TECNICAS DE DESPACHO clase 5 CG DATUM MOMENTO.pptx

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1. TECNICAS DE DESPACHO Mauricio N.Oderda [email protected]

2. Fuerza, peso, brazo, momento y equilibrio Fuerza de gravedad.   Todos los cuerpos, son atraídos por la Tierra hacia su centro, esta fuerza que los atrae se la conoce como fuerza de gravedad . Así podremos definir, al peso de un cuerpo como, la resultante de todas las fuerzas gravitacionales que actúan sobre ese cuerpo.¨

3. Introducción a la Estabilidad y Control – El Rol Crítico del Peso y Balance La Balanza de la Seguridad Aérea El estudio del peso y balance ( Weight and Balance, W&B) constituye uno de los pilares fundamentales de la seguridad operacional en la aviación. No se trata de un mero ejercicio matemático, sino de la aplicación rigurosa de principios físicos que determinan la estabilidad, performance y controlabilidad de una aeronave. Una aeronave correctamente cargada y balanceada operará de manera predecible y segura, dentro de los parámetros de diseño establecidos por el fabricante. Por el contrario, una aeronave que excede sus límites de peso o cuyo centro de gravedad se encuentra fuera de la envolvente permitida, compromete su integridad estructural, degrada su rendimiento de manera crítica y, en el peor de los casos, puede ser incapaz de mantenerse en vuelo.  

4. El concepto central de esta disciplina reside en la relación intrínseca entre dos puntos teóricos cruciales: el Centro de Gravedad (CG) y el Centro de Presión (CP). El Centro de Gravedad es el punto imaginario donde se concentra todo el peso de la aeronave. El Centro de Presión es el punto sobre el perfil alar donde se considera que actúa la fuerza de sustentación total. La distancia longitudinal entre estos dos puntos genera un momento de cabeceo que debe ser contrarrestado por el estabilizador horizontal para mantener un vuelo estable y nivelado. La gestión precisa de esta distancia es, en esencia, el núcleo de la estabilidad longitudinal. Por lo tanto, cada cálculo de peso y balance es una confirmación de que la aeronave no solo puede volar, sino que puede hacerlo con la estabilidad y el control necesarios para garantizar la seguridad del vuelo desde el despegue hasta el aterrizaje. La responsabilidad de esta confirmación recae directamente sobre los hombros del Despachante de Aeronaves y del Piloto al Mando.  

5. Centro de Presion y Gravedad

6. Peso   El peso es la fuerza de atracción gravitatoria sobre un cuerpo, perpendicular a la superficie de la Tierra, su sentido hacia abajo, y su intensidad es proporcional a la masa de dicho cuerpo. Es la medida de la intensidad con que la fuerza gravitacional de la tierra atrae hacia su centro cualquier objeto, es una indicación cuantitativa de la masa o tara de cada cuerpo

7. La fuerza de gravedad actuando sobre la masa del avión intenta continuamente empujarlo hacia el suelo, la sustentación generada por las alas será la única fuerza disponible para contrarrestar la gravedad y mantener la aeronave en vuelo. Cada superficie sustentadora solamente es capaz de producir una cantidad determinada de sustentación dependiendo de sus características aerodinámicas, velocidad, angulo de ataque y densidad del aire en el que se desplaza. Cuando la sustentación generada no iguala al peso, la aeronave no es capaz de mantener la altitud de vuelo e inicia el descenso.

8. INFLUENCIA DEL PESO Cualquier objeto de peso significativo que se estibe a bordo de un avión, tiene un efecto pernicioso sobre las posibilidades de vuelo de la aeronave. El piloto debe aceptar un compromiso y cargar peso tanto en el fuselaje como en las alas para hacer que el vuelo resulte viable.

9. El peso de un avión puede cambiarse fácilmente variando su carga de pago (carga, equipajes y pasajeros), si el peso quiere reducirse al mínimo no puede conseguirse a costa de rebajar la carga paga, pues el vuelo podría dejar de ser conveniente o rentable. El combustible es también un ejemplo de algo pesado pero imprescindible para realizar un vuelo, si se rebaja el peso reduciendo la carga de combustible el alcance se penaliza gravemente.

10. RELACION PERFORMANCE - PESO La regla de oro en la carga de cualquier aeronave es conseguir que la máquina resulte lo mas liviana posible sin comprometer su seguridad, embarcando todo aquello que resulte imprescindible para la realización del vuelo. El excesivo peso reduce la capacidad de la aeronave para volar en todos los aspectos, la penalización de sus performances se concreta en:

11. Mayores velocidades de despegue, aterrizaje y pérdida. Distancias de despegue y aterrizajes incrementadas. Menores ángulos y régimenes de ascenso. Menores velocidades de crucero y techo de operaciones reducidos. Menor alcance y autonomía de vuelo. Aumento del angulo de ataque, resistencia al avance incrementada que supone una mayor potencia necesaria y, por ello, consumo de combustible superior. Cargas estructurales que pueden provocar un fallo estructural con el paso del tiempo . Reduce los márgenes de seguridad a la operación, sobre todo en condiciones de gran altitud de densidad. Disminuye la resistencia estructural del suelo, expresada como máximo peso por unidad de superficie.

12. SOME EFFECTS OF INCREASING AEROPLANE MASS V1 (DECISION SPEED) ↑ VR (ROTATION SPEED) ↑ VMU (MIN LIFT OFF SPEED) ↑ VS (STALLING SPEED) ↑ TAKE-OFF AND LANDING RUN ↑ RANGE AND ENDURANCE ↓ RATE OF DESCENT ↑ MAX HORIZONTAL SPEED ↓ RATE OF CLIMB ↓ MAX ALTITUDE ↓ FUEL CONSUMPTION ↑ BRAKING ENERGY ↑ TYRE WEAR ↑ STRUCTURAL FATIGUE ↑

13. Centro de Gravedad. (CG) Puede definirse, como el punto en el cual todo el peso del cuerpo se considera concentrado. Ejemplo: el CG en una esfera estará justo en el centro de esta, si toda ella fuera de la misma materia; en un anillo, se encontrará en el centro del mismo y en un cuadrilátero, estará en el punto equidistante de sus vértices. El centro de gravedad, podría definirse como el punto, en el cual todo el peso del cuerpo se considera centrado, o bien, el punto que es atravesado por infinitas fuerzas y el cuerpo se mantiene en equilibrio.

14. CENTRO DE GRAVEDAD ADELANTADO La resistencia aumenta y, en consecuencia, el consumo de combustible, la autonomía y la resistencia disminuyen. Para evitar que el morro del avión se incline hacia abajo, el plano de cola debe producir una carga de equilibrio hacia abajo, algo así como un balancín. La deflexión resultante del elevador aumenta la resistencia, lo que a su vez aumenta el consumo de combustible y reduce el alcance y la resistencia. La estabilidad longitudinal aumenta, lo que resulta en mayores fuerzas de la columna de control durante maniobras y el correspondiente aumento de la fatiga del piloto. El aumento de la fuerza hacia abajo de la cola equivale a un aumento de peso; como consecuencia la velocidad de pérdida aumentará. Un aumento en la velocidad de pérdida tiene un efecto significativo en otros Aspectos de rendimiento de la aeronave: las velocidades de despegue y aterrizaje aumentarán, El rango de velocidad disponible se reducirá y el margen de seguridad entre velocidad baja y alta se estrechará. La capacidad de inclinar la nariz hacia arriba o hacia abajo disminuirá debido al aumento estabilidad. Las velocidades de despegue V1, VR, VMU aumentarán. En tierra el avión gira las ruedas principales y utiliza los elevadores para levantar el morro para el despegue. El CG, siendo delante de las ruedas principales, produce una fuerza descendente que los ascensores, junto con el velocidad del flujo de aire que pasa sobre ellos, debe superarse. Cuanto más adelantado esté el CG, mayor será la fuerza descendente y, para una deflexión particular del elevador, mayor será la velocidad del flujo de aire requerido. El avión debe acelerar durante más tiempo para producir la velocidad del aire requerido.

15. CENTRO DE GRAVEDAD RETRASADO La estabilidad longitudinal se reduce y, si el CG está demasiado atrás, el avión se volverá muy inestable (como un caballo salvaje). Las fuerzas del palo en el tono serán ligeras, lo que provocará la posibilidad de sobrecargar la aeronave aplicando una 'g' excesiva. Recuperarse de un trompo puede ser más difícil ya que es más probable que se desarrolle un trompo plano. El alcance y la resistencia probablemente disminuirán debido a la resistencia adicional causada por el maniobras extremas. El ángulo de planeo puede ser más difícil de mantener debido a la tendencia del avión a subir.

16. DATUM o Línea de Referencia En nuestro trabajo nos ocuparemos, entre otras cosas, del centraje y pesaje de los aviones. Estas acciones están basadas en los mismos principios físicos ya vistos. Ahora, en un avión, no podemos determinar al C.G. como un punto o línea de referencia, ya que este no se encuentra fijo, sino que varía en función de la situación de la carga. Es por ello, que con el fin de tener un punto de referencia, se ha establecido una línea de referencia o Datum .

17. La elección de la ubicación del Datum por parte del fabricante a menudo responde a un principio de factores humanos: simplificar los cálculos y reducir la probabilidad de error. Al situar el Datum en el extremo delantero de la aeronave o por delante de ella, se asegura que la mayoría, si no todas, de las ubicaciones de carga (estaciones) tengan valores positivos, minimizando así el riesgo de errores de signo durante los cálculos manuales.  

18. El Datum , o Línea de Referencia, es un plano vertical imaginario establecido por el fabricante de la aeronave. Su propósito es servir como un punto de origen fijo y consistente desde el cual se miden todas las distancias horizontales para los cálculos de balance. La ubicación del Datum es una decisión de diseño y puede variar significativamente entre diferentes modelos de aeronaves. Puede estar localizado en la nariz del avión, en el parallamas (firewall) del motor, o incluso en un punto por delante de la estructura de la aeronave. Lo crucial no es su ubicación específica, sino que sea un punto de referencia inmutable para un modelo de aeronave determinado, garantizando la estandarización y validez de todos los cálculos de centrado.  

19. Esta línea de referencia o Datum , es un punto arbitrario elegido para el cálculo de los momentos. Los momentos originados a la derecha del datum , serán momentos positivos y los que tengan lugar a la izquierda de la línea de referencia, serán momentos negativos. El datum , puede estar ubicado por delante del morro o tangente a éste, produciendo así solo momentos positivos. Por el contrario, si está ubicado en un punto distinto a los otros producirá, entonces, momentos positivos y negativos.

20. En los aviones modernos, con la finalidad de evitar los cálculos de valores negativos esta línea de referencia o datum , están por delante o tangente al morro. Una vez, que la línea de referencia a sido fijada todos los cálculos posteriores, serán referidos siempre a esta situación

21. Estaciones. Se denomina “estación”, a cada ubicación o posición a lo largo del eje longitudinal del avión. El DATUM, es empleado como plano de referencia de distancias horizontales, para fijar la situación de cualquier zona, elemento o equipo del avión, en cuyo caso a estas distancias se denominan estaciones ( STA ). Se la suele denominar con un número, que en pulgadas, representa la distancia de un elemento cualquiera al plano de referencia (DATUM). Su utilización en el área de Despacho Operativo es casi nula, se la emplearía en caso de no contar con ningún medio de balanceo, por lo que para centrar el avión se debería calcular el momento individual de cada elemento.

22. Determinación del Centro de Gravedad de una Palanca. Brazo. El Brazo ( Arm ) es la distancia horizontal medida desde el Datum hasta el centro de gravedad de un ítem específico a bordo de la aeronave. Cada elemento que contribuye al peso total —tripulación, pasajeros, equipaje, combustible, carga— tiene un brazo asociado. En la terminología aeronáutica, esta ubicación a menudo se denomina   Brazo Medio. Es el brazo resultante, de la acción de varios pesos de distintos brazos parciales y que producen el mismo momento que todos ellos, considerándose concentrados en el punto de dicho brazo medio.

23. La Fuerza de Palanca: Momento ( Moment )

24. La unidad de medida del momento es compuesta, como libras-pulgada (lb-in) o kilogramos-metro (kg-m). El momento cuantifica la influencia real de un peso sobre el balance de la aeronave. Un ítem de 100 kg ubicado a 10 metros del Datum tendrá un momento de 1,000 kg-m y un impacto significativo en el balance. El mismo ítem de 100 kg ubicado a solo 1 metro del Datum tendrá un momento de 100 kg-m, y su influencia será diez veces menor. Por lo tanto, no es solo el peso lo que importa, sino dónde se ubica ese peso.  

25. Cálculo del Centro de Gravedad de una Palanca . Como primera medida tomaremos una barra, como la de la palanca, de 7 m de longitud, esta barra soporta en su extremo derecho, un peso de 20 Kg. y en el extremo opuesto 30 Kg. Ahora utilizaremos la línea de referencia o datum que como sabemos, esta es arbitraria, (puede estar en cualquier lugar). Para obtener el CG, entonces se dividirá la suma de todos los momentos (tomados en la línea de referencia) por el peso total colocado en la barra.

26. La Palanca. Es una barra rígida que puede girar libremente alrededor de un punto. Existen tres géneros de palancas, pero a los efectos del estudio del peso y centrado de los aviones sólo estudiaremos el primer género. En la palanca de primer género, el punto de apoyo se encuentra entre la resistencia y la potencia. En la palanca, encontraremos los siguientes elementos que debemos identificar, para luego comprender el sistema de balanceo y equilibrio.

27. Momento de una Fuerza. El momento de una fuerza, es igual al producto de una fuerza por su brazo. Equilibrio y desequilibrio  La ley de la palanca establece que: si la palanca está en equilibrio, la suma de los momentos, que tienden a girar a la palanca sobre el eje en una dirección es igual a la suma de momentos que tienden a girarla en la dirección opuesta.

28. La tendencia de toda fuerza en una palanca, es la de producir un giro alrededor del punto de apoyo, a esta tendencia la llamaremos momento. Se establece que, todos los momentos que tiendan a producir una rotación en sentido opuesto a las agujas del reloj, serán momentos negativos (-) y aquellos que produzcan rotación en igual sentido, al de las agujas del reloj, serán momentos positivos (+). Si, la suma de los momentos positivos es igual a la suma de los momentos negativos, la palanca se encontrará en equilibrio; o lo que es igual decir, que el equilibrio se logra cuando la suma de todos los momentos es igual a cero.

29. Ahora, si la resistencia es igual a la potencia y los brazos son de igual longitud diremos, que la palanca está en equilibrio; pero si los brazos son de diferentes longitudes y la potencia es de igual magnitud que la resistencia, la palanca se encontrará ahora en desequilibrio; al igual que si consideramos que la resistencia y la potencia son diferentes pero los brazos son iguales.

30. El Punto de Equilibrio: Centro de Gravedad (CG) El Centro de Gravedad (CG) es el punto teórico sobre el cual la aeronave se equilibraría si fuera posible suspenderla. Es el punto donde se considera que la totalidad del peso de la aeronave actúa. La principal preocupación en los cálculos de peso y balance es la ubicación longitudinal (hacia adelante y hacia atrás) de este punto.  

31. El CG no es un punto fijo; su posición varía con la distribución del peso a bordo. A medida que se carga combustible, se embarcan pasajeros y carga, o se consume combustible durante el vuelo, el CG se desplaza. El objetivo de todos los cálculos de peso y balance es determinar la ubicación precisa del CG para una condición de carga dada y asegurar que se encuentre dentro de los límites delantero (forward) y trasero ( aft ) certificados por el fabricante.  

32. Obtención del Centro de Gravedad de un Avión. Para determinar el CG de un avión, como primera medida vamos a tener que conocer el peso de este. Se pesará al avión sobre varios puntos de apoyo, generalmente tres, en zonas próximas a los trenes de aterrizaje. Supongamos, que la línea de referencia del avión está en el morro, por lo que originará momentos positivos, al determinar los pesos soportados por cada tren y las distancias al datum , ya se puede resolver el problema igual que el ejemplo anterior.

33. La Fórmula Maestra: Cálculo del CG El cálculo de la posición del Centro de Gravedad se basa en el principio fundamental de los momentos. Para encontrar el punto de equilibrio de un sistema, se debe dividir la suma de todos los momentos individuales por la suma de todos los pesos individuales.  

34. El proceso es metódico: Listar cada ítem a bordo de la aeronave (peso en vacío, tripulación, pasajeros por sección, carga por bodega, combustible por tanque). Determinar el peso y el brazo de cada ítem. Calcular el momento para cada ítem (Peso × Brazo). Sumar todos los pesos para obtener el Peso Total de la aeronave. Sumar todos los momentos para obtener el Momento Total. Aplicar la fórmula maestra para encontrar la ubicación del CG, que es, en sí misma, el brazo promedio ponderado del sistema. CGBrazo ​=Peso  TotalMomento  Total​=∑ Pesoitem ​∑( Pesoitem ​× Brazoitem ​)​

35. LUGAR DE MEDICION PESO DISTANCIA Peso calculado para el tren de morro 8400Lbs. 94” Peso calculado para el tren principal derecho 20600Lbs. 471” Peso calculado para el tren principal izquierdo 21000Lbs 471”

36. Utilizando la fórmula sabemos que el CG de este avión está situado a 407.6”de la línea de referencia.

37. Problemas a Resolver Una aeronave de carga tiene un peso de 15,000 kg y su centro de gravedad (CG) actual se encuentra a 2.5 metros del datum. Para un despegue seguro, el CG debe estar dentro del rango de 2.45 m a 2.65 m. Actualmente, hay un palet de carga de 500 kg ubicado a 3.5 m del datum. El despachante de aeronaves decide reubicar este palet para ajustar el CG. Datos: Peso total de la aeronave: 15,000 kg CG actual de la aeronave: 2.5 m Peso del palet de carga: 500 kg Ubicación inicial del palet: 3.5 m Rango aceptable de CG: 2.45 m a 2.65 m Pregunta: ¿A qué nueva distancia del datum debe mover el despachante el palet de 500 kg para que el nuevo centro de gravedad (CG) de la aeronave se posicione exactamente en 2.55 m?

38. Resolucion 1. Cálculo del Momento Inicial Total de la Aeronave El momento es el producto del peso por el brazo (distancia al datum). Momento inicial total = Peso total × CG actual Momento inicial total = 15,000 kg × 2.5 m = 37,500 kg·m 2. Cálculo del Momento del Palet a Reubicar Momento del palet = Peso del palet × Ubicación inicial Momento del palet = 500 kg × 3.5 m = 1,750 kg·m

39. 3. Cálculo del Momento de la Aeronave sin el Palet Para aislar el efecto del palet, se resta su momento y peso del total de la aeronave. Peso de la aeronave sin el palet = Peso total - Peso del palet Peso de la aeronave sin el palet = 15,000 kg - 500 kg = 14,500 kg Momento de la aeronave sin el palet = Momento total - Momento del palet Momento de la aeronave sin el palet = 37,500 kg·m - 1,750 kg·m = 35,750 kg·m 4. Cálculo del Momento Final Deseado El peso total de la aeronave no cambia, ya que solo se está reubicando la carga. El nuevo momento total se calcula con el CG deseado. Momento final deseado = Peso total × CG final deseado Momento final deseado = 15,000 kg × 2.55 m = 38,250 kg·m

40. 5. Determinación de la Nueva Ubicación del Palet El nuevo momento total es la suma del momento de la aeronave sin el palet y el nuevo momento del palet. Con esto, se puede despejar la nueva ubicación (brazo) del palet. Momento final deseado = Momento de la aeronave sin el palet + Nuevo momento del palet 38,250 kg·m = 35,750 kg·m + (500 kg × Nuevo Brazo del Palet ) 38,250 kg·m - 35,750 kg·m = 500 kg × Nuevo Brazo del Palet 2,500 kg·m = 500 kg × Nuevo Brazo del Palet Nuevo Brazo del Palet = 2,500 kg·m / 500 kg = 5 m Resultado: Para que el nuevo centro de gravedad de la aeronave se posicione en 2.55 m, el despachante debe mover el palet a una nueva distancia de 5 metros del datum.

41. Problema 2: Carga de Combustible y Momentos Un avión pequeño de pasajeros se prepara para un vuelo. El peso de la aeronave vacía es de 1,200 kg y su CG está a 1.5 m del datum. Se cargan 4 pasajeros, cada uno con un peso promedio de 80 kg, en los asientos ubicados a 2.0 m del datum. El compartimento de equipaje, a 3.0 m del datum, se llena con equipaje de 100 kg. Finalmente, se carga combustible con un peso de 200 kg en tanques ubicados a 1.0 m del datum. Datos: Peso de la aeronave vacía: 1,200 kg Brazo de la aeronave vacía: 1.5 m Peso total de pasajeros: 4 x 80 kg = 320 kg Brazo de pasajeros: 2.0 m Peso de equipaje: 100 kg Brazo de equipaje: 3.0 m Peso de combustible: 200 kg Brazo de combustible: 1.0 m Pregunta: ¿Cuál es el momento total y el nuevo centro de gravedad (CG) del avión después de cargar a los pasajeros, el equipaje y el combustible?

42. 1. Cálculo del Momento y Peso de Cada Elemento Para encontrar el momento total y el nuevo centro de gravedad, primero se deben calcular el peso y el momento de cada elemento por separado. El momento se obtiene multiplicando el peso por el brazo (distancia al datum). Aeronave Vacía: Peso = 1,200 kg Brazo = 1.5 m Momento = 1,200 kg × 1.5 m = 1,800 kg·m Pasajeros: Peso = 320 kg Brazo = 2.0 m Momento = 320 kg × 2.0 m = 640 kg·m Equipaje: Peso = 100 kg Brazo = 3.0 m Momento = 100 kg × 3.0 m = 300 kg·m Combustible: Peso = 200 kg Brazo = 1.0 m Momento = 200 kg × 1.0 m = 200 kg·m

43. 2. Cálculo del Peso Total y el Momento Total Una vez que se tienen los momentos de cada elemento, se suman para obtener el momento total de la aeronave con toda la carga. El peso total se obtiene de la misma manera. Peso Total = 1,200 kg (Aeronave) + 320 kg (Pasajeros) + 100 kg (Equipaje) + 200 kg (Combustible) = 1,820 kg Momento Total = 1,800 kg·m (Aeronave) + 640 kg·m (Pasajeros) + 300 kg·m (Equipaje) + 200 kg·m (Combustible) = 2,940 kg·m

44. 3. Cálculo del Nuevo Centro de Gravedad (CG) El nuevo centro de gravedad se calcula dividiendo el momento total por el peso total. Nuevo CG = Momento Total / Peso Total Nuevo CG = 2,940 kg·m / 1,820 kg = 1.615 m Resultados: El momento total del avión es 2,940 kg·m . El nuevo centro de gravedad (CG) del avión es 1.615 m .

45. El Léxico del Peso – Definiciones Operativas Esenciales La comunicación precisa en la aviación es fundamental para la seguridad. Un Despachante de Aeronaves debe dominar el léxico técnico relacionado con los pesos operativos. Cada término tiene una definición estricta y su uso incorrecto puede llevar a malentendidos con consecuencias graves. La siguiente tabla y las definiciones detalladas sirven como un glosario fundamental para el profesional de despacho.

46. DEFINICIONES Y CONCEPTOS Puede afirmarse que el peso de una aeronave no es mas que la suma de TRES grandes elementos: Ferreteria : peso del avión en vacio mas todo lo que resulte necesario para convertir dicho amasijo de hierros, conductos y cables en algo suceptible de volar. Combustible : combustible alojado en los depósitos en cualquier fase de vuelo. Carga de pago : todo aquello que produce algún rendimiento por su transporte por via aérea, pasajeros con su equipaje de mano, mercancía consolidada en bodegas y maletas del pasaje.

47. PESOS DE LA HOJA DE CARGA Y CENTRADO Basic Empty Weight (BEW): peso básico en vacio , dato inicial en la confeccion de la hoja de carga. Es el peso de la estructura, grupo motopropulsor , sistemas y equipos considerados como parte integral en la configuración del avión. El BEW incluye el peso de los denominados Items Estándar: Combustible y fluidos de inyección (agua) no drenables (no utilizables), mas todo el aceite de motor y APU. Fluidos contenidos en circuitos cerrados (agua, productos químicos de baño, hidráulico, etc ). Equipo de salvamento (chalecos, rampas, toboganes, balsas, bengalas, etc ) Suministros de primeros auxilios (botiquines, oxigeno, etc ) Pertrechos para la lucha contra el fuego (extintores, hachas, capuchas, guantes) Mobiliario, galleys , carros de bar ( vacios ).

48. Dry Operating Weight (DOW): Peso operativo seco. El DOW es el resultado de sumar al BEW el peso de los ítems conocidos como operativos: aquellos elementos que convierten a la aeronave en operativa para el vuelo. Se consideran ítems operativos a: Tripulacion técnica y auxiliar mas su equipaje ( Crew ) Mayordomía, comida, bebida, cubertería, mantelería, vajilla, prensa, venta del Duty -Free ( Pantry ) Repuestos del avión transportados a bordo, kit de vuelo ( Spares )

49. Algunos operadores utilizan el DOW como el dato inicial en la hoja de carga, por lo tanto una misma aeronave con un determinado BEW puede tener diferentes DOW en función del vuelo que vaya a realizar. Ciertos fabricantes denominan al DOW como BOW (Basic), el DOW es la ferreteria

50. Operating Weight (OW): Peso operativo, es el producto de sumar al DOW el peso del combustible al iniciar la carrera de despegue (TOF). Actual Zero Fuel Weight (AZFW): Peso del avión sin combustible. Es el fruto de sumar al DOW el peso de la carga paga ( pay -load). Actual take -off- Weight (ATOW): peso real al despegue. El ATOW es la suma del peso operativo mas la carga paga o la suma del AZFW mas el combustible de despegue. Actual Ramp Weight (ARW): Peso real en rampa, también denominado peso real de rodaje (ATW). Es la suma del ATOW mas el combustible consumido en el rodaje y acondicionamiento del avión.

51. LIMITACIONES ESTRUCTURALES A la hora de cargar una aeronave deben respetarse las limitaciones de carácter estructural impuestas por el fabricante. En la hoja de carga se comprobara que el peso real del avión es MENOR o igual al máximo certificado en cada caso por el constructor. Las restricciones estructurales son de carácter fijo y no dependen de factores exteriores o ambientales. Todas las limitaciones estructurales utilizan en su terminología el prefijo MAXIMUM (M)

52. MAXIMUM TAXI WEIGHT (MTW) Peso máximo estructural de estacionamiento o rodaje, también denominado Maximum Ramp Weight (MRW). Peso máximo autorizado para maniobra en tierra (ya sea remolcado por un tractor o ruede por su propia fuerza motriz). Incluye todo el combustible cargado en rampa (FOB) fuel on board . La limitación se basa en la resistencia del tren de aterrizaje para soportar un peso máximo durante el rodaje. Es obligatorio comprobar en la hoja de carga que ARW < MRW. En algunas aeronaves de corto y medio alcance MTW coincide con el MTOW.

53. MAXIMUM TAKE OFF WEIGHT (MTOW) Peso máximo estructural autorizado para iniciar la carrera de despegue. En el MTOW no se incluye el combustible consumido en el rodaje, calentamiento y acondicionamiento de la aeronave. Las limitaciones impuestas por el constructor se basa en las características del tren de aterrizaje y en el diagrama demaniobra especifico de cada avión. En algunos casos el MTOW puede estar determinado considerando condicionantes de tipo economico , pues las tasas de aterrizaje se abonan en función del MTOW. Es obligatorio comprobar en la hoja de carga que ATOW < MTOW

54. MAXIMUM LANDING WEIGHT Peso máximo estructural de aterrizaje, es el peso limite autorizado para la toma se calcula teniendo en cuenta la capacidad de absorber energía por parte del tren. El tren debe cumplir con unos requisitos referidos a su resistencia a la fatiga y rotura, debe evitarse operar en situaciones que puedan provocar fallos. La función primordial del tren es absorber la energía cinetica vertical del avión en la toma de contacto. El amortiguador de cada pata del tren establece una especie de aislante entre las ruedas del tren y la estructura de la aeronave, evitando que las cargas de impacto se transfieran al fuselaje. La misión del amortiguador es absorber y disipar las cargas en el momento del contacto en el aterrizaje.

55. Consecuencias de un Cálculo Erróneo – Impacto en la Performance y Seguridad Un error en el cálculo del peso y balance no es una simple discrepancia administrativa; es una condición latente que puede manifestarse con consecuencias catastróficas. La posición del Centro de Gravedad (CG) y el Peso Total de la aeronave afectan directamente cada aspecto de su performance y estabilidad.

56. Efectos de un CG Adelantado (Forward CG) Cuando el CG se encuentra por delante del límite permitido, la aeronave se vuelve "pesada de nariz". Estabilidad: La estabilidad longitudinal aumenta. La aeronave se vuelve más resistente a los cambios de cabeceo, lo que puede dar una falsa sensación de seguridad. Sin embargo, esta excesiva estabilidad hace que los controles se sientan "pesados" y menos responsivos.   Controlabilidad: Se requiere una mayor fuerza de mando y una mayor deflexión del elevador para levantar la nariz durante la rotación en el despegue y para realizar el flare en el aterrizaje. En casos extremos, puede ser imposible levantar la nariz lo suficiente para despegar o para evitar un aterrizaje brusco sobre el tren de nariz.   Performance: La performance se ve penalizada. Para contrarrestar la tendencia a picar, el estabilizador horizontal debe generar una mayor fuerza hacia abajo. Esto, a su vez, exige que el ala principal genere más sustentación para mantener el vuelo nivelado, lo que incrementa la resistencia inducida. El resultado es una velocidad de pérdida más alta, una velocidad de crucero menor y un consumo de combustible significativamente mayor.  

57. Efectos de un CG Atrasado ( Aft CG) Una condición de CG por detrás del límite trasero es universalmente considerada como la más peligrosa. Estabilidad: La estabilidad longitudinal se reduce drásticamente. La aeronave se vuelve extremadamente sensible a los mandos de cabeceo, con tendencia a la sobre-reacción y a oscilaciones incontrolables (conocidas como " porpoising "). La fuerza de restauración que normalmente devuelve la nariz a una actitud de vuelo nivelado disminuye o desaparece.   Controlabilidad: Las fuerzas sobre los controles son muy ligeras, lo que puede llevar a una rotación prematura y excesiva en el despegue. Más críticamente, la capacidad de recuperación de una entrada en pérdida ( stall ) se ve severamente comprometida. Con un CG atrasado, la aeronave puede entrar en una pérdida plana (flat spin) de la cual la recuperación es, en muchos casos, imposible.  

58. Performance: Aparentemente, la performance mejora. Se requiere menos fuerza hacia abajo del estabilizador, lo que reduce la resistencia total. Esto resulta en una velocidad de pérdida más baja, una velocidad de crucero más alta y un menor consumo de combustible. Esta "mejora" de la eficiencia es una trampa peligrosa, ya que se logra a costa de erosionar los márgenes de seguridad y estabilidad hasta un punto crítico. Existe una presión económica inherente en la industria para maximizar la eficiencia, lo que podría tentar a planificar cargas que sitúen el CG cerca del límite trasero. Es responsabilidad fundamental del despachante resistir esta presión y adherirse estrictamente a los límites certificados, comprendiendo que el CG más eficiente es también el más cercano a la inestabilidad catastrófica.  

59. Peligros del Sobrepeso ( Overweight Condition ) Operar una aeronave por encima de su Peso Máximo de Despegue (MTOW) certificado resulta en una degradación sistemática y predecible de toda su performance de vuelo. Performance de Despegue y Ascenso: Se requerirá una mayor velocidad para el despegue, lo que se traduce en una carrera de despegue más larga. La tasa y el ángulo de ascenso se verán reducidos, comprometiendo la capacidad de librar obstáculos.   Performance en Ruta y Techo de Servicio: El techo de servicio máximo (la altitud máxima que la aeronave puede alcanzar) será menor, el alcance se reducirá y la velocidad de crucero disminuirá.   Maniobrabilidad y Seguridad: La maniobrabilidad general se reduce. La velocidad de pérdida ( stall speed ) aumenta, reduciendo el margen de seguridad en todas las fases del vuelo. Se necesitará una mayor velocidad de aproximación y aterrizaje, lo que a su vez incrementa la distancia de aterrizaje requerida.   Cargas Estructurales: El sobrepeso impone cargas excesivas en la estructura de la aeronave, especialmente en el tren de aterrizaje durante el aterrizaje y en las alas durante maniobras y turbulencia, lo que puede llevar a una falla estructural.  

60. Cuerda Es la distancia desde el borde de ataque al borde de fuga del ala.

61. Cuerda Aerodinámica Media (MAC.) La cuerda muy pocas veces es constante, esto solo se da en un ala rectangular, pero en un ala que tenga estrechamiento se hace imposibles encontrar una cuerda constante. Es por esta razón que se genera el concepto de cuerda media. El CG de un avión, está expresado en porcentaje de la cuerda aerodinámica (%MAC). La cuerda aerodinámica media, es aquella que pasa por el centro de gravedad (centro masa) del ala; esta puede o no corresponder a la cuerda, depende de la forma del ala.

62. Para abordar el problema de la referencia aerodinámica, se introduce el concepto de la Cuerda Aerodinámica Media (Mean Aerodynamic Chord - MAC) . La MAC es la cuerda de un ala rectangular imaginaria que tiene las mismas características de fuerza y momento aerodinámico que el ala real, que es trapezoidal y en flecha. En esencia, la MAC representa el comportamiento promedio del ala en un solo perfil de referencia.  

63. Esto es crucial porque, dado que la estabilidad depende de la posición relativa del CG con respecto al CP, y el comportamiento del CP está ligado a la aerodinámica del ala, tiene mucho más sentido medir la posición del CG en relación con una referencia aerodinámica (la MAC) que con una referencia puramente estructural (el Datum). Este cambio de un marco de referencia estructural a uno aerodinámico es un salto conceptual fundamental en el peso y balance de aeronaves complejas.

64. La cuerda aerodinámica media se define como, la cuerda de un ala rectangular y sin flecha que produzca la misma sustentación y resistencia que el ala real considerada. La MAC está ubicada sobre el eje lateral y es una referencia definida para la estabilidad longitudinal. La estabilidad longitudinal es la consideración más importante para los efectos del centraje del avión.

65. Para definir la MAC en el espacio, el fabricante proporciona dos datos clave: LEMAC ( Leading Edge of MAC): La ubicación del borde de ataque de la Cuerda Aerodinámica Media, expresada como una distancia desde el Datum.   TEMAC ( Trailing Edge of MAC): La ubicación del borde de salida de la Cuerda Aerodinámica Media.   La longitud de la MAC es simplemente la diferencia entre el brazo del TEMAC y el brazo del LEMAC.

66. Gráfico primario de obtención de la MAC. Debido al estrechamiento que caracteriza a los perfiles alares de las aeronaves modernas, la longitud de esta cuerda no es la misma, en todo el largo de la semienvergadura . Por ello para simplificar los cálculos, se utiliza un promedio de todas las cuerdas y esta es la que se define como cuerda aerodinámica media (CAM) Veamos el método gráfico para obtener la MAC.

67.   Generalmente, la MAC ya viene fijada por la casa constructora del avión, en el Manual de Vuelo. Si la MAC y el CG son conocidos el procedimiento para conocer el porcentaje de MAC a la que esta el CG es el siguiente: Supongamos, la longitud de la MAC de un avión es de 192 cm., y que su borde ataque esta a 395 cm. de la línea de referencia. El CG, se supone así mismo, estar situado a 48 cm. del borde de ataque de la MAC, (este dato, se conoce a través del Manual de Vuelo del Avión).

68. El Estándar de la Industria: Cálculo e Interpretación del %MAC La forma estándar de expresar la posición del Centro de Gravedad en aeronaves de transporte es como un porcentaje de la Cuerda Aerodinámica Media (%MAC). Este método proporciona una indicación normalizada y adimensional de la posición del CG que es directamente comparable entre diferentes tipos de aeronaves y que tiene un significado aerodinámico inmediato.   Por convención, el LEMAC se define como el 0% de la MAC, y el TEMAC como el 100% de la MAC. La posición del CG se calcula midiendo su distancia desde el LEMAC y expresándola como un porcentaje de la longitud total de la MAC. La fórmula es la siguiente :   %MAC=( LongitudMAC ​ BrazoCG ​− BrazoLEMAC ​​)×100

69. Por ejemplo, si el CG de una aeronave se encuentra a 25% MAC, significa que está ubicado a un cuarto de la longitud de la MAC hacia atrás desde el LEMAC. Un valor típico para el CG en aviones comerciales se encuentra entre el 15% y el 35% MAC. Este valor le dice directamente al piloto y al despachante cómo se comportará la aeronave en términos de estabilidad y control, ya que está intrínsecamente ligado a la posición del centro de sustentación del ala. Un CG al 15% MAC indica una aeronave muy estable (más de nariz), mientras que un CG al 35% MAC indica una aeronave menos estable pero más eficiente (más de cola).

70. El tanto por ciento de la MAC, se calcula dividiendo la distancia que existe entre el borde de ataque y la posición del CG por la longitud de la MAC.

71. La localización del CG, puede estar también expresada en longitud desde la línea de referencia. Ahora, tendremos que sumar la distancia que existe entre el borde de ataque y el centro de gravedad, a la distancia que hay entre la línea de referencia y el borde de ataque: Por consiguiente el CG está situado en el 25% de la MAC o a 443 cm del datum . 48 cm. + 395 cm. = 443 cm.

72. Límites del Centro de Gravedad. Con la finalidad de asegurar la estabilidad aerodinámica de un avión, es de gran importancia fijar límites en la posición del CG. Estos límites ya vienen dados por la casa constructora del avión y están expresados en tanto por ciento de la CAM. Por ejemplo, si los límites anterior y posterior son, 18% de la MAC y 34% respectivamente, y el CG cae en el 25% de la CAM está perfectamente dentro de los límites, pero si luego de realizar el balanceado el CG cae fuera de los límites, habrá que realizar una redistribución de la carga. Los límites del centro de gravedad se establecen de acuerdo a la potencia que tenga el estabilizador horizontal en acercar al centro de presión el CG, potencia entendida como fuerza aerodinámica.

73. CASO EJEMPLO A RESOLVER La MAC se encuentra entre 395cm. y 542cm. de la línea de referencia, es decir, una MAC de 147cm. de longitud. Limite de CG entre 18% MAC y 34% (a 421cm. y 445cm. respectivamente) Posición del CG del peso vacío 25,9% MAC (a 433cm.). Momento del Peso Básico en vacío: 22.516.000 cm. Kg. Peso Vacío: 52.000 Kg. Peso Máximo Estructural (MTOW): 98.000 Kg. Personal y carga a transportar: Tripulación: 2650Kg a +82cm. Catering: 375Kg a +435cm. Combustible: 15000kg a +465cm. Carga: 900Kg a +450cm. Kit de abordo: 1100kg a +350cm. Se pide :   Peso total. Momento total. Situación del Centro de Gravedad, en tanto por ciento de MAC.

74. Ahora, que conocemos la distancia desde el datum al CG, es necesario restarle la distancia del datum al borde de ataque para obtener la distancia que existe entre el borde de ataque y el CG: En este caso, vemos que el 28,6% de CAM, se encuentra dentro de los límites, no es necesario redistribuir la carga. Vemos, en el problema resuelto, que las cantidades representativas de los momentos son, a veces, muy grandes. Para solucionar, este problema se utiliza normalmente las unidades de índice.