El ángulo de ataque de una superficie aerodinámica es el angulo formado entre:
Entre la superficie superior y la dirección del viento relativo
La superficie superior y la cuerda
Entre la superficie superior y la horizontal
La cuerda y el viento relativo
Las unidades de la densidad del aire (I) y de la fuerza (II) son :
(I) N/m3, (II) N
(I) kg/m2, (II) kg
(I) kg/m3 , (II) N
(I) N/kg , (II) kg
¿Qué formula o ecuación describe la relación entre la fuerza (F), la aceleración (a) y la masa (m)?
m=F∙a
F=m / a
F=m∙a
a=F∙m
La presión estática actúa:
Solamente perpendicular a la dirección del flujo
Solamente en la dirección de la presión total
En todas direcciones
Solamente en la dirección del flujo
La sustentación se genera cuando:
Una cierta masa de aire es acelerada hacia atrás y abajo
Una cierta masa de aire es retrasada
La forma del perfil es levemente curvada
Un perfil es ubicado en una corriente de aire a gran velocidad
¿Cúal de los siguientes enunciados acerca del teorema de Bernoulli es correcto?
La presión total es cero cuando la velocidad de la corriente es cero
La presión dinámica es máxima en el punto de estancamiento (pto. de remanso)
La presión dinámica aumenta y la presión estática disminuye
La presión dinámica disminuye y la presión estática disminuye
La ecuación de Bernoulli puede ser escrita como:
pt = ps / q
pt = q – ps
pt = ps + q
pt = ps – q
¿Cúal de los siguientes enunciados acerca de la capa límite es correcto?
La capa limite turbulenta se separa mas facilmente que la capa limite laminar
La capa limite turbulenta es más delgada que la capa limite laminar
La capa limite turbulenta tiene más energía cinética que la capa limte laminar
La capa limite turbulenta da una menor resistencia de fricción que la capa limite laminar
¿En que parte de una superficie aerodinámica tipica se separará el flujo de aire a altos ángulos de ataque?
La parte superior del borde de ataque
La parte inferior del borde de salida
La parte superior del borde de salida
La parte inferior del borde de ataque
En un perfil asimetrico, en flujo de aire subsónico, a bajos ángulos de ataque, cuando aumentamos el angulo de ataque, el centro de presiones ( asumiendo un avión de transporte convencional )…
Se mantendrá coincidente con el centro aerodinámico
Se mantendrá alterado
Se moverá hacía atrás
Se moverá hacia delante
La curva Cl - alfa de un perfil con curvatura positiva, intersecta el eje vertical de la gráfica Cl – alfa:
En el origen
Por encima del origen
En ningun sitio
Por debajo del origen
El ángulo d ataque de una sección alar bidimensional, es el ángulo entre :
La linea de central del fuselaje y la dirección de la corriente libre
La cuerda y la curvatura de la superficie aerodinámica
La cuerda del perfil y la linea central del fuselaje
La cuerda del perfil y la dirección de la corriente libre
El ángulo formado entre el flujo de aire (viento relativo) y la linea de la cuerda de un perfil alar
El ángulo de la senda de planeo
El ángulo de la senda de ascenso
El mismo que el angulo formado entre la cuerda y el eje del fuselaje
El ángulo de ataque
El ángulo formado entre el eje longitudinal del avión y la cuerda es:
El ángulo de incidencia
El ángulo de senda de ascenso
El ángulo de senda de planeo
Con un incremento del angulo de ataque, el punto de estancamiento (de remanso) se moverá hacia (I)… y el punto de menor presión se moverá hacia (II)… Respectivamente (I) y (II) son:
(I) abajo y (II) atrás
(I) arriba y (II) delante
(I) abajo y (II) delante
(I) arriba y (II) atrás
El centro aerodinámico del ala es el punto donde:
El eje lateral del avión intersecta con el centro de gravedad
Los cambios de sustentación debidos a la variación del ángulo de ataque son constantes.
El coeficiente de momento de cabeceo no varia con respecto al ángulo de ataque
Las fuerzas aerodinámicas son constantes.
La sustentación de un aeroplano d peso W en línea de ascenso con angulo de ascenso (gamma) es aprox:
W (1- tan ∙ gamma)
Wcos ∙ gamma
W / cos ∙ gamma
W (1- tan ∙gamma)
En una superficie simétrica, el momento d cabeceo cuando CL=0 es:
Igual a un coeficiente de momentos para un angulo de ataque estabilizado
Negativo (morro abajo)
Positivo (morro arriba)
Cero
La formula de sustentación es:
L = n ∙ W
L = W
L = CL 1/2 RHO V2 S
L = CL 2 HRO V2 S
¿Qué factores determinan la distancia recorrida sobre tierra de un avión en un descenso?
El viento y el peso junto con el poder de carga, que es la relación entre el rendimiento del poder y el peso
El viento calma y el Clmax
El viento y la relación sustentación / resistencia, la cual cambia con el angulo de ataque
Viento y la masa del avión
Hay dos tipos de capas limite; laminar y turbulenta. Una ventaja importante es que la capa limite turbulenta tiene sobre la de tipo laminar :
Tiene menor tendencia a separarse de la superficie
Es más delgada
La energía es menor
La resistencia a la fricción del revestimiento es menor
¿Cúal de los siguientes tipos de avión inccrementa la estabilidad estática lateral?
Ala baja, diedro, ala elíptica
Motores montados en el fuselaje,diedro, cola en forma de T
Flecha hacia atrás, motores montados debajo del ala, winglets
Ala alta, flecha hacia detrás, aleta amplia y vertical
La maniobrabilidad de un avión es mejor cuando
La velocidad del avión es baja
La posicion del centro d gravedad sera en la posición delantera limite
El centro de gravedad está en la posición trasera límite
Los flaps aumenten
¿Qué momentos o movimientos actúan en un Dutch roll?
Cabeceo y guiñada
Cabeceo y roll
Roll y guiñada
Cebeceo y guiñada hacia detras
Los efectos de una ala de flecha positiva en la estabilidad estática direccional son:
Efecto diedro desestabilizador
Efecto diedro negativo
Ningun efecto
Efectos estabilizadores
¿Cuál de los sigueintes enunciados acerca d la relación sustentación / resistencia es un vuelo recto y nivelado es correcto?
El valor más alto de la relación sustentación / resistencia se alcanza cuando la sustentación es cero
La relación sustentación / resistencia siempre aumenta cuando la sustentación disminuye
En el valor más alto de relación sustentación /resistencia, la resistencia total es más baja
El valor mas alto de la relación sustentación / resistencia se alcanza cuando la sustentación es igual al peso del avión
La resistencia está en la dirección de y la sustentación es perpendicular a:
El viento relativo / flujo del aire
El horizonte
El eje longitudinal
La linea de la cuerda
Si el morro d un avión guiña hacia la izquierda, esto causa:
Un aumento de la sustentación en la parte izquierda del ala
Un roll a la izquierda
Una disminución d la velocidad relativa del viento en la parte derecha del ala
Un roll a la derecha
