VUELO TEORIA TEST PEI 1

En los sistemas de referencia utilizados en el posicionamiento de sistemas y conjuntos en las aeronaves, las líneas de referencia “buttock lines” hacen referencia a cotas definidas a partir de: Planos paralelos al plano OXY. Planos paralelos al plano OXZ. Planos perpendiculares al eje X. Planos perpendiculares al eje Z.

Típicamente, en un avión comercial en operación habitual de transporte de pasajeros y carga, podemos situar el porcentaje (%) del peso de combustible máximo, respecto del peso máximo al despegue (MTOW), en valores: Siempre superiores al 50 % del MTOW. Siempre inferiores al 10 % del MTOW. Entre el 50 % y el 80 % del MTOW. Ligeramente inferiores al 30% del MTOW.

La expresión que se adjunta: Altitud de vuelo constante. Ángulo de ataque constante. Eficiencia aerodinámica constante. Velocidad constante.

La expresión que se adjunta:corresponde al cálculo del alcance de un avión reactor. Según la técnica de vuelo seguida (es decir, las condiciones de integración) indique qué hipótesis NO SE CUMPLE: Altitud de vuelo constante. Ángulo de ataque constante. Eficiencia aerodinámica constante. Velocidad constante.

La máxima autonomía de un avión, volando a altitud (nivel de vuelo, FL) constante y ángulo de ataque constante, corresponde a una operación de vuelo. (Tnecesario)min o ( Pnecesaria/V )min dependiendo del tipo de aeronave, reactor o hélice, respectivamente. ( Tnecesario/V ) min o (Pnecesaria)min dependiendo del tipo de aeronave, reactor o hélice, respectivamente. (Tnecesario)max o ( Pnecesaria/V ) max dependiendo del tipo de aeronave, reactor o hélice, respectivamente. (Tnecesario)min o (Pnecesaria)min dependiendo del tipo de aeronave, reactor o hélice, respectivamente.

En condiciones estacionarias de vuelo en subida, el ángulo de subida máximo (γmax) de un avión reactor corresponde a una operación a: (T-D)min. (CL1/2/CD)max. (CL3/2/CD). (T-D)max.

En condiciones estacionarias de vuelo en subida, la velocidad de subida máxima (𝑉𝑠𝑢𝑏𝑚𝑎𝑥 ) de un avión: Disminuye proporcionalmente a ( 𝑊/𝑆 )1/2. No cambia con la carga alar ( 𝑊/𝑆 ). Disminuye proporcionalmente a ( 𝑊/𝑆 )3/2. Aumenta proporcionalmente a ( 𝑊/𝑆 )1/2.

En el vuelo horizontal, rectilíneo, simétrico, uniforme, de un avión propulsado por reactor, el empuje necesario para volar en dichas condiciones: Se comporta como ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a cualquier velocidad. Se comporta como (𝑊𝐶𝐿 ) a cualquier velocidad. Se comporta como ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a altas velocidades y como (𝑊𝐶𝐿 ) a bajas velocidades. Se comporta como ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a bajas velocidades y como (𝑊𝐶𝐿 ) a altas velocidades.

Un avión reactor está volando con un peso determinado, en vuelo de crucero rectilíneo, equilibrado, simétrico y uniforme, correspondiente a la velocidad de máxima eficiencia aerodinámica V ( CL/CD )max : En este caso, podemos decir que el empuje necesario para dicho vuelo: Aumentará, cuando aumente la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Disminuirá, cuando aumente la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Aumentará, cuando disminuya la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). No variará con la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL).

En el vuelo de crucero equilibrado a nivel, simétrico, rectilíneo uniforme de un avión reactor, cuando se realiza una operación a un peso inferior, ¿qué le ocurre a las velocidades máximas y mínimas de vuelo por empuje, comparándolas con las del peso de referencia?. Ambas velocidades aumentan, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), cuando el peso se reduce. Ambas velocidades disminuyen, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), cuando el peso se reduce. La velocidad mínima (V1) aumenta, y la velocidad máxima (V2) disminuye, cuando el peso se reduce. La velocidad mínima (V1) disminuye, y la velocidad máxima (V2) aumenta, cuando el peso se reduce.

El empuje necesario para el vuelo horizontal, rectilíneo, uniforme, simétrico en crucero de una aeronave propulsada por reactor para volar en las proximidades de la velocidad máxima horizontal es el empuje necesario para equilibrar: Fundamentalmente la resistencia parásita. Fundamentalmente la resistencia inducida. La resistencia parásita e inducida, al ser ambas del mismo orden. No se puede saber, dependerá de las características aerodinámicas y geométricas del avión.

En el vuelo de crucero horizontal, rectilíneo, simétrico y uniforme, de un avión propulsado por hélice, la potencia necesaria mínima (𝑃𝑚𝑖𝑛) para volar es cuando se cumple: ( 𝐶𝐿/𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥. ( (𝐶L^½)/𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥. ( (𝐶L^-3/2)/𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥. ( (𝐶L^3/2)/𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥.

En el vuelo de crucero horizontal, rectilíneo, uniforme y estacionario de un avión propulsado por hélice las siguientes curvas representan la potencia necesaria. Se representa varias curvas y una flecha que indica cómo cambia potencia necesaria para dicho vuelo: Manteniendo el peso del avión, cuando aumenta la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Manteniendo el peso del avión, cuando disminuye la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Manteniendo la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL), cuando aumenta el peso del avión. Manteniendo la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL), cuando disminuye el peso del avión.

Queremos conocer el efecto que produce una deflexión de los flaps en la condición de vuelo en planeo equilibrado y uniforme. Incrementando la deflexión de los flaps, podemos decir que el ángulo de planeo mínimo 𝛾𝑚𝑖𝑛. (𝜸𝒎𝒊𝒏) aumenta, dado que aumenta la eficiencia aerodinámica ( 𝐶𝐿/𝐶𝐷 ) 𝑐𝑜𝑛 𝑓𝑙𝑎𝑝𝑠. La deflexión de los flaps no influye en el ángulo de descenso mínimo (𝜸𝒎𝒊𝒏). (𝜸𝒎𝒊𝒏) aumenta, dado que disminuye la eficiencia aerodinámica ( 𝑪𝑳/𝑪𝑫 ) 𝒄𝒐𝒏 𝒇𝒍𝒂𝒑𝒔. (𝜸𝒎𝒊𝒏) disminuye, dado que disminuye la eficiencia aerodinámica ( 𝐶𝐿/𝐶𝐷 ) 𝑐𝑜𝑛 𝑓𝑙𝑎𝑝𝑠 .

En el estudio pormenorizado de los tramos de la carrera de despegue, se puede determinar la (VMU) de forma que habrá que comprobar una serie de limitaciones. A partir de las citadas limitaciones aerodinámicas, geométricas o por mando, se obtiene una relación. Indique cuál de las siguientes es la correcta: (Cmδe δeMU > (Cmδe δe) max ). (Cmδe δeMU ≤ (Cmδe δe) max). (Cmδe δeMU = (Cmδe δe) max. (Cmδe δeMU ≥ (Cmδe δe) max).

En el vuelo de crucero (VHRU) horizontal, rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, las velocidades de vuelo equilibrado en esa condición: Aumentan ambas, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar (√ 𝑊/𝑆 ). Aumentan ambas, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar (√ 𝑊/𝑆 ). Aumenta la mínima (V1) y disminuye la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar (√ 𝑊/𝑆 ). Disminuye la mínima (V1) y aumenta la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar (√ 𝑊/𝑆 ).

En el vuelo de crucero horizontal (VHRU), rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, la resistencia aerodinámica volando en dichas condiciones: Es proporcional a ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a altas velocidades y proporcional a (𝑊𝐶𝐿 ) a bajas velocidades. Es proporcional a ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a bajas velocidades y proporcional a (𝑊𝐶𝐿 ) a altas velocidades. Es proporcional a ( 𝑊/𝐶𝐿 ) en todo el rango de operación de vuelo, excepto en la pérdida. Es proporcional a (𝑊𝐶𝐿 ) en todo el rango de operación de vuelo, excepto en el vuelo a (𝑀 > 𝑀𝑐 ).

En el vuelo de crucero horizontal (VHRU), rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, el empuje disponible mínimo para volar (𝑇𝑚𝑖𝑛) en la citada condición es: 𝑇𝑚𝑖𝑛 = 𝑊√(4 𝑘 𝐶𝐷0). 𝑇𝑚𝑖𝑛 = 𝑊(𝐶𝐿⁄𝐶𝐷)𝑚𝑎𝑥. 𝑇𝑚𝑖𝑛 = 𝑊/( √(4 𝑘 𝐶𝐷0)). Ninguna de las anteriores.

En el vuelo de crucero horizontal (VHRU), rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, las siguientes curvas representan la resistencia aerodinámica (empuje necesario) de un avión. Se representan varias curvas y una flecha que indica cómo evoluciona la resistencia aerodinámica: Manteniendo el peso del avión, cuando aumenta la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL. Manteniendo el peso del avión, cuando aumenta la velocidad equivalente (EAS). Manteniendo la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL), cuando aumenta el peso del avión. Manteniendo la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL), cuando disminuye el peso del avión.

En el vuelo de crucero horizontal (VHRU), rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, cuando se realiza una operación a un peso inferior, manteniendo el resto de las características constantes ¿qué le ocurre a las velocidades máximas y mínimas de vuelo por empuje, comparándolas con las del peso de referencia?: Ambas velocidades aumentan, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), cuando el peso se reduce. Ambas velocidades disminuyen, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), cuando el peso se reduce. La velocidad mínima (V1) aumenta, y la velocidad máxima (V2) disminuye, cuando el peso se reduce. La velocidad mínima (V1) disminuye, y la velocidad máxima (V2) aumenta, cuando el peso se reduce.

El máximo alcance de un avión de hélice, volando a altitud (nivel de vuelo, FL) constante y ángulo de ataque constante, corresponde a una operación de vuelo. ( Pnecesaria/V ) min. (Pnecesaria)min. ( Pnecesaria/V) max. (Pnecesaria)min.

En el vuelo de crucero horizontal (VHRU), rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión de hélice, la potencia necesaria para volar en dichas condiciones. Es proporcional a √(𝑊/𝑆) en todo el rango de velocidades de vuelo. Es proporcional a √(𝑊^3/𝑆) a bajas velocidades y proporcional a √(𝑊/𝑆) a altas velocidades. Es proporcional a √(𝑊^3/𝑆) a altas velocidades y proporcional a √(𝑊/𝑆) a bajas velocidades. Es proporcional a √(𝑊^3/𝑆) en todo el rango de operación de vuelo.

La siguiente figura representa el diagrama carga de pago – alcance (PL vs R) de un avión de transporte comercial de pasajeros convencional. El punto C se configura como: 𝑇𝑂𝑊 < 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝐹𝑊 + 𝑀𝑃𝐿. 𝑀𝑇𝑂𝑊 = 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝑃𝐿 + 𝐹𝑊. 𝑇𝑂𝑊 = 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝐹𝑊 < 𝑀𝑇𝑂𝑊. 𝑀𝑇𝑂𝑊 = 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝐹𝑊 + 𝑃𝐿.

Las siguientes expresiones 𝑹 = 𝑽 𝟐 𝒈 𝒏 , 𝜒̇ = 𝒈 𝒏 𝑽 corresponden, respectivamente, al radio de viraje y velocidad angular de viraje en un determinado tipo de viraje simétrico estacionario. Indique cual es: Maniobra de tirón vertical, tipo “pull-up”. Maniobra de tirón vertical, tipo “pull-down”. Maniobra de tirón vertical, tipo “pull-out”. Cualquier viraje simétrico vertical u horizontal, a altos factores de carga (n>>1).

En un viraje horizontal coordinado, el factor de carga correspondiente a viraje a 𝑅𝑚𝑖𝑛 (excluidas las limitaciones habituales) será: Siempre superior a 𝑛 = 2 . 𝑛 = √2. 𝑛 = ( 𝐶𝐿 𝐶𝐷 ) 𝑚á𝑥. Siempre entre 1 < 𝑛 < 2 . 1 < 𝑛 < √2. Dependiendo de las características aerodinámicas, geométricas, propulsivas del vuelo será un valor 𝑛 > 1.

Se quiere conocer el efecto qué produce una variación de la elevación (altura del aeropuerto respecto al nivel medio del mar) del aeropuerto en la distancia de despegue de un avión. Son conocidas y constantes todas las características aerodinámicas, geométricas, másicas y propulsivas del avión. Con todo lo anterior, se puede asegurar que, comparando la distancia de despegue del mismo avión al mismo peso, en dos aeropuertos determinados: Será mayor en Amsterdam-Schipol (-3 sobre nivel del mar) que en Daochen Yading (4411 sobre el nivel del mar. La elevación del aeropuerto no influye sustancialmente en la distancia de despegue. Será claramente menor en Daochen Yading (4411 sobre el nivel del mar) debido a que aterrizará con el TOW, cuya influencia en la distancia es mucho más relevante. Será menor en Amsterdam-Schipol (-3 sobre nivel del mar) que en Daochen Yading (4411 sobre el nivel del mar).

En el análisis pormenorizado de la distancia de despegue de un avión se analizan los diferentes tramos que lo diferencian. Cada uno de ellos, están delimitados por velocidades características. Ordene, de menor a mayor velocidad, las citadas velocidades características 𝑉𝑅, 𝑉𝐿𝑂𝐹, 𝑉1, 𝑉2. 𝑉𝑅, 𝑉𝐿𝑂𝐹, 𝑉1, 𝑉2. 𝑉1, 𝑉2,𝑉𝑅, 𝑉𝐿𝑂𝐹. 𝑉2, 𝑉1,𝑉𝑅, 𝑉𝐿𝑂𝐹. 𝑉1, 𝑉𝑅, 𝑉𝐿𝑂𝐹, 𝑉2.

En el vuelo de crucero horizontal, rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, la velocidad de vuelo mínima por empuje: Disminuye proporcionalmente a la carga alar, ( 𝑊/𝑆 ). Aumenta proporcionalmente a ( 𝑊/𝑆 )1/2. Aumenta proporcionalmente a ( 𝑊/𝑆 )3/2. Aumenta proporcionalmente a la carga alar, ( 𝑊/𝑆 ).

Un avión reactor en vuelo horizontal, rectilíneo, simétrico y uniforme, con un peso determinado está volando a la velocidad de máxima eficiencia aerodinámica V ( CL/CD ) max : En este caso, podemos decir que el empuje necesario para dicho vuelo: Aumentará, cuando aumente la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Disminuirá, cuando aumente la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Aumentará, cuando disminuya la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). No variará con la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL).

En el vuelo de crucero equilibrado a nivel, simétrico, rectilíneo uniforme de un avión reactor, cuando se realiza una operación a un peso inferior, ¿qué le ocurre a las velocidades máximas y mínimas de vuelo por empuje, comparándolas con las del peso de referencia?: Ambas velocidades aumentan, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), cuando el peso se reduce. Ambas velocidades disminuyen, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), cuando el peso se reduce. La velocidad mínima (V1) aumenta, y la velocidad máxima (V2) disminuye, cuando el peso se reduce. La velocidad mínima (V1) disminuye, y la velocidad máxima (V2) aumenta, cuando el peso se reduce.

En el vuelo horizontal, rectilíneo, simétrico, uniforme, de un avión propulsado por reactor, el empuje necesario para volar en dichas condiciones: se comporta proporcionalmente al término( 𝑊/𝐶𝐿 ) a altas velocidades; y proporcionalmente al término (𝑊 𝐶𝐿 ) a bajas velocidades. se comporta proporcionalmente al término ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a bajas velocidades; y proporcionalmente al término (𝑊 𝐶𝐿 ) a altas velocidades. se comporta proporcionalmente al término ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a cualquier velocidad. se comporta proporcionalmente al término (𝑊 𝐶𝐿 ) a cualquier velocidad 3.

Un avión reactor está volando, con un peso determinado, en vuelo de crucero rectilíneo, equilibrado, simétrico y uniforme (VHRU). En este caso, podemos decir que el empuje proporcionado por los reactores será mínimo cuando se cumpla que la condición de vuelo sea: ( 𝐶𝐿 𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿3/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐷 𝐶𝐿 ) 𝑚𝑎𝑥.

La siguiente figura representa la curva de potencia necesaria en función de la velocidad de un avión de hélice en vuelo de crucero convencional. En ella, se señalan dos puntos muy relevantes de la misma. El punto C (el de la izquierda) se corresponde con la condición de vuelo de. ( 𝐶𝐿3/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿−1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿 𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥.

En el vuelo de crucero horizontal, rectilíneo, uniforme y estacionario de un avión propulsado por hélice las siguientes curvas representan la potencia necesaria para el vuelo. Se representa varias curvas y una flecha que indica cómo cambia potencia necesaria para dicho vuelo: Manteniendo el peso del avión, cuando aumenta la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Manteniendo el peso del avión, cuando disminuye la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL). Manteniendo la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL), cuando aumenta el peso del avión. Manteniendo la altitud de vuelo (nivel de vuelo, FL), cuando disminuye el peso del avión.

Queremos conocer el efecto que produce una deflexión de los flaps en la condición de vuelo en planeo equilibrado y uniforme. Incrementando la deflexión de los flaps, podemos decir que el ángulo de planeo mínimo 𝛾𝑚𝑖𝑛. 𝜸𝒎𝒊𝒏) aumenta, dado que aumenta la eficiencia aerodinámica ( 𝐶𝐿/𝐶𝐷 ) 𝑐𝑜𝑛 𝑓𝑙𝑎𝑝𝑠. La deflexión de los flaps no influye en el ángulo de descenso mínimo (𝜸𝒎𝒊𝒏). (𝜸𝒎𝒊𝒏) aumenta, dado que disminuye la eficiencia aerodinámica ( 𝑪𝑳/𝑪𝑫 ) 𝒄𝒐𝒏 𝒇𝒍𝒂𝒑𝒔. (𝜸𝒎𝒊𝒏) disminuye, dado que disminuye la eficiencia aerodinámica (𝐶𝐿/𝐶𝐷) 𝑐𝑜𝑛 𝑓𝑙𝑎𝑝𝑠.

La expresión que se adjunta corresponde al cálculo del alcance de un avión. Según la técnica de vuelo seguida (es decir, las condiciones de integración) indique qué hipótesis NO SE CUMPLE. Altitud de vuelo constante. Ángulo de ataque constante. Eficiencia aerodinámica constante. Velocidad constante.

En condiciones estacionarias de vuelo en subida, la velocidad de subida máxima (𝑉𝑎𝑠𝑐𝑚𝑎𝑥 ) de un avión reactor: Disminuye proporcionalmente a un aumento de ( 𝑊/𝑆 ) ^1/2. Disminuye proporcionalmente a un aumento de ( 𝑊/𝑆 ) ^3/2. Aumenta proporcionalmente a un aumento de ( 𝑊/𝑆) ^3/2. Aumenta proporcionalmente a un aumento de ( 𝑊/𝑆 )^ 1/2.

El gráfico de la figura representa las diferentes limitaciones en el viraje simétrico en un plano horizontal, para un avión de características másicas, aerodinámicas y propulsivas conocidas. Elija la opción correcta que explica más adecuadamente el significado de la curva (2): El factor de carga que se puede alcanzar en un viraje, en función de la velocidad. El factor de carga que se puede alcanzar en un viraje, definido por el empuje del avión, en función de la velocidad. El factor de carga máximo que se puede alcanzar en un viraje, definido por el empuje del avión, en función de la velocidad. El factor de carga máximo que se puede alcanzar en un viraje, en función de la velocidad.

Las siguientes expresiones 𝑹 = 𝑽^𝟐/𝒈𝒏 , 𝜒̇ = 𝒈𝒏/𝑽 corresponden, respectivamente, al radio de viraje y velocidad angular de viraje en un determinado tipo de viraje simétrico estacionario. Indique cual es: Maniobra de tirón vertical, tipo “pull-out”. Maniobra de tirón vertical, tipo “pull-down”. Maniobra de tirón vertical, tipo “pull-out”. Cualquier viraje simétrico vertical u horizontal, a altos factores de carga (n>>1).

En el estudio pormenorizado de los tramos de la carrera de despegue, se puede determinar la (VMU) de forma que habrá que comprobar una serie de limitaciones. A partir de las citadas limitaciones aerodinámicas, geométricas o por mando, se obtiene una relación. Indique cuál de las siguientes es la correcta: (Cmδe δeMU > (Cmδe δe) max ). (Cmδe δeMU ≤ (Cmδe δe) max). (Cmδe δeMU = (Cmδe δe) max). (Cmδe δeMU ≥ (Cmδe δe) max).

En el vuelo de crucero horizontal, rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, la resistencia aerodinámica volando en dichas condiciones: Es proporcional a ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a altas velocidades y proporcional a (𝑊𝐶𝐿 ) a bajas velocidades. Es proporcional a ( 𝑊/𝐶𝐿 ) a bajas velocidades y proporcional a (𝑊𝐶𝐿 ) a altas velocidades. Es proporcional a ( 𝑊/𝐶𝐿 ) en todo el rango de operación de vuelo, excepto en la pérdida. Es proporcional a (𝑊𝐶𝐿 ) en todo el rango de operación de vuelo, excepto en el vuelo a (𝑀 > 𝑀𝑐 ).

En el vuelo de crucero horizontal, rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, las velocidades de vuelo equilibrado en esa condición: Aumentan ambas, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar ( 𝑊/S ). Disminuyen ambas, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar ( 𝑊/S ). Aumenta la mínima (V1) y disminuye la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar ( 𝑊/S ). Disminuye la mínima (V1) y aumenta la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la carga alar (𝑊/S).

En el vuelo de crucero horizontal, rectilíneo, uniforme, simétrico de un avión reactor, las velocidades de vuelo equilibrado en esa condición de vuelo: Aumentan ambas, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la relación empuje/peso ( 𝑇/𝑊 ). Disminuyen ambas, tanto la mínima (V1) como la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la relación empuje/peso (𝑇/𝑊 ). Aumenta la mínima (V1) y disminuye la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la relación empuje/peso ( 𝑇/𝑊 ). Disminuye la mínima (V1) y aumenta la máxima (V2), proporcionalmente a un aumento de la relación empuje/peso ( 𝑇/𝑊 ).

La siguiente figura representa la curva de resistencia aerodinámica en función de la velocidad de un avión reactor en vuelo de crucero convencional (VHRU). En ella, se señalan dos puntos muy relevantes de la misma. El punto B (el de la derecha) se corresponde con la condición de vuelo de: ( 𝐶𝐿3/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿−1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿 𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥.

La siguiente figura representa la curva de potencia necesaria en función de la velocidad de un avión de hélice en vuelo de crucero convencional. En ella, se señalan dos puntos muy relevantes de la misma. El punto C (el de la izquierda) se corresponde con la condición de vuelo de: ( 𝐶𝐿3/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿3/2 )^-1 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿 𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥.

En un viraje horizontal coordinado, el factor de carga máximo posible (excluida la limitación estructural) es: (𝑛𝑚á𝑥 )𝑚á𝑥 = 𝑊/𝑆. (𝑛𝑚á𝑥 )𝑚á𝑥 = ( 𝐶𝐿/𝐶𝐷 ) 𝑚á𝑥. (𝑛𝑚á𝑥 )𝑚á𝑥 = ( 𝐶𝐿/𝐶𝐷 ) 𝑚á𝑥 ( 𝑇/𝑊 ) 𝑚á𝑥. Ninguna de las anteriores.

En un viraje horizontal coordinado, el factor de carga correspondiente a viraje a 𝑅𝑚𝑖𝑛 (excluidas las limitaciones habituales) será: Siempre superior a 𝑛 = 2. 𝑛 = ( 𝐶𝐿/𝐶𝐷 ) 𝑚á𝑥. Siempre entre 1 < 𝑛 < √2. Dependiendo de las características aerodinámicas, geométricas, propulsivas del vuelo será un valor 𝑛 > 1.

En el análisis pormenorizado de la distancia de despegue de un avión, se estudian los diferentes tramos que la diferencian a través del equilibrio dinámico; es decir, a partir de las ecuaciones de Euler (fuerzas y momentos). El conjunto de las ecuaciones que se incluyen: Están particularizadas para el cálculo de una situación determinada del despegue. Indique cuál es: V2. VLOF. VMU. VR.

En el análisis de las actuaciones integrales tales como la autonomía y el alcance, en un avión reactor, se quiere conocer la influencia del viento continuado en ellas, durante todo el vuelo de crucero. Se puede concluir que: El viento no tiene influencia, ni en la autonomía, ni en el alcance. El viento no tiene influencia en el alcance, pero sí en la autonomía. El viento no tiene influencia en la autonomía, pero sí en el alcance. Tiene influencia en ambos, y dependerá de si el viento sea de cola (tail wind) o de cara (head wind) para conocer si producirá un aumento o disminución en la autonomía o el alcance.

En el diagrama carga de pago vs alcance de un avión se desea conocer la configuración de pesos para la que se conseguirá la condición de máximo alcance posible (Rmáx). ( 𝑀𝑇𝑂𝑊 = 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝐹𝑊 + 𝑀𝑃𝐿 ). ( 𝑇𝑂𝑊 = 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝐹𝑊 ≤ 𝑀𝑇𝑂𝑊 ). ( 𝑀𝑇𝑂𝑊 = 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝐹𝑊 ). ( 𝑀𝑇𝑂𝑊 = 𝑂𝐸𝑊 + 𝑀𝑃𝐿 ).

En condiciones estacionarias de vuelo en subida, el ángulo ascensional máximo (γmax) de un avión reactor corresponde a una operación a: ( 𝐶𝐿3/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿−1/2 ) 𝑚𝑎𝑥. ( 𝐶𝐿 𝐶𝐷 ) 𝑚𝑎𝑥.

Queremos conocer el efecto que produce una deflexión de los flaps en la condición de vuelo en planeo equilibrado y uniforme. Incrementando la deflexión de los flaps, podemos decir que el ángulo de planeo mínimo 𝛾𝑚𝑖𝑛 : (𝜸𝒎𝒊𝒏) aumenta, dado que aumenta la eficiencia aerodinámica ( 𝑪𝑳/𝑪𝑫 ) 𝑐𝑜𝑛 𝑓𝑙𝑎𝑝𝑠. La deflexión de los flaps no influye en el ángulo de descenso mínimo (𝜸𝒎𝒊𝒏). (𝜸𝒎𝒊𝒏) aumenta, dado que disminuye la eficiencia aerodinámica ( 𝑪𝑳/𝑪𝑫 ) 𝒄𝒐𝒏 𝒇𝒍𝒂𝒑𝒔. (𝜸𝒎𝒊𝒏) disminuye, dado que disminuye la eficiencia aerodinámica (𝑪𝑳/𝑪𝑫) 𝑐𝑜𝑛 𝑓𝑙𝑎𝑝s.

El gráfico de la figura representa las diferentes limitaciones en el viraje simétrico en un plano horizontal, para un avión de características másicas, aerodinámicas y propulsivas conocidas. Elija la opción correcta que explica más adecuadamente el significado de la curva (2): El factor de carga que se puede alcanzar en un viraje, en función de la velocidad. El factor de carga mínimo que se puede alcanzar en un viraje, definido por el empuje del avión, en función de la velocidad. El factor de carga máximo que se puede alcanzar en un viraje, definido por el empuje del avión, en función de la velocidad. El factor de carga máximo que se puede alcanzar en un viraje, en función de la velocidad.

En el análisis de los diferentes tramos en que se divide esquemáticamente el análisis de la carrera de despegue, típicamente aparece un esquema de fuerzas y momentos como el de la figura: A partir del mismo, indique en qué tramo del despegue se encuentra el avión: Tramo 1. Tramo 2. Tramo 3. Tramo 4.