Curso de Peso y Balance de Aviones l

Curso de Peso y Balance de Aviones



Profesor José Montenegro Vilchez

Curso de Peso y Balance de Aviones 

PESO Y BALANCE DE AERONAVES AERONAVES

  

INTRODUCCIÓN La finalidad principal del control del peso y balance de las aeronaves, es la seguridad. Como finalidad secundaria, podemos citar la mayor eficiencia durante el vuelo.


PESO Y BALANCE DE AERONAVES AERONAVES

  

INTRODUCCIÓN La finalidad principal del control del peso y balance de las aeronaves, es la seguridad. Como finalidad secundaria, podemos citar la mayor eficiencia durante el vuelo.


Un estiva inadecuada reduce la eficiencia de la aeronave con respecto al techo, maniobrabilidad, maniobrabi lidad, razón del asenso, asen so, velocidad, y consumo de combustible; pudiendo ser motivo para interrupción de un vuelo, o aún su cancelación. cancelación. Una posible pérdida de vida y destrucción de equipamiento equi pamiento de valor, valor, puede puede ser el resultado resulta do de una estructura sobrecargada o de una modificación súbita en la carga, con la consecuente modificación en las características de vuelo.


El peso vacío y el correspondiente centro de gravedad (c.g) de una aeronave civil, debe ser determinado en la época de la certificación o el tiempo que establezca la autoridad (RAPs). El fabricante puede pesar la aeronave, o puede llenar el registro de peso y balance. El fabricante puede pesar sólo una aeronave de cada diez que sean fabricadas; atribuyendo a las otras nueve la media del peso y balance, computado en las aeronaves efectivamente pesadas. La condición de la aeronave en el momento de la determinación del peso vacío, debe ser tal, que pueda ser fácilmente repetida.




Las aeronaves tienen una tendencia de ganar peso debido a la acumulación de suciedad, grasa, etc., en áreas que no son fácilmente accesibles para el lavado y la limpieza así como el repintado. El peso ganado en ciertos periodos de tiempo depende del funcionamiento de la aeronave, horas de vuelo, condiciones atmosféricas y el tipo de aeropuerto en que ella opera.


Por estos motivos es que se hace necesario rehacer el pesado de la aeronave periódicamente. En los casos de aeronaves usadas para transporte aéreo taxi y aéreo, este procedimiento es exigido por las normativas aeronáuticas. Las normativas no exigen el pesaje periódico de aeronaves privadas. Normalmente ellas son pesadas en la época de la certificación, o tras sufrir cualquier alteración mayor, que pueda afectar su peso y balance.




Aunque la aeronave no necesite ser pesada, ella debe ser cargada, de modo que los límites de máximos peso y el c.g. no sean sobrepasados durante la operación. Las aeronaves de empresas aéreas (regulares o no regulares) que transportan pasajeros o carga, están sujetas a correctas normativas, que exigen que los operadores presenten pruebas de que ellas están siendo cargadas adecuadamente, y que los límites de peso y balance no están siendo excedidos.

Curso de Peso y Balance de Aviones  

TEORÍA DEL PESO Y BALANCE La teoría del peso y balance es muy simple. Ella es la teoría de la balanza, que está en equilibrio o balanceada cuando está en reposo sobre el fulcro, en posición nivelada.




La influencia del peso depende directamente de su distancia del fulcro. Para balancear la balanza, el peso debe ser distribuido a fin de que el efecto de rotación sea el mismo en ambos lados del fulcro. De modo general, el peso más pequeño más distante del fulcro tiene el mismo efecto que un peso mayor más próximo al fulcro. La distancia entre el fulcro y cualquier objeto es llamado brazo de la palanca. El brazo de la palanca multiplicado por el peso del objeto nos da el efecto de rotación en torno al fulcro. Este efecto de rotación es llamado momento.


Igualmentemente, una aeronave está balanceada si ella permanece nivelada, suspendida por un punto imaginario. Este punto es la localización ideal de su c.g. Una aeronave balanceada no necesita permanecer perfectamente nivelada, pero su posición debe permanecer relativamente próxima a esta. La obtención de este balanceamento es sólo una cuestión de colocar las cargas, de modo que, el brazo medio de la aeronave cargada quede dentro de la franja de la c.g.


Figura 3-1 Aeronave Suspendida por su Centro de Gravedad.


Comprobación Matemática El control del peso y balance consiste en comprobar matemáticamente el peso y balance, y la estiba correcta, los cuales deben encontrarse dentro de los límites especificados. Estos límites son presentados en las especificaciones de la aeronave. La instalación o remoción de equipos modifica el peso vacío y el c.g. de la aeronave; afectando, consecuentemente, la carga útil en la misma proporción.


Los efectos que tales modificaciones producen en el balance de una aeronave deben ser investigados, para que se pueda determinar el efecto sobre las características de vuelo de la aeronave.


  



DATOS DE PESO Y BALANCE Los datos de peso y balance pueden ser obtenidos de las fuentes siguientes: a. Especificaciones de la aeronave; b. Limitaciones operacionales de la aeronave; c. Manual de vuelo de la aeronave; y del registro de peso y balance de la aeronave; d. Manual de peso y balance de la aeronave.


En caso de pérdida de los registros de peso y balance, y en la imposibilidad de obtenerse una copia, la aeronave debe ser repesada. Nuevos registros de peso y balance deben ser cumplidos y computados.




TERMINOLOGIA Al estudiarse el cómputo, control y principios de peso y balance, es necesario conocer el significado de algunos términos. La terminología siguiente es usada en la aplicación práctica del control de peso y balance, debiendo, por lo tanto, ser estudiada completamente.






Línea de Referencia o Plano de Referencia (Datum) La línea de referencia es una línea vertical imaginaria, a partir de la cual, todas las medidas son tomadas horizontalmente con este fines la aeronave debe ponerse en actitud de vuelo nivelado. Esta línea está en ángulo recto en relación al eje longitudinal de la aeronave.




Todas las localizaciones de equipamientos, tanques, compartimiento de equipaje, asientos, motores, hélices, etc., están incluidas en las especificaciones técnicas de la aeronave, o en las hojas de datos de certificado tipo, con las respectivas distancias en relación a la línea de referencia (datum).




No existe una regla fija para la localización de la línea de referencia (datum). En la mayoría de los casos está localizada en la nariz de la aeronave, o en algún punto de la estructura, estando en otros casos un poco delante de la nariz de la aeronave.




El fabricante puede localizar la línea de referencia (datum) donde sea mejor conveniente para la localización de equipamientos, mediciones, y computación del peso y balance. La localización de la línea de referencia (datum) es indicada en la mayoría de las especificaciones de las aeronaves. En algunas aeronaves antiguas, en que la línea de referencia (datum) no es indicado, se puede seleccione cualquier plano de referencia que sea conveniente.




Sin embargo, una vez seleccionado el (datum), este debe ser adecuadamente identificado, para que cualquier persona que lea los números no tenga duda en cuanto a su localización. La figura 3-2 muestra algunas localizaciones del plano de referencia (datum) usadas por los fabricantes.


Brazo El Brazo es la distancia horizontal entre un equipamiento y el plano de referencia. La longitud del brazo es siempre dado o medido en pulgadas; excepto en los casos que la localización sea exactamente sobre el plano de referencia (0), él es precedido de la señal positiva (+ ) o negativo (-).






La señal positiva indica que esta ubicada en la parte posterior del plano de referencia (datum), y la señal negativa indica que esta ubicada en la parte delante del plano de referencia (datum). Si el fabricante escoja una plano de referencia que esté en la posición más adelante de la aeronave (o alguna distancia delante de la aeronave), todos los brazos serán positivos.






La localización del plano de referencia en cualquier otro punto de la aeronave resultará en algunos casos brazos positivos si se encuentran (atrás del plano de referencia), y en otros casos brazos negativos si se encuentran (delante del plano de referencia). El brazo de un ítem, normalmente es presentado entre paréntesis, inmediatamente tras el nombre o peso del ítem, en las especificaciones de la aeronave. Por ejemplo: asiento (+ 23). Cuando tal información no es suministrada, ella debe ser obtenida, haciéndose la medición. La figura 3-3 presenta una ilustración del plano de referencia, brazo, c.g. y los límites delantero y posterior del c.g.




Momento El momento es el resultado de la multiplicación de un peso por su brazo. El momento de un ítem en torno al plano de referencia es obtenido por la multiplicación del peso de este ítem, por la distancia horizontal, entre este ítem y el plano de referencia. De la misma forma, el momento de un ítem en torno a la c.g. puede ser computado por la multiplicación de su peso, y por la distancia horizontal entre este ítem y la c.g.




Un peso de 20 libras localizado a 30 plegadas de distancia del plano de referencia tendría un momento de 20 x 30 o 600/lb.pul. La señal positiva o negativo, que precede el valor de 600/lb.pul., va a depender de su localización en relación al plano de referencia, o de tratarse de la ubicación al plano de referencia, o de tratarse de la ubicación o instalación de ítem.




Cualquier peso adicionado a la aeronave, en cualquier lado del plano de referencia será positivo. Cualquier peso removido será negativo. Al hacerse la multiplicación de un peso por un brazo, el momento resultante será positivo si las señales es iguales, o negativo si las señales sean desiguales.






Centro de Gravedad El c.g. de una aeronave es el punto sobre el cual los momentos de nariz pesada, o de cola pesada, son exactamente iguales en magnitud. Una aeronave suspendida de este punto, no debe tener tendencia de rotación para cualquiera de los lados de la nariz o de la cola. Este es el punto en el cual el peso de la aeronave o de cualquier objeto está concentrado. También se puede considerar que el c.g. podría definirse como el punto en el cual todo el peso del cuerpo se considera concentrado.


Figura 3-2 Varias localizaciones del Plano de Referencia


Figura 3-3 Plano de Referencia, Brazo, c.g. y Límites de la c.g.


Peso Máximo El peso máximo es el permitido de una aeronave y su contenido, y está indicado en las especificaciones. Para muchas aeronaves, existen variaciones en el peso máximo permisible, dependiendo de las condiciones en que debe ser operada.


Por ejemplo, una aeronave puede tener un peso bruto máximo permisible de 2750 lbs., cuando está volando en categoría normal; pero cuando vuela en la categoría utilitaria, la misma aeronave podrá tener un peso bruto máximo permisible de 2175 libras.


Peso Vacío El peso vacío de una aeronave incluye todos los equipamientos operacionales que tienen localización fija y, que estén realmente instalados en la aeronave. Este peso incluye el peso de la estructura, grupo motopropulsor, equipamientos necesarios, lastres fijos, fluido hidráulico, aceite y combustible residual.


Aceite y combustible residual son los fluidos que no son normalmente drenados, debido a su localización en las líneas o en los tanques y reservorios. Las informaciones referentes a los fluidos residuales en los sistemas de la aeronave y, que deben ser incluidas en el peso vacío, serán indicadas en la especificaciones de la Aeronave.


Carga Útil La carga útil de la aeronave es determinada por la resta del peso vacío del peso bruto máximo permisible. Para las aeronaves homologadas en las categorías normal y utilitaria, debe haber dos cargas útiles en los registros de peso y balance.


Una aeronave con un peso vacío de 900 libras, tendrá una carga útil de 850 libras si el peso máximo permisible para la categoría normal sea de 1750 libras. Cuando la aeronave sea operada en la categoría utilitaria, el peso bruto máximo puede ser reducido a 1500 libras, con la reducción correspondiente en la carga útil de 600 libras. Algunas aeronaves poseen la misma carga útil, independientemente de la categoría en que fueron homologadas.


La carga útil consiste del máximo de aceite, combustible, equipaje, piloto, co-piloto y miembros de la tripulación. La reducción del peso de un ítem, es posible, y puede ser necesario para que la aeronave permanezca dentro del peso máximo permitido dentro de la categoría en que esté operando. La determinación de estos pesos es denominada de verificación del peso.


Centro de Gravedad del Peso Vacío El centro de gravedad del peso vacío, abreviado por CGPV, es el c.g. de una aeronave en su condición de peso vacío. Él c.g es parte esencial del registro de peso y balance de la aeronave. Pero por sí solo no tiene utilidad, pero sirve como base para realizar los cálculos y no, como una indicación de que será el c.g. cargado.


El CGPV es computado cuando en el pesaje de la aeronave, utilizando fórmulas específicas para aeronaves con tren de nariz y para aeronaves con pontones.


Margen del Centro de Gravedad del Peso Vacío El margen del CGPV es una variación permisible dentro de los límites de la c.g. Cuando el CGPV de la aeronave cae dentro de este margen, no es imposible exceder los límites del CGPV utilizando- los arreglos de la carga según las especificaciones estándar.


No todas las aeronaves poseen este margen especificadas en sus Hojas de Datos de Certificado de Tipo. Cuando indicada, indicada , el margen margen solo es válido si la aeronave es cargada conforme a la especificació especif icación n estándar. La instalación de ítems no listados en la especificación estándar no permite la utilización de este margen.


Margen del Centro de Gravedad Gravedad Operacional El margen del c.g. operacional es la distancia distanci a comprendida entre los límites delantero y posterior de la c.g., c.g., indicado indicado en las Especif Esp ecificaciones icaciones de la Aeronave o en las Hojas de Datos de Certificado Certif icado Tipo. Estos límites, determinados durante durante las fases de diseño y fabricación, son posiciones extremas de la c.g. cargado en forma permisible, permisible, aplicadas dentro de las normativas no rmativas que controlaron el proyecto de la aeronave. aeronave. Estos límites son presentados pres entados en porcentaje de la MAC (Curda Media Aerodinámica) o en pulgadas de distancia del plano de referencia.


La localización localiz ación de la c.g. de la aeronave cargada debe permanecer dentro de estos límites en cualquier cualq uier momento. La aeronave presenta instrucciones instrucciones detalladas para la determinación de la distribución de la carga a través través de letreros, inscripciones, inscripciones, cartas cartas de procedimientos de carga y o por reguladores de carga.


Curda Media Aerodinámica - MAC MAC es la curda media del ala. La sección transversal del ala, (del borde de ataque al borde de salida es una sección del perfil aerodinámico del ala).


Una cuerda es una línea imaginaria trazada paralela al perfil aerodinámico, del borde de ataque al borde de salida del la sección, del MAC de una ala, la cual es una curda constante o mejor dicho la cuerda real del ala.


Cualquier desvío del plano rectangular del ala afectará la medida del MAC y la distancia resultante entre el borde de ataque del MAC y el borde de ataque del ala de la aeronave.



El c.g. de la aeronave normalmente es colocado en la posición delantera máxima del centro de presión de la MAC, para que se obtenga la estabilidad deseada. Debido a la relación existente entre la localización del c.g. y los momentos producidos por las fuerzas aerodinámicas, siendo la sustentación el mayor de ellos, la localización del c.g. normalmente expreso en relación del ala. Es decir hecho especificándose el c.g. en porcentaje del MAC (Cuerda Media Aerodinámica) del ala.


La localización del MAC, en relación al plano de referencia, es suministrada en las Especificaciones de la Aeronave o en las Hojas de Datos de Certificado Tipo; en el Registro de Peso y Balance ; o en el Manual de Vuelo de la Aeronave.




  

Computo para localizar el c.g. en porcentaje del MAC como sigue: Se encuentra la diferencia existente en la distancia entre el punto de localización de la c.g. del peso vacío y el plano de referencia (Datum); y la distancia entre el borde de ataque del MAC y el plano de referencia (Datum). Se divide la diferencia por la distancia del MAC. Se multiplica el resultado por 100. El resultado final es entonces expresado en porcentaje.


La figura 3-5 presenta un ejemplo de problema que utiliza la ecuación para el cómputo del porcentaje de MAC.







Medios de Nivelación de la Aeronave Existen puntos de referencia para el nivelamiento de la aeronave en tierra. Estos puntos son determinados por el fabricante y son indicados en las Especificaciones de la Aeronave. El procedimiento más común para realizar el nivelamiento De una aeronave, es colocando un nivel de burbuja en los puntos determinados en la estructura de la aeronave.






Algunas aeronaves poseen escalas especiales de nivelamiento, construidas en la estructura del avión. Las escalas son usadas con una plomada para nivelar la aeronave longitudinal y lateralmente.




Puntos de Pesaje Al hacerse el pesaje de una aeronave, el punto sobre la balanza, en el cual el peso está concentrado, es llamado punto de pesaje. Al hacerse el pesaje de una aeronave pequeña y mediana, las ruedas son normalmente colocadas sobre las balanzas.






Esto significa que el punto de pesaje es de hecho el mismo punto obtenido al trazar una línea verticalmente a lo largo de la línea de centro del eje, hasta alcanzar la balanza. Otros puntos estructurales, capaces de soportar la aeronave, tales como los puntos de apoyo de las gatas en el larguero principal, también pueden ser usados si el peso de la aeronave esté apoyado en los puntos de apoyo de las gatas. Los puntos de pesaje deben ser indicados con claridad en los registros de peso y balance de la aeronave.


Peso de Cero Combustible El peso Cero Combustible es el peso máximo permisible de una aeronave cargada sin combustible. En el peso de combustible está incluido el peso de la carga, de los pasajeros y de la tripulación. Todos los pesos que excedan el peso de cero combustibles, se debe considerar como combustible utilizable.


Combustible Mínimo El término combustible mínimo, no debe ser interpretado como la cantidad mínima de combustible necesaria para volar una aeronave. Combustible mínimo, tal como es aplicado en el peso y balance, es la cantidad que debe ser presentada en el informe de peso y balance, cuando la aeronave es cargada para una verificación de condición extrema.


Carga de combustible mínimo, para una aeronave pequeña, con motor convencional, para fines de balance, esta basada en la potencia del motor. Ella es calculada en términos de potencia máxima, excepto para decolaje, y es utilizada cuando la carga de combustible tiene que ser reducida para la obtención del cargamento más crítico, en el límite de la c.g., que esta siendo investigado. Dos fórmulas pueden ser utilizadas:


   

 

Fórmula 1: Combustible mínimo = 1/12 galones por caballo de potencia. hp x 1/12 x 6 lbs. 1200 x 1/12 x 6 = 600 libras de combustible. Fórmula 2: Combustible mínimo = 1/2 lb. por caballo de potencia del motor. hp x 1/2 = combustible mínimo. 1200 x 1/2 = 600 libras de combustible.




Esa será la más pequeña cantidad de libras de combustible, necesaria para la verificación del peso delantero o posterior. Para las aeronaves con motor la turbina, la carga de combustible mínimo es especificada por el fabricante de la aeronave.


Figura 3-5 Cálculo de la Porcentaje de la MAC.

Curso de Peso y Balance de Aviones         

H = Distancia entre el plano de referencia y el CGPV = 170 plegadas X = Distancia entre el plano de referencia y el Borde de ataque del MAC = 150 pulagadas. C = medida del MAC = 80 plegadas. c.g. en porcentaje de la MAC: H-X /C x 100% de la MAC = 170-150 x 100 / 80 20 / 80 x 100 = 25% Figura 3-5 Cálculo de la Porcentaje de la MAC.




La localización del tanque de combustible, en relación al límite de c.g. afectado por la computación, determina la utilización del combustible mínimo. Por ejemplo, al hacerse una verificación del peso delantero, si los tanques de combustibles estén localizados delante del límite delantero de la c.g., ellos son considerados como si estuvieran llenos.






Si ellos estén localizados hacia atrás del límite delantero de la c.g., ellos deben ser considerados como si estuvieran vacíos. Si la cantidad mínima de combustible necesaria para una correcta aeronave exceder la capacidad de los tanques localizados, delante del límite delantero del c.g., el exceso de combustible deberá ser colocado en los tanques que estén hacia atrás del límite delantero del c.g. Al hacerse la verificación de un peso delantero, las condiciones de recarga de combustible son opuestas a aquellas usadas para la verificación delantera.






Aceite Total El aceite total es la cantidad de aceite, presentada como la capacidad de aceite en las Especificaciones de la Aeronave. Al hacerse la pesaje de una aeronave, el tanque de aceite podrá contener la cantidad de galones de aceite especificada, o puede ser drenado. Al hacerse el pesaje de una aeronave con el tanque de aceite lleno, el peso del aceite debe ser substraído de la lectura obtenida para llegarse al peso vacío real. El informe de peso y balance debe indicar si los pesos incluyen el aceite o si el aceite fue drenado.




Tara La tara incluye los pesos de todos los ítems extras; tales como los puntos de apoyos y calzas, sobre la plataforma de la balanza de pesaje; excepto el peso del ítem que esta siendo pesado. El peso de esos ítems, son incluidos en la lectura de la balanza, debe ser deducido para obtenerse el peso real de la aeronave.


PROCEDIMIENTOS DE PESAJE DE LA AERONAVE Antes de iniciar el estudio del procedimiento de pesaje de la aeronave, o antes de intentar hacer el pesaje real de una aeronave, es necesario familiarizarse con las informaciones de peso y balance existentes en las Especificación de la Aeronave o en las hojas de Datos de Certificado Tipo.




La especificaciones para aeronave EMB-200, fue reproducida íntegramente en la figura 3-6. Algunos ítems necesitan de explicación; los otros son autoexplicativos. La designación "L1P" es leída como "Avión Monomotor Convencional", conforme la clasificación basada en la tabla abajo:

Curso de Peso y Balance de Aviones            

La – Anfibio L - Avión S - Hidroavión H - Helicóptero LO y LOD – Planeador 1 - Monomotor 2 - Bimotor 3 - Trimotor 4 – Cuadrimotor P - Convencional T - Turbohélice J - Reacción




Una vez que el plan de referencia y los medios de nivelamiento están directamente conectados al peso y balanceamiento, ellos deben quedar entre los primeros ítems consultados al hacerse la planificación de la operación de balance. Aunque la localización y el tipo de tren de aterrizaje no sean mostrados en la figura 3-6, estas informaciones son presentadas en la Especificación de la Aeronave, en las Hojas de Datos de Certificado de Tipo y en el Manual de Mantenimiento.


La localización de las ruedas tiene un significado importante, una vez que pueda ser usado como una duplicación de la verificación de las medidas realmente tomadas, al hacerse el pesaje.




Pesaje de la Aeronave. El pesaje de una aeronave es una fase muy importante de su mantenimiento y, por lo tanto, debe ser ejecutada con precisión. Una preparación bien hecha economiza tiempo y evita errores. Para comenzar, monte todos los equipamientos tales como:




 





1. Balanzas, equipamientos de incremento, puntos de apoyo y equipamientos de nivelamento. 2. Calzas y sacos de arena para mantenimiento de la aeronave sobre las balanzas. 3 Regla, nivel de burbuja, plomada, tiza y una tablilla. 4. Especificaciones aplicables a la aeronave; y los formularios de computación de peso y balance. Si es posible, la aeronave debe ser pesada en un hangar cerrado, donde no haya corriente de aire que pueda causar lecturas incorrectas de las balanzas. La pesaje al aire libre es permisible, si el viento y la humedad están en niveles mínimos.




Preparación de la Aeronave para Pesaje Debemos drenar el combustible hasta que la indicación de cantidad sea cero, con la aeronave en actitud nivelada. Si se dejara cualquier cantidad de combustible en los tanques, el peso de la aeronave será mayor y todos los demás cálculos de carga útil y de balance serán afectados.




Solo el combustible no utilizable (combustible residual) es considerado como parte del peso vacío de la aeronave. Las tapas de los tanques de combustible deben estar colocadas en sus lugares, o tan próximo como sea posible de ellos, de modo que la distribución de peso sea la correcta.




En casos especiales la aeronave puede ser pesada con los tanques llenos de combustible, si se dispone de medios para determinar el peso exacto del combustible. Siempre es bueno consultar las instrucciones del fabricante de la aeronave para saber si ella debe ser pesada con los tanques de combustible llenos o vacíos.


Si es posible, drenar todo el aceite del reservatorio. El sistema debe ser drenado con todas las válvulas de drenaje abiertas. En estas condiciones, la cantidad de aceite que permanecer en los tanques, en las líneas o en el motor, será considerada como aceite residual y, será incluida en el peso vacío.




Si el drenaje es impracticable, los tanques de aceite deben ser completamente llenados. La posición del ítems, tales como spoilers, slats, flaps y sistemas de rotor de helicópteros son factor importante en el pesaje de las aeronaves. No olvidar de consultar siempre las instrucciones del fabricante para determinarse la posición correcta de estos ítems:

Curso de Peso y Balance de Aviones         

ESPECIFICACACIONES DE AERONAVE Nº EA – 7104 EA - 7104 – HOJA 1 NEIVA EMB-200 EMB-200A EMB-201 EMB-201A EMB-202 NOVIEMBRE 1992 MODELO EMB-200 (IPANEMA), HOMOLOGADO EN DICIEMBRE DE 1971.






 

MOTOR - 1 Lycoming 0-540-H2B5d COMBUSTIBLE - Gasolina de aviación, mínimo de 100/130 octanos. LÍMITES DEL MOTOR - 260 BHP a 2700 RPM (N.M.) para todas las operaciones HÉLICES Y SUS LÍMITES - 1 Mc Cauley 1A200/FA8452. Diámetro: 2130mm (no es permitida Reducción en el diámetro). PASEO DE La C.G. VACÍO - No hay.




PESO MÁXIMO - 1550 kgf NÚMERO DE ASIENTOS - 1 (entre 1400mm y 1600 mm). CARGA MÁXIMA EN El TANQUE DE PRODUCTOS 550 kgf a 252mm.


LÍMITES DE OPERACIÓN - (Velocidades calibradas). Velocidad nunca exceder (Vne): 360 km/h (165 nosotros) (190 mph). Velocidad crucero estructural máxima (Vno): 241 km/h (130 nosotros) (150 mph). Velocidad máxima de maniobra (VA): 225 km/h (121 nosotros) (140 mph). Velocidad máxima con flapes abaixados (Vfe): 160 km/h (87 nosotros) (99 mph).






PASEO DEL C.G. - 272mm a 328 mm para 1550kgf. 272mm a 352mm para 950 kgf. Variación linear los puntos considerados. CAPACIDAD DE COMBUSTIBLE - 230 litros (2 tanques de 115 litros a 284mm). CAPACIDAD DE ACEITE - 11,35 litros en el reservatorio del motor (- 1380 mm).


ALTITUD MÁXIMA DE OPERACIÓN - 3500 M NÚMERO DE SERIE DEL FABRICANTE - 200001 hasta 200049.


Al menos que sea especificado de otra forma, en las Especificaciones de la Aeronave o en las instrucciones del Fabricante, los reservatorios y sistemas hidráulicos deben estar llenos.


Los reservorios de agua potable y los tanques de los lavatorios deben ser drenados; y los tanques de aceite de los dispositivos de accionamiento de velocidad constante deben ser llenados. La verificación de la aeronave debe ser hecha a fin de en los certificamos de que todos los ítems están incluidos en el peso vacío homologado fueron instalados en el lugar correcto. También debemos remover los ítems que no son normalmente llevados en vuelo, y verificar el compartimiento de equipaje paraqué ningún objeto permanezca en su interior.


Reinstalar todas las puertas de acceso, tapas de los reservorio de aceite y de los tanques de combustible, tapas de la caja de accesorios principal, puertas, salidas de emergencia y otras piezas que hayan sido removidas.


Figura 3-7 Distancia entre el Punto de Pesaje Principal, Plano de Referencia y el Punto de Pesaje posterior.


Figura 3-8 Distancia entre el Punto de Pesaje Principal, Plano de Referencia y el Punto de Pesaje, Localizado en la Nariz




Todas las puertas, ventanas y capotas corredizas deben estar en su posición normal de vuelo. Remueva de la aeronave cualquier exceso de suciedad, aceite, y grasa y unidades. Calibre adecuadamente cero y utilice las balanzas de pesaje conforme las instrucciones del fabricante. Algunas aeronaves son pesadas con las ruedas fuera de las balanzas, pero con las balanzas colocadas en los puntos de colocación de los puntos de apoyo, o en puntos especiales de pesaje.




Todas las puertas, ventanas y capotas corredizas deben estar en su posición normal de vuelo. Remueva de la aeronave cualquier exceso de suciedad, aceite, y grasa y unidades. Calibre adecuadamente cero y utilice las balanzas de pesaje conforme las instrucciones del fabricante. Algunas aeronaves son pesadas con las ruedas fuera de las balanzas, pero con las balanzas colocadas en los puntos de colocación de los puntos de apoyo, o en puntos especiales de pesaje.




Independientemente de las previsiones existentes para colocación de la aeronave sobre gatas o sobre balanzas, todo cuidado para que ella no se dañe, es imprescindible sino es así la aeronave o el equipamiento pueden quedar dañados. Al hacerse la pesaje de una aeronave con las ruedas colocadas sobre las balanzas, frenos no aplicados para reducir la posibilidad de una lectura incorrecta provocada por cargas laterales sobre las balanzas.




Todas las aeronaves poseen puntos o calzas de nivelamiento, y todo cuidado debe ser tomado para hacerse el nivelamiento de la aeronave, especialmente al largo de su eje longitudinal. En las aeronaves pequeñas de ala fija, el nivelamiento lateral no es tan crítico en cuánto a las aeronaves más pesadas. Sin embargo, se debe hacer un esfuerzo para nivelar los aviones pequeños en torno a su eje lateral. La precisión del nivelamiento longitudinal es de suma importancia para los aviones grandes.


Mediciones La distancia entre el plano de referencia (Datun) y la línea del centro del punto de pesaje principal; y la distancia entre el punto de pesaje principal; y la línea de centro del punto de pesaje de la cola (o de la nariz), deben ser conocidas para que se pueda determinar la c.g., relativo al punto de pesaje principal y el plano de referencia.


Un ejemplo de medir la distancia entre el punto de pesaje principal y el plano de referencia; y de la distancia entre el punto de pesaje principal y el punto de pesaje de la cola; es presentado en la figura 3-7.y La figura 3-8 presenta un ejemplo de medición de las distancias entre el punto de pesaje principal y el plano de referencia; y el punto de pesaje principal y el tren de nariz.




Estas distancias pueden ser calculadas, usando la información suministrada en las Especificaciones de la Aeronave o en las Hojas de Datos de Certificado Tipo, sin embargo siempre será necesario determinarlas a través de mediciones. Después que la aeronave es colocada sobre las balanzas, y nivelada (Fig. 3-9), se coloca las plomadas en el plano de referencia del punto de pesaje principal y al punto de pesaje de cola, o en la nariz, de modo que las puntas de las plomadas toquen lo piso.




Una marca de tiza en el piso, en el punto de contacto debe ser marcado. Si desea, se puede trazar una línea con tiza, uniendo las marcas que fueron hechas. Esto suministrará un patrón claro de las distancias de los puntos de pesaje y sus localizaciones en relación al plano de referencia. Registramos los pesos indicados en cada balanza, y hacemos las mediciones necesarias con la aeronave nivelada. Después que todos los pesos y distancias sean medidos y registrados, la aeronave puede ser removida de las balanzas.


Se pesar la tara, y deducimos su peso de la lectura de la balanza en cada punto de pesaje, donde ella esté envuelta.


Figura 3-9 Pesaje de una aeronave que utiliza Balanzas de Plataforma.




Cómputo de Balance Para obtenerse el peso bruto y la localización del c.g. de una aeronave cargada, de entrada determinamos el peso vacío y la localización del c.g.p.v. Después que estos datos son conocidos, queda fácil el calculo del efecto del; combustible, pasajeros, carga y de los pesos consumibles; en la medida en que ellos sean adicionados. Es decir hecho, sumando todos los pesos y momentos de estos ítems adicionales, y rehaciendo el cálculo de la c.g. para la aeronave cargada.


Las lecturas de las balanzas y las medidas registradas en el formulario como ejemplo presentado en la figura 3-10 suministran una base para los ejemplos de cómputo de peso vacío y c.g. del peso vacío.


Peso Vacío El peso vacío de una aeronave es determinado, sumando el peso real de cada punto de pesaje. El peso real es la lectura que se observa en balanza menos la tara.


Esto nos da el peso de la aeronave, tal como se ha pesado.


C.G. del Peso Vacío La localización del c.g. es determinado a través del uso progresivo de fórmulas. De entrada calculamos los momentos totales a través de la fórmula siguiente:


Momento = Brazo x Peso








Después dividimos la suma de los momentos por el total de pesos envueltos: c.g.= Momento total / Peso total = 79756.0 / 1383 = 57.67 pulgadas Consecuentemente, el c.g., tal como está pesado, es 57.67 pulgadas del plano de referencia. Una vez que la aeronave fue pesada con los tanques de aceite llenos, será necesario remover el aceite para obtenerse el peso vacío y el c.g. de peso vacío.


Usando nuevamente la fórmula:




.g. = Momento Total / Peso Total = 81556.0/1323.0 = 61.64 pulg El c.g.p.v. está localizado a 61,64 pulgadas para tras del plano de referencia.




   

FORMULÁRIO DE PESAJE FABRICANTE: ROTARY MODELO: LA SERIE: 0242 Nº 411 LOCALIZACIÓN DEL PLANO DE REFERENCIA Borde de Ataque del ala en la raíz. Aeronave pesada con total de aceite 1. El punto de pesaje principal está localizado (-..." adelante) ( 68"hacia tras) del plano de referencia. 2. El punto de pesaje de la cola o de la nariz está localizada a (-26" adelante) ( ..." para tras) del plano de referencia.


Espacio reservado para el listado de ítems cuando la aeronave no es pesada vacía .


Peso Bruto: 1773 libras Carga útil: 450 libras Computado por: Frank Stein Nº de Licencia Inspector DGAC: 171


Figura 3-10 Ejemplo de Formulario de Pesaje .


Figura 3-11 Diagrama Esquemático para la Verificación de Peso y Balance a Delantero




Conforme lo mostrado en las Especificaciones de la Aeronave, el peso bruto máximo permisible es de 1773 lbs. Restando el peso vacío de la aeronave de este número, se determina la carga útil siendo de 450 libras.






CONDICIONES EXTREMAS DE PESO Y BALANCE. Las condiciones extremas del peso y balance, representan las posiciones delantera y posterior máximas del c.g. de la aeronave. Una aeronave tiene cierto punto fijo, delantero y posterior, de los cuáles el c.g. no debe pasar en ningún momento durante el vuelo. Se debe realizar una verificación para certificar- si es que el c.g. no ha sobrepasado los límites cuando la tripulación, pasajeros, carga y pesos consumibles son aumentados o removidos. Si estos límites, son sobrepasados y la aeronave es volada en esta condición, la aeronave podrá sufrir estabilidad insuficiente, con la consecuente dificultad de controlarla.

Curso de Peso y Balance de Aviones Las verificaciones de estivar son una tentativa de cargar una aeronave, de modo de crear la condición de balanceamiento más crítica, y aún mantenerla dentro de los límites de la c.g. según el diseño de la aeronave. Se debe notar que, cuando el CGPV cae dentro de la franja de CGPV, no es necesario ejecutar una verificación de peso y balancea delantero o posterior. En otras palabras; es imposible cargar una aeronave, de modo que exceda los límites del c.g., desde que el patrón de balance y los arreglos de los asientos sean utilizados. 




 



Verificación de Peso y Balance Delantero Para la ejecución de esta verificación, será necesario las informaciones siguientes: 1. El peso, brazo y momento de la aeronave vacía. 2. Los pesos, brazos y momentos máximos de los ítems de carga útil que estén localizados delante del límite delantero del c.g. 3. Pesos, brazos y momentos máximos de los ítems de carga útil que estén localizados parte posterior del límite delantero de la c.g.




El ejemplo, presentado en la figura 3-11, nos introduce a un método que conduce a la verificación de la condición extrema. Este método facilita visualizar exactamente los pesos de los varios arreglos de la estiva de la carga, estén distribuidos, y como ellos afectan la localización de la c.g. Utilizando los datos presentados en la figura 3-11, determine si la aeronave puede ser cargada, de modo a hacer que el c.g. sobrepase los límites.

Curso de Peso y Balance de Aviones       

Paso 1: Cargue Cargue el avión avión de la siguiente forma: Aceite Aceite - 8 cuartos a -41 pol. = (15 lbs) lbs) (41 pol.) pol.) Piloto - 170 lbs a 6 pol. = (170 lbs) ( 6 pol.) Mínimo de combustible combustibl e - 50 lbs. a 23 23 pol. = (50,0 lbs) ( 23 pol.) Sin pasajeros Sin equipaje




Llene los lo s tanques de combustible que están delante del límite delantero. Si los tanques tanqu es de combustible combustib le estén hacia tras del límite lím ite delantero, use el mínimo necesario de combustible. Paso 2: Totalice todos los los pesos y momentos


Los números números arriba exigen exigen una consideración consideración cuidadosa. cuida dosa.


Observe que cada peso es multiplicado por su brazo, para obtener su momento. Todos los pesos son adicionados, de modo a obtener el peso total de 1185 lbs. Sin embargo, al hacerse la sumatoria de los momentos, todos los momentos positivos son sumados: 11685,0 1020,0 1150,0 13855,0


El momento negativo de -615,0 es restado de la suma de los momentos positivos. 3855,0 -615,0 13240,0




Paso 3 : Encuentre la posición más delantera de la c.g., dividiendo los momentos totales por el peso total 13240,0 13240.0/1185.00 = 11.17




Una vez que el momento total es positivo, la respuesta debe ser positiva. Por lo tanto, la posición delantera extrema de la c.g. está localizada a 11,17 pulgadas hacia atrás del plano de referencia (Datum). Para esta aeronave, el límite delantero de la c.g. está a 9,0 pulgadas hacia tras del plano de la referencia; por lo tanto es fácil observar que ella puede volar con este arreglo de carga.


 



Verificación del Peso y Balance Posterior Para certificar que el peso máximo y el límite posterior del c.g. no estén excedidos, las informaciones siguientes son necesarias: 1. Peso, brazo y momento de la aeronave vacía. 2. Pesos, brazos y momentos máximos de los ítems de carga útil que estén localizados hacia tras del límite posterior del c.g. 3. Pesos, brazos y momentos mínimos de los ítems de carga útil que estén localizados delante del límite posterior del c.g.




    



La posición posterior del c.g. es encontrada repitiéndose los tres pasos seguidos al realizar la verificación del c.g. más posterior. Excepto que, esta vez la aeronave será cargada de modo, de quedar con la cola pesada. Paso 1: Cargue el avión de modo de quedar con la cola pesada Aceite - 8 cuartos a -41 pol. = (15 lbs) (-41 pol.) Piloto - 170 lbs a 6 pol. = (170 lbs) ( 6 pol.) Combustible (máximo) -40 galones a 23 pol. = (240 lbs) ( 23 pol.) Pasajeros - Dos a 170 lbs cada = 340 lbs a 34 pol. = (340 lbs) ( 34 pol.) Equipaje (máximo) - 50 lbs a 56 pol. = (50 lbs) ( 56 pol.)




Llenar todos los tanques de combustible que estén haciatras del límite posterior. Si los tanques de combustible estén delante del límite posterior, usamos la cantidad mínima de combustible necesaria. Pasó 2: Totalice todos los pesos y momentos conforme lo mostrado aquí:



 

Paso 3: Encuentre la posición posterior del c.g., dividiendo los momentos totales por el peso total. del c.g. posterior cuando es cargado conforme se muestra en la figura 3-11: 31970.0 / 1765 = 18.11 pulg El límite posterior del c.g., para esta aeronave, es de 18,7 pulgadas hacia atrás del plano de referencia; por lo tanto ella (aeronave) puede volar con seguridad con este arreglo de la carga.




INSTALACIÓN DEL LASTRE El lastre es usado para obtenerse el balanceamento del c.g. deseado. Normalmente él esta localizado, tanto haciatras como hacia delante, para mantener el c.g. dentro de los límites usándose una cantidad mínima de peso. El lastre que es instalado para compensar la remoción o instalación de equipamientos, y que debe permanecer en la aeronave por periodos largos de tiempo, es llamado de lastre permanente.










Ellos pueden pueden ser pintados de rojo, con con la siguiente sigui ente inscripción: LASTRE PERMANENTE - NO MOVER. En la mayoría de los casos, la instalación del lastre permanente permanen te resulta en un aumento en el peso vacío de la aeronave. Los lastres la stres removibles o temporales son usados para satisfacer satisf acer ciertas cierta s condiciones condiciones de carga, que pueden variar de tiempo en tiempo. ti empo. Normalmente, ellos e llos poseen posee n la forma de sacos de esferas de plomo, sacos de arena, u otro material, material , y no son instalados instalados de manera permanente. Los lastres temporales deben tener la inscripción: LASTRE _____LIBRAS. _____LIBRAS. SU REMOCION EXIGE UNA VERIFICACION VERIFICACION DEL PESO Y BALANCE. BALANCE.






El compartimiento de equipaje es, normalmente, el lugar más conveniente conveniente para la instalación instalación de lastres temporales. Los lugares designados para transportar el lastre deben ser adecuadamente proyectados, instalados y marcados. El manual manual de operación (Manual (Manua l de peso y balance del avión) de la aeronave debe contener las instrucciones inst rucciones referentes a la colocac colocación ión correcta de lastres removibles, bajo ba jo todas las condiciones de estiva, para las cuales, tal lastre sea necesario.


Control de la Posición del c.g. con Lastre La figura f igura 3-12 presenta un ejemplo de aeronave, aeronave, cuyo c.g. excede el límite límite delantero del c.g. bajo ciertas condiciones condiciones de estiva. La verificación verificación de peso y balance delantero, prueba que sol solamente amente con el piloto y el mínimo de combustible, combustible, el c.g. delantero delantero es excedido. excedido.


Verificación del c.g. delantero




.g. delantero = Momento Total / Peso Total = 28235.0 / 1907.5 = 14.8 pulgadas Sin un lastre lastre colocado en algún lugar de la parte posterior, posterior, para traer el c.g. hacia hacia dentro de los límites l ímites de 16,5 pulg a 20,0 pulg., la aeronave no ofrece seguridad seguridad para vuelo, con el piloto y con con el mínimo de combustible. combustible. El problema problema de determinar, determinar, la cantidad cantidad de libras necesarias, para desplazar la c.g. hacia dentro de los límites aprobados, puede ser resuelto con la utilización de la fórmula siguiente:


 

Peso del lastre necesario: Peso de la aeronave aeronave como como pesada, pesada, multiplica multiplicado do por la Distancia Distancia que excede excede los límites, límites, dividido por el Brazo entre la localización del peso variable y el límite afectado. Insertando los valores aplicabais en la fórmula: Peso de la aeronave pesada es = 1907,5 Distancia Distancia en exceso exceso del límite = 1,7 1,7 pulg. Brazo entre la localización del peso variable y el límite afectado = 53,5 pulg.




Obtenemos el siguiente: (1907.5) (1.7) / 53.5 = 3242.75 3242.75 / 53.5 = 60.6 libras es el peso del lastre last re necesario en el compartimiento de equipaje. Cuando el resultado del cálculo cálcul o matemático sea una fracción de libra, usamos el valor valo r entero, inmediatamente inmediatamente superior, superior, como el real peso peso del lastre. Consecuentemente, coloquemos un lastre de 61,0 libras en el compartimiento comparti miento de equipaje para que el c.g. quede dentro de los límites con con seguridad. segurida d.


Figura 3-12 Ejemplo de Aeronave cuya c.g. excede el Límite Delantero del c.g.


 

  

   

Brazo del tren= 168.0 “

Peso de tren = 115 libras

Capacidad de Combustible = -36 galones a 18” ( 19 gal. Cada ala) = (+16.5”) a (+20.0”) Números de Margen del c.g. asientos = 4 (dos a +10” y dos a 34”) Peso Máximo de equipaje = 100 libras a 70” Peso Bruto Máximo = 2620 libras Peso vacio (sin aceite)= 1600 libras Peso Bruto Máximo = 1773 libras Capacidad de aceite = 12 cuartos a – 22” Plano de Referencia = borde de ataque del ala Peso Máximo de equipaje = 50 libras a +56” Motor = 230 H.P. Figura 3-12 Ejemplo de Aeronave cuya c.g. excede el Límite Delantero del c.g.


Se debe hacer una verificación final del peso y balance delantero, para probar que la aeronave puede volar con seguridad tras la colocación del lastre de 61,0 libras, en el compartimiento de equipaje. Colocamos un letrero de modo que quede bien evidente en la cabina, para que pueda ser visto por el piloto o quién de derecho. Ese letrero debe indicar: PARA VUELO TIERRA, CARGUE POR LO MENOS 61,0 LIBRAS EN El COMPARTIMIENTO DE EQUIPAJE.


Condiciones de estiva máxima Una verificación del peso y balance posterior, determinará si la aeronave presentada en la figura 3-12 puede volar con seguridad, cuando se encuentra totalmente cargada, sin exceder el límite posterior del c.g. o su peso máximo.


c.g Posterior = Momento/Total = 50,529.0 2630.0 = 19.21 pulgadas


Nota: sume los ítems hasta alcanzar el peso vacio autorizado de aeronave, sume el momento de estos ítems en miles de libras por pulgada, al momento total de aeronave en miles de libras por pulgadas, encontrado e n la carta el centro de gravedad




Cuando la aeronave está totalmente cargada, el c.g. está bien dentro del paseo del c.g.; sin embargo el peso bruto máximo permisible anda con un exceso de 10,5 libras. En este caso, hay varias alternativas que pueden ser usadas para resolver esta condición de sobrecarga, sin reducir, considerablemente, la carga pagada o el alcance así:






Alternativa nº 1 - Reducir el equipaje en 10,5 libras. Alternativa nº 2 - Reducir el combustible en 10,5 libras o 1,75 galones. Alternativa nº 3 - Reducir la carga de pasajeros por un pasajero. Cada alternativa presentada arriba, necesitará de una marcación que indique el arreglo de carga, que asegure el peso bruto y la c.g. dentro de los límites especificados. Compute la nueva posición de la c.g. para cada arreglo de la estiva alternativa.




CARTAS DE CARREGAMENTO Y ENVELOPES DE La C.G. El sistema de cómputo del peso y balance, comúnmente llamado de sistema de sobre del c.g. y carta de estivamiento, es un método excelente y rápido para determinar la localización de la c.g. para los varios arreglos de estivamiento de la carga.




Este método puede ser aplicado en aeronaves de cualquier fabricación y modelo. Los fabricantes de aeronaves, usan ese método de computación, de peso y balance, para preparar cartas similares y aquellas presentadas según las (figuras 3-13 y 3-14) para cada modelo y fabricación de aeronave; según la homologación original. Las cartas se hacen parte permanente de los registros de la aeronave. Juntamente con las cartas, son suministrados los datos como el brazo y momento del peso vacío (número índice), para aeronaves de determinada fabricación y modelo.




La carta de estiva ilustrada en la figura 3-13, es usada para determinar el número índice de cualquier ítem o peso, que pueda ser envuelto durante la estiva de la aeronave. Para usar esa carta, encontramos el punto en la escala vertical que representa el peso conocido. Debemos proyectar una línea horizontal, hasta interceptar la línea diagonal del peso en cuestión (es decir, piloto, copiloto, equipaje, etc.). A partir de este punto, exactamente en bajo, en la escala horizontal, el momento o número índice es leído.




Tras determinar el momento para cada ítem el peso, todos los pesos y todos los momentos son sumados. Conociendo el total de pesos y momentos, proyectamos una línea a partir del punto correspondiente en el sobre el c.g. presentado en la figura 3-14, y colocamos un punto en la intercesión de las dos líneas. Si el punto esté dentro de las líneas en diagonal, el arreglo de la carga satisface todos los requisitos del balance. Presentamos a continuación un cálculo real de peso y balance, usando las cartas de las (figuras 3-13 y 3-14). Para este ejemplo, suponga que el peso vacío de la aeronave sea de 1386,0 libras y el momento sea de 52772,0 libras/pulgada. El número índice para el peso vacío de la aeronave es desarrollado, dividiéndose el momento del




Este cálculo nos da un número índice igual a 52,8 para el momento del peso vacío de la aeronave. Al cargar la aeronave, determinamos si el c.g. caerá dentro de las líneas en diagonal de la figura 3-14. Coloque los pesos de los ítems y los números índices son colocados de forma ordenada para facilitar la suma.


Nota cualquier punto que caiga dentro de la carta satisface los requisitos de peso el balance Figura 3-14 Sobre el Centro de Gravedad.



El peso total de la aeronave es de 2350,0 libras, y el momento es de 102,4. Localice este punto (2350 a 102,4) en la carta del c.g. ilustrado en la figura 3-14. Una vez que el punto cae dentro de las líneas en diagonal, el arreglo de estiva satisface todos los requisitos de peso y balance.

Curso de Peso y Balance de Aviones Como estibar un DC-8 Para un buen peso y balance


Carta de estiba para un avión DC-8


EQUIPAMIENTO ELECTRÓNICO DE PESADO. El equipamiento electrónico de pesado simplifica mucho el procedimiento de pesado de aeronaves grandes y pesadas. La figura 3-15 presenta un tipo de balanza electrónica. El "Kit" de pesaje completo está contenido en una maleta portátil. Este "Kit" contiene una trena, plomadas, niveles de burbuja, medidas, hidrómetros (para especificada de la gravedad específica del combustible) y las celdas de carga.


Las celdas de carga, en verdad, son indicadores de tensión que reflejan la carga impuesta sobre ellas por la aeronave, en términos de variación de voltaje. Esta variación es indicada en una balanza, que es calibrada para presentar la lectura en libras.




Cada celda de carga es colocada entre la gata y su punto de apoyo (punto de pesaje). Cada celda de carga debe ser balanceada o "cero", antes de aplicarse cualquier peso sobre ella. Tras completa la operación de pesaje, removemos todo el peso de las celdas, y verificamos si la lectura que ellas presentan es cero.


Cualquier variación debe ser considerada como "desvío del cero de la escala" y constituye la tara, cuando de la utilización de balanzas electrónicas para pesaje. El sentido de la variación determina si la tara es sumada o restada de la lectura de la balanza. Siga siempre las instrucciones del fabricante de la balanza que usted esté utilizando.


Figura 3-15 Equipamiento Electrónico de Pesaje de Aeronaves.


PESO Y BALANCE DE HELICÓPTEROS Los principios y procedimientos de peso y balance que fueron descritos, se aplican, de modo general, a los helicópteros. Cada modelo de helicóptero es homologado para un peso bruto máximo específico. Sin embargo, él no puede ser operado en este máximo en todas las condiciones.


Las combinaciones de gran altitud, temperatura alta y humedad alta, determinan la "altitud de densidad" para un determinado local. Por otro lado, esto afecta de manera crítica, la fluctuación, decolage, subida, auto-rotación y paso de los helicópteros.


Un helicóptero pesado soporta menos los choques y cargas adicionales causadas por el aire turbulento. Cuánto mayor la carga, más pequeña será el margen de seguridad de las estructuras, tales como el rotor principal, fuselaje, tren de aterrizaje, etc.


La mayoría de los helicópteros tiene la franja del c.g. y es más restrictivo que el de los aviones. En algunos casos, esta franja está dentro de tres plegadas. La localización y la franja exacta del margen del c.g. es determinado por cada helicóptero; y, normalmente, él se extiende a una distancia corta hacia el frente y hacia tras del rotor principal, o del centró de de un sistema de rotor doble.


De manera ideal, el helicóptero debe tener un balance; con tal perfección que, la fuselaje permanezca en la posición horizontal durante una fluctuación, siendo necesario hacer correcciones solamente para compensar el viento. El fuselaje funciona como un péndulo suspendido por un rotor.




Cualquier variación, en el centro de gravedad, provoca una variación en el ángulo en que el helicóptero está suspendido por este punto. Los helicópteros diseñados muy recientemente, tiene los compartimientos de carga y los tanques de combustible están localizados en el a punto de balance o cerca de este.


Si el helicóptero no esté cargado adecuadamente, y el c.g. no esté bien próximo al punto de balance, del fuselaje no quedará colgada horizontalmente durante la fluctuación.


Si el c.g. esta muy tras, la nariz tiende a subir, y será necesario un control cíclico excesivo hacia delante, para mantener una fluctuación estacionaria. Por otro lado, si el c.g. esta muy adelante, la nariz tenderá a caer, requiriendo un control excesivo hacia tras. En condiciones extremas de desbalance, aún con el control cíclico total hacia delante o hacia tras, aún es insuficiente para mantener el control.




En el caso de transporte de cargas externas, se puede tener problemas parecidos al balance lateral. Cuando el fabricante entrega el helicóptero, el peso vacío, el c.g. del peso vacío y la carga útil, estas son anotadas, en las hojas de datos de peso y balance en el manual de vuelo del helicóptero.






Si después que el helicóptero haya sido entregado, si se haya adicionado, o retirado un equipamiento o en caso de ejecución de una reparación o alteración mayor que pueda afectar el peso vacío, el c.g. de peso vacío, o la carga útil; las hojas de datos de peso y balance deben ser revisadas. Todas las variaciones de peso y balance, deben ser insertados en los registros apropiados de la aeronave.











Curso de Peso y Balance de Aviones l

Recommend Documents