia de efectos de compresibilidad es maxima a nivel del mar. En ausencia de efectos de compresibilidad es maxima en la troposfera.

Identificar si son correctas. Para un numero de Mach dado, la influencia del Re sobre el ´ cL es importante para cL proximo a la perdida. Para un numero de Mach dado, la influencia del Re sobre ´ cL es importante para la parte lineal de la curva cL = cL(α).

Indicar si es cierto o falso lo siguiente. CDo no depende del peso del avion. CDo no depende de la altitud. CDo depende del factor de carga. CDi es inversamente proporcional al peso. CDi es directamente proporcional al cuadrado de la velocidad.

Para la resistencia parasita. CDo no depende del peso del avion. CDo no depende de la altitud de vuelo. CDo depende de n. CDo es proporcional a V2.

Para la resistencia inducida. CDi es inversamente proporcional al peso. CDi es directamente proporcional a V2. Ninguna de las anteriores.

Un avion a una altura ´ h y a una velocidad V. Tiene una resistencia aerodinamica m ´ axima en vuelo horizontal. Tiene resistencia aerodinamica m ´ axima en vuelo de subida. Tiene la misma resistencia aerodinamica en vuelo horizontal que en vuelo de subida.

El valor de la eficiencia aerodinamica m ´ axima para un avi ´ on con polar parab ´ olica. . . Aumenta al aumentar los coeficientes de la polar. Se obtiene en el punto donde la recta tangente desde el origen es tangente a la curva de sustentacion en funci ´ on de ´ α. Se obtienen en el punto donde la recta desde el origen es tangente a la polar. Se obtiene cuando la potencia inducida es igual a la parasita. Para un planeador representa la maxima distancia que es posible recorrer en metros ´ por cada metro descendido. Ninguna de las anteriores.

La velocidad base es ... la velocidad de vuelo m´ınima. la velocidad a nivel del mar. es la velocidad de maximo alcance para un planeador. es la velocidad de maxima autonom ´ ´ıa en un avion con motor alternativo. es la velocidad de maximo alcance en un avi ´ on con motor alternativo. la m´ınima posible para VHRU. la de m´ınima velocidad ascensional VVa min. el consumo m´ınimo por unidad de tiempo para TR. el consumo m´ınimo por unidad de tiempo para MA + H.

La velocidad de descenso m´ınima Vdmin, en un planeador. Aumenta con el A del avion. Aumenta con W/S. Es independiente de W/S. Aumenta con la altura h. Disminuye con la altura h. Aumenta al aumentar k. Aumenta al aumentar CDo.

Considerando un modelo de un planeador real y considerando que este est ´ a equilibrado para volar a ´ Vdmin. El angulo de descenso del aeromodelo es inferior porque vuela a un Reynolds m ´ as bajo. El angulo de descenso del aeromodelo es el del planeador real. El angulo de descenso del aeromodelo es superior porque vuela a un Reynolds m ´ as bajo.

En un planeador. γdmin depende de W/S. La velocidad para maximo alcance es la de ´ γdmin. La velocidad para maxima autonom ´ ´ıa es a de γdmin. Interesa que W/S sea lo mas peque ´ no posible y ˜ A lo mas grande posible. Ninguna de las anteriores.

Un planeador en un instante determinado a una altura h, y con atmosfera en calma. Si el piloto arroja peso, permanecera m ´ as tiempo en vuelo. Si el piloto arroja peso, recorrera una mayor distancia horizontal.

Para que un planeador llegue lo mas lejos posible. . . Tirar lastre. Velocidad de m´ınima potencia disipada. Disminuir CDo. Volar a CLopt. Volar a CLmax. Mantener angulo de asiento lo menor posible. Volar a velocidad de m´ınima resistencia aerodinamica.

El angulo de descenso m ´ ´ınimo de un planeador. . . Es independiente de la carga alar. Sube cuando aumenta la altura. Baja cuando aumenta la altura. Baja cuando aumenta k. Baja cuando aumenta CDo. Baja cuando aumenta el alargamiento. Es independiente del alargamiento.

En un avion que acelera en subida rectil ´ ´ınea, la velocidad ascensional . . . Es mayor que la obtenida al aplicar la teor´ıa estacionaria. Es menor que la obtenida al aplicar la teor´ıa estacionaria. Es igual que la obtenida al aplicar la teor´ıa estacionaria. Ninguna de las afirmaciones anteriores puede efectuarse con caracter general.

En un viraje horizontal estacionario y simetrico . . . La velocidad de balance es nula en ejes cuerpo. La velocidad de balance es distinta de cero en ejes cuerpo. En momento de guinada vale cero por ser la velocidad de gui ˜ nada constante. El momento de guinada es de segundo orden si se considera que el factor de carga es 1 ˜ + ε.

En un viraje horizontal estacionario la bola esta desplazada hacia la derecha de su posici ´ on neutra. El piloto debe pulsar el pedal derecho para corregir. El piloto debe pulsar el pedal izquierdo para corregir. El angulo de resbalamiento es mayor que cero. El angulo de resbalamiento es menor que cero.

Hace falta el mismo empuje para volar a distintas alturas en subsonico. . . Con velocidad constante. Con velocidad indicada por el anemometro constante.

El angulo ´ α de entrada en perdida en VHRU. Aumenta al aumentar la carga alar. Disminuye al aumentar la carga alar. No depende de la carga alar. Aumenta al aumentar la altitud/altura de vuelo. Disminuye al aumentar la altitud/altura de vuelo. No depende de la altitud de vuelo.

El techo teorico. . . Disminuye al aumentar el peso. Aumenta al disminuir CDo. Aumenta al disminuir k. Aumenta al aumentar Em.

n en una maniobra de tiron sim ´ etrico es. . . >1. <1. =1.

En un viraje simetrico en el plano horizontal. . . n es mayor que en vuelo rectil´ıneo. n es mayor que en vuelo rectil´ıneo. α es mayor que en vuelo rectil´ıneo. V es mayor que en vuelo rectil´ıneo.

En un viraje simetrico en el plano horizontal para un ´ T y un V dados. n y µ no dependen de la altura. n y µ disminuyen con la altura. χ˙ disminuye con la altura. R aumenta con la altura. χ˙ y R no dependen de la altura.

En un viraje simetrico en el plano horizontal. . . VR min >Vχ˙ max > Vn max. Vχ˙ max > VR min > Vn max. Vn max > Vχ˙ max > VR min. Vn max > VR min > Vχ˙ max.

Dos aviones viran con la misma velocidad angular. Si el avion A lo hace con mayor radio que B, entonces. . . nA > nB. nB > nA. El factor de carga no var´ıa con el radio de giro.

El techo teorico de un avi ´ on provisto de TR. . . Solo depende del empuje m ´ aximo del motor en la tropopausa. Es independiente del empuje maximo del motor a nivel del mar. Aumenta al disminuir el peso. Aumenta al aumentar el alargamiento. Siempre se produce en la troposfera o en la tropopausa, pero nunca en la estratosfera.

Para un avion dotado de TR en vuelo sim ´ etrico rectil ´ ´ıneo estacionario en un plano vertical, con un angulo de velocidad ´ pequeño y empuje dado. . . Si el vuelo es horizontal, solo es posible a una velocidad de vuelo. En subida, la velocidad para velocidad ascensional maxima es siempre superior a la del ´ angulo de ´ subida maximo. Si T 1 siempre se desciende y si es > 1 siempre se sube. El techo siempre se produce para Tm = 1. El techo siempre se produce para Tˆm = 1.

En un avion que decelera en subida rectil ´ ´ınea en un plano simetrico vertical, la velocidad ascensional. . . Es mayor que la obtenida mediante la teor´ıa casiestacionaria. Es menor que la obtenida mediante la teor´ıa casiestacionaria. Sera menor o mayor dependiendo del valor absoluto de la deceleraci ´ on. Coincide con la obtenida mediante la teor´ıa casiestacionaria. La misma puede decirse con caracter general.

En un viraje horizontal estacionario, la bola esta desplazada hacia la izquierda de su posici ´ on neutra. En estas condiciones. . . El piloto debe pisar el pedal derecho para corregir. El piloto debe pisar el pedal izquierdo para corregir. Puede afirmarse que el resbalamiento es positivo. Puede afirmarse que el resbalamiento es negativo. El baston est ´ a desplazado hacia la izquierda. El baston est ´ a desplazado hacia la derecha.

La velocidad de perdida en VHRU. . . Aumenta al aumentar la carga alar. Disminuye al aumentar la carga alar. No depende de la carga alar. Aumenta al aumentar la altura de vuelo. Disminuye al aumentar la altura de vuelo. No depende de la altura de vuelo.

Siendo V1 = Velocidad de primer regimen (VHRU), ´ V2 = Velocidad de segundo regimen (VHRU), ´ Vγmax = Velocidad de maximo ´ angulo de subida y ´ VVamax = Velocidad de maxima velocidad ascensional; para un mismo ´ T. . . V1 <V2 <Vγ max <VVa max. V1 > V2 > VVa max > Vγ max. V1 > VVa max > Vγ max > V2. V1 > Vγ max > VVa max > V2.

Un avion realiza un viraje sim ´ etrico en plano horizontal con ´ β ° 0, la bola del indicador de viraje (giroscopo sensor de ´ velocidad de guinada) se desplaza. Derecha. Izquierda. No se desplaza.

Un avion realiza un viraje con resbalamiento negativo de forma que la cola describe una trayectoria exterior a la que ´ describe el centro de gravedad. Una burbuja de un nivel de agua situada en el plano YbZb con eje paralelo a Yb . . . Se desplaza hacia la derecha del plano de simetr´ıa. Se desplaza hacia la izquierda del plano de simetr´ıa. Se mantiene en el plano de simetr´ıa.

La velocidad de maximo alcance en turborreactores (TR). . . Aumenta con viento de cara y disminuye con viento de cola. Es independiente del viento. Aumenta con viento de cola y disminuye con viento de cara. En atmosfera en calma coincide con la de m ´ ´ınima potencia. En atmosfera en calma coincide con la de m ´ aximo gradiente de subida. En atmosfera en calma coincide con la de m ´ axima potencia disipada. No depende del peso.

De acuerdo con lo definido en el curso, puede considerarse que un avion sim ´ etrico con tracci ´ on sim ´ etrica est ´ a en vuelo ´ simetrico. . . Rectil´ıneo estacionario. Curvil´ıneo con sen φ =V^2/gR. Curvil´ıneo con tan φ = V^2/gR. Rectil´ıneo no estacionario con φ = 0. Curvil´ıneo en el plano vertical.

En problemas integrales de aviones en vuelo atmosferico. . . Los ejes viento se pueden considerar inerciales (con hipotesis de Tierra plana). Efectos dinamicos de la rotaci ´ on de la Tierra despreciables. Fuerzas aerodinamicas y gravitatorias solo. Peso constante. Newton.

Ind´ıquese para cada una de las siguientes actuaciones en viraje instantaneo si aumenta ´ Ò, disminuye Ó o es independiente de la altura . . . Rmin. Ωmax. n para Rmin.

El empuje base es. . . El m´ınimo de VHRU. Resistencia a CLopt. Potencia m´ınima necesaria en VHRU a VB. Empuje maximo en el techo.

La velocidad de perdida es. . . Fija para geometr´ıa y peso dados. Independiente de las condiciones de vuelo y altura. Independiente de la posicion del c.d.g. Superior en viraje que la correspondiente a vuelo rectil´ıneo a la misma altura. Aumenta con la altura. Aumenta en viraje con la velocidad angular.

La velocidad de perdida en un viraje es . . . Menor que la correspondientes a VHRU. Mayor que la correspondientes a VHRU. Igual que la correspondiente a VHRU.

En VHRE la bola del instrumento baston bola est ´ a desplazado hacia la izquierda de su posici ´ on neutra. Puede afirmarse que el resbalamiento es positivo. Puede afirmarse que el resbalamiento es negativo. Si el piloto quiere corregir el resbalamiento debe pisar el pedal derecho. Si el piloto quiere corregir el resbalamiento debe pisar el pedal izquierda. El baston est ´ a desplazado hacia la derecha. El baston est ´ a desplazado hacia la izquierda. El baston est ´ a centrado. La pregunta esta mal formulada ya que en VHRU la bola est ´ a centrada. Ninguna de las anteriores.

El techo teorico para vuelo horizontal rectil ´ ´ıneo uniforme: Se puede alcanzar en la troposfera o en la tropopausa segun el valor de ´ Tˆ11m. Se puede alcanzar en la troposfera o en la estratosfera segun el valor de ´ Tˆ11m. Aumenta segun disminuye el peso. Aumenta si aumenta la eficiencia aerodinamica m ´ axima. Es funcion del empuje adimensional m ´ axima al nivel del mar.

El peso de despegue no debe exceder segun normas de aquel para el cu ´ al se satisfacen las tres limitaciones siguientes. . . ASD < lRW + lSW. TOD <RW +lCW. TOR < lRW.

En una operacion de despegue, la velocidad ´ VMU . . . Se realiza a angulo de asiento peque ´ no. Es menor si esta limitada por geometr ´ ´ıa que si lo esta por mando longitudinal. Es mayor si esta limitada por geometr ´ ´ıa que si lo esta por mando longitudinal. Solo puede estar limitada por geometr ´ ´ıa o mando longitudinal. Son ciertas la segunda y la cuarta. Son ciertas la tercera y la cuarta.

El CLopt para el 2º tramo del recorrido en suelo de la carrera de despegue es aquel valor de CL para el que. La eficiencia aerodinamica es m ´ axima. La fuerza total acelerada total es m´ınima. La recta desde el origen es tangente a la pista. La velocidad adimensional de vuelo vale 1, 2. La resultante de fuerzas segun ´ xb es igual al empuje multiplicado por µR y dividido por 2k. Ninguna de las anteriores es cierto.

El alcance maximo de un avi ´ on provisto de motor alternativo volando a ´ α = cte ... Se obtiene a Vb. Se obtiene para V > Vb. Se obtiene para V< Vb. Es maxima a nivel del mar. Es maxima en el techo. Es maxima ligeramente por debajo del techo. Es independiente de la altura.

Si se efectuan las hip ´ otesis usuales (VHRCE, ´ ηp, cP ctes) la autonom´ıa de un avion provisto de motor alternativo + h ´ elice ´ volando a Pm = cte. Viene dada por WFT/cPm , donde WFT es el peso total del fuel. Es maximo manteniendo siempre la condici ´ on de potencia disipada m ´ ´ınima. Es maximo manteniendo siempre la condici ´ on de resistencia m ´ ´ınima. No viene dada por una formula sencilla debido a la dificultad de ley de pilotaje matem ´ atica. Todas las anteriores son falsas.