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Las actuaciones de los aviones suelen calcularse matemáticamente o gráficamente tomando como base el vuelo en condición recto y nivelado en donde se tiene en cuenta la resistencia y potencia necesaria para mantener una condición de vuelo dada, sea virajes, ascensos, descensos, etc.
En este capítulo analizaremos de manera concreta la actuación de los aviones centrándonos en cálculos simples con especial énfasis en la parte gráfica para poder entender las actuaciones del avión en diferentes condiciones de vuelo.
Realizaremos un análisis comparativo de la actuación en ascenso, descenso y virajes para aeronaves dotadas de motores recíprocos y reacción de manera de poder entender el comportamiento de ambas y sacar conclusiones concretas.
Repasando capítulos anteriores, debemos recordar que el punto de equilibrio de la aeronave se encuentra cuando L=W y T=D. De las ecuaciones podíamos decir que:
A partir de estas ecuaciones podremos determinar las variables que definen el tipo de condición de vuelo.
Como se estudió en capítulos anteriores, la resistencia se compone de dos sumandos, resistencia parásita e inducida. La resistencia inducida disminuía a medida que Ve (velocidad equivalente) aumenta, con un mayor (A) alargamiento y aumenta con el cuadrado del peso  y que para mantenerse en vuelo horizontal y sin aceleración será necesario que la tracción, sea igual a la resistencia. A esa fuerza la llamaremos tracción necesaria Tn que debe ser igual a la resistencia que ofrece el aire al avance del avión. Y como vimos también con anterioridad, la combinación de velocidad y ángulo de ataque nos dan un indicio de la cantidad de resistencia parásita e inducida.
Podríamos pensar que para volar con menos resistencia deberíamos tener un menor ángulo de ataque lo que nos llevaría a volar con más velocidad, pero esto no es así porque el incremento en la resistencia parásita aumenta. Ahora bien, con un ángulo de ataque grande, la resistencia inducida aumenta y además el margen que existe para llegar a la velocidad de pérdida es menor. Por eso cuando hablamos de fineza estamos hablando de un ángulo de ataque constante que no depende del peso ni de la altitud en el que la relación de las resistencias al avance es la menor y esa condición es la más favorable para el vuelo. Luego, dependiendo del peso, a un mismo ángulo de ataque esa velocidad de mínima resistencia pueda variar, pero esa variación es muy pequeña cuando el peso de la aeronave no cambia significativamente.
Dijimos también que la resistencia inducida dependida del cuadrado del peso (W2) ya que mayor peso implica aumentar la sustentación para mantener el equilibrio. En el gráfico podemos apreciar como varía la velocidad para un mismo ángulo de ataque cuando modificamos el peso.
En el caso de los motores a reacción y vuelo a alta velocidad, comienza a entrar como variable los fenómenos de comprensibilidad del aire y se hace necesario determinar las variables a través del número de Mach.
Conforme aumenta el M° el CL es menor y CD aumenta. Podemos apreciar como existe una curva para M° 0-0.6 que es la que empleábamos generalmente para diferenciar la variación del coeficiente de sustentación con respecto al de resistencia (aire incomprensible) y luego a medida que se incrementa el M° aparecen curvas individuales por los efectos de comprensibilidad que aumentan considerablemente la resistencia del avión. Recordemos que el diseño del ala para este tipo de aviones suele ser más estrecho y con un ángulo de flecha acusado que permita generar menor resistencia a alta velocidad.
Como analizamos en las tablas anteriores en donde era necesario una Tn que contrarreste a la resistencia para mantener el vuelo horizontal, para obtener la potencia necesaria Pn bastará con multiplicar la velocidad de vuelo (D.V). Es decir, que a la oposición al avance (resistencia) para mantener una velocidad será necesario emplear una potencia que llamamos potencia necesaria.
Análogamente a lo que ocurría con la resistencia, la Pn es la suma de dos potencias que llamaremos parásita e inducida. La forma de representarlo correctamente es a través de tablas diferenciadas por altitud ya que recordemos que Ve varía con la densidad, por ende con la altitud.
El valor de Ve corresponde a la tangente trazada desde el origen hasta la curva, dándonos un ángulo a. Cualquier otro punto que queramos trazar desde el origen, daría otro ángulo a´ que es mayor al de la tangente a.
Como consideramos a la densidad como una constante y la resistencia (D) mínima, podemos decir que la tangente a es la velocidad de mínima resistencia y coincide exactamente con el gráfico de Tn.
Ahora bien, como la densidad varía con la altura debemos trazar una curva para cada altura considerando un peso fijo. Es decir, a un peso determinado le corresponderán diferentes curvas a medida que la altitud cambia (modificación del valor de densidad) concluyendo que como la densidad disminuye con la altura, para un mismo peso, la potencia necesaria aumenta con la altitud.
Se define máximo alcance a la relación de distancia recorrida por unidad de combustible máxima. En motores a pistón el consumo específico de combustible lbs/hora (flujo) por unidad de potencia se mantiene prácticamente inalterable. Pero pueden existir algunas pérdidas en el movimiento de mecanismos auxiliares como puede ser un eje (shaft) que mueve la hélice.
Se define alcance específico a a la distancia recorrida por kg de combustible consumido Nm/kg. El problema radica en encontrar el mayor valor a que garantice la mejor relación distancia vs consumo. En vuelo sin aceleración y horizontal la Pn es igual a la PD y además de eso en este tipo de motores el consumo por unidad de potencia se mantiene constante, entonces podemos decir que a debe ser máximo para D mínimo o lo que es lo mismo decir, para L/D máximo. Es por este motivo que en el caso de los aviones a pistón o émbolo cuando hablamos de velocidad de mínima resistencia, estamos hablando de máximo alcance. Recordemos que al variar la altitud varía la TAS y en el caso de mantener una velocidad equivalente (Ve) de mínima resistencia convendrá volar a mayor altura para obtener un mayor alcance.
De la polar CL vs CD para reactores, al trazar la tangente con la intersección de cada una de las curvas que corresponden a diferentes M° podemos decir que el valor de CL = CD o lo que es lo mismo decir la velocidad de L/D (fineza máxima). Por ende, volando a un AOA determinado para un valor de M° dado se obtendrá el máximo alcance.
Ahora bien, para un peso fijo la altitud de vuelo definida por δ (presión relativa) será aquella determinada para obtener el máximo alcance. A medida que el avión consume combustible y el peso disminuye para mantener el peso aerodinámico constante (W/δ) el avión deberá ascender con el fin de reducir el valor de δ (presión relativa). Esto es común observarlo en aviones pesados y navegaciones a larga distancia cuando la aeronave es cargada con mucho combustible. Inicialmente el avión puede ascender a una altitud en donde puede mantener el AOA de máximo alcance con un peso determinado. Luego de transcurridas unas horas de vuelo y de consumo de combustible, al disminuir el peso, el avión dispone nuevamente de empuje suficiente para continuar el ascenso a un nuevo nivel que le permita obtener el mejor rendimiento de combustible vs distancia y de esa manera mantener el máximo alcance.  A esto se lo denomina generalmente “step climb”.
W/δ = L/δ = K.S.CL. M2
Si uniéramos los gráficos que relacionan el peso aerodinámico (W/δ) con el número de M° y el visto recientemente CD vs CL obtendríamos una curva como la siguiente en donde podríamos decir que el máximo alcance se obtiene a un número de Mach y también a un valor de CL/CD determinado.  Por otro lado, lo que se utiliza para navegar en la actualidad generalmente es LARGO ALCANCE (Long Range) porque si bien requiere el empleo de mayor empuje para incrementar la velocidad (disminuye el AOA) la penalización en cuanto a la relación consumo de combustible vs distancia es del 1% con respecto al máximo alcance. Es decir, que no se hace un gasto significativo y los beneficios son volar a una velocidad más adecuada y segura (menos AOA) además de disminuir los tiempos de navegación.
Para un peso determinado, la velocidad de potencia mínima es fija y teniendo en cuenta que Pn es igual a la PD para mantener el vuelo horizontal si se vuela a la velocidad a la cual la potencia necesaria es mínima (punto más bajo de la curva) el combustible durará el máximo tiempo estando el avión el mayor número de horas disponibles en el aire. La velocidad de mínima potencia es la velocidad de máxima autonomía.
Resumiendo máximo alcance y autonomía podemos decir que la velocidad de máxima autonomía será menor a la de máximo alcance y por ende el ángulo de ataque será mayor. No son velocidades que se empleen en aviación generalmente porque en el caso de máxima autonomía el ángulo de ataque es elevado y tiene injerencia en las actuaciones de subida, techo del avión y turbulencia, además en vuelo crucero el movimiento de pasajeros causa que el c.g varíe haciendo que esta velocidad no sea tan segura. En el caso de máximo alcance ocurre algo similar, aunque el ángulo de ataque es menor y la velocidad mayor, pero para este caso de usa largo alcance (Long Range).
Cabe destacar también, que a medida que el avión consume combustible, la disminución de peso hará que la Pn sea menor y además se aumentará la velocidad.
Las velocidades o números de Mach a los que se obtiene la máxima autonomía, corresponden a valores inferiores que los correspondientes a los valores mínimos de la resistencia. Por este motivo se utilizan velocidades de espera mayores que las que proporcionan el mínimo consumo de combustible porque lo que se pierde en combustible se gana en capacidad de maniobra.
La máxima autonomía se consigue volando prácticamente a la velocidad de mínima resistencia o L/Dmáx
Largo alcance (Long Range)
En largo alcance, la velocidad es mayor que para máximo alcance (ángulo de ataque menor) y solo se pierde el 1%. Los beneficios que trae son un mayor nivel de seguridad para mitigar lo expresado más arriba. De hecho, muchos aviones en sus tablas de performance contemplan solamente Long Range y no máximo alcance.
A medida que se consume combustible y se reduce el peso, habrá que ir haciendo reducciones para mantener la velocidad. Generalmente estamos hablando de consumos superiores a 1000 kg y esta reducción deja un remanente de potencia que luego permitirá seguir ascendiendo para volar en niveles con mayor TAS y/o menor consumo de combustible.
El consumo de combustible respecto al máximo alcance pude venir compensado por el ahorro de tiempo, debido a volar con mayor velocidad.
En este caso nos interesa analizar más máximo alcance que autonomía, ya que el primero depende de la velocidad y de la relación Nm recorridas/kg de combustible y en el segundo caso nos interesa la potencia mínima.
Ahora bien, cuando hablamos de distancia recorrida no podemos dejar de lado la velocidad de desplazamiento con respeto a la tierra o Ground Speed que vendrá determinada por TAS +/- viento.
Lo que se hace es proyectar la tangente con la velocidad del viento hasta que intersecte la curva de potencia necesaria. Se podrá apreciar que en este caso la velocidad de máximo alcance variará siendo mayor en el caso de viento de frente y viceversa. En ambas situaciones la velocidad de L/D máxima no se corresponderá como en el caso de viento nulo. A los fines prácticos lo que se hace es volar con mayor velocidad en el caso de viento de frente y se mantiene la velocidad de L/D para viento de cola. Y como se puede apreciar en el gráfico, un incremento de velocidad traerá aparejado un incremento de potencia que se traducirá en mayor consumo de combustible.
Cuando hablamos de potencia disponible decimos que es aquella que proporciona el grupo motopropulsor y tiene en cuenta el rendimiento del motor y de la hélice, además de contemplar el desgaste de energía que se genera en mover la hélice que genera la tracción.
En el capítulo de hélices hablamos de que en el caso del paso variable, el motor puede entregar su máximo rendimiento a prácticamente todas las velocidades. La potencia del motor (BHP = brake horse power) multiplicada la eficiencia o rendimiento de la hélice (nh), nos dará la potencia disponible PD.
PD = BHP. nh
Partiendo del nivel del mar, las RPM del motor se pueden mantener hasta cierta altura realizando los ajustes pertinentes en el motor para compensar los cambios de presión. Estas máximas RPM se podrán mantener hasta el punto en el que el motor esté al full throttle, a partir de allí la potencia comenzara a caer. A esta altitud se la denomina, altitud crítica y generalmente viene expresada en los manuales de los aviones pero recordemos que se tiene en cuenta condiciones atmosféricas ISA. En algunos aviones la altitud crítica teórica por manual generalmente se expresa en un rango de altitudes porque debe darse un día de condiciones idénticas ISA para que la altitud crítica coincida con la altitud volada.
Velocidad máxima y mínima de vuelo
En vuelo horizontal al ser D = T, la potencia necesaria D.V debe ser igual a la potencia disponible T.V
Respetando estos conceptos el avión estará en vuelo horizontal en los puntos A y B en donde PD y Pn son iguales. En el primer caso (A) estará volando a baja velocidad lo que implica un ángulo de ataque elevado y en el segundo caso (B) máxima velocidad con poco ángulo de ataque.
Si el avión desea volar con velocidades que se encuentren entre los puntos VA y VB cualquier modificación de potencia que se haga fuera de la igualdad PD = Pn implicará en el caso A un aumento de velocidad si se reduce el ángulo de ataque, caso contrario el avión comenzará a subir producto de un exceso en la potencia disponible sobre la necesaria. Y en el caso de encontrarse en B lo que resta es desacelerar (Pn) porque se ha llegado al máximo de la PD y en este caso para mantener el vuelo horizontal se deberá incrementar el AOA o el avión comenzará a descender. En ambas situaciones si se desea mantener el vuelo horizontal porque solamente se está accionando sobre la potencia para realizar cambios de velocidad, lo que debe hacerse es compensar el avión conjuntamente con la modificación de potencia. Es lógico que el ángulo de ataque varíe, sea en más o en menos, pero si no queremos cambios abruptos en el cabeceo o esfuerzos innecesarios en la palanca, debemos compensar.
Otro aspecto a considerar en el uso de la potencia es que la potencia de despegue que generalmente es la máxima, brinda la capacidad de poder volar a la máxima velocidad y a su vez a la mínima velocidad en relación con potencias menores. Esto es debido a que a baja velocidad y grandes ángulos de ataque es necesario compensar el aumento de resistencia inducida con potencia. Caso contrario el avión entraría en pérdida o comenzaría a descender. He aquí la explicación de por qué las velocidades de pérdida con y sin potencia no son las mismas por más que se produzcan al mismo ángulo de ataque.
En general la potencia de despegue no podrá ser mantenida por mucho tiempo por los daños que le ocasionaría al motor y sus partes al estar exigidos al máximo esfuerzo. Una excepción a esta regla son los aviones militares y especialmente los aviones de caza que tienen preparados los motores para poder utilizar el máximo de su potencia/empuje gran parte del vuelo.
Tanto para ascensos como para descensos, las fuerzas que actúan en el avión son las mismas (L-W T-D) pero estas fuerzas se descomponen en el sentido de avance y de esa manera las variables deberán ser modificadas para una condición de vuelo que no sea vuelo horizontal.
En el caso de los ascensos si proyectamos la trayectoria de vuelo decimos que:
T = D+W. sen Y
L = W. cos Y
Estas ecuaciones nos hacen comprender que así como en vuelo horizontal T debía ser igual a D, en el ascenso T debe ser mayor que la resistencia y que a medida que el ángulo aumente, mayor deberá ser la tracción.
Respecto del valor de R/C (Rate of Climb) se puede decir que es la diferencia entre la potencia disponible y la necesaria teniendo en cuenta el peso del avión.
R/C = (PD-Pn) / W
De la ecuación anterior representada en el gráfico de P.V se obtiene el gráfico de R/C en donde se puede apreciar que existe un valor máximo de régimen de ascenso para una velocidad determinada. Y por el ángulo determinado a través de la tangente con las ordenadas de la curva de R/C se puede apreciar que la velocidad para subir con el máximo ángulo es menor que la velocidad para subir con la máxima velocidad vertical (R/C máximo). Para modificar el ángulo de subida basta con mover la palanca y de esa manera se modificará la velocidad de ascenso.
Una vez que se haya elegido una velocidad de ascenso, si se desea aumentar o disminuir el valor de R/C o ángulo se deberá actuar sobre la potencia aumentando o disminuyendo PD. En el caso de la fase de despegue recordemos que la potencia disponible es la máxima y lo único que nos resta es modificar la velocidad y ángulo con el bastón de mando.
Estas velocidades que variarán en todos los aviones las utilizaremos a lo largo de toda la carrera porque son las óptimas para las operaciones de despegue, ascenso a nivel crucero y descenso. Las denominadas VY y VX son las velocidades que garantizan el mejor régimen de ascenso (VY) y ángulo de ascenso (VX). Si observamos la tabla notaremos que cuando se vuela VX se obtiene la mayor altura en la menor distancia, empleándose esta velocidad para sortear obstáculos durante el despegue o durante la fase de ascenso. Mientras que en el caso de VY se logra obtener la mayor altura en el menor tiempo posible y de hecho se recorre mayor distancia. El piloto debe conocer perfectamente estas dos velocidades y de hecho hoy en día los sistemas de aviónica del avión tienen marcas en el velocímetro que identifican a VY y VX. Recordemos que a medida que ascendemos y la PD comienza a ser menor que desde el lugar de despegue, se deberá seguir manteniendo la velocidad, pero el R/C descenderá por una disminución en la tracción.
Conforme la altitud aumenta, la velocidad de máximo R/C también aumenta ya que las curvas de peso aerodinámico W/δ se mantienen constantes desplazándose hacia la derecha. De esto se deduce que para mantener el R/C a medida que se asciende, el avión deberá acelerarse lo que requerirá mayor empuje u otra de las opciones es disminuir la actitud.
Aquí podremos apreciar que ocurre algo análogo a los motores a pistón ya que el R/Cmáx se obtiene a una velocidad mayor que la del ángulo de subida (Ymáx). también podemos apreciar que el ángulo de subida depende del exceso de empuje (T/δ) que exista sobre la resistencia (D/δ) y si observamos la polar de la tabla superior veremos que ese empuje se obtiene cuando la resistencia es la mínima, es decir con fineza máxima.
También ocurre que considerando que a medida que ascendemos δ disminuirá y por ende lo hará el peso aerodinámico (W/δ), el R/C disminuirá. Por ende, la velocidad máxima vertical R/Cmax es función de la altitud, disminuyendo conforme la altitud aumenta.
Recordemos que el rendimiento del motor disminuye a medida que se asciende y será necesario mayor tracción para compensar en la trepada al peso aerodinámico.
En el caso de los descensos, al igual que para los ascensos determinamos las siguientes ecuaciones:
T + W. sen Y = D
L = W. cos Y
Y al igual que en el ascenso el R/D (Rate of Descent) será:
R/D = (Pn-PD) / W
Deducimos que los valores de R/D mínimo y Y mínimo difieren siendo la velocidad de ángulo de descenso mínimo (Y) mayor que R/D mínimo. De hecho, la velocidad de ángulo de descenso mínimo es prácticamente igual a R/Cmáx.
Si considerásemos un avión sin potencia disponible (planeador) en donde PD= 0 por ende T=0 el valor que tendrá el ángulo de descenso mínimo se puede traducir como:
Y = 1 / f
En donde nos interesa seleccionar un ángulo de ataque que proporcione un valor de fineza máxima (fmax) que sea mínimo para Ymin. En este caso, el peso no tiene injerencia en la distancia recorrida de descenso, solo influirá en que la velocidad de descenso sea mayor o menor.
En descenso, el viento de frente aumenta el ángulo de descenso mientras que el viento de cola lo disminuye.
Los principios son análogos. La velocidad que corresponde a Ymín es superior a la que corresponde a R/Dmín y para logar estar lo más cerca posible del alcance específico es necesario mantener el valor del ángulo Y en su mínimo valor. Para ello se debe volar al AOA de fineza.
En un viraje el avión se ve sometido a las fuerzas de L, W y de inercia o centrífuga Fi. Esta fuerza se produce porque al estar virando, el avión está describiendo una circunferencia y tiene una aceleración centrípeta.
Fi: fuerza de inercia o centrífuga. Esta fuerza se produce porque al estar virando, el avión está describiendo una circunferencia y tiene una aceleración centrípeta.
Al depender la aceleración del ángulo de inclinación se puede decir que
L = W / cos φ
Y como cos φ (ángulo de inclinación) siempre será menor que 1, se puede decir que la sustentación necesaria para mantener el vuelo horizontal deberá ser mayor y a medida que la inclinación aumente, el valor de L será cada vez más grande lo que implica en cierta forma que, respecto del vuelo horizontal, se está volando con un “peso mayor” y por este motivo en viraje la velocidad de pérdida será mayor que para vuelo horizontal.
La resistencia inducida será mayor, lo que implica que la Pn deba ser mayor para compensar esa resistencia y poder mantener la velocidad en vuelo horizontal. En el caso de que no se ajuste la potencia, la velocidad disminuirá. A medida que el viraje sea más cerrado (mayor inclinación) la Pn deberá ser mayor para contrarrestar la resistencia y mantener los niveles de L adecuados al vuelo horizontal. Por este motivo debe tenerse especial cuidado durante las fases de despegue y aterrizaje en donde las velocidades son bajas y el avión en configuración de tren y flaps presenta mayor resistencia al avance. Los virajes cerrados, en lo posible, deben ser evitados.
Para los reactores, aplican los mismos conceptos.
Radio y régimen de viraje:
Cuando hablamos de radio decimos que es la circunferencia que el avión describe alrededor de un punto, mientras que en régimen son la cantidad de grados por segundo que el avión vira con una determinada inclinación. Las fórmulas para determinar el valor de cada uno de ellos nos permitirán sacar varias conclusiones al respecto.
R = V2 / g tg φ
g= 37,05 (conversión del valor de la gravedad para determinar radio de viraje)
En donde V es TAS y de esta manera se deduce que a medida que aumenta la altitud el radio de viraje es mayor o cuanto menor sea la inclinación será mayor el radio de viraje.
El régimen depende la inclinación y velocidad.
w = g tg φ / V
g= 1092 (conversión del valor de la gravedad para determinar régimen de viraje)
El factor de carga es la relación que existe entre la sustentación y el peso. Para vuelo recto y nivelado, esa relación es 1.
Para realizar un viraje, la sustentación debe ser mayor para contrarrestar al peso, porque la resultante al descomponer la fuerza es menor. Por ende, se deberá aumentar la sustentación ya que en un viraje con inclinación la relación deberá ser
L = W/cos φ
n = 1/cos φ
Y como L = W podemos decir que
Si el ángulo de inclinación φ fuese 60° (cos 60° = 0.5) el valor de n=2. Por lo cual, el valor de la sustentación deberá ser el doble del peso y para mantener el vuelo rectilíneo en viraje se deberá volar con un factor de carga de 2 “g”.
A una inclinación dada le corresponde un factor de carga para mantener el vuelo nivelado. Además, también se verá afectada la velocidad de perdida que será mayor y también lo hará la resistencia inducida (Di).
Para determinar el valor de Vs multiplicar √n(factor de carga) x 1(velocidad de pérdida en vuelo recto y nivelado). Por ejemplo: para determinar el valor de la velocidad de pérdida con 60° de inclinación se deberá calcular √2×1 =  1,41.
Para determinar el valor de la resistencia inducida recordar que Di = 2L2 / p πb2V2. Si la velocidad y la densidad no cambian, podemos decir que la Di depende del cuadrado de la sustentación. Así para un viraje de 60° = 2×12 = 4. En el caso de 30° de inclinación será Di = 1.15 x 12 = 1,33.
El factor de carga es algo que debe calcularse en el diseño de las aeronaves. Y este valor dependerá de las tareas que ejecute, porque no será lo mismo el factor de carga para un avión de caza que para un avión comercial.
Y por último, en el caso de analizar el factor de carga luego de una picada pronunciada (mayor a 20°) o maniobra acrobática del tipo rizo debemos considerar, al igual que lo hacíamos para el viraje, que aplican las fuerzas de inercia y el factor de carga será mayor en la parte inferior de la circunferencia ya que las fuerzas de inercia y el peso tienen el mismo sentido y dirección (las fuerzas se suman).
n = 1 + (V2 / g.R)
A través de la fórmula podemos apreciar que el factor de carga en la recogida, aumentará con el cuadrado de la velocidad y disminuirá cuando el radio de giro aumente. Por ejemplo: si para recobrar una actitud de picada de 45° se aplican 4 “g” el radio de giro será inferior a que si se aplican 2 “g”. Esto se traduce luego en pérdida de altura. Muchas aeronaves acrobáticas contienen en sus manuales de vuelo las tablas que permiten calcular la trayectoria de recuperación aplicando diferentes factores de carga. Al igual que para las velocidades de ascenso, máximo planeo, alcance, etc., en las aeronaves, dependiendo el diseño existe un factor de carga que es el óptimo para la recuperación. Aplicar un factor de carga por debajo del óptimo conlleva pérdida de altura, pero aplicar un factor de carga mayor al óptimo, reduce el radio de giro, pero dependiendo el diseño de la aeronave en muchas ocasiones las fuerzas de inercia son tan grandes (“patinada”) que prácticamente la diferencia de pérdida de altura con respecto al factor de carga óptimo es ínfima y también se genera una pérdida de energía (velocidad) mayor.
La velocidad de pérdida también aumentará al ser “n” mayor a la unidad.
La actuación de la aeronave es una combinación de las cuatro variables peso, sustentación, resistencia y tracción. La condición de equilibrio existe en vuelo horizontal no acelerado. En el caso de que alguna variable cambie (tracción, sustentación, peso o resistencia) tendrá implicancias directas en el resto y el avión buscará una nueva posición de equilibrio.
La diferencia entre los motores recíprocos y reactores está más relacionada con la variación de la atmósfera y cómo la densidad, presión, temperatura y fenómenos de comprensibilidad tienen influencia en las performances de la aeronave. En rasgos generales podemos notar que el comportamiento del avión tanto para los ascensos, descensos, virajes y factor de carga es el mismo.
Los motores con hélices no entregan el 100% de la potencia generada ya que existe un desgaste de alrededor del 20% para hacer girar la hélice.
La velocidad de máximo alcance es equivalente a volar VY mientras que la de máxima autonomía es VX. Ahora bien, la velocidad de máximo alcance en el caso de los aviones con motor recíproco es lo mismo que volar a la velocidad de máximo planeo o fineza máxima (mínima resistencia o L/Dmax). Esta velocidad dependerá del peso de la aeronave pero en rasgos generales la variación del peso debe ser muy grande para que haya modificaciones de +/-5 nudos. Si el avión tuviese la capacidad de medir el ángulo de ataque, se volaría un AOA de fineza máxima.
Para mantener un viraje horizontal, de acuerdo a la inclinación se deberá mantener un factor de carga que compense las fuerzas de inercia para mantener el vuelo nivelado. Además, se deberá incrementar la potencia o empuje para evitar el desgaste de energía ante las fuerzas de inercia. Esa tracción necesaria dependerá del factor de carga, entendiéndose que a mayor factor de carga, mayor debe ser la potencia o empuje aplicado para mantener la condición horizontal.