VUELO VF PEI 1

Considerando un modelo de un planeador real y considerando que este está equilibrado para volar a V_dmin ... El ángulo de descenso del aeromodelo es inferior porque vuela a un “Re” más bajo. El ángulo de descenso del aeromodelo es del del planeador real. El ángulo de descenso del aeromodelo es superior porque vuela a un “Re” más bajo.

En un avión estable con mandos fijos e inestable con mandos libres, para pasar de una situación de vuelo equilibrado y compensado a V₁ a una situación de vuelo equilibrado y compensado a V₂ > V₁ hay que... Deflectar el timón a encabritar hasta equilibrar a V₂. Con el avión equilibrado a V₂ el piloto estará tirando de la palanca. Deflectar el timan a picar hasta equilibrar a V₂. Con el avión equilibrado a V₂ el piloto estará tirando de la palanca. Deflectar el timón inicialmente a encabritar y posteriormente a picar. En el instante inicial el piloto tira de la palanca con el avión equilibrado a V₂. La deflexión del timón será mayor que la inicial y el piloto estará tirando de la palanca. Deflectar el timón inicialmente a picar y posteriormente a encabritar. En el instante inicial el piloto empuja la palanca con el avión equilibrado a V₂. La deflexión del timón será menor que la inicial y el piloto estará empujando la palanca. Ninguna de las anteriores.

La adición de un muelle al sistema de mando, que tiende a desplazar la palanca hacia delante... Desplaza N’ₘ hacia atrás. Desplaza N’ₘ hacia delante. Desplaza N’ₒ hacia atrás. Desplaza N’ₒ hacia delante. No tiene efecto sobre la estabilidad a factor de carga constante con mandos fijos. No tiene efecto sobre la estabilidad a factor de carga constante con mandos libres. No tiene efecto sobre la estabilidad de maniobra con mandos fijos. No tiene efecto sobre la estabilidad de maniobra con mandos libres.

Comparando las características de un aeromodelo y un planeador... (W/S)am<(W/S)av, Re)am<Re)av, C_Do)am >C_Do)av. (W/S)am>(W/S)av, Re)am<Re)av, C_Do)am >C_Do)av. (W/S)am<(W/S)av, Re)am>Re)av, C_Do)am <C_Do)av. γ_dmin)am >γ_dmin)av, V γ_dmin)am>V γ_dmin)av. γ_dmin)am >γ_dmin)av, V γ_dmin)am<V γ_dmin)av. γ_dmin)am <γ_dmin)av, V γ_dmin)am<V γ_dmin)av.

El ángulo de resbalamiento del avión, β, cuando hay viento lateral que forma un ángulo de 90º respecto a x_b, es el que forma... La proyección sobre el plano X_h-Y_h del vector de velocidad respecto a tierra con el eje X_b. El vector velocidad respecto a tierra V_g con su proyección sobre el plano X_bZ_b. La proyección del vector velocidad aerodinámica, V, sobre el plano X_bY_b con el eje X_b. El vector velocidad aerodinámica V con su proyección sobre el plano X_bZ_b. La proyección sobre el plano X_hY_h del vector velocidad aerodinámica con el eje X_h. Ninguna de las anteriores.

Para un avión dotado de TR en vuelo simétrico rectilíneo estacionario en un plano vertical, con un ángulo de velocidad pequeño y empuje dado... Si el vuelo es horizontal, solo es posible a una velocidad de vuelo. En subida, la velocidad ascensional máxima siempre es superior a la del ángulo de subida máximo. Si T<1 siempre se desciende, y si es >1, siempre se sube. El techo siempre se produce para Tm=1. Ninguna de las anteriores.

Siendo V₁ = velocidad de 1^er régimen (VHRU), V₂ = velocidad de 2º régimen (VHRU), (V)_γmax = velocidad de máximo ángulo de subida y )V)_Vamzx = velocidad de máxima velocidad ascensional, para un mismo T... V₁ < V₂ < (V)_γmax < (V)_Vamzx. V₁ > V₂ > (V)_γmax > (V)_Vamzx. V₁ <(V)_Vamzx < (V)_γmax < V₂. V₁ <(V)_γmax < (V)_Vamzx < V₂.

En un ala volante para que sea estable... C_mac > 0 y cdg por delante del centro aerodinámico. C_mac > 0 y cdg por detrás del centro aerodinámico. C_mac < 0 y cdg por delante del centro aerodinámico. C_mac < 0 y cdg por detrás del centro aerodinámico.

Para cambiar α_e sin timon de profundidad el mejor medio es... Deflectar los flaps. Desplazar el cdg. Variar la velocidad.

Un modelo de avión se ensaya en un túnel manteniendo constante la v, midiendo M_cg en condiciones estáticas (modelo quieto) a distintos ángulos de ataque, la pendiente de la curva (Cm_cg) así obtenida es... El índice de estabilidad estática longitudinal frente a perturbaciones de α a V=cte. El índice de estabilidad en maniobra con mandos fijos. El índice de estabilidad estática longitudinal en vuelo libre frente a perturbaciones de α a n=cte. Todas son falsas.

La adición de un muelle en un sistema de mando que tiende a desplazar la palanca hacia el piloto... Lleva Nm hacia atrás. Lleva N’m hacia delante. Lleva No hacia atrás. Lleva N’o hacia delante. No tiene efecto sobre la estabilidad a n=cte para mandos fijos. Lo mismo para mandos libres. No tiene efecto sobre la estabilidad en maniobra para mandos fijos. No tiene efecto sobre la estabilidad en maniobra para mandos libres.

El ángulo del timon de profundidad necesario para virar con Ω a V=cte es... > que el necesario para vuelo rectilíneo horizontal a la misma V. < que el necesario para vuelo rectilíneo horizontal a la misma V. = que el necesario para vuelo rectilíneo horizontal a la misma V.

De acuerdo a lo definido en el curso, puede considerarse que un avión simétrico con tracción simétrica está en vuelo simétrico... Rectilíneo estacionario. Curvilíneo con sen φ = V² / gR. Curvilíneo con tg φ = V² / gR. Rectilíneo no estacionario con φ = 0. Curvilíneo en el plano vertical.

La velocidad base es... Máxima posible para VHRU. Mínima velocidad ascensional. Consumo mínimo por unidad de tiempo para TR. Consumo mínimo por unidad de tiempo para MA+H.

Avión con cola horizontal y perfil con extradós hacia abajo. Despreciando la contribución del timón al C_L, la sustentación del avión cuando la corriente incide según la dirección de sustentación nula de la combinación ala-fuselaje... Positiva. Nula. Negativa. Depende de la posición del cdg.

El timón de profundidad de un avión tiene el extradós hacia abajo. En esas condiciones la pendiente de la curva de sustentación del avión completo. Es a_wb. Es mayor que a_wb e independiente de ε. Es mayor que a_wb y dependiente de ε. Es mayor o menor dependiendo de la posición del centro de gravedad. Es función de i_t. Es función de δ_a.

El δ_e necesario para vuelo simétrico en un plano vertical con velocidad angular constante negativa, ángulo de ataque α y empuje pasando por el cdg es... Menor que el necesario para VHSER al mismo α. Igual que el necesario para VHSER al mismo α. Mayor que el necesario para VHSER al mismo α. Mayor, menor o igual que VHRE al mismo α, dependiendo del valor de la velocidad angular. Mayor, menor o igual que VHRE al mismo α, dependiendo del valor de la velocidad horizontal.

Sea una avioneta con diedro positivo aterrizando con viento lateral derecho... δ_r > 0 ; δ_a > 0 ; φ > 0. δ_r < 0 ; δ_a > 0 ; φ > 0. δ_r > 0 ; δ_a < 0 ; φ > 0. δ_r > 0 ; δ_a > 0 ; φ < 0. δ_r < 0 ; δ_a < 0 ; φ > 0. δ_r > 0 ; δ_a < 0 ; φ < 0. δ_r < 0 ; δ_a > 0 ; φ < 0.

Dos aviones con la misma velocidad angular, describen una circunferencia completa en el mismo t, pero con Ra= 2Rb. Suponiendo viraje correcto... El avión a tiene mayor factor de carga. El avión b tiene mayor factor de carga. Ambos tienen el mismo factor de carga.

Considerando virajes simétricos estacionarios de un avión en el plano horizontal, con n>0, siempre... Angulo de ataque>0 puede ser positivo, igual a cero o negativo. C_L > 0. Ángulo de asiento de velocidad igual a cero. Ángulo de asiento de velocidad igual al ángulo de ataque. Los ejes de estabilidad coinciden con ejes viento. Ninguna de las anteriores.

Si se efectúan las hipótesis siguientes ( vuelo horiz., rectilíneo, casi-estacionario, rend. Propulsivo y consumo especifico ctes.), la autonomía de un avión provisto de motor alternativo+hélice volando a Pm=cte. Viene dada por W_FT/cPm, donde W_FT es el peso total del fuel. Es máximo manteniendo siempre la condición de potencia disipada mínima. Es máximo manteniendo siempre la condición de resistencia mínima. No viene dada por una formula sencilla debido a la dificultad de la ley de pilotaje. Todas las anteriores son falsas.