Gran numero de graves accidentes aeronáuticos siguen ocurriendo por haber operado la aeronave en condiciones de perdida de velocidad durante decolaje, aproximaciones a aeropuertos o aterrizajes.

La velocidad de perdida de una aeronave esta directamente definida por su carga alar y el máximo coeficiente de sustentación del ala.

Resulta en la mayoría de los casos aceptable para aviones de escuela civiles y aviones de aficionados una velocidad de perdida de los 50 nudos.

La velocidad de aproximación es normalmente levemente mayor que la de perdida.

Para usos civiles se la toma como 1,3 de la velocidad de perdida.

Para aplicaciones militares resulta 1,3 veces la velocidad de perdida.

Para aterrizajes en porta-aviones 1,15.

Como el peso de un avión W debe estar soportado por la sustentación L puede escribirse:

El coeficiente de sustentación no resulta fácil de estimar. Su valor varia entre 1,2 a 1,5 para alas planas sin flaps hasta valores tan grandes como 5 para alas con dispositivos hipersustentadores potenciados.

El CLmax para aeronaves diseñadas para despegue y aterrizaje cortos (STOL), es el del orden de 3. Para aviones de transporte comunes provistos de flaps y ranuras el CLmax puede llegar a 2,4.

Otras aeronaves con flaps en la parte central del ala llegaran a Clmaxi del orden de 1,6 a 2,0.

El CLmax de un ala dependerá de la geometría del ala, el perfil aerodinámico adoptado, la geometría y envergadura de la sección alar provista de flaps y la geometría ranuras de borde de ataque, del numero de Reynolds, de la textura (rugosidad, lisura), superficial y de los fenómenos de interferencia con otros componentes del aeroplano como fuselaje, soporte de motores etc.

La fuerza de trimado actuante sobre el estabilizador horizontal de la cola aumentara o disminuirá la sustentación total máxima de acuerdo al sentido de la fuerza de trimado.

En el caso de que el chorro de una hélice o de un jet incida sobre el ala y/o flaps puede presentarse un efecto de sustentación adicional debida a la planta de poder.

La mayoría de los aeroplanos utilizan una diferente defección de flpas para aterrizajes que la correspondiente a decolajes.

Para los aterrizajes suele utilizarse la máxima defección a fin de proveer simultáneamente gran   sustentación y resistencia.

Si se intentase utilizar este mismo ángulo máximo para el despegue la gran resistencia provocada atentaría en contra del logro de una gran aceleración y trepada.

Por esas razones los ángulos de flap utilizados durante decolajes con del orden de la mitad de los utilizados en aterrizajes.

Valores típicos de CLmax son:

CLmax decolaje= 80 % Clmax aterrizaje

Para un ala de alargamiento moderado del orden de mas de 5 el Clmax será aproximadamente un 90 % del Clmax correspondiente al perfil al mismo numero de Reynolds para una distribución de sustentación aproximadamente elíptica.

Si solo se emplean (como es usual) flaps en una parte de la envergadura del ala ( la región central) su defección introducirá un retorcimiento discontinuo en la geometría alar.

El efecto resultante será una variación del “downwash) y el correspondiente ángulo de incidencia de la corriente con la envergadura.

La máxima sustentación se calcula para el máximo ángulo de ataque que soporta el ala antes de que una parte de ella entra en perdida.

Resulta común aquella parte del ala que tenga flaps aplicados sea la que entre en perdida primero.

En una primera y muy grosera (pero útil) aproximación para estimar el coeficiente de sustentación máxima para un ala de alargamiento mayor que 5 se pueden considerar las contribuciones de la parte alar con flaps y de la parte sin flaps efectuadas con un coeficiente del orden de 0,9.

En la figura ilustra valores promedio de este coeficiente en  función del tipo de dispositivos hipersustentador utilizando en función de la flecha.

Imaginemos que la aeronave esta ubicada inmóvil en la cabecera de pista con las ruedas frenadas mientras los motores van acelerando, cuando se llega al empuje adecuado los frenos son liberados comenzando la carrera de decolaje. Se utilizan habitualmente varias formas para interpretar la distancia de decolaje.

Una distancia importante (ground roll) es la que recorren las ruedas del  trren de aterrizaje de un avión hasta dejar el contacto con el suelo.

Otra distancia característica es la “obstacle clearance distance” que es la recorrida por el avión desde la liberación de los frenos hasta alcanzar una determinada altura, considerada normalmente de 50 pies (150 m) para aeronaves militares y 35 pies (105m) para aeronaves comerciales.

La longitud de pista balanceada (balanced field lengtn) también denominada distancia (según normas) FAR 25 es la distancia necesaria por seguridad en el caso de la “plantada de un motor” durante la operación de decolaje que incluye requerimientos de pasar obstáculos de 35 pies (civil) y 50 pies (militar).

Esa distancia esta definida por la longitud de pista necesaria para que aun cuando el avión haya comenzado su carrera y bruscamente un motor se detiene, el piloto pueda detener el avión sin que haya terminada la pista.

Durante el rodaje de una operación de despegue, cuanto mayor sea la velocidad del avión mayor será la distancia necesaria para detener el avión en caso de fallo motriz.

Si el motor falla justo en el momento en que las ruedas dejan el suelo el piloto no puede ( en las longitudes de pista de los aeropuertos existentes) interrumpir con seguridad el decolaje, estando obligado a continuarlo con los motores restantes.

La velocidad   para la cual la distancia para detenerse en caso de falla motriz iguala a la distancia necesaria para completar el decolaje se llama velocidad de decisión (decisión speed).

La longitud de pista balanceada es la distancia necesaria para despegar y salvar un obstáculo de una altura dada a la velocidad de decisión cuando el fallo de un motor se produce exactamente a la velocidad de decisión.

Es de hacer notar que para la definición de las distancia expuesta no se admite el uso de frenado con flujos reversos de turbna o hélice.

La distancia de decolaje esta fuertemente definida por la carga ala y la relación empuje-peso de la resistencia aerodinámica y la resistencia de rodadura.

Si eleva la nariz del aeroplano antes de alcanzar la velocidad adecuada puede inducir una resistencia aerondimica tal que dismuya considerablemente la aceleración de la aeronave.

La resistencia de rodadura dependerá a través de un coeficiente de resistencia, de la textura, material y estado (mojado, con polvo, etc) de la superficie de la pista, de la características, cantidad y presión de inflado de los neumáticos.

El parámetro de decolaje (TOP) utilizando en la figura esta compuesto por la carga alar de decolaje dividida por el producto de la relación de densidades, el coeficiente de sustentación de declaje y la relación empuje-peso de decolaje o en el caso de motores a pistón la relación caballos de fuerza a peso.

La relación de densidades o es la densidad del aire a la altura de despegue (piense en un aeropuerto ubicado a gran altura en la punta por ejemplo) dividida por la densidad del aire a nivel del mar.

Entonces

Cabe hacer notar que el coeficiente de sustentación de decolaje No es el máximo coeficiente de sustentación utilizado para condiciones de perdida, una aeronave despega habitualmente a una velocidad 10% mayor que la de perdida.

La determinación de la carga alar necesaria para satisfacer un requerimiento impuesto por una distancia de decolaje dada puede realizarse en base al parámetro TOP de la figura e insertándolo en las siguientes expresiones.

Distancia de aterrizaje

Similarmente a lo que ocurre para el decolaje pueden mencionarse varias distancias de aterrizaje.

Una distancia es la que recorre el avión desde el momento en que las ruedas tocan el suelo hasta la detención de la aeronave.

Las normas FAR23 especifican el pasaje por encima de un obstáculo de 50 pies (15 metros) mientras la aeronave se encuentra a velocidad de aproximación en el planeo de aproximación.

Después de sobrepasar el obstáculo el piloto aminora la velocidad hasta valores del orden de 1,15 de la velocidad de perdida. Las normas FAR25 de aterrizaje incluye el pasaje del obstáculo de 50 pies adicionando al mismo tiempo un margen de seguridad adicional.

La distancia de aterrizaje esta fundamentalmente determinada por la carga alar, a través de la correspondiente velocidad mínima de aproximación.

Una aceptable estima de la distancia de aterrizaje puede extraerse de la siguiente formula.

Sa: 1000 para aviones del tipo utilizado por aerolíneas caracterizado por una pendiente de planeo de 3 grados.

Sa: 600 para aviones de tipo general en aproximaciones sin ayuda de motor.

Sa: 450 para aeronaves STOL con pendientes de planeo de 7 grados.

Esta ecuación puede ser asimismo empleada para una estima de la correspondiente carga alar.

El primer termino indica la distancia recorrida desde que las ruedas tocan el suelo.

El termino constante Sa indica la distancia adicional recorrida para salvar el obstáculo que las normas especifican.

Para aeronaves   equipadas con reversores de empuje la formula es aplicable multiplicando el primer termino por 0,66.

Si se respeta la norma FAR25 es preciso multiplicar la distancia total obtenida por la formula por 1,67 a fin de asegurar un margen de seguridad.

Para la mayoría de las aeronaves impulsadas a hélice y para entrenadores jet los cálculos de aterrizaje deben ser efectuados para pesos muy cercanos o iguales al peso de decolaje.

Para la mayoría de los jet se considera un peso del orden de 0,85 del peso de despegue.