• Author / Uploaded
• boeingairbus1957

• Categories
• Avión
• Pista
• Velocidad del viento
• Aeropuerto
• Velocidad

Citation preview

Bienvenido al cuestionario de preguntas de “TÉCNICA DE VUELO”. Los ficheros del texto están confeccionados en entorno PC WINDOWS y en formato WORD 6.0 , valido también para versiones superiores. EL diskette se compone de 39 archivos de preguntas y 1 fichero de ayuda. Con objeto de facilitar al estudiante el manejo de la batería cada fichero se puede imprimir independientemente. La batería de preguntas totaliza 959 cuestiones agrupadas en capítulos, subcapítulos y secciones. El nombre de cada archivo se descompone como sigue: Cap4 724 . doc A B C A) Cap4: Indica el encabezamiento como capítulo 4 del texto:”PERFORMANCES AVIONES REACTORES FAR 25” B) 724: Señala el subcapítulo y sección al que corresponden las preguntas. En este caso 7.2.4, “PESO AL ATERRIZAJE LIMITADO POR NEUMATICOS Y FRENOS” Puede comprobarse que este encabezamiento coincide con el que aparece en el directorio del cuarto capítulo, que puede encontrarse el la pag. 63 del libro. Las soluciones al cuestionario se encuentran en la pag. 237 de la obra. Se recuerda que el contenido de este diskette se encuentra protegido por los derechos de autor , estando por tanto prohibida su copia, venta y distribución sin autorización.

ALTITUD DE DENSIDAD

1.1

¿Cual de las siguientes aseveraciones es correcta relacionando la altitud de densidad y las performances de la aeronave? A: B: C: D:

1.2

¿Qué ocurriría en un aeródromo de 2.000 pies de elevación si la DA fuese de 5.000 pies? A: B: C: D:

1.3

Temperatura baja y alta humedad. Temperatura alta y alta humedad. Temperatura alta y baja humedad. Temperatura baja y baja humedad.

Si la presión atmosférica y la temperatura permaneciesen constantes, ¿Cómo afectaría un aumento de la humedad relativa a la distancia de despegue? A: B: C: D:

1.6

Determinar la altitud de presión. Asegurarnos una altitud de crucero segura sobre terreno montañoso. Determinar las actuaciones de la aeronave. Establecer los niveles de vuelo por encima de la altitud de transición.

¿Qué combinación de condiciones atmosféricas es más desfavorable en el despegue y ascenso? A: B: C: D:

1.5

Las performances de despegue y aterrizaje se mantendrían inalterables. Con el avión en tierra el altímetro marcaría 5.000 pies. Las performances de despegue serían las mismas que en un aeródromo de 5.000 pies, si contásemos con un QNH standard Las velocidades indicadas de despegue y aterrizaje se verían incrementadas.

La razon principal para computar la DA es: A: B: C: D:

1.4

Si la temperatura aumenta, la altitud de densidad aumenta causando una degradacion en las performances del avión. Un aumento de la DA mejora las performances. El único efecto del aumento de la DA es la variación de la velocidad TAS de la aeronave. La DA no tiene relación alguna con las performances.

La distancia de despegue sería mayor. La distancia de despegue sería menor. La distancia de despegue sería la misma, si bien la carrera sería menor. La distancia de despegue sería la misma, si bien la carrera sería mayor.

¿Cuál de las siguientes afirmaciones es correcta en despegues en condiciones de DA altas? A: B: C: D:

La aceleración es más lenta pues la eficiencia del motor y la hélice es menor. La aceleración es más rápida por ser la resistencia al avance menor ya que el aire es menos denso. La carrera de despegue se acorta por ser menor la resistencia al avance. Al ser el aire menos denso, es necesaria una IAS mayor para generar la sustentación requerida para el despegue.

1.7

Señale lo correcto en referencia a las operaciones de despegue en condiciones de alta DA: A. B: C: D:

1.8

Las tablas de performances estan basadas en el cálculo de: A: B: C: D:

1.9

Mayor que a nivel del mar. Menor que a nivel del mar. La misma que a nivel del mar. Mayor o menor dependiendo de la corrección que apliquemos por temperatura.

En iguales condiciones de temperatura, peso y viento, la velocidad de contacto en la toma, medida con respecto al aire será en un aeródromo de gran elevación: A: B: C: D:

1.11

La altitud de presión. La altitud de densidad La altitud verdadera La altitud de densidad corregida por la temperatura.

En iguales condiciones de temperatura, peso y viento, la velocidad de contacto en la toma, medida con respecto al suelo, será en un aeródromo de gran elevación: A: B: C: D:

1.10

Al ser el aire menos denso, la resistencia al avance es menor por tanto la carrera disminuye. La velocidad indicada de despegue debe incrementarse para compensar la pérdida de sustentación. La velocidad de despegue indicada es independiente de la DA del campo. Las respuestas a y b son correctas.

Mayor que a nivel del mar. Menor que a nivel del mar La misma que a nivel del mar. Mayor o menor dependiendo de la corrección que apliquemos por temperatura.

En muchos manuales de vuelo se prohibe la operación en campos con altitud de presión inferior a: A: 1.000 pies B: -1.000 pies C: -100 pies D: Dicha limitación nunca se comtempla.

1.12

En iguales condiciones de temperatura, peso y viento, la velocidad indicada de contacto en la toma, será en un aeródromo de gran elevación: A: B: C: D:

1.13

Mayor que a nivel del mar Menor que a nivel del mar La misma que a nivel del mar Mayor o menor dependiendo de la corrección que apliquemos por temperatura.

¿Qué datos se necesitan para calcular la altitud de densidad? A: B: C: D:

La PA y la OAT. La PA y la densidad relativa del aire. La PA y la densidad del aire. La densidad del aire y la OAT

1.14

Si para un cierto tipo de monomotor ligero la velocidad de aproximación recomendada a nivel del mar es de 70 KIAS y nuestra intención es aterrizar en un campo de elevación 5.400 pies, la IAS en final deberá ser: A: Menor que 70 KIAS para compensar el aumento de TAS asociada. B: Mayor que 70 KIAS porque la densidad del aire es menor. C: Mayor que 70 KIAS pues la velocidad de pérdida es mayor. D: 70 KIAS

1.15

Suponiendo que tengamos que aterrizar en un aeródromo de gran elevación donde la temperatura sea muy alta, sabemos que con respecto a las condiciones standard: A: B: C: D:

1.16

¿Qué relación podría establecerse entre la altitud de presión y la altitud de densidad? A: B: C: D:

1.17

1.000 pies / +2º C 1.000 pies 1 +5º C 1.000 pies 1 +6.5º C 1.000 pies / +8.5º C

Un aumento de DA incide más significativamente en las performances de: A: B: C: D:

1.20

4.000 pies 3.500 pies 3. 100 pies 2.000 pies

Sabemos como regla nemotécnica que el aumento de DA-con respecto a la PA- en función de la temperatura A: B: C: D:

1.19

Si la temperatura es mayor que la ISA entonces, DA > PA Si la temperatura es menor que la ISA entonces, DA > PA Si la temperatura es igual a la ISA entonces, DA > PA En cualquier caso DA > PA

Calcúlese la DA de un aeródromo de elevación 2.000 pies, sabiendo que el QNH es de 30.42 pulgadas y la OAT 29º C A: B: C: D:

1.18 es de :

La velocidad IAS de aproximación deberá ser mayor. La velocidad IAS de aproximación deberá ser menor. La velocidad TAS de aproximación deberá ser mayor. La velocidad TAS de aproximación deberá ser menor.

Aterrizaje Despuegue. Ambas por igual A o B dependiendo de las restantes variables atmosféricas.

Señale la relación correcta entre PA y DA. A: B: C: D:

Si OAT > ISA, PA > DA Si OAT = ISA, PA = DA Si OAT < ISA, PA < DA Falta saber la presión atmosférica para establecer la relación.

1.21

La tabla de Koch es de utilidad, considerando un avión ligero, para estimar: A: B: C: D:

La pérdida de performances en condiciones de DA altas. Corregir fácilmente las velocidades de despegue y aterrizaje en función de la DA Calcular de forma gráfica la DA en un aeródromo. Todas son correctas.

MONOMOTORES LIGEROS Despegue 2.1-1

Señale cómo varían las fuerzas que actúan en un despegue: A: B: C: D:

2.1-2

Señale cuál de las siguientes variables aumenta la carrera de despegue. A: B: C: D:

2.1-3

El despegue se realiza con pendiente positiva. Disminuye el peso al despegue. El despegue se realiza con viento en cara. Todo lo anterior es cierto.

¿Cómo varia la tracción de la hélice durante la carrera de despegue? A: B: C: D:

2.1-9

Factor de aceleración en carrera. Velocidad de despegue. Componente de viento. Todas son ciertas.

La longitud de pista requerida para el despegue aumenta si: A: B: C: D:

2.1-8

La IAS de despegue requerida es mayor. La IAS de despegue requerida es menor. La TAS de despegue requerida es mayor. El gradiente de pista no influye sobre la TAS o IAS de despegue.

La distancia de despegue, con caracter general, es función de: A: B: C: D:

2.1-7

Se despega con una IAS menor. Aumenta el régimen de ascenso inicial. Disminuye la carrera de despegue. Todas son correctas.

¿Qué efecto sobre la velocidad de despegue tiene una pista con gradiente negativo? A: B: C: D:

2.1-6

Aumenta la distancia de despegue. Requiere una velocidad TAS de despegue mayor. Requiere una velocidad IAS de despegue mayor. Todas las anteriores son correctas.

¿Porqué se despega siempre en contra del viento? A: B: C: D:

2.1-5

Pendiente negativa. Deflexión de flap recomendado para el despegue segun el manual. Peso al despegue pequeño. Baja presión barométrica.

¿Qué efecto sobre el despegue tiene una pista con gradiente positivo? A: B: C: D:

2.1-4

Tracción, resistencia, sustentación y fuerza de rozamiento aumentan a lo largo de la carrera, Tracción y fuerza de rozamiento disminuyen, resistencia y sustentación aumentan. Tracción y fuerza de rozamiento aumentan, resistencia y sustentación disminuyen. Tracción, sustentación y fuerza de rozamiento disminuyen, la resisitencia al avance aumenta.

Aumenta ligeramente al incrementarse la velocidad. Disminuye ligeramente al incrementarse la velocidad. Aumenta si la DA del aeródromo es alta. Es constante, es sólo función de la potencia del motor.

¿Qué efectos produce el viento en la operación de despegue?

A: B: C: D: 2.1-10

¿Qué podríamos hacer para reducir la carrera de despegue? A: B: C: D:

2.1-11

Despegar a mayor IAS para aumentar el ángulo de ascenso inicial. Despegar con cierto porcentaje de flaps. Aplicar potecia del motor superior a take-off. Despegar con viento en cola para aumentar la GS.

¿Qué sucede al despegar con el calaje de flap recomendado para despegue? A: B: C: D:

2.1-12

El viento en cara disminuye la longitud de pista necesaria y aumenta el régimen de ascenso. El viento en cara disminuye la longitud de pista necesaria y aumenta el ángulo de ascenso El viento en cara disminuye la longitud de pista necesariaaumenta el ángulo y el régimen de ascenso. El viento sólo afecta a la longitud de pista necesaria.

Se recorrerá mas pista debido al aumento de la resistencia al avance. El ascenso inicial será con menor ángulo que si despegásemos con el avión límpio. El avión despegará a mayor velocidad que si despegase sin flaps. La resistencia al avance del avión es menor que si despegásemos con el avión límpio.

¿Qué % de la deflexión máxima de flap se considera óptima con objeto de reducir,en lo posible, la carrera de despegue? A: B: C: D:

0-10% 10-25% 25-50% 50-100%

2.1-13 Considerando un monomotor ligero de motor alternativo, la distancia de despegue comienza en la suelta de frenos y termina al alcanzar: A: B: C: D: 2.1-14

Considerandose un monomotor ligero, su velocidad indicada de despegue es función de: A: B: C: D:

2.1-15

35 pies AGL 50 pies AGL 50 pies MSL Cuando el avion despega del suelo.

El peso bruto, el manual recomienda menores velocidades a mayores pesos. La altitud de presión del aeropuerto. La temperatura exterior. Ninguna es correcta.

¿Qué velocidad indicada deberá usarse para el despegue en aeropuertos de elevada altitud comparadola con la IAS utilizada en aeródromos de baja elevación? A: B:

En altitudes superiores a 5.000 pies se despegará con una indicada menor. En aeródrornos de gran elevación, la velocidad indicada será 1,3 veces mayor a la recomendada para aeropuertos a nivel del mar. C: En aeródromos de gran elevación, la velocidad indicada será 1, 1 veces mayor a la recomendada para aeropuertos a nivel del mar. D: La velocidad indicada para despegue es independiente de la elevación del campo. 2.1-16

Señale como afectan un aumento de peso, una pendiente de pista positiva y cierta componente de viento en cara, respectivamente a la longitud de pista necesaria para despegue. A: B: C: D:

2.1-17

Aumenta, disminuye y aumenta. Aumenta,aumenta y aumenta. Aumenta, disminuye y disminuye. Aumenta, aumenta y disminuye.

La velocidad IAS de despegue es función de (monomotor ligero):

A: B: C: D: 2.1-18

El peso al despegue afecta a la distancia necesaria para despegar pues incide sobre: A: B: C: D:

2.1-19

El factor de aceleración en carrera. La tracción desarollada por el motor. La resistencia aerodinámica en la suelta de frenos. Todas son correctas.

La pendiente de pista incide en la carrera de despegue pues: A: B: C: D:

2.1-20

La carga alar. La altitud de densidad. La temperatura ambiente. La longitud de pista.

Afecta a la velocidad, con respecto al suelo, de despegue. Actúa sobre el factor de aceleración. Influye en la resistencia aerodinámica. Todas son correctas.

La componente de viento afecta a la distancia de despegue pues: A: B: C: D:

Varía el factor de aceleración en carrera. Afecta a la resistencia aerodinámica. Varía la velocidad de despegue con respecto al suelo. Todas son correctas.

ASCENSO 2.3-1

En un ascenso no acelerado, en equilibrio, se cumple que: A: B: C: D:

2.3-2

Señale cómo varían Vx y Vy al aumentar el peso: A: B: C: D:

2.3-3

Al disminuir la velocidad disminuye el ángulo de subida. Al disminuir la velocidad aumenta el ángulo de subida. Al aumentar la velocidad aumenta el gradiente de subida. Al mantener el régimen constante el ángulo será tambien constante independientemente de la velocidad.

El régimen de ascenso de un avión es función de: A: B: C: D:

2.3-8

Disminuye la carrera de despegue. Aumenta su régimen de ascenso. Disminuye su techo. Disminuye su velocidad de pérdida.

Si se asciende manteniendo un régimen de ascenso constante ¿Cómo afecta un cambio de velocidad? A: B: C: D:

2.3-7

0 fpm 100 fpm 300 fpm 500 fpm.

Un aumento de peso, ¿Qué efecto produce en las performances de una aeronave? A: B: C: D:

2.3-6

Estudiando su curva polar. Estudiando su diagrama de resistencia. Estudiando sus curvas de potencia. Estudiando su diagrama de Koch.

Se dice que alcanzamos el techo de servicio de un monomotor ligero cuando llegamos a una altitud tal en la que el máximo R/C que podemos mantener es de: A: B: C: D:

2.3-5

Vx aumenta y Vy disminuye Ambas aumentan Ambas disminuyen Vx disminuye y Vy aumenta

¿Cómo podemos estimar aproximadamente las performances de una aeronave? A: B: C: D:

2.3-4

Pd < Pn Pd = Pn Pd > Pn Depende de la disposición del estabilizador horizontal.

El exceso de potencia (disponible menos necesaria) y de la componente de viento en cara. El defecto de potencia (necesaria menos disponible) El exceso de potencia El exceso de potencia y adicionalmente de la altitud de densidad y peso

Si debemos franquear algún obstáculo en el despegue, deberá de ascenderse a una velocidad determinada hasta librar dicho obstáculo. La velocidad a la que nos referimos es conocida como:

A:

Velocidad subida. B: Velocidad subida. C: Velocidad subida. D: Velocidad subida. 2.3-9

Es inversamente proporcional a la tracción. Es directamente proporcional a la tracción y el peso. Es inversamente proporcinal a la tracción y el peso. Es directamente proporcinal a la tracción e inversamente proporcional al peso.

Techo absoluto. Techo de servicio. Techo de dicha potencia. Techo relativo a dicha altitud.

El régimen de ascenso aumenta con la altura. La velocidad de mejor ángulo de ascenso coincide con la velocidad de mejor régimen. Vx es menor que Vy. El régimen de ascenso es sólo función de la temperatura exterior.

¿Qué efecto tiene sobre el ascenso el viento en cara al subir a un nivel de vuelo determinado? A: B: C: D:

2.3-15

Pd y Pn aumentan. Pd y Pn disminuyen. Pd aumenta y Pn disminuye. Pd disminuye y Pn aumenta.

¿Cúal de las siguientes afirmaciones es verdadera? A: B: C: D:

2.3-14

Comprobar la alimentación del motor por si tenemos cortada la válvula del combustible. Determinar la velocidad y dirección del viento para efectuar un aterrizaje de emergencia. Virar inmediatamente para volver a la pista. Mantener una velocidad segura.

Cuando ascendiendo con un peso determinado y a máxima potencia llegamos a una altitud donde nos es imposible ascender más (R/C=0), se dice que hemos llegado al: A: B: C: D:

2.3-13

de mejor ángulo de ascenso, siendo dicha velocidad menor a la de mejor régimen de

¿Cómo varia el ángulo de ascenso de una aeronave? A: B: C: D:

2.3-12

de mejor ángulo de ascenso, siendo dicha velocidad superior a la de mejor régimen de

Señale cómo varía la potencia al aumentar la altitud.. A: B: C: D:

2.3-11

de mejor régimen de ascenso, siendo dicha velocidad menor a la de mejor ángulo de

La más importante regla en el caso de tener un fallo de motor (monomotor ligero) en el ascenso inicial tras el despegue es: A: B: C: D:

2.3-10

de mejor régimen de ascenso, siendo dicha velocidad superior a la de mejor ángulo de

Aumenta el combustible consumido. Aumenta el tiempo de subida. Disminuye la distancia horizontal recorrida. Todas son correctas.

Para unas condiciones determinadas de peso, altitud de densidad y configuración, estudiando las curvas de potencia podríamos predecir la:

A: B: C: D: 2.3-16

Señale cómo varía la velocidad TAS, máxima y mínima en vuelo horizontal, si aumenta el nivel de vuelo. A: B: C: D:

2.3-17

Menor de 80 Kt. Mayor de 80 Kt pero menor de 95 Kt. Mayor de 95 Kt. Faltan datos

¿Qué ocurriría si ascendemos al techo absoluto de una aeronave? A: B: C: D:

2.3-22

Menor de 80 Kt. Mayor de 80 Kt pero menor de 95 Kt. Mayor de 95 Kt. Faltan datos.

Supongamos un monomotor que ascendiendo tanto a una TAS de 80 Kt como de 95 Kt consigue un régimen de ascenso de 850 fpm, podríamos asegurar que su Vx es: A: B: C: D:

2.3-21

El peso del avión. La configuración del mismo. El estado de la atmosfera (caliente o fría) La componente del viento (en cara o en cola)

Supongamos un monomotor que ascendiendo tanto a una TAS de 80 Kt como de 95 Kt consigue un régimen de ascenso de 850 fpm, podríamos asegurar que su Vy es: A: B: C: D:

2.3-20

Disminuirá el combustible consumido hasta alcanzar dicho nivel. Disminuirá el tiempo de subida. Aumentará la distancia horizontal recorrida para llegar a dicho nivel. Todas son correctas.

¿Cúal de los siguientes factores no afecta al tiempo invertido para ascender hasta un nivel de vuelo determinado? A: B: C: D:

2.3-19

Ambas aumentan. Ambas disminuyen. La primera aumenta, la segunda disminuye. La primera disminuye, la segunda aumenta.

Si al subir a un nivel determinado encontramos una fuerte componente de viento en cola, entonces: A: B: C: D:

2.3-18

Velocidad máxima y mínima en vuelo horizontal. Capacidad de ascenso. Capacidad de aceleración en vuelo nivelado. Todas.

Que todavía podríamos subir al techo práctico. Que todavía podríamos ascender al techo de servicio. Que coinciden Vx y Vy. Ninguna es correcta.

El procedimiento idóneo para librar obstáculos muy próximos a la pista de despegue es despegar con: A:

Avión limpio y mantener inicialmente Vy

B: Avión limpio y mantener inicialmente Vx C: Cierto porcentaje de flaps y mantener Vy D: Cierto porcentaje de flaps y mantener Vx 2.3-23

Despues del despegue, ¿Qué velocidad permite ganar la máxima altitud en un determinado tiempo? A: B: C: D:

2.3-24

El régimen de ascenso de un monomotor ligero es: A: B: C: D:

2.3-25

Inversamente proporcional al exceso de potencia. Directamente proporcinal a la DA. Inversamente proporcional al peso. Directamente proporcional a la componente de viento en cara.

Como es sabido, en el techo absoluto de un monomotor ligero es sólo posible mantener una velocidad de crucero pues: A: B: C: D:

2.3-26

La velocidad recomendada de ascenso. La velocidad de mejor régimen de ascenso. La velocidad de mejor gradiente de ascenso. La velocidad de mejor ángulo de ascenso.

A velocidad inferior el avión entraría en pérdida. A velocidad superior la potencia necesaria sería superior a la disponible. La única velocidad posible de vuelo es ligeramente superior a la pérdida. Todas son correctas.

El ángulo y régimen de ascenso de un monomotor son función de: A: B: C: D:

La altitud de densidad. La configuración (ajuste de flaps) La carga y pasajeros a bordo. Todas son correctas.

2.3- 27 Señale cómo varían Vx y Vy, respectivamente, en términos de velocidad indicada recomendada, según aumenta la altitud de vuelo. A: B: C: D: 2.3-28

Llamamos gradiente o ángulo de subida a la relación entre: A: B: C: D:

2.3-29

La primera aumenta y la segunda disminuye. La primera disminuye y la segunda aumenta. Ambas aumentan. Ambas disminuyen.

La velocidad y el régimen de subida. La ganancia en altura y la distancia horizontal recorrida. Las repuestas a y b son correctas. Ninguna es correcta pues el gradiente de ascenso (régimen) no tiene relación con el ángulo.

Señale la afirmación correcta con respecto a Vx y Vy en aviones monomotores propulsados por motores alternativos.

A: B: C: D: 2.3-30

Al trazar, desde el origen de coordenadas, una tangente a la curva polar de ascenso (relaciona R/C con TAS), el punto de tangencia está ligado a: A: B: C: D:

2.3-31

Vs1 Vx Vy Vne

El punto de inflexion en la curva polar de ascenso (relaciona R/C con TAS) está ligado a: A: B: C: D:

2.3-32

Vx se encuentra próxima a la velocidad de pérdida. Vy se encuentra próxima a la velocidad de fineza máxima. Vx es menor a Vy. Todas son ciertas.

Vs1 Vx Vy Vne

Señale como varían Vx y Vy cuando se aumenta el ajuste de flaps (mismo peso). A: B: C: D:

Vx aumenta, Vy disminuye. Vx disminuye, Vy aumenta. Ambas aumentan. Ambas disminuyen.

VUELO EN CRUCERO

2.4-1

Al aumentar la carga transportada en un avión, señale cómo se verán afectadas sus performances. A: B: C: D:

2.4-2

La mejor relación L/D se obtiene volando a una velocidad tal que las: A: B: C: D:

2.4-3

La primera de las características aerodinámicas de la aeronave. La segunda de las características aerodinámicas de la aeronave. Ambas de la tracción generada por la hélice. Ambas de las características aerodinámicas de la aeronave.

Considerando un monomotor ligero, la potencia necesaria para volar a una misma velocidad IAS es: A: B: C: D:

2.4-6

El ajuste de potencia requerido para volar a una velocidad específica aumentará. La relación L/D cambiará. Exigirá un mismo ángulo de ataque para volar a una misma velocidad Todas son ciertas.

En vuelo de crucero la potencia disponible y necesaria dependen respectivamente de: A: B: C: D:

2.4-5

Resistencias de fricción y forma coinciden. Resistencias inducida y forma coinciden. Resistencias de perfil e inducida coinciden. Resistencias inducida y parásita coinciden.

¿Cómo afecta un incremento de peso al rendimiento de la aeronave? A: B: C: D:

2.4-4

Aumentará su velocidad de pérdida y alcance. Aumentarán su velocidad de pérdida y su velocidad máxima. Disminuirá su alcance y velocidad máxima. Aumentarán su velocidad máxima y de pérdida.

Tanto mayor a mayor altitud de vuelo. Tanto menor a mayor altitud de vuelo. Independiente de la altitud. Ninguna es correcta

¿A qué se denomina autonomía de un avión? A: B: C:

Millas naúticas que pueden volarse sin reabastecimiento de combustible. Distancia máxima volada por el camino mínimo sin reabastecimiento. Tiempo que puede un avión permanecer en vuelo operando en condiciones dadas sin reabastecimiento. D: Tiempo máximo que emplearía un avión en condiciones standard con máxima carga de combustible.

2.4-7

¿Qué ocurriría en vuelo de muy larga duración si mantenemos el ajuste de potencia constante? A: B: C: D:

2.4-8

La velocidad permanecerá constante. La velocidad aumentará progresivamente. La velocidad disminuirá progresivamente. El consumo de combustible será mínimo.

Si un avión vuela a una velocidad indicada determinada, ¿Cómo varía su resistencia al avance en relación con el viento?

A: B: C: D: 2.4-9

Con viento en cara la resistencia al avance aumenta. Con viento en cara la resistencia al avance disminuye La resistencia al avance es independiente del viento. La resistencia es sólo función de la altitud y temperatura.

¿En qué se diferencia el alcance y autonomía de vuelo? A: B: C:

El alcance es la distancia recorrida, la autonomía el tiempo de permanencia en el aire. El alcance es el tiempo y la autonomía la distancia recorrida por libra de combustible consumido. El alcance es el consumo horario y la autonomía es la distancia recorrida por libra de combustible consumido. D: Ambos conceptos son sinónimos pueden utilizarse indistintamente. 2.4-10

¿Qué relación podemos establecer entre potencia necesaria y viento en el vuelo en crucero para mantener una IAS constante? A: B: C: D:

2.4-11

Un monomotor ligero se encuentra volando al régimen de máxima autonomía, de repente entra en una zona donde la componente de viento en cola es de 50 Kt, ¿Cómo deberá de corregir el piloto la velocidad de autonomía máxima? A: B: C: D:

2.4-12

Cl3/2 /Cd máx. (Cl /Cd)3/2 máx. Cl3 /Cd2 máx. Cl2/3 /Cd máx.

¿Cómo se realiza el vuelo de alcance máximo en un monomotor de explosión? A: B: C: D:

2.4-15

Reducir el angulo de ataque. Aumentar el ángulo de ataque y reducir la velocidad. Disminuir la tracción y aumentar la sustentación. Volar con el ángulo de máxima fineza.

¿Qué condición cumplirá el ángulo de ataque al volar al régimen de máxima autonomía? (monomotor de explosión) A: B: C: D:

2.4-14

Aumentarla en 5 Kt (10% de la componente) Disminuirla en 5Kt. Aumentarla en 25Kt (50'/ode la componente) No deberá de hacer corrección alguna.

¿Qué debemos de hacer si queremos volar en un régimen de alcance máximo? A: B: C: D:

2.4-13

La Pn aumenta si volamos con viento en cara. La Pn disminuye volando con viento en cara. La Pn es totalmente independiente de la componente de viento. La Pn es sólo función del ángulo de ataque.

A la velocidad de potencia necesaria mínima. A una velocidad tal que la resistencia parásita e inducida son iguales. A una velocidad en la que la resistencia parásita es mayor a la inducida. A una velocidad en la que la resistencia inducida es mayor a la parásita.

Señale cúal de las siguientes afirmaciones es falsa. A:

Para un peso y nivel determinados, la velocidad de mínima resistencia proporciona el máximo alcance.

B:

Para un peso y nivel determinados, la velocidad de mínima potencia proporciona la máxima autonomía. C: Para un peso y nivel determinados, el ángulo de ataque para volar a máximo alcance es mayor que el requerido para conseguir la autonomía máxima. D: Para un peso y nivel determinados, la velocidad de máximo alcance es mayor a la de máxima autonomía. 2.4-16

Sea un avión monomotor ligero en vuelo horizontal, asumiendo un nivel y peso determinados,¿Qué velocidad proporciona la máxima autonomía? A: B: C: D:

2.4-17

¿Qúe relación podríamos establecer entre las velocidades de mínima resistencia y máxima fineza refiriéndonos a un monomotor ligero? A: B: C: D:

2.4-18

El alcance aumenta al aumentar el nivel de vuelo. El alcance es constante al aumentar el nivel de vuelo. El alcance disminuye al aumentar el nivel de vuelo. Sólo existe una altitud óptima para conseguir el mejor alcance.

Señale lo correcto: A: B: C: D:

2.4-21

El alcance aumenta al aumentar el nivel de vuelo. El alcance es constante al aumentar el nivel de vuelo. El alcance disminuye al aumentar el nivel de vuelo. Sólo existe una altitud óptima para conseguir el mejor alcance.

Volando en un monomotor propulsado por un motor de expolsión turboalimentado sabemos que (viento en calma): A: B: C: D:

2.4-20

La velocidad de mínima resistencia es mayor a la de fineza máxima. La velocidad de mínima resistencia es mayor o igual a la de fineza máxima. La velocidad de mínima resistencia es menor a la de fineza máxima. La velocidad de mínima resistencia es igual a la de fineza máxima.

Volando en un monornotor propulsado por un motor de expolsión atmosférico sabemos que (viento en calma): A: B: C: D:

2.4-19

Mínima resistencia. Largo alcance. Velocidad a la que el ajuste de potencia para mantener el crucero resulta ser el mínimo. La velocidad de crucero mínima.

La autonomía y el alcance aumentan al aumentar el peso. La autonomía y el alcance disminuyen si aumenta el peso. La autonomía aumenta y el alcance disminuye si aumenta el peso. La autonomía disminuye y el alcance aumenta si aumenta el peso.

Señale lo correcto. A: B: C:

Tanto la autonomía como el alcance aumentan con el CG atrasado. Tanto la autonomía como el alcance disminuyen con el CG atrasado. Para un mismo peso, volando con el CG en el límite trasero el ángulo de ataque aumenta.

D: Las respuestas b y c son correctas 2.4-22

Volando en un monomotor dotado con un motor de explosión atmosférico, sabemos que: A: B: C: D:

2.4-23

Volando en crucero estabilizado, el ángulo de ataque del avión es función de: A: B: C: D:

2.4-24

Mucho peso y CG atrasado. Mucho peso y CG adelantado. Poco peso y CG atrasado. Poco peso y CG adelantado.

Un monomotor vuela con cierta velocidad indicada, ¿Cómo son la Pn y la resistencia al avance con respecto al viento? A: B: C: D:

2.4-28

Máximo planeo 75 % de la anterior. Vuelo económico al 55% de potencia Ninguna se aproxima a la velocidad de alcance máximo.

Volando a nivel de crucero constante, señale en que caso la autonomía sería la mayor. A: B: C: D:

2.4-27

El ángulo de ataque y velocidad habrían aumentado. El ángulo de ataque y velocidad habrían disminuido. El ángulo de ataque habría aumentado y la velocidad disminuido. El ángulo de ataque habría disminuido y la velocidad aumentado.

Es sabido que en la gran mayoría de los manuales de monomotores ligeros no es posible encontrar la velocidad que proporciona el máximo alcance en crucero, si quisiéramos mantener tal régimen de crucero volaríamos a la velocidad de: A: B: C: D:

2.4-26

Peso, velocidad indicada y temperatura. Peso, velocidad indicada y situación del CG Peso, velocidad indicada y viento. Las tres anteriores son ciertas.

Si volando en crucero estabilizado, desplazamos toda la carga del avión hacia la parte trasera y mantenemos el ajuste de potencia constante, al volver a compensar, nos encontraríamos con que: A: B: C: D:

2.4-25

La autonomía aumenta al aumentar el nivel de vuelo. La autonomía no varía con el nivel de vuelo. La autonomía disminuye si aumenta el nivel de vuelo. Autonomía y alcance varían de la misma forma al cambiar el nivel de vuelo.

Son mayores con viento en cara. Son independientes del viento. Son menores con viento en cara. Para una velocidad dada son sólo función de la altitud de vuelo.

Volando al crucero de máximo alcance se cumple que: A: B: C:

(Pn / TAS) mínima. (Pn / TAS) máxima. (Pd / TAS) mínima.

D: (Pd / TAS) máxima. 2.4-29

¿Cómo varían la autonomía y el alcance (motor de explosión no sobrealimentado) con un incremento en el nivel de crucero? A: B: C: D:

2.4-30

El viento encara: A: B: C: D:

2.4-31

Fineza máxima. Resistencia mínima al avance. Pn / TAS resulta ser mínima. Todas son correctas.

Si volamos dos aviones del mismo tipo y modelo (monomotores de explosión) en crucero de máximo alcance, señale cúal de los dos tardará menos tiempo en recorrer 200 NM (viento calma). A: B: C: D:

2.4-35

Nos encontramos en el primer régimen de vuelo. Nos encontramos en el segundo régimen de vuelo. La frontera entre el primer y segundo régimen es la velocidad de resistencia mínima. Faltan datos.

Volar con un ajuste de alcance máximo en un monomotor ligero significa volar a la velocidad de: A: B: C: D:

2.3-34

El primer régimen. El segundo régimen. El tercer régimen. La franja de transición.

Volando en crucero a una velocidad superior a la de alcance máximo sabemos que: A: B: C: D:

2.4-33

Reduce el alcance y la autonomía. Reduce el alcance y no afecta a la autonomía. No afecta ni al alcance ni a la autonomía. Ninguna es correcta.

Suponiendo que en un monomotor ligero volamos en crucero a una velocidad ligeramente superior a la de máxima autonomía pero ligeramente inferior a la de máximo alcance, se dice que volaremos en: A: B: C: D:

2.4-32

Autonomía y alcance aumentan Autonomía disminuye y alcance no varía. Autonomía aumenta y alcance no varía. Autonomía no varía y alcance aumenta.

El más pesado en crucero a 9.500 pies. El más pesado en crucero a 7.500 pies. El más liviano en crucero a 9.500 pies. El más liviano en crucero a 7.500 pies.

Suponiendo que con los depósitos llenos podemos recorrer 600 NM en crucero de alcance máximo con el viento calma, ¿Cúantas NM podríamos recorrer si encontrásemos una componente de viento en cola equivalente al 25% de nuestra TAS? A: 450 NM B: 675 NM

C: 750 NM D: Faltan datos. 2.4-36

Suponiendo que con los depósitos llenos podemos recorrer 600 NM en crucero de alcance máximo con el viento calma, ¿Cúantas NM podríamos recorrer si encontrásemos una componente de viento en cara equivalente al 75% de nuestra TAS? A: B: C: D:

150 NM 275 NM 480 NM Faltan datos.

2.4-37

Suponiendo que con los depósitos llenos podemos volar 4 horas al régimen de autonomía máxima, ¿Por cúanto tiempo podríamos mantenemos en el aire si nos encontramos con una componente de viento en cola equivalente al 25% de nuestra TAS? A: B: C: D: 2.4-38

3h 45m. 4h. 4h 15m. Faltan datos.

¿Cúal de las siguientes premisas es falsa? A:

Para un peso y altitud determinadas, la velocidad de mínima resistencia proporciona el máximo alcance. B: Para un peso y altitud determinadas, la velocidad de mínima potencia proporciona la máxima autonomía. C: Para un peso y altitud determinadas, la velocidad de máximo alcance es superior a la de máxima autonomía. D: Para una altitud dada, las velocidades de máximo alcance y autonomía disminuyen al incrementarse el peso. 2.4-39

En crucero con viento en cola debemos de: A: B: C: D:

Aumentar las velocidades de máxima autonomía y máximo alcance. Disminuir las velocidades de máxima autonomía y máximo alcance. Mantener la de máxima autonomía, disminuir la de máximo alcance. Aumentar la velocidad de máxima autonomía, disminuir la de máximo alcance.

2.4-40 Volando en crucero de máximo alcance, ¿Cúal de las siguientes variables debemos de reducir, al disminuir el peso, debido al consumo de combustible? A: B: C: D:

2.4-41

La velocidad La altitud El ángulo de ataque. La fineza aerodinámica.

Considerándose un avión determinado, el valor de su fineza máxima y el ángulo de ataque al que se obtiene dicha condición depende de: A: B: C:

El peso del avión considerado. La temperatura ambiente. La altitud de vuelo.

D: Todas son falsas. 2.4-42

Señale con carater general la relación entre la velocidad de máximo alcance y máxima autonomía (suponiendo mismo peso y altitud de vuelo) A: B: C: D:

2.4-43

Considerando un vuelo en crucero a la velocidad de máximo alcance, si reducimos ligeramente dicha velocidad tendremos que: A: B: C: D:

2.4-44

La velocidad de máximo alcance es el 75% de la de máxima autonomía. La velocidad de máxima autonomía es el 75% de la de máximo alcance. La velocidad de máximo alcance es superior a la de mínima resistencia. La velocidad de máxima autonomía es superior a la de mínima resistencia.

La resistencia parásita aumenta. La resistencia inducida disminuye. La resistencia total aumenta. Para responder correctamente deberíamos de saber si nos encontramos en el primer o segundo régimen de vuelo.

Si estamos volando al régimen de crucero de máxima autonomía, al aumentar ligeramente la velocidad tendremos que: A: B: C: D:

La resistencia parásita disminuye. La resistencia inducida aumenta. La resistencia total disminuye. Para responder correctamente deberíamos de saber si nos encontramos en el primer o segundo régimen de vuelo.

2.4-45 El margen de velocidades que puede mantener una aeronave en vuelo de crucero se divide en primer y segundo régimen de vuelo. Señale cuál de las siguientes afirmaciones es incorrecta. A: B: C: D:

2.4-46

Volando en el primer régimen, a mayor velocidad de vuelo mayor es la potencia necesaria. Volando en el segundo régimen, a menor velocidad de vuelo mayor es la potencia necesaria. Las velocidades de crucero habitual se encuadran en el primer régimen. Volando en el segundo régimen (vuelo lento) un aumento de la potencia produce una disminución de la velocidad.

Considerando un monomotor ligero volando a una velocidad indicada determinada y un peso dado, el valor de su resistencia al avance es: A: B: C: D:

Tanto mayor cuanto mayor sea su altitud de crucero. Independiente de la altitud de cmcero. Tanto menor cuanto mayor sea su altitud de crucero. Para contestar correctamente necesitaríamos saber el estado térmico de la atmósfera.

2.4-47

Señale cúal de los siguientes factores no afecta al alcance en NM que puede obtener un monomtor ligero con motor sobrealimentado. A: B: C: D:

2.4-48

Si volamos a la velocidad de alcance máximo y nos encontramos con una fuerte componente de viento en cola, con el objeto de mejorar en lo posible el alcance A: B: C: D:

2.4-49

La cantidad de combustible transportado en los depósitos. La altitud de vuelo. La situación del CG. El alcance es función de todas estas variables entre otras.

Aumentaremos la velocidad. Reduciremos la velocidad. Mantendremos la velocidad pues la misma es sólo función del ángulo de ataque. Mantendremos la velocidad mientras no cambie el peso o se desplace el CG.

Señale cual de las siguientes afirmaciones es correcta. A:

Con cierta componente de viento, la velocidad de máximo alcance no se corresponde exactamente a la de fineza máxima. B: Con viento en cara la velocidad para máximo alcance debe de reducirse. C: Con viento en cola la velocidad para máximo alcance debe de aumentarse. D: Todas son correctas. 2.4-50

Es sabido que en la gran mayoría de los manuales de monomotores ligeros no es posible encontrar la velocidad que proporciona la máxima autonomía en crucero, si quisiéramos mantener tal régimen de crucero volaríamos a la velocidad de: A: B: C: D:

Máximo planeo 75 % de la anterior. Vuelo económico al 55% de potencia Ninguna se aproxima a la velocidad de autonomía máxima.

DESCENSO

2.5-1

En un descenso no acelerado, en equilibrio, se cumple que: A: B: C: D:

2.5-2

En planeo sin motor se cumple que: A: B: C: D:

2.5-3

Mantenemos en el aire el mayor tiempo posible. Mantenemos en el aire el menor tiempo posible, pues estamos en emergencia. Recorrer la distancia horizontal máxima. Recorrer la distancia vertical máxima.

Considerese cierto avión descendiendo a una velocidad indicada constante y con cierta componente de viento, el régimen de descenso que mantendrá es función de: A: B: C: D:

2.5-6

El ángulo de descenso aumentará al aumentar el peso. El tiempo en el aire será el mismo independientemente del peso. La distancia horizontal recorrida será la misma independientemente del peso. Todas son correctas.

Al fallamos el motor en crucero lo recomendable es volar a una velocidad que nos permita: A: B: C: D:

2.5-5

A mayor peso mayor será la velocidad de planeo máximo. A mayor peso menor será la distancia horizontal recorrida. La velocidad a volar, independientemente del peso, será la de fineza máxima D/Lmáx. Todas son correctas.

Si en un planeo sin motor volamos a la velocidad de máxima fineza, para cada peso se cumplirá que: A: B: C: D:

2.5-4

Pd > Pn Pd = Pn Pd < Pn Depende de la disposición del estabilizador de cola.

La componente de viento y de la configuración. La configuración y del ajuste de gases. La componente de viento y del ajuste de gases. Todas son correctas.

Suponiendo que se sufre un fallo de motor a nivel de crucero en un monomotor, lo más conveniente será : A:

Ajustar el decalaje de flap recomendado con objeto de aumentar la sustentación y permanecer en el aire el mayor tiempo posible. B : De acuerdo con las características aerodinámicas de la aeronave, descender a aquella velocidad que proporcione el menor régimen de descenso. C : Descender a la velocidad de autonomía máxima en configuración limpia. D: Descender a la velocidad de máximo planeo en configuración limpia. 2.5-7

Consideremos un descenso normal con viento nulo.¿De qué factores depende el ángulo de descenso? A: B: C: D:

Tracción y resistencia al avance Sustentación, peso y resistencia al avance. Tracción, resistencia al avance y altitud de vuelo. Tracción, altitud de vuelo y peso.

2.5-8

En un planeo puro con el motor parado se cumple que: A:

La velocidad con que conseguimos el ángulo de descenso mínimo es proporcional al peso de la aeronave. B: El ángulo mínimo de descenso es directamente proporcional al peso. C: El ángulo mínimo de planeo es inversamente proporcional al peso. D: El viento en cola aumenta el ángulo de descenso. 2.5-9

Para conseguir mantener constante cierta senda de descenso (con respecto al suelo) tendremos en cuenta que: A:

La componente de viento no afecta en modo alguno al R/D mientras mantengamos la velocidad indicada constante. B: Un aumento del viento en cara exigirá un menor régimen de descenso (R/D), manteniendo una velocidad indicada constante. C: Para ajustar el gradiente de descenso deseado nos valdremos de distintas combinaciones de potencia y configuración. D: Las respuestas b y c son correctas 2.5-10

Los veleros de alto rendimiento que en competición cargan cierto volumen de agua consiguen: A: B: C: D:

2.5-11

Señale como afecta el peso a un descenso sin potencia (planeo máximo): A: B: C: D:

2.5-12

Peso, configuración. Peso, configuración, ajuste de motor. Peso, configuración, ajuste de motor, viento. Configuración, ajuste de motor, viento.

Supongamos dos aviones idénticos planeando con el mismo ángulo de ataque, el de mayor peso descenderá con un: A: B: C: D:

2.5-14

A mayor peso, menor velocidad y mayor ángulo de planeo. A mayor peso, igual distancia y ángulo de descenso. A menor peso, menor ángulo y mayor distancia de planeo. A menor peso, mayor velocidad y distancia de planeo.

Suponiendo que se desciende a velocidad indicada constante, señale de qué factores depende el régimen de descenso. A: B: C: D:

2.5-13

Poder recorrer una mayor distancia horizontal. Recorrer una misma distancia en menor tiempo. Mantenerse un mayor tiempo en el aire. Todo lo anterior es falso, pues un incremento de peso en nada afecta a las performances de planeo.

Mayor ángulo. Mayor ángulo, velocidad, y régimen. Mismo ángulo, menor velocidad, mayor régimen. Mismo ángulo, mayor velocidad y régimen.

Si en un planeo sin motor volamos a la velocidad de máxima fineza, para cada peso se cumplirá que: A: B: C: D:

El ángulo de descenso será el máximo. La distancia horizontal recorrida será la máxima. El tiempo de permanencia en el aire será el mayor. Ninguna es correcta.

2.5-15

Asumiendo que descendemos a un régimen y velocidad indicada constantes, ¿Cómo afectaría una componente de viento en cola a la hora de elegir el punto de descenso? A:

Como el viento no afecta al régimen de descenso, el punto de descenso será el mismo que con viento calma. B: Comenzaríamos a descender antes. C: Comenzaríamos a descender más tarde. D: Como el viento no afecta a la velocidad indicada, el punto de descenso sería el mismo que con viento calma. 2.5-16

¿Cómo afectaría una componente de viento en cara a las performances de descenso? A: B: C: D:

2.5-17

¿Por qué el planeo sin potencia debe de realizarse a la velocidad que proporciona el mínimo ángulo de descenso? A: B: C: D:

2.5-18

La velocidad de planeo máximo es la de régimen de descenso mínimo. La velocidad de máximo planeo es mayor a la de mínimo régimen. La velocidad de máximo planeo es menor a la de mínimo régimen. La velocidad de mínimo régimen es la de fineza máxima.

Volando con el ángulo de ataque de máxima fineza se consigue: A: B: C: D:

2.5-21

Un menor peso requiere una mayor velocidad de planeo máximo. Un menor peso requiere una menor velocidad de planeo máximo. El mayor o menor peso no afecta a la velocidad de planeo máximo. Para un peso determinado la distancia no está afectada por cambios de velocidad.

Señale la afirmación correcta: A: B: C: D:

2.5-20

Se obtiene el mínimo régimen de descenso. Se consigue la máxima estabilidad Se consigue la máxima permanencia en el aire. Se recorre la máxima distancia horizontal.

En caso de fallo de motor el piloto debe saber que: A: B: C: D:

2.5-19

Disminuye el tiempo de descenso. Aumenta la cantidad de combustible consumida en el descenso. Disminuye la distancia horizontal recorrida en el descenso. Todas son correctas.

El máximo alcance en crucero y en el planeo puro. El máximo alcance en crucero y máxima permanencia en planeo puro. La máxima autonomía en crucero y alcance máximo en planeo. La máxima autonomía en crucero y máxima permanencia en planeo.

Para un peso determinado, volando con al ángulo de ataque que requiere la mínima potencia en crucero, conseguiremos: A: B: C: D:

El máximo alcance en crucero y en el planeo puro. El máximo alcance en crucero y máxima permanencia en planeo puro. La máxima autonomía en crucero y alcance máximo en planeo. La máxima autonomía en crucero y máxima permanencia en planeo.

2.5-22

La mínima pendiente de planeo de un avión determinado es: A: B: C: D:

2.5-23

¿Cómo se determina el régimen de descenso requerido para mantener una senda de planeo fija (con respecto al suelo)? A: B: C: D:

2.5-24

Se mantiene constante con independencia de la velocidad de vuelo. Es constante independientemente del peso del mismo. Se mantiene con independencia del ángulo de ataque adoptado. Ninguna es correcta.

La velocidad que proporciona el menor régimen de descenso con gases al ralentí normalmente no se proporciona en el manual de vuelo, para aproximarnos a la misma descenderemos a: A: B: C: D:

2.5-26

Considerando la velocidad indicada. Considerando la velocidad verdadera (TAS) Considerando la velocidad con respecto al suelo. La c es correcta; aumentaremos el régimen con viento en cara.

El coeficiente de planeo de un velero es un valor que: A: B: C: D:

2.5-25

Tanto menor cuanto mayor sea el peso. Tanto mayor cuanto mayor sea el peso. Es siempre la misma pues sólo es función de su máxima fineza. Tanto mayor cuanto menor sea la altitud de vuelo.

La velocidad de planeo máximo. Al 75% de la anterior velocidad. La velocidad de mínimo ángulo de descenso. Ninguna de las anteriores.

Si en un descenso la componente de viento es de 30 Kt en cara, el ángulo de descenso con respecto a tierra se verá más afectado por dicha componente si: A: B: C: D:

Descendemos a alta velocidad. Descendemos a baja velocidad. La velocidad de descenso resulta indiferente, sólo afecta la componente. El viento no afecta al ángulo de descenso.

ATERRIZAJE

2.6-1

Señale cuál de las siguientes combinaciones alargaría mas significativamente la distancia de aterrizaje. A: B: C: D:

2.6-2

La velocidad de aproximación, de un monomotor de peso máximo certificado inferior a 12.500 lbs, recomendada por el fabricante es normalmente función de: A: B: C: D:

2.6-3

La configuración. El peso al aterrizaje. La temperatura. Todas son contempladas en el manual.

En iguales condiciones de temperatura, viento y peso, la velocidad TAS de aproximación será en un aeródromo de gran elevación: A: B: C: D:

2.6-4

Alta elevación de aeródromo, alta temperatura, alta presión barométrica, pendiente negativa. Alta elevación de aeródromo, baja temperatura, baja presion barométrica, pendiente positiva. Alta elevación de aeródromo, alta temperatura, baja presión barométrica, pendiente negativa. Baja elevación de aeródromo, baja temperatura, alta presión barométrica, pendiente negativa.

Mayor que a nivel del mar. Menor que a nivel del mar. La misma que a nivel del mar. Mayor o menor en función de la humedad relativa.

Si el manual de una aeronave nos proporciona una tabla donde encontramos que la velocidad de aproximación es función del peso del avión, sabremos que su MTOW es: A: B: C: D:

Superior a 6.000 lbs. Superior a 12.500 lbs. Superior a 15.000 lbs. Superior a 19.000 lbs.

2.6-5 Si en la aproximación final a un aeródromo situado a nivel del mar donde la OAT es la standard, queremos mantener una senda de descenso de 3º a una velocidad indicada de 80 Kt y la torre nos notifica una componente de viento en cara de 20 Kt , el régimen de descenso aproximado que deberíamos de mantener sería de: A: B: C: D: 2.6-6

300 fpm. 400 fpm. 500 fpm. 600 fpm.

Si queremos en un monomotor ligero conseguir la menor de las carreras de aterrizaje posible: A: B: C: D:

Tomaremos con la mayor deflexión de flaps. Con el tren en contacto con el suelo, aplicaremos los frenos al máximo. Con frenada máxima recogeremos los flaps. Todas son correctas, éste sería el procedimiento más efectivo.

2.6-7

¿A qué se llama distancia de aterrizaje? (Refiriendonos a un monomotor ligero) A:

Distancia horizontal recorrida desde el momento en que el avión entra en contacto con el suelo hasta que queda completamente parado. B: Distancia horizontal recorrida desde que el avión sobrevuela el umbral de pista a 50 pies hasta que queda parado. C: Distancia horizontal recorrida desde que el avión sobrevuela el umbral de pista a 35 pies hasta que queda parado. D: A la distancia descrita en B aumentada en un 60%. 2.6-8

Después de tomar contacto con el suelo, al pretender reducir en lo posible la carrera de aterrizaje de un monomotor, se recomienda recoger los flaps porque: A: B: C: D:

2.6-9

Si vamos a aterrizar en una avioneta cuya única velocidad recomendada de aproximación es de 70 Kias, señale cuál de las siguientes combinaciones nos inducirá a hacer una toma larga: A: B: C: D:

2.6-10

A mayor PA la velocidad IAS aumenta y la distancia permanece constante. La IAS es independiente de la PA. La distancia de aterrizaje aumenta al disminuir la altitud de presión. Todas son correctas.

¿Cúal es una de las funciones de los flaps en aproximación y aterrizaje? A: B: C: D:

2.6-13

Tanto menor cuanto mayor es el peso de aterrizaje. Tanto mayor cuanto mayor es la deflexión de flaps. Tanto mayor cuanto mayor sea la DA del aeródromo. Tanto mayor cuanto menor sea la velocidad de aproximación.

¿En qué modo afecta la altitud de presión a la velocidad IAS de aproximación y a la distancia de aterrizaje? A: B: C: D:

2.6-12

Avión muy pesado con viento calma. Avión muy pesado con viento en cola. Avión muy vacio con viento calma. Avión muy vacio con viento en cola.

La distancia de aterrizaje de un avión es: A: B: C: D:

2.6-11

Se aumenta la resistencia. Se disminuye la resistencia. Se disminuye la sustentación. Se aumenta el efecto suelo.

Disminuir el ángulo de descenso sin aumentar la velocidad. Reducir la sustentación y la resistencia inducida. Aumentar el ángulo de descenso sin aumentar la velocidad. Conseguir el contacto con el menor efecto suelo.

Si la velocidad de aproximación recomendada es de 70 Kias a nivel del mar, al aterrizar en un campo de elevación 5.300 pies la velocidad indicada en final será: A: B: C: D:

Mayor a 70 Kias por ser la velocidad de pérdida mayor. Menor para compensar el aumento de TAS. Mayor por ser mayor la altitud de densidad 70 Kias, la misma que a nivel del mar.

2.6-14

¿Cómo se debe de actuar cuando se encuentra turbulencia en aproximación? A: B: C: D:

2.6-15

La distancia de aterrizaje es función de: A: B: C: D:

2.6-16

Aumentar ligeramente la velocidad de aproximacion normal. Mantener la velocidad normal de aproximación. Disminuir ligeramente la velocidad de aproximación normal. Reducir todo lo posible la velocidad para evitar sobrecargas.

El factor de aceleración negativo en la carrera. La velocidad de contacto en la toma de tierra. La componente de viento. Todas son correctas.

El factor de deceleración en la parada tras el aterrizaje es función de: A: B: C: D:

El estado de la pista. La potencia de los frenos. La resistencia aerodinámica. Todas

BIMOTORES LIGEROS

3.-1

Como se sabe las FAR 23 divide los bimotores ligeros en distintas categorías, señale cuál de las siguientes tiene garantizada la capacidad de ascenso con fallo de un motor en configuración de despegue. A: B: C: D:

3.-2

Supongamos un mismo bimotor ligero del que existen dos versiones; una con hélices que giran a derechas, la otra con hélices contrarotatorias, si durante la carrera de despegue se rotan a la velocidad recomendada en el manual como velocidad segura, sabemos que: A: B: C: D:

3.-3

El rumbo. La altitud. El rumbo, la altitud El rumbo, la altitud e incluso ascender con un régimen de ascenso positivo.

¿Cuáles son las condiciones ambientales que proporcionan valores más altos de Vmc? A: B: C: D:

3.-5

El primero recorrerá una mayor distancia en la carrera. El segundo recorrerá una mayor distancia en la carrera. Ambos emplearán la misma distancia, pues el sentido de giro de las palas en nada influye sobre la sustentación generada por las alas. La Vmc en ambos casos es la misma por tener la misma planta motriz y la misma célula.

Si un bimotor ligero sufre una parada de motor, sabemos que manteniendo al menos Vmc, podremos mantener en cualquier DA: A: B: C: D:

3.-4

MTOW < 6.000 lbs MTOW > 6.000 lbs MTOW < 12.500 lbs. No se garantiza para ningun bimotor ligero.

Altitud de presión y temperaturas altas. Altitud de presión alta y baja temperatura. Altitud de presión baja y temperatura alta. Altitud de presión y temperaturas bajas.

En cuál de las siguientes condiciones el fallo de motor en un bimotor ligero es más crítico, por reducir más severamente la controlabilidad, en el ascenso inicial despues del despegue. A: Alta temperatura, peso máximo al despegue. B: Gran elevación, alta temperatura. C: Baja altitud de presión, baja temperatura, humedad alta. D: Pequeña elevación, presión barométrica alta, baja temperatura, aire seco.

3.-6

Señale en cuál de los siguientes aviones de cuatro plazas necesitamos más velocidad para controlarlo en el ascenso inicial, si sufriese el fallo de su motor izquierdo. A: B: C: D:

3.-7

Hélices de giro a derechas, cargado con sólo el piloto a bordo. Hélices de giro a izquierdas, cargado con sólo el piloto a bordo. Hélices de giro a derechas, cargado con el piloto y tres pasajeros. Las respuestas A y C son ambas correctas pues el peso del avión influye poco en Vmc.

Si volando a una velocidad inferior a Vmc falla uno de los motores, el procedimiento correcto para recuperar el control del avión será: A: B: C: D:

Meter gases, ganar velocidad, mantener altitud. Meter gases, ganar velocidad, perder altitud. Cortar gases, perder altitud para ganar velocidad. Todas son correctas dependiendo de la circunstancia.

3.-8

¿Qúe le ocurre a un bimotor ligero al fallarle uno de sus motores? A: B: C: D:

3.-9

¿Cómo se debe de actuar para corregir la parada de motor después del despegue? A: B: C: D:

3.-10

Velocidad de decisión. Velocidad mínima de control. Velocidad de seguridad al despegue. Todas son correctas.

Señale el motivo por el que Vmc disminuye al aumentar la temperatura o la altitud de presión. A: B: C: D:

3.-14

La tracción generada por el motor operativo. La distancia entre el punto de aplicación de la tracción y el CG del avión. La altitud de densidad. Todas son correctas.

En el caso de sufrir un fallo de motor durante el despegue en un bimotor ligero, la velocidad mínima a la cual se considera tener mando sobre el avión es conocida como: A: B: C: D:

3.-13

Mantener las alas niveladas y la bola centrada. Alabear al lado del motor operativo y mantener la bola centrada. Mantener las alas niveladas y dejar la bola desplazada ligeramente hacia el lado del motor operativo. Alabear al lado del motor operativo y dejar la bola desplazada ligeramente hacia el lado del motor operativo.

El momento de guiñada al que se ve sometido un bimotor al sufrir el fallo de uno de sus motores, es función de: A: B: C: D:

3.-12

Meter a fondo el pie del motor que falla. Meter a fondo el pie del motor que falla y además alabear al lado del operativo con un máximo de 5º. Meter según sea necesario el pie del motor operativo y además alabear al lado del motor inoperativo con 5º. Meter según sea necesario el pie del motor operativo y además alabear al lado del motor operativo con un máximo de 5º.

Para contrarestar el efecto adverso sobre la controlabilidad del bimotor al perder uno de sus motores, se actuará sobre los mandos aerodinámicos para conseguir un vuelo de derrape y resbale nulos, la técnica más adecuada es: A: B: C: D:

3.-11

Alabea al lado del motor operativo y guiña al operativo. Alabea al lado del motor operativo y guiña al inoperativo. Alabea al lado del inoperativo y guiña al inoperativo. Alabea al inoperativo y guiña al operativo.

Los mandos aeródinamicos pierden en efectividad. Los mandos aerodinámicos ganan en efectividad. La potencia del motor remanente disminuye. Las respuestas B y C son correctas.

¿Cuál de las siguientes condiciones no se contempla en la definición de Vmc? A: B: C: D:

Flaps en posición de despegue Tren de aterrizaje recogido. Hélice siempre abanderada. Motor operativo a potencia de despegue.

3.-15

Elíjase la afirmación correcta en relación a la resistencia al avance y la potencia necesaria (Pn) para contrarestar dicha resistencia. A: B: C: D:

3.-16

La resistencia es proporcional al cuadrado de la velocidad verdadera y la Pn proporcional al cubo de la misma. La resistencia es inversamente proporcional al cuadrado de la velocidad mientras que la Pn es proporcional al cuadrado de la misma. La resistencia y la Pn son proporcionales al cuadrado de la velocidad verdadera. La resistencia es proporcinal al cuadrado de la velocidad y la Pn lo es inversmente a la velocidad verdadera.

Cuando un bimotor ligero sufre el fallo de uno de sus motores, su capacidad de ascenso se verá reducida con caracter general en un: A: 20% B: 50% C: 60% D: 80%

3.-17

¿Cuál de las siguientes velocidades no aparecerá en el manual de un bimotor ligero.? A: B: C: D:

3.-18

¿Qué condición hace aumentar Vmc? A: B: C: D:

3.-19

Ambas mayores. Vso mayor, Vmc menor. Vso menor, Vmc mayor. Ambas menores.

¿Qué indica el radial rojo en el anemómetro de un bimotor ligero? A: B: C: D:

3.-21

CG adelantado. Aumento de la temperatura. Altitud de presión baja. Ninguna de ellas.

Si un bimotor se carga de forma que su CG esté en su límite trasero, su Vso y Vmc serán con respecto a las del mismo avión con el CG en el límite delantero A: B: C: D:

3.-20

Vxse Vy Vmcg Vyse

Vmc Vxse Vyse Vy

¿Qué indica el radial azul en el anemómetro de un bimotor ligero? A: B: C: D:

Vmc Vxse Vyse Vy

3.-22

¿Cuál será la velocidad mínima que debemos mantener en circuito y aproximación con un motor parado hasta tener la toma asegurada en un bimotor ligero? A: Vref B: Vmc C: Vmc+5 D: Vyse

3.-23

¿A qué llamamos motor crítico de un bimotor ligero? A: B: C: D:

3.-24

El procedimiento más seguro para el despegue y ascenso inicial en un bimotor ligero es rotar a: A: B: C: D:

3.-25

0 fpm. 50 fpm. 100 fpm. 300 fpm.

¿Qué velocidad debe de mantenerse en el ascenso inicial (libre de obstáculos) con todos los motores operativos si volamos un bimotor ligero? A: B: C: D:

3.-29

Vmc Vsse Vxse Vyse

Ascendiendo en un bimotor ligero con un motor inoperativo, decimos que alcanzamos su techo de servicio en tal condición, al llegar a una altitud donde el máximo régimen que se consigue es de: A: B: C: D:

3.-28

Vmc. Vxse. Vyse. Vx.

¿Cuál es la velocidad mínima para cortar intencionadamente un motor, para realizar la demostración de Vmc? A: B: C: D:

3.-27

Vyse y ascender a dicha velocidad. Vmc y ascender a Vyse. Vmc+5 y ascender a Vy. Vxse y ascender a Vyse.

Si en un bimotor ligero volando a una altitud superior al techo con un motor inoperativo, sufrimos la pérdida de un motor ¿A qué velocidad debemos de descender a la nueva altitud de crucero? A: B: C: D:

3.-26

El que desarrolla una mayor tracción por diseño. El que proporciona presión al sistema hidráulico. El que tiene un punto efectivo de aplicación de la tracción mas cercano al fuselaje. El que tiene un punto efectivo de aplicación de la tracción mas alejado del fuselaje.

Vx Vxse Vy Vyse

¿Qué velocidad debe de mantenerse en el ascenso inicial (libre de obstáculos) si volando un bimotor ligero nos fallase un motor? A: B: C: D:

Vx Vxse Vy Vyse

3.-30

Señale en qué condiciones es Vmc la mayor de las posibles: A: B: C: D:

3.-31

Señale la relación correcta de velocidades para un bimotor ligero: A: B: C: D:

3.-32

El peso bruto del avión sea el máximo. Que los depósitos exteriores están llenos y los interiores vacíos. Que el CG se encuentre en el límite delantero. Que el CG se encuentre en el límite trasero.

Suponiendo el vuelo de un bimotor ligero con parada de uno de sus motores, el mejor régimen de ascenso podrá conseguirse con alabeo: A: B: C: D:

3.-37

Disminuye con la altitud. Aumenta con la altitud. Permanece prácticamente constante hasta un nivel despues disminuye. La Vmc será independiente de la altitud.

¿Cúal de las siguientes condiciones hace que Vmc sea la más alta? A: B: C: D:

3.-36

Al lado del motor inoperativo. Al lado del motor operativo. La B es cierta, pero no cambiando de rumbo en más de 20º Volando a velocidad superior a Vmc es indiferente.

¿Qué efecto en la Vmc tiene el aumento de altitud en un avión propulsado por motores de explosión turboalimentados? A: B: C: D:

3.-35

Aumenta el peso. La temperatura disminuye, por ser el aire más denso y ofrecer más resistencia. Al bajar la presión barométrica por ser el aire más denso. Todas son correctas.

Volando con un motor inoperativo, procuraremos realizar todos los virajes: A: B: C: D:

3.-34

VmcVyse

La distancia aceleración-parada aumenta si: A: B: C: D:

3.-33

Centro de gravedad en el límite trasero. Centro de gravedad en el límite delantero. Peso máximo al despegue. Las respuestas B y C son correctas.

Nulo De cinco grados al lado del motor operativo. Que proporcione derrape nulo (zs) Aproximado de ocho grados al operativo

Suponiendo el vuelo de un bimotor ligero con parada de uno de sus motores, la mejor controlabilidad podrá conseguirse con alabeo: A: B: C: D:

Nulo De cinco grados al lado del motor operativo. Que proporcione derrape nulo (zs) Aproximado de ocho grados al operativo

3.-38

Normalmente la longitud de pista requerida para despegar de forma segura en un bimotor ligero se encuentra determinada por: A: B: C: D:

3.-39

Señale como son la distancia de despegue (TOD) y de aceleración-parada (ASD) en la operación de un bimotor ligero. A: B: C: D:

3.-40

La distancia necesaria para despegar. La distancia de aceleración-parada. La carrera de despegue. A o B pues ambas siempre coinciden.

TOD es mayor a la ASD. TOD es siempre igual a la ASD. ASD es normalmente superior a la TOD. Dependerá de que se opere o no con criterio de pista compensado.

Volando en un bimotor ligero con una de sus plantas motrices inoperativas se verifica que: A: B: C: D:

El techo de la aeronave es inferior. Es necesario generar mayor sustentación por tanto debemos volar más deprisa. Por sólo consumir un motor el alcance es superior al conseguido con ambos motores. Todas son correctas

PERFORMANCES FAR 25 El vuelo a gran altitud 4.1-1

El aire se considera incompresible cuando los cambios de presión que se generan en el perfil aerodinámico: A: B: C: D:

4.1-2

Señale lo correcto con referencia a la velocidad del sonido (Cs): A: B: C: D:

4.1-3

330 Kias. 330 Keas. 330 Ktas. Faltan datos.

Suponiendo atmósfera ISA, calcule aproximadamente la Cs a FL 390. A: B: C: D:

4.1-7

IAS EAS TAS Ninguna es correcta.

Si la velocidad de vuelo es 0.5 M, sabemos que la velocidad del avión será: A: B: C: D:

4.1-6

La relación porcentual entre la TAS y la velocidad del sonido. Las características aerodinámicas de la aeronave. La temperatura de aire. Todas son correctas.

Expresar la velocidad en términos de número de MACH, relaciona porcentualmente la velocidad del avión con la velocidad de sonido a nivel del mar. en A: B: C: D:

4.1-5

Determina la velocidad de propagación de las ondas de presión. Dísminuye al aumentar la temperatura. Aumenta al aumentar el nivel de vuelo en atmosfera ISA. Todas son correctas.

Los efectos asociados a la compresibilidad del aire son función de: A: B: C: D:

4.1-4

Provocan cambios en la densidad del aire. Provocan aumentos en la temperatura. No provocan cambios en la densidad. Provocan una expansión adiabática del fluido.

660 Kt 574 Kt 565 Kt Necesitamos saber el nº de MACH.

Como sabemos Cs disminuye al aumentar el nivel de vuelo, al ascender de SL a FL 410 1a velocidad del sonido disminuye (atmósfera ISA) en un A: B: C: D:

16% 24% 30% 45%

4.1-8

Consideramos el aire significativamente compresible cuando la velocidad de vuelo del avión es superior a: A: B: C: D:

4.1-9

0.3 M 0.5 M 0.7 M 1.0 M

Al aumentar la velocidad por encima de 0.57 M Ia curva polar se desplaza hacia: A: B: C: D:

Arriba e izquierda. Arriba y derecha. Abajo e izquierda Abajo y derecha.

4.1-10 ¿A partir de qué velocidad aumenta normalmente de manera significativa la resistencia por compresibilidad de la aeronave? A: B: C: D:

0.3 M 0.5 M 0.7 M 1.0 M

4.1-11 Si volamos a 0.8 M, suponiendo atmósfera ISA y viento calma, ¿A cuál de los siguientes niveles volaremos más rápido? A: B: C: D: 4.1-12

Si volamos a 0.8 M, suponiendo atmósfera ISA y viento calma, ¿A cuál de los siguientes niveles volaremos más despacio? A: B: C: D:

4.1-13

FL 370 FL 390 FL 410 Al ser el mismo nº de MACH volarán todos a una misma velocidad.

¿Cuál de las siguientes temperaturas es considerada de impacto? A: B: C: D:

4.1-14

FL 270 FL 290 FL 310 Al ser el nº de MACH constante será la misma velocidad.

OAT SAT RAT FAT

Señale la relación falsa entre temperaturas: A: B: C: D:

OAT Vmu Vmca > Vs Vmca < V2

4.3.2-10 La Vmbe es función de: A: DA del aeródromo. B: Pendiente de pista. C: Componente de viento. D: Todas son correctas. 4.3.2-11 La velocidad de decisión V1, se obtiene de: A: B: C: D:

El AFM (Airpiane Flight Manual) dependiendo de la pista de despegue. El AIP, dependiendo de la pista de despegue. El AFM dependiendo del peso y configuración de despegue. El AFM de acuerdo con el OTOW.

4.3.2-12 El cálculo de la carrera de despegue segun FAR 25, se basa en las distancias para alcanzar las siguientes velocidades: A: B: C: D:

V1 y VR V1 y V2 VR y V2 Vlof y V2

4.3.2-13 Señale los límites inferior y superior de la Vl. A: B: C: D:

VR, Vmca. Vmca, VR Vmcg, Vmbe Vmcg, Vmáx.tire

4.3.2-14 En el cálculo de Vl se considera que: A. El motor critico falla en carrera. B: El motor operativo se ajusta a MCT C: Se hace uso de la reversa. D: Todas.

4.3.2-15 El cálculo de Vl es función de:

A: B: C: D:

ATOW DA. Configuración. Todos.

4.3.2-16 ¿Cuál de los siguientes factores afecta de forma más significativa a Vl ? A: B: C: D:

DA. Configuración. Componente de viento. Pendiente de pista.

4.3.2-17 Si con un ATOW determinado, reducimos el ajuste de flap de despegue, entonces Vl: A: Aumenta. B: El ajuste de flap no afecta a V1 C: Disminuye. D: Para responder es necesario conocer la OAT y TORA de la pista. 4.3.2-18 Señale cuál de las siguientes relaciones es falsa: A: V1 > Vmbe B: V1 > Vmcg C: V2 > 1.2 Vs D: Vmca < 1.2 Vs 4.3.2-19 La velocidad a la que se inicia la rotación durante la carrera para alcanzar V2 a 35 pies de altura se conoce como: A: B: C: D:

Vl VR Vlof V2

4.3.2-20 La V2 es la velocidad ... A: mínima a la que podríamos controlar el avión en el aire con fallo de motor. B: de seguridad en despegue. C: máxima a la que se decide continuar el despegue. D: mínima para retracción de flaps sin entrar en pérdida. 4.3.2-21 La V2 en caso de fallo de motor se mantendrá, según certificación FAR 25, al menos hasta: A: B: C: D:

400 pies MSL 400 pies AGL 1000 pies AGL 1500 pies AGL

4.3.2-22 Si continuamos un despegue con fallo de motor (ATOWVmcg B: Aumentar el ajuste de flap para conseguir V1>Vmcg C: Reducir el ATOW D: Ninguna de las anteriores es correcta 4.3.2-34 La Vmcg para un determinado despegue es función de: A: OAT, PA, ATOW y situación del CG B: OAT, PA, componente de viento cruzado y situación del CG C: DA, viento, situación del CG y TORA D: DA, configuración, viento y situación del CG 4.3.2-35 Señale lo correcto relacionando Vmcg y Vmca con el ajuste de flap para despegue: A: B: C: D:

Si el flap aumenta ambas aumentan. Si el flap aumenta ambas disminuyen. El ajuste de flap sólo afecta a Vmca No dependen del ajuste de flaps.

4.3.2-36 Señale lo correcto relacionando el ATOW con Vmcg y Vmca A:

Si el ATOW aumenta ambas aumentan.

B: C: D:

Si el ATOW aumenta ambas disminuyen El ATOW sólo podría afectar a Vmca. No puede existir relacion entre el ATOW y dichas velocidades.

4.3.2-37 Señale lo correcto relacionando la componente de viento cruzado con Vmcg y Vmca A: El viento cruzado aumenta ambas. B: El viento cruzado disminuye ambas. C: El viento cruzado sólo afecta a Vmcg D: El viento cruzado no afecta a dichas velocidades. 4.3.2-38 Señale lo correcto relacionando Vmcg y componente de viento cruzado, asumiendo que falla en carrera el motor izquierdo. A: Vmcg aumenta si el viento sopla de la izquierda. B: Vmcg aumenta si el viento sopla de la derecha. C: La certificación de Vmcg considera el efecto del viento cruzado. D: B y C son correctas. 4.3.2-39 La gran mayoría de los aviones sufren el efecto veleta con viento cruzado, por tanto si en carrera de despegue nos fallase el motor de barlovento, Vmcg ... A: disminuiría, siendo más fácil controlar el avión. B: disminuiría, siendo más difícil controlar el avión. C: aumentaría, siendo más fácil controlar el avión. D: aumentaría, siendo más difícil controlar el avión. 4.3.2-40 La velocidad de rotación (VR) debe ser: A: Mayor a Vl y al menos el 150% de Vmca. B: Menor a Vlof. C: Permitir alcanzar V2 a 35 pies AGL D: B y C son correctas. 4.3.2-41 Vmbe es función de: A: ATOW, DA. B: ATOW, DA, viento C: ATOW, DA, viento, pendiente de pista. D: ATOW, DA, viento, pendiente de pista, ajuste de flaps.

PESO OPERATIVO MÁXIMO AL DESPEGUE (OTOW) Peso al despegue limitado por longitud de pista (RLW)

4.3.3.1-1

La zona de parada o stopway debe de tener una anchura mínima: A: B: C: D:

4.3.3.1-2

Suponiendo que al consultar el AIP comprobamos que las distancias declaradas de una pista son todas distintas, en dicho caso sabemos que la menor de todas ellas será: A: B: C: D:

4.3.3.1-3

TODA TORA ASDA Ninguna es correcta.

La distancia disponible para un despegue se conoce de forma abreviada como: A: B: C: D:

4.3.3.1-7

La ASDA incluye siempre la LDA La TODA es siempre mayor que la ASDA La LDA no incluye el umbral desplazado. El umbral desplazado sólo es válido para despegues.

La distancia requerida para un despegue se conoce de forma abreviada como: A: B: C: D:

4.3.3.1-6

TODA ASDA TORA No tenemos datos suficientes.

Señale cuál de las siguientes afirmaciones no es correcta: A: B: C: D:

4.3.3.1-5

TODA ASDA TORA LDA

Suponiendo que al consultar el AIP comprobamos que las distancias declaradas de una pista son todas distintas, en dicho caso sabemos que la mayor de todas ellas será: A: B: C: D:

4.3.3.1-4

500 metros. 500 pies. 250 pies Al menos tan ancha como la pista.

TOD TOR ASD Ninguna es correcta

La existencia de una zona libre de obstáculos (CWY) permite disponer de una mayor:

A: B: C: D: 4.3.3.1-8

La existencia de una zona de parada (SWY) permite disponer de una mayor: A: B: C: D:

4.3.3.1-9

ASDA TODA TORA LDA

ASDA TODA TORA LDA

Señale lo correcto: A: B: C: D:

La CWY es siempre mayor que la SWY La SWY es siempre mayor que la CWY La CWY puede ser menor que la SWY En aeropuertos internacionales ambas deben ser iguales.

4.3.3.1-10 Al consultar en el AIP las distancias declaradas de una pista determinada comprobamos que: TODA= 9500 pies, ASDA= 9450 pies, TORA= 9000 pies, LDA= 8900 pies, podríamos afirmar que: A: B: C: D:

La CWY mide 50 pies. La SWY mide 500 pies. La CWY mide 100 pies El umbral se encuentra desplazado 100 pies.

4.3.3.1-11 Al consultar en el AIP las distancias declaradas de una pista determina comprobamos que: TODA= 9500 pies, ASDA= 9500 pies, TORA= 9000 pies, LDA= 8900 pies, podríamos afirmar que: A: B: C: D:

La longitud y anchura de la CWY y SWY coinciden. No existe ninguna zona de parada disponible. El umbral de pista se encuentra desplazado 600 pies La zona libre de obstáculos tiene una longitud de 500 pies.

4.3.3.1-12 Al consultar en el AIP las distancias declaradas de una pista determinada comprobamos que: TODA= 9000 pies, ASDA= 9500 pies, TORA= 9000 pies, LDA= 8900 pies, podríamos afirmar que: A: B: C: D:

La longitud de la zona libre de obstáculos es de 500 pies La longitud de la zona de parada es de 500 pies La pista no cuenta con un umbral desplazado El umbral se encuentra desplazado 600 pies

4.3.3.1-13 Al consultar en el AIP las distancias declaradas de una pista determinada comprobamos que: TODA= 9200 pies, ASDA= 9000 pies, TORA= 9000 pies, LDA= 9000 pies, podríamos afirmar que: A: B: C: D:

El umbral de pista está desplazado 200 pies La CWY disponible es de 100 pies No se dispone de zona de parada. La ASDA nunca puede coincidir con la LDA: ninguna es correcta.

4.3.3.1-14 Atendiendo a la definción de CWY y SWY podemos afirmar que:

A: B: C: D:

Una zona de parada es siempre una zona libre de obstáculos. Al abortar un despegue podemos contar con la zona libre de obstáculos. La anchura de la SWY será como máximo la de la pista. Ninguna es correcta.

4.3.3.1-15 Para el cálculo de la distancia de aceleración parada se considera: A: B: C: D:

El uso de empuje de reversa en el aborto. Siempre el fallo de uno de los motores en carrera. Que de fallar alguno de los motores lo hace a Vef Todas son ciertas

4.3.3.1-16 Para el cálculo de la distancia de aceleración parada se considera: A: B: C: D:

Al menos 1 sg. como tiempo de reconocimiento. La velocidad será Vl cuando se reconozca el fallo de motor. Un tiempo de reacción hasta que el avión comienza la frenada máxima. Todas son correctas

4.3.3.1-17 La distancia requerida para el despegue de un avión certificado segun las FAR 25 es: A: B: C: D:

Con todos los motores operativos, el 115% de la distancia entre la suelta de frenos y el punto donde alcanza 35 pies. Con fallo de motor, la distancia entre la suelta de frenos y el punto donde alcanza 35 pies. TODA La mayor de A y B.

4.3.3.1-18 La distancia de despegue con todos los motores, según FAR 25, es comparándola con la distancia con un motor inoperativo: A: B: C: D:

Siempre menor Siempre mayor. Siempre igual En caso de bimotor la A es correcta.

4.3.3.1-19 La distancia de despegue con todos los motores, según FAR 25, es comparándola con la distancia con un motor inoperativo: A: B: C: D:

Menor Mayor. Igual En caso de un cuatrimotor la B o C pueden ser correctas.

4.3.3.1-20 La carrera de despegue en un avión FAR 25, comienza en la suelta de frenos y termina en: A: B: C: D:

El punto en que el avión se va al aire. El punto en que el avión alcanza 35 pies. El punto en que el avión alcanza l7 pies. El punto equidistante entre A y B.

4.3.3.1-21 Para operar con seguridad debe de cumplirse que: A: B: C: D:

TOD< TODA ASD< ASDA TOR< TORA Todas son correctas.

4.3.3.1-22 Señale en que caso es mandatorio comprobar que TOR< TORA, después de haber calculado el OTOW A: B: C: D:

En cualquier despegue. Si hemos contado con la zona de parada Si hemos contado con la zona libre de obstáculos. Si se incrementa Vl con respecto a la compensada.

4.3.3.1-23 Para el cálculo de la TOR tenemos en cuenta el punto donde se alcanzan qúe dos velocidades: A: B: C: D:

Vl y VR Vl y Vlof VR y V2 Vlof y V2

4.3.3.1-24 La comprobación de que la TOR sea menor o igual a la TORA nos limita la longitud máxima utilizable de: A: B: C: D:

La zona libre de obstáculos. La zona de parada. El umbral desplazado. Ninguna es correcta.

4.3.3.1-25 La máxima CWY utilizarle en un despegue no compensado, limitado por la carrera despegue, es igual a: A: B: C: D:

La distancia entre el punto de lift-off y el final de la pista. La mitad de la TORA La distancia entre el punto de lift-off y 35 pies AGL La diferencia de la misma con la SWY

4.3.3.1-26 Suponiendo que en un aeródromo coinciden TODA, ASDA, TORA y LDA, para conseguir el máximo RLW entonces: A: B: C: D:

Deberemos operar con criterio de pista compensado. Sólo es posible operar con una Vl Al variar Vl en cualquier sentido, RLW disminuiría. Todas son ciertas.

4.3.3.1-27 Si con un ATOW determinado y debiendo operar con criterio de pista compensado resulta que ASD> TORA entonces (TODA= ASDA=TORA): A: B: C: D:

Deberíamos de reducir el ATOW Podríamos despegar si contamos con una SWY suficiente. Ademas de B deberiamos aumentar Vl Podriamos despegar si contamos con una CWY suficiente.

4.3.3.1-28 Se dice que operamos con criterio de pista compensado cuando: A: B: C: D:

Vl=VR TOD=ASD TODA=ASDA La distancia de aceleración es igual a la de frenado.

4.3.3.1-29 En un despegue con criterio de pista no compensado : A: B. C: D:

La ASD no excederá la pista disponible más la zona libre de obstáculos. La TOD no excederá la pista disponible más la zona de parada. La ASD será en todo caso menor a la TORA más la CWY Aún existiendo CWY y SWY la TOR no será mayor a la TORA

4.3.3.1-30 Despegando de una pista sin zona de parada, se cumplirá que la ASD será: A: B: C: D:

Menor o igual que la TORA Menor o igual que la TODA Resultará mandatorio operar con criterio de pista compensado. Ninguna es correcta.

4.3.3.1-31 Debiendo operar con criterio de pista compensado en una pista que cuente sólo con una zona de parada, despegando con el RLW sabemos que: A: B: C: D:

Solo es posible operar con una Vl Al aumentar la Vl podríamos despegar con más peso. Al disminuir la Vl podríamos despegar con más peso. Todas son ciertas.

4.3.3.1-32 Resulta mandatorio operar con criterio de pista no compensado cuando con el ATOW: A: B: C: D:

La ASD es mayor a la TORA y disponemos de SWY suficiente. Vl es menor que Vmcg y disponemos de SWY suficiente. Vl es mayor que Vmbe y disponemos de CWY suficiente. Todas son correctas.

4.3.3.1-33 Operando desde una pista donde no disponemos de distancias suplementarias, siendo el ATOW igual al RLW, resultará necesario reducir dicho peso si para las condiciones operativas reinantes: A: B: C: D:

Vl resulta ser menor a Vmcg. V1 resulta ser mayor a Vmbe. Las respuestas anteriores son correctas. Ninguna es cierta pues si se cumple que ATOW=RLW, Vl estará siempre entre límites.

4.3.3.1-34 Señale en que supuesto pude ser necesario reducir Vl por resultar ser la Vl compensada mayor a Vmbe, suponiendo que dispongamos de TODA suficiente A: B: C: D:

Si el ATOW es muy alto Operando en campos de gran elevación. Con temperaturas muy altas. Todas son correctas.

4.3.3.1-35 Señale en qué supuesto puede ser necesario aumentar Vl por resultar ser la Vl compensada menor a Vmcg, suponiendo que dispongamos de ASDA suficiente A: B: C: D:

Si el ATOW es muy bajo Operando en un campo situado a nivel del mar. Operando con temperaturas muy bajas. Todas son correctas.

4.3.3.1-36 En aviones que cuentan con una gran capacidad de frenada podría ocurrir que: A: B: C: D:

Vl resultase ser mayor que VR En dicho caso ambas deberían de igualarse. Se igualarán para evitar daños estructurales en el aborto. Todas son correctas.

4.3.3.1-37 Cuando operamos con criterio de pista no compensado, la velocidad de decisión puede variarse dentro de unos límites, si: A. B: C: D:

Aumentamos Vl disminuye la TOD Aumentamos Vl disminuye la ASD Disminuímos Vl disminuye la TOD Disminuímos Vl aumenta la ASD

4.3.3.1-38 Si despegamos de una pista que sólo dispone de una CWY, para aumentar el RLW podríamos: A: B: C: D:

Aumentar Vl con lo que aumentaría la TOD Aumentar la Vl con lo que aumentaría la ASD Disminuir la Vl con lo que disminuiría la ASD Todas son correctas.

4.3.3.1-39 Si despegamos de una pista que sólo dispone de una SWY, para aumentar el RLW podríamos: A: B: C: D:

Aumentar Vl con lo que aumentaría la TOD Aumentar la Vl con lo que aumentaría la ASD Disminuir la Vl con lo que disminuiría la ASD Todas son correctas.

4.3.3.1-40 Con el objeto de aumentar en lo posible el RLW, tenemos la opción de operar con criterio de pista no compensada si hacemos uso de: A: B: C: D:

La CWY aumentando la Vl La SWY disminuyendo la Vl La CWY disminuyendo la Vl La A y B pueden ser correctas.

4.3.3.1-41 Si operamos de una pista donde TODA=ASDA=TORA, el máximo peso al despegue lo conseguiremos operando con: A: B: C: D:

Criterio de pista compensado. Criterio de pista no compensado. Una Vl menor a la correspondiente al caso A. Las respuestas B y C son correctas.

4.3.3.1-42 La existencia de zonas suplementarias de despegue (CWY y SWY) nos permite: A: B: C: D:

Aumentar el SSLW haciendo disminuir la V2 Aumentar el SSLW haciendo disminuir la V1 Aumentar el RLW haciendo variar la V1 Aumentar el RLW haciendo variar la V2

4.3.3.1-43 Operando con criterio de pista no compensado de qué forma se consigue más significativamente aumentar el RLW (señale la más correcta): A: B: C: D:

Aumentando la Vl si disponemos de SWY Disminuyendo la Vl si disponemos de CWY Aumentando la Vl si disponemos de CWY La A es correcta pues la máxima CWY utilizable está muy limitada.

4.3.3.1-44 La máxima CWY utilizable en un despegue no compensado está limitada por consideraciones referidas a: A: B: C: D:

La distancia de despegue requerida La distancia de aceleración requerida. La distancia de parada requerida. La carrera de despegue requerida.

4.3.3.1-45 Se denomina ASDA a la TORA más: A: B: C: D:

La zona libre de obstáculos La zona de parada El umbral desplazado La mayor de A y B.

4.3.3.1-46 Se denomina TODA a la TORA más: A: B: C: D:

La zona libre de obstáculos La zona de parada El umbral desplazado La mayor de A y B.

4.3.3.1-47 Señale lo incorrecto: A: B: C: D:

La SWY será al menos tan ancha como la pista. La anchura mínima de una CWY son 250 pies a cada lado del eje de pista. La CWY comienza al final de la ASDA La CWY comienza al final de la TORA.

4.3.3.1-48 Suponiendo que la distancia entre la suelta de frenos y el punto en el que un avión, certificado por FAR 25, alcanza los 35 pies es de 2000 m. La TOD con todos los motores operativos será segun definición: A: B: C: D:

1.200 m. 2.000 m. 2.150 m. 2.300 m.

4.3.3.1-49 Supongamos un cuatrimotor que en unas condiciones dadas es capaz de despegar en 2.000 m. con todos los motores operativos, en cambio necesita 2.200 m. si en carrera le falla un motor en el momento más crítico. Sabemos que la distancia de despegue que aparezca en el manual será: A: B: C: D:

2.000 m. 2.200 m. 2.300 m. 2.400 m.

4.3.3.1-50 Señale en qué caso resulta necesario operar con criterio de pista no compensado: A: B: C: D:

Cuando la TORA no es suficiente para despegar con el ATOW deseado. Cuando la Vl compensada sea mayor que Vmbe. Cuando la Vl compensada sea menor que Vmcg. Todas son correctas.

4.3.3.1-51 Se dice que operamos con criterio de pista compensada cuando: A: B: C: D:

La distancia de despegue coincide con la de aterrizaje. Coincide la distancia de despegue con todos los motores con la distancia con uno inoperativo. La distancia para acelerar a Vl coincide con la distancia de frenado de Vl a V=O Con fallo de motor en Vef, coinciden la distancia de parada (de Vl a V=O) con la necesaria para acelerar de Vl a V2.

4.3.3.1-52 En el despegue de un avión reactor certificado según las FAR 25, puede afirmarse que: A: Siempre se realiza con criterio de pista no compensado. B: En el aborto de despegue en pista seca, la distancia de aceleración es normalmente superior a la de parada. C: La distancia de despegue es siempre superior a la de aceleración-parada. D: La distancia de aceleración-parada es superior a la de despegue.

PESO AL DESPEGUE LIMITADO POR SEGUNDO SEGMENTO (SSLW)

4.3.3.2-1

Si continuamos el despegue despues de haber sufrido un fallo de motor en carrera, las FAR 25 exigen que con el ATOW podamos mantener un gradiente de ascenso en el 2º segmento de al menos, señale lo

incorrecto: A: B: C: D: 4.3.3.2-2

El peso al despegue limitado por segundo segmento (SSLW) no es función de: A: B: C: D:

4.3.3.2-3

Viento en cara. Viento en cola. Temperatura alta. Temperatura baja.

¿Cuál de las siguientes condiciones no se asocian al segundo segmento? A: B: C: D:

4.3.3.2-6

Aumentamos la deflexión de flaps. Disminuimos la deflexión de flaps. Desconectamos los packs de A/C Las respuestas B y C son ciertas.

Cuál de las siguientes condiciones restringe más el SSLW: A: B: C: D:

4.3.3.2-5

DA. Longitud de la pista. Ajuste de flaps. Sangrado del motor.

Sí en los cálculos previos al despegue comprobamos que el OTOW está limitado por segundo segmento, podríamos aumentar dicho OTOW si, A: B: C: D:

4.3.3.2-4

2.1 % en un monomotor. 2.4 % en un bimotor 2.7 % en un trimotor. 3.0 % en un cuatrimotor.

Motor(es) operativos ajustados a MCT Flaps en posición de despegue. Tren retraido. Velocidad de seguridad al despegue.

¿Cuándo comienza el segundo segmento? A: B: C: D:

Al iniciarse la retracción del tren. Al completarse la retracción del tren. Al alcanzarse la velocidad de seguridad al despegue. Las respuestas A y C son correctas.

4.3.3.2-7

Si el OTOW se encuentra mucho más limitado por segundo segmento que por la longitud de la pista, podríamos intentar aumentar dicho OTOW incrementando V2 (si lo comtempla el AFM), dicho procedimiento se conoce como: A: B: C: D:

4.3.3.2-8

Señale cuál afirmación es falsa en relación con el segundo segmento de despegue. A: B: C: D:

4.3.3.2-9

Improved climb performance o de subida mejorada. Subida de máximo gradiente. Subida óptima. Subida con empuje reducido.

Termina con la retracción completa del tren. El ajuste de flap es el de despegue. El motor operativo(s) se ajusta a TO power. Se mantiene V2

La limitación del peso al despegue por segundo segmento depende de: A: B: C: D:

Altitud de densidad. Altitud de densida y ajuste de flaps. Altitud de densidad, ajuste de flaps y packs de A/C Altitud de densidad ajuste de flaps, packs de A/C y componente de viento.

4.3.3.2-10 Se dice que una aeronave tiene su OTOW limitado por segundo segmento cuando no cumple los requisitos de subida: A: B: C: D:

Con uno de los motores inoperativos. Con dos de los motores inoperativos (trimotor). Con tres de los motores inoperativos (cuatrimotor). Todas son correctas.

4.3.3.2-11 Señale la afirmación correcta al relacionar el OTOW con el ajuste de flap para el despegue. A: B: C: D:

Ajuste de flap grande aumenta tanto el RLW como el SSLW Ajuste de flap grande aumenta el RLW y disminuye el SSLW Ajuste de flap grande disminuye tanto el RLW como el SSLW Ajuste de flap grande disminuye el RLW y aumenta el SSLW

4.3.3.2-12 Señale la afirmación correcta al relacionar el OTOW con un ajuste de flap pequeño para despegue: A: B: C: D:

Aumenta el RLW y el SSLW Aumenta el RLW y disminuye el SSLW Disminuye el RLW y el SSLW Disminuye el RLW y aumenta el SSLW

4.3.3.2-13 Se denomina "Composite take-off” al procedimiento de despegue en el que se opera con: A: B: C: D:

Una velocidad V2 incrementada. Un flap óptimo o de compromiso entre RLW y SSLW Un empuje de despegue reducido. Un empuje de despegue compuesto

4.3.3.2-14 Asumiendo que el AFM nos ofrece la posibilidad de operar en un escenario de composite take-off, podríamos afirmar que: A: B: C:

En pistas muy cortas donde la DA sea muy alta, nos interesa operar con mucho flap. En pistas largas donde la DA sea muy alta será más interesante despegar con poco flap. En pistas largas donde la DA sea muy baja será más interesante despegar con poco flap

D:

Las respuestas A y B son correctas

4.3.3.2-15 El procedimiento de subida mejorada o improved climb performance se basa en: A: D: C: D:

La disminución de la Vmca. El incremento de la velocidad de seguridad al despegue. La extensión temporal de la limitación de TO power. La disminución del ajuste de flap para despegue.

4.3.3.2-16 El incremento de V2 en el procedimiento de subida mejorada podría aumentar el OTOW al: A: B: C: D:

Aumentar tanto el RLW como el SSLW Aumentar el RLW y disminuir el SSLW Disminuir tanto el RLW como el SSLW Disminuir el RLW y aumentar el SSLW

4.3.3.2-17 El procedimiento de V2 incrementada se utiliza para aumentar el OTOW cuando: A: B: C: D:

El SSLW es significativamente superior al RLW El SSLW es signifícativamente inferior al RLW La pista se encuentra contaminada. El flap de despegue puede seleccionarse grado a grado.

4.3.3.2-18 El incremento de velocidades operativas necesario para despegar siguiendo el procedimiento conocido como de subida mejorada (improved climb performance), se refiere a: A: B: C: D:

Unicamente a la velocidad de seguridad al despegue. Todas las velocidades operativas (V1,VR, V2). El aumento de las velocidades operativas será proporcional a la diferencia entre el RLW y el SSLW. Las respuestas B y C son correctas.

PESO AL DESPEGUE LIMITADO POR SEGMENTO FINAL 4.3.3.3-1

¿Qué segmento de despegue comienza normalmente con una reducción de empuje en los motores operativos? A: B: C: D:

4.3.3.2-2

La limitación de peso al despegue impuesta por el segmento final es función de: A: B: C: D:

4.3.3.3-3

1.2 % para bimotores 1.5 % para trimotores 1.7 % para cuatrimotores Todas son ciertas.

Las aeronaves certificadas según FAR 25 con el ATOW serán capaces de ascender con un gradiente mínimo en el 4º segmento de: A: B: C: D:

4.3.3.3-5

PA del aeródromo PA del aeródromo, OAT PA del aeródromo,OAT, sangrado de los motores PA del aeródromo,OAT, sangrado de los motores, ajuste de flaps.

Las aeronaves certificadas según FAR 25 con el ATOW serán capaces de ascender con un gradiente mínimo en el 4º segmento de: A: B: C: D:

4.3.3.3-4

1º 2º 3º 4º

1.2 % con fallo de un motor en bimotores. 1.5 % con fallo de dos motores en trimotores 1.7 % con fallo de tres motores en cuatrimotores Todas son correctas.

El gradiente mínimo de ascenso requerido en el segmento final debe de mantenerse en la siguiente configuración: A: B: C: D:

Tren y flaps recogidos. Motor operativo ajustado a MCT Velocidad como mínimo el 125 % de la velocidad de pérdida en dicha configuración. Todas son correctas.

PESO AL DESPEGUE LIMITADO POR OBSTÁCULOS

4.3.3.4-1

Señale en cúal de los siguientes segmentos de despegue se tiene en cuenta el efecto suelo. A: B: C: D:

4.3.3.4-2

Señale cuál de los siguientes segmentos no puede limitar el OTOW por no exigir un gradiente mínimo de ascenso, A: B: C: D:

4.3.3.4-3

lº 2º 3º 4º

Señale en qué segmento se limpia aerodinámicamente la aeronave, A: B: C: D:

4.3.3.4-7

Ninguno 2º 3º 4º

Señale el segmento que comienza a 35 pies AGL A: B: C: D:

4.3.3.4-6

Ninguno 2º 3º 4º

Señale el segmento que termina a un mínimo de 1.500 pies AGL A: B: C: D:

4.3.3.4-5

1º 2º 3º 4º

Señale qué segmento comienza como mínimo a 400 pies MSL A: B: C: D:

4.3.3.4-4

1º 2º 3º 4º

lº 2º 3º 4º

Si el despegue se continúa al reconocer un fallo de motor después de Vl, el ascenso inicial se volará a V2 hasta: A: B: C: D:

Alcanzar un mínimo de 1.500 pies AGL Iniciar el cuarto segmento. Que el tren esté recogido. Iniciar el tercer segmento.

4.3.3.4-8

Despegando con cierto ATOW, una aeronave certificada según las FAR 25, deberá de mantener un gradiente de ascenso en el primer segmento (con un motor inoperativo) de al menos: A: B: C: D:

4.3.3.4-9

Bimotores positivo, trimotores 0.3%, cuatrimotores 0.5%. Bimotores 0.3%, trimotores 0.5%, cuatrimotores 0.7% La A es correcta teniendo además en cuenta el efecto suelo. La B es correcta teniendo además en cuenta el efecto suelo.

Señale cuál de las siguientes sendas de despegue vuela realmente una aeronave (FAR 25) al continuar el despegue con fallo de motor: A: B: C: D:

Senda neta Senda bruta Ambas pues con fallo las dos coinciden. Ninguna es cierta.

4.3.3.4-10 Señale cuál de las siguientes sendas de despegue vuela realmente una aeronave (FAR 25) al reconocer el fallo de motor antes de Vl: A: B: C: D:

Senda neta Senda bruta Ambas pues con fallo de motor coinciden Ninguna es correcta.

4.3.3.4-11 Señale lo incorrecto con respecto a la senda de despegue, A: B: C: D:

Comienza a 35 pies y termina al menos a 1.500 pies AGL La senda neta va por encima de la bruta. La senda bruta va por encima de la neta. El 3º segmento de la neta es más largo que el de la bruta.

4.3.3.4-12 Señale la afirmación correcta en referencia al primer segmento de despegue: A: B: C: D:

El empuje es el de despegue. La velocidad varía de Vlof a V2 Comienza en la suelta de frenos y termina con la retracción del tren. Todas son ciertas.

4.3.3.4-13 La senda de despegue comienza a: A: B: C: D:

35 pies AGL y termina con el avión configurado y en velocidad de ascenso (1.500 pies mínimo) En el lift-off y termina al menos a 1500 pies AGL En el lift-off y termina cuando la velocidad es superior al 120% de Vsi 35 pies AGL y termina con el avión limpio aerodinámicamente.

4.3.3.4-14 La senda neta se calcula reduciendo en cada punto un % en el gradiente de ascenso, para bimotores la y la reducción es respectivamente del: senda neta comienza A: B: C: D:

Al finalizar la distancia de despegue y se reduce en un 0.5% En el lift-off y se reduce en un 0.8% Al finalizar la distancia de despegue y se reduce en un 0.8% Al alcanzar 35 pies AGL y se reduce en un 0.7%

4.3.3.4-15 El extremo superior de la senda de despegue es: A: B: C: D:

Al menos 1500 pies AGL si no hay limitación por obstáculos. 3.000 pies AGL en procedimientos de atenuación de ruidos. Con todos los motores operativos al retraerse los slats. Todas son correctas.

4.3.3.4-16 El concepto de senda de despegue está ligado a la trayectoria de ascenso inicial: A: B: C: D:

Con fallo de motor identificado antes de Vl Con todos los motores operativos cuando es necesario despegar con cierto flap. Con fallo de motor identificado despues de Vmcg Todas son falsas.

4.3.3.4-17 ¿Qué efecto tiene el viento sobre el peso al despegue limitado por obstáculos? A: B: C: D:

Con viento en cola podemos despegar con menor peso. El viento no influye en el despeje de obstáculos. Con viento en cara podemos despegar con mayor peso Las respuestas A y C son correctas.

4.3.3.4-18 Señale el efecto del viento sobre el OTOW limitado por obstáculos: A: B: C: D:

El viento traslada imaginariamente los obstáculos. El viento en cara "acerca" el obstáculo El viento en cola "aleja" el obstáculo Todas son correctas

4.3.3.4-19 Señale que variables pueden limitar el OTOW limitado por los obstáculos situados en el sector de salida, A: B: C: D:

Componente de viento DA y sangrado de motores Ajuste de flap Todas son correctas

4.3.3.4-20 Señale cómo se podría reducir la limitacion del OTOW por obstáculos variando el ajuste de flap para despegue: A: B: C: D:

Ajuste grande flap cuando el obstáculo se encuentre cercano. Ajuste grande flap cuando el obstáculo se encuentre alejado. Ajuste pequeño de flap cuando el obstáculo se encuentre alejado. Las respuestas A y C son correctas.

4.3.3.4-21 Para operar correctamente en los procedimientos de atenuación de ruidos, los monitores que circundan los aeródromos deberían de considerarse como: A: B: C: D:

Obstáculos a librar con el mayor margen vertical El criterio en el ajuste de flap coincide con el seguido en a Si el ATOW lo permite despegaremos con flap distinto al óptimo en función de a Todas son correctas

4.3.3.4-22 Si en el sector de salida encontramos obstáculos muy cercanos que limitan mucho nuestro peso, para mejorar en lo posible el OTOW : A: B: C: D:

Desconectaremos los packs de A/C Ajustaremos un "alto" porcentaje de flap para el despegue. Ajustaremos un “bajo" porcentaje de flap para el despegue. Las respuestas A y B son correctas.

4.3.3.4-23 Los obstáculos que podrían limitar el peso al despegue son los situados en el sector de salida, dicho sector comienza: A: B: C: D:

Al finalizar la pista Al finalizar la zona de parada Al finalizar la zona libre de obstáculos Todas son ciertas en función de la pista considerada.

4.3.3.4-24 El sector de salida considerado para el libramiento de obstáculos tiene inicialmente una anchura de A: B: C: D:

150 pies a cada lado del eje de pista con una divergencia del 7.1% 150 pies a cada lado del eje de pista con una divergencia del 15% 300 pies a cada lado del eje de pista con una divergencia del 7.1% 300 pies con una divergencia del 7.1%

4.3.3.4-25 El sector de salida considerado para el libramiento de obstáculos termina cuando con el ángulo de divergencia establecido la anchura del sector alcanza: A: B: C: D:

1.000 pies en salidas en condiciones VMC de día 2.000 pies en salidas en condiciones IMC o VMC nocturno La A es correcta siempre que no se impongan cambios de rumbo de más de 15º Todas son correctas.

4.3.3.4-26 Los procedimientos de salida con fallo de motor en despegue (EFP) A: B: C: D:

Son creados por la oficina técnica de cada compañía Se establecen cuando la SID impone % de ascenso muy altos. Permiten aumentar el OTOW Todas son correctas

DESPEGUE EN PISTA CONTAMINADA 4.3.3.6-1

La presencia de contaminantes en la superficie de la pista afecta a las performances de despegue por: A: B: C: D:

4.3.3.6-2

La FAA recomienda no despegar en pistas donde el espesor del depósito supere: A: B: C: D:

4.3.3.6-3

3 mm. 12.5 mm. Media pulgada. Una pulgada.

El efecto de la salpicadura sobre la célula del avión. La incapacidad de las cubiertas de desalojar el depósito. La aparición del hidroplaneo Todas son correctas.

Señale lo incorrecto en referencia al hidroplaneo dinámico que puede aparecer en despegue: A: B: C: D:

4.3.3.6-7

15% 25% 35% 50%

La capacidad de aceleración en pista contaminada se ve reducida por: A: B: C: D:

4.3.3.6-6

de la misma, que resulte necesaria en

Según la FAA el espesor de depósito mínimo para considerar una pista como contaminada es de A: B: C: D:

4.3.3.6-5

Una pulgada Media pulgada 25 mm. 3mm.

Una pista se considera contaminada cuando más de un carrera de despegue, está cubierta por un depósito. A: B: C: D:

4.3.3.6-4

Disminuir la capacidad de aceleración Disminuir la capacidad de frenada Disminuir la controlabilidad con viento cruzado Todas son ciertas.

Sólo aparece por debajo de cierta velocidad. Dicha velocidad es función de la presión de inflado de los neumáticos. En las ruedas en tandem sólo aparece en las frontales El hidroplaneo reduce extraordinariamente la capacidad de frenada.

El hidroplaneo dinámico en despegue aparece: A: B: C: D:

Por encima de cierta velocidad Dicha velocidad es función del tipo de depósito Dicha velocidad es función de la presión de inflado de los neumáticos. Todas son correctas.

4.3.3.6-8

Abortando un despegue en pista contaminada, puede afirmarse que: A: B: C: D:

4.3.3.6-9

Los frenos no son efectivos a velocidad superior a la de hidroplaneo. El uso de la reversa es mandatorio La extensión de los spoilers es esencial Todas son correctas.

Señale qué tipo de depósito reduce la capacidad de frenada pero no la de aceleración: A: B: C: D:

Agua encharcada Aguanieve Nieve Hielo

4.3.3.6-10 La distancia de despegue necesaria al operar en una pista contaminada aumenta pues: A: B: C: D:

Aumenta la resistencia al avance en carrera. Aumenta la distancia hasta alcanzar la velocidad Vlof Disminuye la capacidad de frenada Todas son correctas.

4.3.3.6-11 Operando en una pista contaminada el fabricante normalmente recomienda en el AFM A: B: C: D:

Disminuir el OTOW en función del depósito. En ciertas situaciones disminuir la Vl de pista seca. Hacer uso de las reversas en el aborto Todas son correctas

4.3.3.6-12 Se conoce como Vl wet a: A: B: C: D:

La velocidad Vl reducida para en operar en pistas resbaladizas. Vl wet es menor a Vl Despegando con Vl wet la TOD termina a 15 pies AGL Todas son correctas.

4.3.3.6-13 El uso de Vl wet no se recomienda: A: B: C: D:

Cuando el OTOW está limitado por obstáculos Cuando ya sea reducido el OTOW en función del depósito Ambas son correctas. Se recomienda siempre que se opere en pista contaminada.

4.3.3.6-14 Si despegamos de una pista cubierta de aguanieve (10 mm.) no es recomendable: A: B: C: D:

Despegar con el mayor calaje de flap que la circunstancia permita. Reducir el RLW en función del tipo y espesor del depósito. Mantener el ATOW pero utilizar Vl wet Utilizar las reversas cuanto antes en caso de aborto.

4.3.3.6-15 Despegando desde una pista cubierta de hielo se recomienda: A: B: C: D:

Hacer un despegue en carrera, “rolling take-off” Utilizar Vl wet Hacer uso máximo de la frenada aerodinámica en el caso de aborto Todas son correctas.

AJUSTE DE EMPUJE PARA EL DESPEGUE 4.3.3.7-1

El ajuste normal de empuje para el despegue es función de: A: B: C: D:

4.3.3.7-2

Si el ajuste de empuje para despegue se hace considerando el EPR, es recomendable durante la carrera (sobre todo en condiciones de engelamiento) hacer comprobación cruzada de la indicación de: A: B: C: D:

4.3.3.7-3

Normal Máximo Reducido Compensado.

Al despegar siguiendo el procedimiento de despegue flexible, el empuje reducido ajustado no será del empuje normal en función de la DA. inferior al A: B: C: D:

4.3.3.7-7

Mayor cuanto mayor sea la diferencia entre el OTOW y el ATOW. Menor cuanto mayor sea la diferencia entre el OTOW y el ATOW. Mayor cuanto menor sea el ajuste de flaps seleccionado para el despegue. Mayor cuanto mayor sea la OAT real.

Cuando el ajuste de EPR para despegue se calcula considerando el ATOW y la TORA, estaremos utilizando el empuje de despegue denominado: A: B: C: D:

4.3.3.7-6

Aumenta si la PA aumenta. Aumenta si la OAT aumenta A y B son ciertas, N1 aumenta si la DA aumenta. El N1 correspondiente disminuye al aumentar la DA del campo.

Despegando de un aeródromo de DA determinada decidimos utilizar empuje reducido, el valor de la temperatura asumida (ATM) será: A: B: C: D:

4.3.3.7-5

N1 N2 FF Presión del sistema hidraúlico.

Asumiendo un EPR determinado para despegue, el N1 correspondiente a dicho EPR: A: B: C: D:

4.3.3.7-4

OAT OAT, PA. OAT, PA, sangrado de motor. OAT, PA, sangrado de motor y ATOW

90% 75% 70% 65%

Al calcular el empuje reducido en un despegue flexible, la temperatura asumida (ATM) es con respecto a la OAT: A: B: C: D:

Mayor Igual Menor A, B o C en función de la TORA y del ATOW

4.3.3.7-8

El procedimiento de despegue flexible: A: B: C: D:

4.3.3.7-9

Penaliza la carga de pago Penaliza el combustible que puede transportarse en los depósitos. Ambas son ciertas. Ninguna es correcta.

Las condiciones que deben de cumplirse para poder despegar con empuje reducido son: A: B: C: D:

La capacidad de frenada no se encuentra reducida. El OTOW es significativamente mayor que el ATOW El manual del avión contempla dicho procedimiento. Todas son ciertas

4.3.3.7-10 Señale lo cierto al referirnos al despegue con empuje reducido. A: B: C: D:

El procedimiento debe estar contemplado en la certificación de la aeronave. El cálculo se basará en el procedimiento de temperatura asumida o similar. El uso del empuje reducido es facultad del comandante. Todas son ciertas.

4.3.3.7-11 La temperatura asumida (ATM) para un despegue con empuje reducido es función de: A: B: C: D:

El ATOW y la pista disponible El ajuste de flap para despegue. La componente de viento. Todas son correctas

4.3.3.7-12 Al despegar con empuje reducido, suponiendo una determinada temperatura asumida (ATM), las velocidades operativas de despegue se calcularán en base a: A: B: C: D:

ATOW y la OAT real ATOW y la temperatura asumida (ATM) OTOW y la OAT real OTOW y la temperatura asumida (ATM)

4.3.3.7-13 ¿Por qué se recomienda el uso de empuje reducido para despegue en muchos aviones reactores dedicados al transporte comercial? A: B: C: D:

Se consigue alargar la vida operativa de los motores. Se puede despegar con más peso que con el procedimiento normal. Se consume menos combustible en la maniobra de despegue. Todas son ciertas.

4.3.3.7-14 No se recomienda el uso de empuje reducido en despegue si: A: B: C: D:

El sistema anti-skid está inoperativo. La pista se encuentra contaminada. El viento es en cola o se espera wind-shear en el ascenso inicial. Todas son correctas.

ANÁLISIS DE AEROPUERTOS 4.3.3.8.-1

Señale lo correcto al referimos a los Analisis de Aeropuertos conocidos tambien como Gross Weight Charts: A: Sólo pueden ser publicados por el fabricante de la aeronave en su AFM B: Se utilizan para simplificar los cálculos del ATOW, AZFW, DOW etc. C: Para la utilización de las tablas será necesario considerar separadamente todas las pistas de cada aeródromo. D: En ciertos países no se autoriza el uso de los mismos.

4.3.3.8-2

La utilización correcta de los Analisis de Acropuerto, puede permitir a la tripulación un cálculo rápido de: A: B: C: D:

4.3.3.8-3

Los Analisis de Aeropuertos o Gross Weight Charts son confeccionados: A: B: C: D:

4.3.3.8-4

Por la oficina técnica del operador. Alternativamente por empresas especializadas del sector. Basándose en el manual de performances del constructor. Todas son correctas.

Los Analisis de Aeropuertos son publicados por la autoridad competente en cada aeródromo con el objeto de facilitar información referida a: A: B: C: D:

4.3.3.8-5

OTOW Flap óptimo de despegue. La ATM en despegues flexibles. Todas son ciertas.

La longitud y características de cada pista. La ubicación de pistas, calles de rodaje y plataformas. Ambas son correctas. Ninguna es correcta.

Suponiendo que disponemos de un análisis de aeropuerto completo de un determinado aeródromo, puede afirmarse que para unas determinadas condiciones de DA y configuración del avión A: B: C: D:

El RLW será siempre el mismo para todas las pistas del aeropuerto. El SSLW será siernpre el mismo para todas las pistas del aeropuerto. El OTOW limitado por obstáculos será siempre el mismo para todas las pistas. Ninguna es correcta.

VELOCIDADES OPERATIVAS EN EL ASCENSO

4.4.1-1

Las velocidades de ascenso recomendadas en un reactor ( máx. ángulo, máx. régimen, óptima) se expresan en términos de: A: B: C: D:

4.4.1-2

Al ascender con IAS constante en un reactor, ¿Qué le ocurre a la aeronave? A: B: C: D:

4.4.1-3

A nivel de vuelo FL 100 Al atravesar la tropopausa. Cuando la OAT es - 25º o la RAT - 20º lo que ocurra antes. Ninguna es cierta.

Suponiendo que subimos a MACH constante señale lo falso: A: B: C: D:

4.4.1-7

Aumenta. Disminuye. Primero aumenta después disminuye. Primero disminuye después aumenta.

La transición al ascender de IAS constante a MACH constante se realiza en un reactor: A: B: C: D:

4.4.1-6

Mantendremos la velocidad indicada IAS hasta el nivel de crucero (p.e. FL 350) La velocidad IAS aumentará progresivamente según ascendemos. Mantendremos la IAS constante hasta cierto nivel después disminuirá en el ascenso. Ninguna es correcta.

¿Cómo varía la TAS si ascendemos a la velocidad determinada como óptima en el AFM? A: B: C: D:

4.4.1-5

Va acelerando. No acelera pues mantenemos la velocidad constante. Va decelerando. Depende del estado térmico de la atmósfera.

Si ascendemos en un reactor comercial a la velocidad recomendada en el AFM como óptima: A: B: C: D:

4.4.1-4

TAS/MACH constante. IAS/TAS constante IAS/MACH constante. GS/MACH constante

La TAS disminuye. La velocidad del sonido (Cs) disminuye. La EAS aumenta. La CAS disminuye.

Al tener en cuenta la aceleración de avion al ascender a IAS constante, podemos concluir que el R/C real es comparándolo con el que obtendríamos sin considerar dicha aceleración: A: B: C: D:

Menor en un 25% con caracter general. Mayor en un 15% con caracter general Menor en un 15% con caracter general. El supuesto del enunciado es falso.

4.4.1-8

Al tener en cuenta la deceleración de avion al ascender a MACH constante, podemos concluir que el R/C real es comparándolo con el que obtendríamos sin considerar dicha deceleración: A: B: C: D:

4.4.1-9

En la transición de subir a IAS a MACH constante, qué ocurrirá con el régimen de ascenso: A: B: C: D:

4.4.1-10

La velocidad es fija para cada modelo de avión. La componente de viento es un factor muy importante en su determinación. Al aumentar el peso dicha velocidad se reduce. Al aumentar el peso dicha velocidad aumenta.

En relación con la velocidad óptima de ascenso "OPTIMUM CLIMB SPEED", señale lo cierto: A: B: C: D:

4.4.1-14

El peso de la aeronave. El estado térmico de la atmósfera. El precio del combustible. La componente de viento.

Ascendiendo a la velocidad recomendada en el manual como de menor coste: A: B: C: D:

4.4.1-13

La velocidad TAS aumenta. La velocidad TAS disminuye. La velocidad TAS sería constante por serlo el MACH. En la operación normal a dicho FL se ascenderá a IAS constante.

Señale cuál de los siguientes factores puede considerarse como despreciable para determinar la velocidad IAS/MACH óptima de ascenso: A: B: C: D:

4.4.1-12

Aumentará por aumentar la aceleración. Aumentará por pasar el avión de una aceleración positiva a negativa. Disminuirá por aumentar la aceleración. El R/C permanecerá constante si la transición se realiza en el momento adecuado.

Si ascendiendo a través de FL310 a MACH constante, nos encontramos con una inversión de temperatura, entonces: A: B: C: D:

4.4.1-11

Mayor en un 25% con caracter general. Menor en un 25% con caracter general. Mayor en un 9% con caracter general. El supuesto del enunciado es falso.

Coincide con la de máx. ángulo Coincide con la de máx. régimen. Aumenta si aumenta el costo de combustible. Disminuye si aumenta el costo de combustible.

Compárense las velocidades de máx. ángulo y máx. régimen de ascenso con todos los motores operativos con las homólogas con un motor inoperativo (avión reactor de transporte) A: B: C: D:

Con todos los motores son ambas mayores. Con todos los motores son ambas menores. La de máx. régimen es mayor y la de máx. ángulo casi la misma. Las dos velocidades coinciden en ambos casos.

4.4.1-15 Si ATC nos impone estar establecidos en un punto de notificación cercano a un determinado nivel de vuelo, interesará ascender a la velocidad: A: B: C: D: 4.4.1-16

Si ATC nos requiere alcanzar un nivel de vuelo lo antes posible, resultará conveniente ascender a la velocidad: A: B: C: D:

4.4.1-17

Si ascendemos a IAS constante, el nº de MACH disminuirá progresivamente. Si ascendemos a nº de MACH constante, la IAS aumentará progresivamente. El EPR aumentará según ascendemos. El EPR disminuirá según ascendemos.

Al determinar la velocidad óptima de ascenso considerando el coste de combustible, podemos afirmar que: A: B: C: D:

4.4.1-20

MAX. ANGLE CLIMB SPEED. MAX. CLIMB SPEED OPTIMUM CLIMB SPEED MAX. THRUST SPEED

Al mantener una posición fíja de palanca de gases durante el ascenso en un avión reactor de transporte: A: B: C: D:

4.4.1-19

MAX. ANGLE CLIMB SPEED. MAX. CLIMB SPEED OPTIMUM CLIMB SPEED MAX. THRUST SPEED

Si nos interesa ascender a la velocidad de menor costo en un determinado sector entonces subiremos a: A: B: C: D:

4.4.1-18

MAX. ANGLE CLIMB SPEED. MAX. CLIMB SPEED OPTIMUM CLIMB SPEED MAX. THRUST SPEED

Con alto precio de combustible, el ángulo de ascenso es superior. Con alto precio de combustible, la velocidad es inferior. Con alto precio de combustible, el tiempo de ascenso es menor. Las tres son correctas.

Al estudiar las performances de ascenso en un avión reactor de transporte, es interesante considerar las velocidades de, A: B: C: D:

Máximo ángulo de ascenso en el despegue y ascenso inicial. Máximo régimen de ascenso próximos al nivel de crucero. Máximo ángulo de ascenso próximos a nivel de crucero. Las respuestas A y B son correctas.

TECHOS OPERATIVOS

4.4.5-1

¿Cómo se conoce la relación entre el peso de una aeronave y el nivel de vuelo en el que se encuentra? A: B: C: D:

4.4.5-2

¿Cómo varía el peso aerodinámico de la aeronave? A: B: C: D:

4.4.5-3

El techo de diseño de la aeronave en cuestión. El techo de propulsión. El techo de sustentación. El más restrictivo de los anteriores.

El techo de servicio o “service ceiling” nos determina, en función del peso y temperatura, el nivel de vuelo en el que la aeronave es capaz de ascender con régimen de ascenso máximo de: A: B: C: D:

4.4.5-8

El peso bruto de la misma. El estado térmico de la atmósfera. El sangrado de los motores. Todas son correctas.

Las tablas de “altitude capability” que podemos encontrar en el manual de performance de un avión reactor, son de interés para determinar: A: B: C: D:

4.4.5-7

El máximo nivel al que se han certificado sus motores. La máxima presión diferencial de cabina, con una altitud de cabina razonable. Es un nivel de vuelo fijo, que no depende de factores externos. Todas son correctas.

El techo de propulsión de una aeronave es función de: A: B: C: D:

4.4.5-6

El peso de la aeronave. El estado térmico de la atmósfera. La altitud máxima certificada de operación de la aeronave. El más limitativo de los anteriores.

El techo de diseño de un reactor de transporte puede encontrarse determinado por: A: B: C: D:

4.4.5-5

Aumenta al aumentar el nivel de vuelo. Aumenta al disminuir su peso bruto. Aumenta al aumentar su peso bruto. Las respuestas A y C son correctas.

El techo de diseño de un avión reactor de transporte comercial es función de: A: B: C: D:

4.4.5-4

Número de Reynolds. Peso de maniobra. Peso aerodinámico. Peso aparente.

0 fpm. 100 fpm. 300 fpm. 500 fpm.

Las tablas conocidas como de altitud capability consideran:

A: B: C: D: 4.4.5-9

Señale cual de los siguientes techos es imposible de alcanzar en la operación de un reactor comercial: A: B: C: D:

4.4.5-10

Es fijo según certificado. Aumenta si el centro de gravedad está adelantado. (demás condiciones constantes) Aumenta si el peso disminuye (demás condiciones constantes) Las respuestas B y C son correctas.

Turbulencia moderada en aire claro puede reducir el techo de (resto de variables constantes): A: B: C: D:

4.4.5-16

Se conoce como “barber pole point” Es función del ángulo de alabeo en la maniobra. Está determinado por el empuje generado por los motores a cierto FL Todas son correctas.

El techo de sustentación o aerodinámico de un aeronave: A: B: C: D:

4.4.5-15

El peso aerodinámico de la aeronave. El peso aparente de la aeronave. Las características aerodinámicas del avión y su perfil. Todas son correctas.

El punto de convergencia entre la pérdida por alta y baja velocidad A: B: C: D:

4.4.5-14

La situación del centro de gravedad El peso bruto. El factor de carga. Todas son correctas.

El punto conocido como “coffin corner” se encuentra determinado por: A: B: C: D:

4.4.5-13

No hay tracción/empuje capaz de forzar un ascenso por encima del mismo. Es función del peso de la aeronave. Es función de las características aerodinámicas de la misma. Todas son correctas.

El techo de sustentación puede ser función de: A: B: C: D:

4.4.5-12

Techo de diseño. Techo absoluto. Techo de sustentación. Techo de servicio.

Señale lo correcto al referirnos al techo de sustentación de una aeronave: A: B: C: D:

4.4.5-11

El empuje de los motores. Un margen sobre la pérdida de alta y baja de al menos un 15% Un alabeo no superior a 25º Todas son correctas.

Diseño. Sustentación. Propulsión. Afecta a todos ellos en mayor o menor medida.

El procedimiento de ascenso escalonado o de “step climb” se utiliza para:

A: B: C: D: 4.4.5-17

En el procedimiento de “step climb”, se considera: A: B: C: D:

4.4.5-18

El techo de diseño del mismo. El empuje generado por los motores remanentes. El techo de sustentación. El tipo de perfil supercrítico.

La altitud límite a la que puede ascender un avion de transporte con uno de sus motores inoperatívos, se calcula suponiendo: A: B: C: D:

4.4.5-23

El combustible extra quemado en el ascenso. El combustible ahorrado al nuevo nivel. La relación entre los alcances específicos correspondientes a cada nivel. Todas son variables a considerar.

El techo de servicio con un motor inoperativo de un avión reactor de transporte, se encuentra limitado por: A: B: C: D:

4.4.5-22

Cuando nos encontremos cerca del punto de descenso. Cuando el viento a dicho nivel resulte muy desfavorable. Cuando el alcance a dicho nivel sea inferior. Todas son correctas en función de cada tipo de aeronave.

En el cálculo de la distancia mínima al nuevo nivel de crucero, para que resulte conveniente ascender al nivel superior establecido en la tabla de “step climb”, deberá de tenerse en cuenta: A: B: C: D:

4.4.5-21

Siempre es conveniente subir a dicho nivel. Puede resultar antieconómico ascender al mismo. Es necesario tener en cuenta las NM remanentes hasta el punto de descenso. Las respuestas B y C son correctas.

¿En qué circunstancias puede ser desaconsejable ascender al nivel de vuelo superior sugerido en la tabla de “step climb”? A: B: C: D:

4.4.5-20

El techo de servicio de la aeronave. El techo de sustentación de la aeronave. La progresiva reducción de peso durante el vuelo. Todas son correctas.

Para ascender al nivel superior admitido en una subida escalonada, debemos de considerar que: A: B: C: D:

4.4.5-19

Optimizar en lo posible el alcance. Descender de la manera menos penalizadora. Ascender a un FL superior no autorizado anteriormente por ATC En vuelos cortos para alcanzar el techo absoluto del avión.

El avión en configuración limpia. Los motores operativos ajustados a máximo de ascenso (climb power) Subida a la velocidad óptima de ascenso (optimum climb speed) Todas son correctas.

Señale de qué factores es función el techo de servicio con un motor inoperativo de un avión reactor de transporte.

A: B: C: D: 4.4.5-24

Se dice que un bimotor certificado según las FAR 25 alcanza su techo de servicio con un motor inoperativo, cuando el máximo gradiente de ascenso que puede mantener es de: A: B: C: D:

4.4.5-25

1.1% 1.3% 1.4% 1.7%

Se dice que un cuatrimotor certificado según las FAR 25 alcanza su techo de servicio con dos de sus motores inoperativos, cuando el máximo gradiente que puede mantener en dicha situación es de: A: B: C: D:

4.4.5-26

Peso de la aeronave. Temperatura exterior. Sangrado en los motores operativos. Todas son correctas.

1.4% 1.1% 0.5% 0.3%

El témino “Peso aerodinámico” es de uso común en el estudio de las perfomances de aviones reactores. Para un peso bruto determinado, el peso aerodinámico: A: B: C: D:

No varía con la altitud Disminuye al aumentar la altitud. Aumenta al aumentar la altitud. Las respuestas A o B, en función de las características de los motores.

LONG RANGE CRUISE

4.5.2-1

Para volar a la velocidad de máximo alcance (MRC) el ángulo de ataque adoptado por un avión reactor de transporte deberá ser: A: B: C: D:

4.5.2-2

Volando a la velocidad de máximo alcance conseguiremos A: B: C: D:

4.5.2-3

Un uno porciento mayor. Proporciona un menor alcance. Penaliza menos la carga de pago. Todas son correctas.

Llamamos alcance específico en viento calma a la relación entre: A: B: C: D:

4.5.2-7

Es el 99% de la velocidad de máximo alcance. Es menor a la velocidad de máximo alcance. Se considera en el régimen estable de velocidades. Todas son correctas.

La velocidad de Long Range Cruise (LRC) comparándola con la Maximum Range Cruise es: A: B: C: D:

4.5.2-6

Aumenta el combustible de vuelo. Reduce la vida operativa de los motores. Es inestable en el control positivo de la misma. Todas son correctas.

La velocidad de crucero de largo alcance (LRC): A: B: C: D:

4.5.2-5

Recorrer el mayor número de NM por cantidad de combustible quemado. El mayor alcance específico. La mejor relación TAS/FF Todas son correctas.

La velocidad de máximo alcance no se considera operativa pues: A: B: C: D:

4.5.2-4

El de máxima fineza CL/CD máximo. El de mínima resistencia. El de relación M CL/CD máxima. El de empuje requerido mínimo.

Kilos de combustible y tiempo Distancia recorrida y kilos de combustible quemados. Velocidad verdadera y fuel flow. Las respuestas B y C son correctas.

Llamamos consumo específico- TSFC- a la relación entre: A: B: C: D:

Kilos de combustible consumido y tiempo Distancia recorrida y kilos de combustible quemados. Velocidad indicada y fuel flow Fuel flow y empuje.

4.5.2-8

Al planificar un vuelo en crucero a régimen de LRC conseguiremos: A: B: C: D:

4.5.2-9

¿Cómo es la velocidad de LRC con respecto a la de MRC? A: B: C: D:

4.5.2.-10 LRC.

La velocidad de LRC es fija para cada tipo de aeronave. Al quemar combustible, la velocidad de LRC debe de incrementarse. Volar a LRC requiere reducciones progresivas del empuje. Para un mismo tipo de avión, a menor peso mayor resultará la velocidad.

Supongamos un mismo modelo de avión volando a LRC a un FL determinado, de los cuatro supuestos siguientes, ¿En cúal de ellos se tardará menos tiempo en recorrer un distancia determinada? A: B: C: D:

4.5.2-14

Sólo existe un nº de MACH para cada peso. Para cada peso sólo existe un ajuste de EPR para LRC El ajuste de Nl es función del peso pero también de la OAT Todas son correctas.

Volando en crucero de largo alcance, se cumple que: A: B: C: D:

4.5.2-13

Peso Peso, altitud Peso, altitud, viento. Peso, altitud, viento y temperatura.

Asumiendo un nivel de vuelo determinado, volando a crucero de LRC se cumple que: A: B: C: D:

4.5.2-12

Menor Mayor A o B en función de la OAT A o B en función del nivel de vuelo.

Señale los factores que afectan significativamente al alcance obtenido por un avión reactor en crucero de A: B: C: D:

4.5.2-11

Un aumento de la carga de pago, del radio de acción y del “trip fuel” Un aumento del radio de acción, del “trip fuel” y disminución de la carga de pago. Un aumento del radio de acción, carga de pago y disminución del “ trip fuel”. Un aumento de la carga de pago y disminución del “ trip fuel” y radio de acción.

El más pesado volando en atmósfera caliente. El más pesado volando en atmósfera fría. El menos pesado volando en atmósfera caliente. El menos pesado volando en atmósfera fría.

Supongamos un mismo modelo de avión volando con un ajuste de Nl constante a un determinado FL, de los cuatro supuestos siguientes, ¿Cúal de ellos empleará menor tiempo en recorrer una deterninada distancia? A: B: C: D:

El más pesado volando en atmósfera caliente. El más pesado volando en atmósfera fría. El menos pesado volando en atmósfera caliente. El menos pesado volando en atmósfera fría.

4.5.2-15

Supongamos un mismo modelo de avión volando a un nº de MACH constante a un determinado FL, de los cuatro supuestos siguientes, ¿Cúal de ellos llegará con más combustible despues de haber recorrido una misma distancia en crucero? A: B: C: D:

4.5.2-16

Volando a LRC, señale lo correcto al referimos al ajuste de empuje requerido (EPR): A: B: C: D:

4.5.2-17

Determinado Lo más alto posible. Lo más bajo posible. El FL es irrelevante mientras se mantenga la velocidad adecuada para cada FL

La altitud óptima de vuelo para LRC, A: B: C: D:

4.5.2-21

Lo mas adelantada posible Equidistante entre los límites. Lo más atrasada posible. No existe relación entre la situación del CG y el alcance específico.

Si un avión con un peso determinado vuela al crucero de LRC, para intentar incrementar en lo posible el alcance, debe de elegir un FL: A: B: C: D:

4.5.2-20

El CG no afecta en modo alguno al alcance de la aeronave. El CG en el límite delantero aumenta el alcance. El CG en el límite trasero aumenta el alcance. La respuesta B o C dependiendo de la velocidad de crucero.

En aquellos vuelos de larga distancia donde nos interese aumentar en lo posible el alcance, será conveniente cargar la aeronave de forma que su CG se sitúe en una posición: A: B: C: D:

4.5.2-19

Para un determinado FL, el EPR depende del peso. Para un determinado FL, el EPR depende de la temperatura. Al aumentar el FL, el EPR requerido disminuye. Las respuestas A y B son correctas.

Señale lo cierto al relacionar la situación del centro de gravedad y el alcance específico, asumiendo peso y altitud determinados. A: B: C: D:

4.5.2-18

El más pesado en atmósfera caliente. El menos pesado en atmósfera caliente El menos pesado en atmósfera fría. Las respuestas B y C son ambas correctas.

Aumenta con el paso de tiempo. Disminuye con el paso del tiempo Está determinada para cada peso Las respuestas A y C son correctas.

La velocidad óptima de vuelo para LRC, para un determinado FL, A: B: C: D:

Aumenta con el paso del tiempo Disminuye con el paso del tiempo Es fija mientras no cambiemos el nivel de vuelo. La respuesta A es correcta corregida por el factor temperatura.

4.5.2-22

Suponiendo que volamos en crucero de LRC, A: B: C: D:

4.5.2-23

Señale cómo varía la velocidad de LRC con el nivel de vuelo asignado por ATC, suponiendo un peso determinado. A: B: C: D:

4.5.2-24

El flujo de combustible por hora de vuelo El número de MACH mantenido. La velocidad verdadera La velocidad equivalente.

La corrección de la velocidad de LRC por la componente de viento en crucero,se debe de realizar de la velocidad verdadera que mantengamos. cuando dicha componente represente al menos un A: B: C: D:

4.5.2-28

Aumentar la velocidad Disminuir la velocidad Mantener la velocidad de LRC de viento calma. Ninguna es correcta.

El efecto del viento sobre el alcance es proporcional a la relación en % entre la componente del mismo y....... A: B: C: D:

4.5.2-27

Aumenta el alcance específico. Disminuye el alcance específico. Aumenta tanto el alcance específico como la autonomía. El alcance específico no depende del viento.

Si volando en crucero de LRC, con peso y nivel determinado, la TAS es de 450Kts y la GS es de 320Kt, para maximizar el alcance deberiamos: A: B: C: D:

4.5.2-26

Volando al nivel óptimo, la velocidad de LRC es fija. Volando a un nivel superior, la velocidad de LRC es superior a A Volando a un nivel inferior, la velocidad de LRC es inferior a A Todas son correctas.

¿Cómo afecta una componente de viento en cola durante el crucero a LRC? A: B: C: D:

4.5.2-25

Sólo existe un nivel óptimo para cada peso. Sólo existe una velocidad óptima para cada peso aerodinámico. Al reducirse el peso por el consumo de combustible aumenta el alcance. Todas son correctas.

15% 25% 30% 35%

Las millas naúticas recorridas corregidas por la componente de viento en crucero, se conocen como: A: B: C: D:

Nautical Air Miles, NAM Equivalent Still Air Distance, ESAD Aumentan con viento en cara. Todas son correctas.

4.5.2-29

Señale lo correcto al referimos a las millas naúticas corregidas por el viento: A: B: C: D:

4.5.2-30

Para establecer cuál es el nivel más idóneo para crucero en un avión reactor debemos de comparar: A: B: C: D:

4.5.2-31

La velocidad verdadera disminuye La velocidad verdadera aumenta El alcance específico aumenta. La respuesta B y C son correctas.

Para poder mantener la velocidad de crucero de LRC al entrar en una zona caliente deberemos de: A: B: C: D:

4.5.2-36

La velocidad verdadera aumenta. El flujo de combustible (FF) aumenta. El alcance específico no varía. Todas son correctas.

Manteniendo el crucero de LRC al entrar en una zona de atmósfera fria entonces: A: B: C: D:

4.5.2-35

Un aumento del EPR requerido para volar a LRC Un aumento del nº de MACH para volar LRC Un ajuste de Nl superior para volar LRC Todas son correctas

Manteniendo el crucero de LRC al entrar en una zona de atmósfera caliente entonces: A: B: C: D:

4.5.2-34

Un aumento de temperatura disminuye el alcance específico. Un aumento de temperatura no afecta al alcance específico. Un aumento de temperatura aumenta el alcance específico. Faltan datos deberíamos de conocer, peso, situación del CG, altitud, etc.

En crucero de LRC, un aumento de la temperatura supone: A: B: C: D:

4.5.2-33

Los alcances específicos a diferentes niveles. Los alcances específicos a diferentes niveles, corregidos por el viento. Los alcances específicos a diferentes niveles, corregidos por temperatura.. Todas son correctas.

Señale lo cierto, suponiendo que volamos en crucero de LRC. A: B: C: D:

4.5.2-32

Con viento en cara ESAD es inferior a las NM sobre tierra. Con viento en cola ESAD es superior a las NM sobre tierra. A menor velocidad TAS el efecto del viento es más significativo sobre las NAM Todas son correctas.

Mantener fija la palanca de gases. Adelantar la palanca de gases, pues el EPR requerido es mayor en dicha condición. Adelantar la palanca de gases aumentando el FF Retrasar los gases para evitar el aumento de velocidad verdadera.

Volando a LRC con un peso y a un nivel determinado: A: B: C: D:

Sólo existe un nº de MACH que proporcione el máximo alcance. Sólo existe un EPR para máximo alcance. La velocidad TAS, RPM y FF asociados serán tambien función de la OAT. Todas son correctas.

4.5.2-37

En aviones con un techo de diseño muy alto (410 o superior) se observa con frecuencia que por encima de FL 410 el alcance del avión disminuye, ésto se debe a que: A: B: C: D:

4.5.2-38

Suponiendo que ATC no nos autoriza a volar al nivel óptimo de crucero para nuestro peso. Con el objetivo de conseguir un buen rendimiento, ¿Qué velocidad (M) deberá de mantenerse con respecto a la óptima? A: B: C: D:

4.5.2-39

El máximo alcance posible. El 99% del máximo alcance posible. La máxima autonomía. El tiempo de vuelo mínimo.

Si a un cierto nivel de vuelo, peso y temperatura el máximo alcance se consigue volando a 360 KTAS, la velocidad de largo alcance (LRC) será : A: B: C: D:

4.5.2-43

LRC Velocidad económica de crucero. Velocidad de crucero de autonomía máxima. Velocidad de crucero standard.

La velocidad de crucero conocida como Long Range Cruise (LRC), nos proporciona: A: B: C: D:

4.5.2-42

El nº de MACH asociado y el alcance específico aumentan. El nº de MACH asociado y el alcance específico disminuyen. El d de MACH asociado aumenta, el alcance específico disminuye. El nº de MACH asociado disminuye, el alcance específico aumenta.

Cuando el ahorro de combustible es el parámetro fundamental en la planificación de un determinado vuelo, la velocidad en crucero será: A: B: C: D:

4.5.2-41

A altitudes inferiores, el nº de MACH debe de reducirse, A altitudes superiores, el nº de MACH debe de reducirse A altitudes inferiores, el nº de MACH deberá de mantenerse. El nº de MACH óptimo para el nivel idóneo debe de mantenerse a cualquier nivel de vuelo.

Volando el crucero de LRC a un nivel y temperatura determinada, conforme el peso del avión se reduce debido al consumo de combustible: A: B: C: D:

4.5.2-40

La demanda de sangrado para la presurización aumenta muy signifícafivamente. La TAS que puede mantenerse a dichos niveles es menor. Es necesario ajustar los motores prácticamente a su límite. Todas son correctas.

Menor de 360 KTAS y requerirá un menor EPR Menor de 360 KTAS y requerirá un mayor EPR Mayor de 360 KTAS y requerirá un mayor EPR Mayor de 360 KTAS y requerirá un menor EPR

Cuando para un determinado trayecto pretendemos transportar la máxima carga de pago posible, entonces mantendremos en el crucero: A: B: C: D:

La velocidad de LRC La velocidad económica de crucero. La velocidad de autonomía máxima. La velocidad de crucero standard

4.5.2-44

A efectos del cálculo de combustible requerido para un determinado vuelo, se considera que el crucero desde el aeropuerto de destino al alternativo se realizará a: A: B: C: D:

La velocidad de LRC La velocidad económica de crucero. La velocidad de autonomía máxima. La velocidad standard de crucero.

VELOCIDAD ECONÓMICA DE CRUCERO

4.5.3-1

Volando a la velocidad de crucero económico conseguimos: A: B: C: D:

4.5.3-2

Al calcular la velocidad económica de crucero se deben de tener en cuenta los costos relacionados con el tiempo de vuelo (DOC), dichos costos variables no incluyen: A: B: C: D:

4.5.3-3

Es fija e independiente del peso de la aeronave. Es fija e independiente del precio del combustible en cada aeropuerto. Es fija e independiente de las NM del trayecto. Todas son correctas

Normalmente, en el calculo de la cantidad de combustible requerida para proceder al aeropuerto de destino, se considera que el crucero se volará a: A: B: C: D:

4.5.3-7

El precio del combustible. Los costos operativos directos (DOC) Ambos Ninguno

Una vez establecida por el operador la velocidad óptima de crucero - no disponiendo de FMC o similarA: B: C: D:

4.5.3-6

El consumo de combustible sea el mínimo. El tiempo de vuelo sea el mínimo. Para determinado combustible, el máximo tiempo de permanencia en el aire. El costo de vuelo sea el menor.

Cuando el operador establece la velocidad económica de crucero considera: A: B: C: D:

4.5.3-5 la misma:

Mantenimiento asociado al tiempo de vuelo. Retribuciones variables del personal de vuelo. Tasas de handling y aterrizaje. Leasing de avión por horas de vuelo.

Volando a la velocidad de crucero óptima en un reactor de transporte conseguimos que: A: B: C: D:

4.5.3-4

Minimizar los costos asociados al consumo de combustible. Minimizar los costos asociados al tiempo de vuelo. Minimizar los costos fijos en cada trayecto. Que la suma de los costes de a+b sea la menor posible.

La velocidad de LRC La velocidad económica de crucero. La velocidad de máxima autonomía. La velocidad de mínimo tiempo.

Volando al nº de MACH considerado como óptimo por el operador- sin FMC o similar- se cumple que: A: B: C: D:

A mayor peso, mayor es la velocidad recomendada corno standard. A mayor peso, el Sr asociado a dicha velocidad disminuye. A mayor peso, la altitud óptima volando a M cte aumenta Todas son correctas

4.5.3-8

Al referirnos al efecto del nivel de vuelo en crucero a M cte podemos afirmar que: A: B: C: D:

4.5.3-9

Suponiendo que volamos a crucero de nº de MACH cte, un aumento de la temperatura exterior: A: B: C: D:

4.5.3-10

Cruise Factor (CF) Fuel Price (FP) Cost Index (CI) Block Cost (BC)

El Cost Index (CI) representa la relación entre: A: B: C: D:

4.5.3-14

El viento en altura afecta al trip fuel y tiempo de vuelos. La temperatura exterior no afecta al trip fuel Con temperaturas frias el tiempo de vuelo aumenta. Todas son correctas.

Las aeronaves que cuentan con un FMC o PMS a bordo, corrigen la velocidad óptima de crucero considerando el precio del combustible, para realizar dicho cálculo computan un coeficiente adimensional conocido como: A: B: C: D:

4.5.3-13

La velocidad TAS asociada disminuirá Deberernos disminuir el ajuste de Nl para mantener dicha velocidad El FF de los motores disminurá como consecuencia de B Todas son correctas.

Sabemos que en la planificación prevuelo, para el cálculo del combustible y del tiempo de vuelo, se considera el crucero a nº de MACH cte y las condiciones operativas previstas, podemos afirmar que: A: B. C: D:

4.5.3-12

Requiere un aumento en el EPR para mantener dicha velocidacl Requiere un aumento en el ajuste Nl para mantener dicha velocidad Disminuirá proporcionalmente el alcance específico en crucero. Todas son correctas.

Si volando a nº de MACH económico entramos en una zona fría entonces: A: B: C: D:

4.5.3-11

Sólo existe una altitud óptima para cada peso. Al disminuir el peso la altitud óptima aumenta. Para el mismo peso la altitud óptima en dicho crucero es superior a la de LRC Todas son correctas.

Costos operativos directos / precio del combustible en la base de operaciones. Precio de combustible / DOC en la base de operaciones. Costos operativos directos / precio del combustible repostado. Precio de combustible / cantidad anual repostada en cada aeródromo.

Cuando el Cost Index (CI) es alto significa que: A: B: C: D:

El precio pagado por el combustible es alto. El precio pagado por el combustible es bajo. El combustible es más caro que en la base de operaciones de la compañía. El combustible es más barato que en la base de operaciones de la compañía.

4.5.3-15

Volando con un Cost Index bajo, la velocidad óptima de crucero: A: B: C: D:

4.5.3-16

Suponiendo unas determinadas condiciones operativas, si recorremos en crucero ciertas NM volando con un Cost Index muy alto ¿Cómo serán el combustible consumido y el tiempo de vuelo compararándolos con los resultantes al volar con un CI bajo? A: B: C: D:

4.5.3-17

El peso de la aeronave. El peso y precio del combustible. El peso, precio del combustible y nivel de vuelo. El peso, precio del combustible, nivel de vuelo y viento en altura

¿Cómo es normalmente el nº de MACH económico si lo comparamos con el nº de MACH de LRC? A: B: C: D:

4.5.3-20

El OTOW y el tiempo de vuelo El tiempo de vuelo y el techo de servicio con n-1 motores. El combustible consumido y el tiempo de vuelo Todas son correctas

La velocidad de crucero óptima que nos proporcione el FMC o PMS del que dispongamos abordo, tendrá en cuenta: A: B: C: D:

4.5.3-19

Ambos mayores. Ambos menores. El primero mayor, el segundo menor. El primero menor, el segundo mayor.

El Cost Index que insertemos en el ordenador de abordo, afecta a cúal de las siguientes variables suponiendo unas mismas condiciones operativas A: B: C: D:

4.5.3-18

Es alta aproximándose a la máxima de crucero. Es baja aproximándose a la de LRC Es menor a la de LRC. Ninguna es correcta.

Mayor. Igual. Menor Las respuestas A, B o C dependiendo del tipo de aeronave.

Para poder corregir la velocidad óptima de crucero en función del precio del combustible es necesario que la oficina técnica de la compañía proporcione a la tripulación: A: B: C: D:

El precio pagado por el combustible en cada aeropuerto. El Cost Index de cada aeropuerto. Disponer en el avión de un FMC o PMS además de A. Disponer en el avión de un FMC o PMS además de B.

VUELO EN ESPERAS 4.5.4-1

La velocidad adecuada para volar en la espera en un reactor es: A: B: C: D:

4.5.4-2

Las velocidades recomendadas en el AFM de un avión reactor como operativas para el vuelo en espera son: A: B: C: D:

4.5.4-3

La velocidad indicada y altitud óptimas de espera aumentan. La velocidad indicada y altitud óptimas de espera disminuyen. La velocidad indicada óptima aumenta y la altitud disminuye. La velocidad indicada óptima disminuye y la altitud aumenta.

Para determinar la altitud óptima de espera de un reactor comercial se tiene en cuenta: A: B: C: D:

4.5.4-7

Deberemos de mantener el mismo ajuste de EPR que en el tramo recto. Deberemos de aumentar el EPR para poder mantener la velocidad. Deberemos de disminuir el EPR para mantener el FF al mínimo. Deberemos de aumentar el EPR para mantener el peso aparente.

Relacionando el peso de la aeronave con la velocidad y la altitud consideradas como óptimas en la espera de un reactor comercial, podemos afirmar que al aumentar el peso generalmente... A: B: C: D:

4.5.4-6

La economía de combustible. El margen de pérdida durante la maniobra. La estabilidad en el control de dicha velocidad. Todas son correctas.

Si la velocidad recomendada para la espera, asumiendo un peso y nivel, es de 235 KIAS al entrar en los virajes del circuito, A: B: C: D:

4.5.4-5

Las de mínima resistencia al avance. Ligeramente superiores a “a” al considerar el efecto de los virajes en el circuito. Las velocidades de mínima velocidad en crucero. Las de máxima autonomía.

Sabemos que la velocidad de espera recomendada en el AFM de un avión reactor de transporte es función del peso, al establecerse dicha velocidad se considera: A: B: C: D:

4.5.4-4

La velocidad de FF mínimo. La velocidad de máxima autonomía. La velocidad de mínima resistencia al avance. La velocidad de máxima pemanencia en el aire.

La variación de TSFC de los motores con la altitud. El incremento de la resistencia al avance con la altitud. El efecto de la altitud en las actuaciones del motor y en la aerodinámica del avión. Todas son correctas.

En la operación diaria el circuito de espera se volará si las circunstancias lo permiten: A: B: C: D:

A la mayor altitud posible. En configuración limpia. Procurando alargar los tramos de alejamiento si ATC lo autoriza. Todas son correctas.

4.5.4-8

La normativa impone una cantidad mínima de combustible que debe transportar a bordo un avion reactor comercial para permanecer haciendo esperas durante al menos: A: B: C: D:

4.5.4-9

La cantidad de combustible mínima requerida por la normativa para realizar esperas debe de calcularse suponiendo: A: B: C: D:

4.5.4-10

Configuración limpia si el peso lo permite. Altitud de espera 1500 AGL Temperatura exterior ISA Todas son correctas.

Al establecerse la configuración asociada a la espera en un reactor comercial, puede afirmarse que: A: B: C: D:

4.5.4-11

45 minutos sobre el aeropuerto de destino. 45 minutos sobre el aeropuerto de alternativa. 30 minutos sobre el aeropuerto de destino. 30 minutos sobre el aeropuerto de alternativa.

Salvo causas de fuerza mayor la espera se volará en configuración limpia. Con pesos muy altos puede ser necesario deflectar los slats. En condiciones de engelamiento puede ser necesario deflectar slats. Todas son correctas.

La velocidad óptima de espera recomendaba en el AFM depende: A: B: C: D:

Del peso bruto;mayor peso mayor velocidad De la componente de viento; viento en cara mayor velocidad. De la OAT; mayor temperatura menor velocidad. Todas son correctas.

CRUCERO CON UN MOTOR INOPERATIVO 4.5.5.-1 El fallo de motor de un bireactor de transporte, cuando se encuentra volando a su nivel de crucero óptimo, provoca: A: B: C: D:

Una disminución en su alcance y autonomía de vuelo. Un aumento en su alcance y autonomía de vuelo. Un aumento en su alcance y una disminución en la autonomía. Una disminución en su alcance y un aumento en su autonomía.

4.5.5-2 Cuando un bireactor de transporte volando a su nivel óptimo de crucero pierde uno de sus motores resulta imprescindible: A: B: C: D: 4.5.5.-3

El procedimiento que debe de seguirse tras sufrir la parada de un motor cuando un avión de transporte se encuentra volando a su nivel de crucero óptimo se denomina: A: B: C: D:

4.5.5-4

Coincide con la de mínima resistencia. Coincide con la velocidad de espera Coincide con la de fineza máxima. Todas son correctas.

La velocidad de Drift-Down- vuelo no ETOPS-: A: B: C: D:

4.5.5-7

La menor pérdida en el alcance durante el descenso. La senda de descenso más tendida posible. Librar los obstáculos al menos con el mínimo margen permisible. Todas son correctas.

La velocidad de Drift-Down - vuelo no ETOPS-: A: B: C: D:

4.5.5-6

Descenso de largo alcance (LRC) Step Descent Drift Down Dumped Descent

El procedimiento de Drift-Down - en vuelos no ETOPS- persigue como objetivos: A: B: C: D:

4.5.5-5

Descender a un nivel de vuelo inferior. Mantener dicha altitud y disminuir la velocidad. Mantener dicha altiud y aumentar el ajuste de los motores remanentes. Lanzar combustible para reducir su peso (fuel dumping)

Aumenta si el peso de la aeronave disminuye. Es independiente del peso de la aeronave. Aumenta si el peso de la aeronave aumenta. Las respuestas A o C pueden ser ciertas dependiendo del tipo de avión.

Con caracter general podemos afirmar que la velocidad indicada de Drift-Down - vuelo no ETOPS-: A: B: C: D:

Aumenta considerablemente al aumentar el nivel de vuelo Es prácticamente independiente del nivel de vuelo Disminuye considerablemente al aumentar el nivel de vuelo Se considera fija para cada tipo de aeronave.

4.5.5-8 Señale lo correcto al comparar la senda de descenso en el procedimiento de Drift-Down - no ETOPS-con la correspondiente al descenso con gases al ralentí a velocidad de LRC (suponiendo un mismo peso) A: B: C: D: 4.5.5-9

Para completar correctamente el procedimiento de Drift-Down se exige: A: B: C: D:

4.5.5-10

2.000 pies en un radio de 10 km de la ruta de descenso 3.500 pies en un radio de 8 Km de la ruta de descenso 2.000 pies con un margen horizontal de al menos 5NM a ambos lados de la ruta. 3.500 pies con un margen horizontal de al menos 5NM a ambos lados de la ruta.

Para calcular la senda neta en el descenso drift-down de un bimotor, debe de reducirse la senda bruta correspondiente en un: A: B: C: D:

4.5.5-14

Máximo de crucero. Máximo de subida. Máximo que pueda mantenerse sin limitación de tiempo. Máximo de despegue

La normativa exige que la senda “neta” de descenso en el drift-down libre los obstáculos con un margen vertical mínimo de: A: B: C: D:

4.55-13

Decelerar la aeronave a la velocidad de drift-down Deflectar cierto porcentaje de slats/flaps para aumentar la sustentación Iniciar el descenso a la velocidad de drift-down Ajustar los motores operativos a MCT

La primera acción a tomar cuando se sufre la pérdida de un motor volando a la altitud óptima de crucero en un reactor comercial es ajustar los motores operativos a: A: B: C: D:

4.5.5-12

Ajustar los motores operativos a MCT Mantener altitud para decelerar la aeronave a la velocidad de drift-down Descender a la velocidad de drift-down. Todas son correctas y en la secuencia apropiada.

La primera acción a tomar cuando se sufre la pérdida de un motor volando a la altitud óptima de crucero en un reactor comercial es: A: B: C: D:

4.5.5-11

La primera es más suave que la segunda. Ambas coinciden La primera es más pronunciada que la segunda. Faltan algunos datos

1.1% 1.3% 1.4% 1.5%

Establezca la relación entre la velocidad de drift-down y el peso de la aeronave en el momento del fallo de motor- vuelo no ETOPS- : A: B: C: D:

A mayor peso mayor velocidad. A mayor peso menor velocidad pues el R/D será de por si mayor. A menor peso mayor velocidad pues el R/D será de por si menor. Las respuestas B y C son correctas.

4.5.5-15

Si volando en un reactor de transporte al nivel óptimo de crucero, sufrimos la parada de un motor es obligado el descenso pues: A: B: C: D:

4.5.5-16

La altitud final que podamos mantener después del procedimiento de drift-down es función de: A: B: C: D:

4.5.5-17

El peso de la aeronave. El estado térmico de la atmósfera. El sangrado de los motores remanentes. Todas son correctas.

Es necesario calcular la situación del punto predeterminado de desvio (PDP) refiriéndonos al procedimiento de drift-down cuando: A: B: C: D:

4.5.5-21

Disminuir la altitud. Decelerar la aeronave a la vez que descendemos. Ajustar gases a empuje máximo continuo en los restantes motores. Acelerar la aeronave en el descenso inicial

La altitud final que pueda mantenerse despues del drift-down depende de: A: B: C: D:

4.5.5-20

Velocidad TAS antes del fallo de motor. Peso de la aeronave. Temperatura exterior, a mayor OAT mayor altitud final Todas son correctas

En el procedimiento de drift-down, ¿Cuál es la acción inmediata a tomar despues del fallo de motor? A: B: C: D:

4.5.5-19

El peso de la aeronave. La velocidad que mantengamos durante el Drift-Down El estado térmico de la atmósfera. Todas son correctas

La altitud final que podamos mantener despues del drift-down depende de: A: B: C: D:

4.5.5-18

El techo de sustentación disminuye. El techo de propulsión disminuye. El techo de diseño disminuye Todas son correctas.

La altitud final del drift-down resulte inferior a la MEA de parte de la ruta. Resulte necesario saber a partir de que punto es posible hacer fuel dumping. Cuando la temperatura exterior sea superior a ISA+20 La componente de viento en cola resulte excesiva para continuar en ruta durante el drift-down.

Si sufrimos el fallo de motor con anterioridad al PDP entonces: A: B: C: D:

No podremos lanzar combustible (fuel jettison) La senda de drift-down debe de alejarse del terreno ascendente. El margen de franqueamiento de obstáculos sería justo el mínimo. Todas son correctas.

4.5.5-22

El lanzamiento de combustible en el drift-down, A: B: C: D:

4.5.5-23

Suponiendo un mismo peso y nivel de crucero, ¿Cómo es la velocidad de LRC con un motor parado al compararla con la correspondiente con todos los motores operativos? A: B: C: D:

4.5.5-24

El alcance a dicho nivel sería inferior al óptimo de crucero. El alcance podría aumentar si retrasamos uno de los motores al ralentí El rendimiento de los motores podría aumentar con uno de ellos al ralentí Todas son correctas.

Después de alcanzar la altitud final tras el drift-down, la tripulación puede: A: B: C: D:

4.5.5-26

Mayor Igual Menor No existe la velocidad de LRC con un motor parado.

Si una despresurización nos obliga a tener que descender a FL 100 en un avión reactor de transporte, sabemos que: A: B: C: D:

4.5.5-25

Es posible realizarlo en cualquier avión certificado según las FAR 25 Es mandatorio en cualquier procedimiento de drift-down Incrementa la altitud final de drift-down Todas son correctas

Ascender gradualmente según el peso de la aeronave disminuye. Mantener dicha altitud y acelerar a la velocidad de LRC con un motor inoperativo. Descender de dicha altitud para acelerar a LRC en un menor tiempo Todas son correctas.

Una vez alcanzada la altitud final después del drift-down (vuelo no ETOPS): A: B: C: D:

Es obligado en cualquier circunstancia mantener la velocidad de LRC Es obligado volar a la velocidad de autonomía máxima. Volaremos a LRC si el alternativo en ruta idóneo se encuentra alejado. Volaremos a la máxima de crucero para llegar cuanto antes a un aeropuerto adecuado.

CURVA POLAR DE DESCENSO 4.6.2-1 Al repasar la curva polar de descenso de un avión reactor podemos comprobar que descendiendo a una IAS determinada, suponiendo las demás variables fijas, a mayor altitud de vuelo: A: B: C: D:

Menor régimen y ángulo de descenso. Menor régimen y mayor ángulo de descenso. Mayor régimen y ángulo de descenso. Mayor régimen y menor ángulo de descenso.

4.6.2-2 El ángulo y régimen asociados al descenso de un reactor a una determinada velocidad indicada dependen de: A: B: C: D:

El peso de la aeronave. El peso y nivel de vuelo que atraviesa El peso, nivel de vuelo y componente de viento. El peso, nivel de vielo, componente de viento y configuración.

4.6.2-3 Suponiendo que descendemos en un avión reactor de transporte a la velocidad de alcance máximo con gases al ralentí, ¿Cómo afecta un aumento del peso al ángulo, régimen y velocidad IAS de descenso? (suponiendo las demás variables constantes) A: B: C: D:

Mayor ángulo, régimen y velocidad Mismo ángulo, régimen y velocidad. Mismo ángulo y velocidad, mayor régimen. Mismo ángulo, mayor velocidad y régimen.

4.6.2-4 El máximo ángulo y régimen de descenso se consigue volando en un reactor: A: B: C: D:

A velocidad máxima (Vmo/Mmo). A velocidad máxima y flaps deflectados al máximo. A velocidad máxima y tren abajo. A velocidad máxima y speed-brakes deflectados.

4.6.2-5 Señale cuál de los siguientes factores afecta en menor medida a la curva polar de descenso: A: B: C: D:

Temperatura. Peso de la aeronave. Altitud de vuelo. Configuración de la aeronave.

4.6.2-6 ¿Qué ajuste de empuje se considera el óptimo si pretendemos el mejor alcance específico en el descenso de un reactor? A: B: C: D:

El que indique el AFM del avión Gases atrás si las circunstancias lo permiten El obtenido por tablas en función de la RAT El obtenido por tablas en función de la OAT

VELOCIDADES DE DESCENSO 4.6.3-1 La velocidad considerada como óptima de descenso, con gases atrás, se calcula: A: B: C: D:

Considerando el ahorro de combustible. Considerando el ahorro de tiempo. Considerando ambas. No considerando ninguna.

4.6.3-2 Normalmente los calculos de descenso en un avión reactor se realizan asumiendo configuración limpia y gases al ralentí, sin embargo ¿En qué circunstancias puede recomendarse el descenso con cierto ajuste de empuje? A: B: C: D:

Para mantener un régimen de cabina confortable para el pasaje. Al encontrar condiciones de engelamiento. Cuando ATC requiere un descenso de alta velocidad y régimen discreto. Todas pueden ser correctas.

4.6.3-3 En vuelos cortos en qué parte del vuelo podemos ahorrar más combustible. A: B: C: D:

Despegue Ascenso Crucero Descenso

4.6.3-4 En qué parte del vuelo se consigue la mejor relación de alcance específico, A: B: C: D:

Despegue Ascenso Crucero Descenso

4.6.3-5 Cuando el ahorro de combustible resulte prioritario en las últimas fases de un vuelo, debería de planificarse el descenso a la velocidad: A: B: C: D:

Largo alcance Standard de descenso (SDS) High speed. Depende de la circunstancia

4.6.3-6 Si planificamos un descenso para la velocidad de largo alcance, ello significa: A: B: C: D:

Descender despacio Abandonar el nivel de crucero muy tarde. Emplear poco tiempo en el descenso Todas son correctas.

4.6.3-7 El procedimiento normalmente utilizado por las compañías aéreas para el descenso se basa en: A: B: C: D:

Mantener un régimen de descenso constante. Mantener una TAS constante. Mantener una velocidad MACH / IAS constante. Ninguna es correcta.

4.6.3-8 Para calcular la velocidad standard de descenso (SDS) de un tipo de avión en particular, se tiene en cuenta: A: B: C: D:

La comodidad del pasaje. La velocidad de penetración en turbulencia. La economía en la operación Todas son correctas.

4.6.3-9 La economía en la operación es un factor determinante para la elección de una velocidad como óptima de descenso, por tanto ¿De qué manera afecta el Cost-Index (CI) a dicha velocidad? A: B: C: D:

El CI no afecta al descenso solo a las performances de crucero Al descenderse con gases al ralentí el CI no afecta a la planificación del descenso. La velocidad aumenta si el CI es alto La velocidad disminuye si el CI es alto

4.6.3-10 Si en un vuelo determinado el CI es muy alto, de qué manera afectará a la velocidad de descenso: A: B: C: D:

Velocidad de descenso alta, abandonaremos el crucero pronto Velocidad de descenso alta, abandonaremos nivel tarde Velocidad de decenso baja, abandonaremos nivel pronto No existe relación entre el CI y las performances de descenso

4.6.3-11 Si en un vuelo determinado el CI (cost index) es muy bajo, en el descenso: A: B: C: D:

El ángulo de descenso será suave. El tiempo en el descenso será mayor La velocidad de descenso será baja. Todas son correctas.

4.6.3-12 La velocidad de descenso considerada como standard (SDS) para cada tipo de avión es función de: A: B: C: D:

Peso de la aeronave Viento pronosticado en el descenso Ambas Ninguna

4.6.3-13 ¿Cómo podríamos conseguir el máximo régimen de descenso en un avión reactor de transporte? A: B: C: D:

Con velocidad máxima operativa Gases al ralentí Aerofrenos extendidos Descendiendo cumpliendo las tres condiciones simultáneamente.

4.6.3-14 ¿Cúal de las siguientes velocidades es conocida coloquialmente como "Barber pole"? A: B: C: D:

Vne Vfe Vmo/Mmo Vbp

4.6.3-15 Si en un descenso sobrepasamos con creces Mmo, podríamos encontrarnos el fenómeno conocido como:

A: B: C: D:

Pull-up Tuck-under Spín-up Spin-down

4.6.3-16 ¿Cómo varía la velocidad máxima operativa (Vmo) según aumenta el nivel de vuelo por encima de FL 140? A: Aumenta B: Es fija independientemente de la altitud C: Disminuye D: Primero disminuye después aumenta 4.6.3-17 ¿Qué le ocurre a la barber-pole que encontramos en el anemómetro de cualquier reactor al disminuir el nivel de vuelo en el descenso? A: B: C: D:

Indica progresivamente mayor velocidad Permanece fija independientemente de la altitud Indica progresivamente menor velocidad. Primero aumenta después disminuye

4.6.3-18 ¿Qué representa la Vmo/Mmo? A: B: C: D:

Velocidad mínima operativa Velocidad de maniobra Velocidad máxima operativa Velocidad de penetración en turbulencia

4.6.3-19 Al descender en un reactor con gases al ralentí y manteniendo una velocidad IAS determinada, el régimen de descenso, A: B: C: D:

Aumenta al disminuir la altitud Disminuye al disminuir la altitud Es constante al mantenerse fija la IAS Es sólo función del estado térmico de la atmósfera.

PUNTO DE DESCENSO (TOD) 4.6.4-1 Para calcular el punto en el que va a iniciarse el descenso (TOD), debe de tenerse en cuenta: A: B: C: D:

La velocidad de descenso El peso del avión Los vientos en altura Todos son correctas.

4.6.4-2 Si se desciende a la velocidad considerada standard, iniciaremos el descenso, A: B: C: D:

Más tarde si el peso del avión es alto. Más tarde si la componente de viento es de cara Más tarde si la temperatura es más fría Todas son correctas

4.6.4-3 Si planificamos un descenso a alta velocidad (High speed) debemos de iniciarlo: A: B: C: D:

Antes que si descendemos a velocidad de largo alcance Después que si descendemos a la velocidad standard Recorreremos en descenso más millas que en los casos anteriores Todas son correctas

4.6.4-4 Descendiendo a la velocidad considerada como standard para cada tipo de avión, el punto de descenso (TOD) depende de: A: B: C: D:

Nivel de la tropopausa Peso de la aeronave Temperatura exterior Todas son correctas.

4.6.4-5 Señale en cúal de los siguientes casos deberíamos de iniciar más pronto el descenso suponiendo un mismo nivel de crucero : A: B: C: D:

Velocidad de descenso alta, avión pesado, viento en cola Velocidad de descenso baja, avión ligero, viento en cara Velocidad de descenso baja, avión pesado, viento en cola Velocidad de descenso alta, avión ligero,viento en cara.

4.6.4-6 Señale en cúal de los siguientes casos deberiamos de iniciar más tarde el descenso suponiendo un mismo nivel de crucero : A: B: C: D:

Velocidad de descenso alta, avión pesado, viento en cola Velocidad de descenso baja, avión ligero, viento en cara Velocidad de descenso baja, avión pesado, viento en cola Velocidad de descenso alta, avión ligero, viento en cara.

4.6.4-7 Si planificamos el descenso a la velocidad standard, señale en que caso deberiamos de iniciar antes el descenso: A: B: C: D:

En condiciones previstas de engelamiento Con vientos en cara pronosticados Cuando el ALW estimado es muy bajo. Todas son correctas.

4.6.4-8 Si por cualquier circunstancia el avión ha quedado alto con respecto al perfil planificado de descenso, el objetivo primordial será: A: B: C: D:

Aumentar el régimen de descenso Aumentar el ángulo de descenso Aumentar la velocidad de descenso Aumentar el ajuste de motor

4.6.4-9 Si nos encontramos por encima del perfil idóneo de descenso, bastante alejados de el aeropuerto de destino, lo conveniente será aumentar el ángulo de descenso: A: B: C: D:

Haciendo uso de dispositivos hipersustentadores Aumentando la velocidad, bajando más el morro Sacando los aerofrenos y metiendo gases Disminuyendo la velocidad y ensuciando el avión

4.6.4-10 Como sabemos en el cálculo del punto de descenso (TOD) debe de tenerse en cuenta la componente de viento, si la velocidad de descenso es: A: B: C: D:

Alta la componente de dicho viento afecta menos al TOD Baja la componente de viento afecta menos al TOD La corrección por viento del TOD es independiente de la velocidad de descenso. Ninguna es correcta

4.6.4-11 Si nos encontramos en el descenso con una importante componente de viento en cara no pronosticada y nos quedamos por debajo del perfil planificado, recuperaremos dicho perfil: A: B: C: D:

Disminuyendo el régimen manteniendo los gases en ralentí Manteniendo la velocidad planificada y adelantando los gases. Manteniendo el régimen inicial pero aumentando la velocidad con gases. Todas son opciones correctas.

4.6.4-12 Si próximos al punto inicial de aproximación (IAF) nos quedamos altos con respecto al perfil ideal, podríamos recuperar dicho perfil: A: B: C: D:

Aumentando la velocidad hasta el límite, bajando el morro. Reduciendo la velocidad y configurando el avión. Adelantando la palanca de gases. Sacando aerofrenos y metiendo gases

4.6.4-13 Si planificamos un descenso a alta velocidad (High-speed), deberá de iniciarse A: B: C: D:

Mas tarde con el avión pesado. Más tarde con el avión con poco peso El peso no afecta al punto de descenso a dicha velocidad. El punto de descenso sólo depende del nivel de crucero

4.6.4-14 Si en un reactor por encontrarnos cortos de combustible planificamos el descenso a la velocidad de largo alcance, el descenso deberá de iniciarse: A: B: C: D:

Antes si el avión va muy pesado. Antes si el avión pesa poco El peso no afecta al punto de descenso en este procedimiento El punto de descenso depende únicamente del nivel de crucero

4.6.4-15 Señale como afecta el precio del combustible al punto de descenso:

A: B: C: D:

Con combustible caro se inicia el descenso más tarde Con combustible barato se inicia el descenso más tarde Por descenderse con gases al ralentí el precio de combustible nunca afecta al TOD. El precio sólo afecta si descendemos a la velocidad standard

4.6.4-16 El precio del combustible que repostemos en el aeropuerto de salida o el Cost-lndex afecta a la velocidad de descenso conocida como: A: B: C: D:

Velocidad de largo alcance Velocidad standard de descenso Velocidad óptima de descenso proporcionada por el PMS o FMC Velocidad High-Speed

MANIOBRA DE APROXIMACIÓN 4.7.1-1 Las velocidades que aparecen en las “Placard speed” que encontramos en la cabina de cualquier avión de transporte se refieren a: A: B: C: D:

Mínimas para poder volar en cada configuración. Mínimas para poder volar en cada configuración y para cada peso. Máximas para volar en una determinada configuración. Máximas para volar en una determinada configuración y para cada peso.

4.7.1-2 Si la Vfe del primer punto de flaps en un avión reactor es de 230 KIAS, ¿Cúal será la velocidad mínima a la que podremos volar parte de la aproximación en configuración limpia? A: B: C: D:

230 KIAS V de maniobra con avión limpio, independientemente del peso V de maniobra con avión limpio, función del peso. Faltan datos

4.7.1-3 Si en un reactor determinado Vlo es de 250 KIAS, ¿Cuál será la máxima velocidad a la que podemos volar con el tren extendido? A: B: C: D:

250 KIAS Faltan datos 250 KIAS sería la velocidad mínima para volar con el tren recogido 250 KIAS corregida por la DA

4.7.1-4 Si en determinado avion encontramos que Vlo es 250KIAS y Vle es de 300KIAS, entonces la máxima con la que podemos volar con el tren extendido es: A: B: C: D:

250 KIAS 300 KIAS 250 KIAS la mínima, 300 KIAS la máxima. Faltan datos

4.7.1-5 Las velocidades que aparecen en el “Speed-Booklet” de un avión reactor se refieren a: A: B: C: D:

Mínimas para poder volar en cada configuración. Mínimas para poder volar en cada configuración y para cada peso. Máximas para volar en una determinada configuración. Máximas para volar en una determinada configuración y para cada peso.

4.7.1-6 Las velocidades de referencia y maniobra que aparecen en el Speed-Booklet son función de: A: B: C: D:

Peso y configuración Peso, configuración y temperatura. Peso, configuración, temperatura y elevación Peso, configuración, temperatura, elevación y viento

4.7.1-7 La velocidad mínima de maniobra nos permite un ángulo de alabeo de: A: B: C: D:

10º 15º 20º 30º

4.7.1-8 La velocidad de referencia nos permite un ángulo de alabeo de: A: B: C: D:

10º 15º 20º 30º

4.7.1-9 La velocidad de referencia en función del peso y configuración es, con caracter general, un velocidad de pérdida. A: B: C: D:

mayor a la

10% 15% 20% 30%

4.7.1-10 Cumpliendo la limitación de velocidad de los Speed-Brakes o Aerofrenos, sabemos que el ángulo de extensión de los mismos: A: B: C: D:

Aumenta si la velocidad EAS aumenta Es totalmente independiente de la velocidad de la aeronave Disminuye si la velocidad EAS aumenta Aumenta para una misma IAS si el nivel de vuelo aumenta

4.7.2-11 La limitaciónde velocidad para la extensión de las superficies hipersustentedoras se determinan en términos de velocidad EAS, sin embargo en las “Placard Speed” se expresan en términos de velocidad: A: B: C: D:

IAS/MACH IAS y máximo nivel de vuelo para su extensión Ambas son correctas dependiendo del tipo de aeronave La premisa del enunciado es falsa, por tanto ninguna es correcta.

ATERRIZAJE LIMITADO POR CAPACIDAD DE ASCENSO 4.7.2.2-1

Un birreactor FAR 25 debe mantener al menos un gradiente de ascenso en el GO-AROUND en configuración de aproximación y un motor inoperativo de: A: B: C: D:

4.7.2.2-2

Un birreactor FAR 25 debe mantener al menos un gradiente de ascenso en el GO-AROUND en configuración de aterrizaje con un motor inoperativo de: A: B: C: D:

4.7.2.2-3

DA DA y sangrado de motores DA, sangrado de motores y configuración. DA, sangrado de motores, configuración y LDA

La limitación de peso al aterrizaje impuesta por la capacidad de ejecutar un “motor y al aire” en configuración de aterrizaje depende de: A: B: C: D:

4.7.2.2-6

2.1% 2.4% 3.2% Ninguna es correcta

La limitación de peso al aterrizaje impuesta por la capacidad de ejecutar un “motor y al aire” en configuración de aproximación depende de: A: B: C: D:

4.7.2.2-5

2.1% 2.4% 3.2% Ninguna es correcta

Un birreactor FAR 25 debe mantener al menos un gradiente de ascenso en el GO-AROUND en configuración de aterrizaje con todos los motores operativos de: A: B: C: D:

4.7.2.2-4

2.1% 2.4% 3.2% Ninguna es correcta

DA DA y sangrado de motores DA, sangrado de motores y nº de motores operativos DA, sangrado de motores, nº de motores operativos y LDA

La limitación del peso al aterrizaje impuesta por la capacidad de ascenso en el GO-AROUND en configuración de aproximación depende de las mismas variables que lo hace: A: B: C: D:

El peso al despegue limitado por longitud de pista El peso al despegue limitado por segundo segmento El peso al aterrizaje limitado por longitud de pista. No podemos relacionar unas limitaciones con otras.

4.7.2.2-7

La limitación del peso al aterrizaje por capacidad de ascenso será más restrictiva en aerodromos donde: A: B: C: D:

4.7.2.2-8

Para cumplir con las limitaciones impuestas por las FAR 25 relativas a la capacidad de ejecutar un GOAROUND, los procedimientos de vuelo recomiendan que las aproximaciones con un motor inoperativo se realicen: A: B: C: D:

4.7.2.2-9

La longitud de pista sea muy corta. La DA sea muy alta La pista se encuentre contaminada Todas son correctas.

Con el avión límpio Sólo con los slats extendidos Con una deflexión de flaps intermedia Con la misma deflexión de flaps que en una aproximación normal

En un avión reactor el tiempo de reacción para obtener el empuje de go-around a partir de la posición de gases al ralentí es: A: B: C: D:

Instantáneo Por término medio de 8 sg Se procura reducir con un aproach-idle superior al ground-idle Las respuestas B y C son correctas

4.7.2.2-10 Señale en cuál de los siguientes supuestos se garantiza una capacidad de ascenso del 2.1% en el goaround de un bimotor FAR 25 con el fallo de un motor: A: B: C: D:

Tren extendido y full flaps Tren extendido y flaps en posición intermedia Tren recogido y flaps en posición intermedia Tren y flaps recogidos

ATERRIZAJE LIMITADO POR LONGITUD DE PISTA

4.7.2.3-1

La longitud de pista disponible (LDA) es función de: A: B: C: D:

4.7.2.3-2

Para constatar la LDA de una determinada pista podemos consultar: A: B: C: D:

4.7.2.3-3

Despegue Aterrizaje Despegue y aterrizaje Sólo para alinear la aeronave con la pista

La distancia de aterrizaje según es definida por la norma FAR 25, es la distancia horizontal recorrida por la aeronave desde que se encuentra a: A: B: C: D:

4.7.2.3-7

La longitud de pista disponible para el aterrizaje. La distancia de despegue disponible. La distancia de aceleración parada disponible Las respuestas a y c son correctas.

El umbral desplazado de una pista puede utilizarse para las maniobras de: A: B: C: D:

4.7.2.3-6

Siempre menor Siempre mayor Depende de la longitud de la stopway Depende de la longitud de la clear-way

Cuando una pista cuenta con una zona de parada, la misma debe de computarse dentro de la: A: B: C: D:

4.7.2.3-5

La sección AD del AIP El manual de baja cota La sección Airport Directory de la documentación Jeppesen Todas son correctas.

Cuando en una pista el umbral se encuentra desplazado la LDA es con respecto a la TORA: A: B: C: D:

4.7.2.3-4

La temperatura La elevación La componente de viento Es fija y determinada por la autoridad aeronaútica

35 pies AGL hasta el punto de completa parada. 50 pies AGL hasta el punto de completa parada. La respuesta A es correcta sumándole una distancia suplementaria. Ninguna es correcta.

La distancia de aterrizaje según es definida por las FAR 25 no contempla el uso de cual de los siguientes sistemas de frenado (suponiendo que la aeronave cuenta con todos ellos): A: B: C: D:

Los spoilers El sistema de antiskid Las reversas No contempla el empleo de ninguno de ellos aunque estén disponibles.

4.7.2.3-8

La distancia de aterrizaje demostrada en las pruebas de certificación de una aeronave FAR 25 considera que: A: B: C: D:

4.7.2.3-9

La velocidad de paso sobre el umbral es Vref Los gases se retrasarán al ralentí a 50 pies AGL La pista lisa, dura y seca. Todas son correctas.

La distancia de aterrizaje calculada según el criterio determinado por las FAR 25, se verá incrementada al aterrizarse con las reversas inoperativas aproximadamente en un: A: B: C: D:

42% 25% 15% No aumenta en dicho supuesto.

4.7.2.3-10 En las tablas de performance de un avión certificado según las FAR25, al calcular la distancia de aterrizaje, la componente de viento en cara considerada es, si la comparamos con la real, un: A: B: C: D:

60% de la misma 50% de la misma. 150% de la misma La considerada y real son la misma.

4.7.2.3-11 Señale cuál de las siguientes condiciones haría aumentar la distancia de aterrizaje de manera más significativa (suponiendo las demás variables constantes) A: B: C: D:

Un aumento en el peso de 2.000 lbs Un aumento en la DA de 500 pies Un ajuste de flap 5º menor Una técnica de pilotaje incorrecta

4.7.2.3-12 La distancia de aterrizaje calculada según los criterios FAR 25 supone que el punto de contacto de la aeronave con pista está situado: A: B: C: D:

En el umbral de la pista considerada En los primeros 400 pies de la LDA En los primeros 800- 1.000 pies de la LDA En el punto donde comienza la LDA

4.7.2.3-13 Considerando un reactor de transporte comercial podríamos afirmar con caracter general que si su velocidad de aproximación es 10Kt superior a Vref, su distancia de aterrizaje aumentará en: A: B: C: D:

500 pies 1.000 pies 1.500 pies 2.000 pies

4.7.2.3-14 Si un avión reactor de transporte entra con sobrevelocidad sobre el umbral de la pista de aterrizaje, para no comprometer la seguridad lo más conveniente será: A: B: C: D:

Tomar tierra lo antes posible y frenar el avión con todos los dispositivos. Permanecer en efecto suelo el mayor tiempo posible. Decelerar la aeronave en la recogida para evitar la toma dura Extender las reversas y spoilers para forzar la toma lo antes posible

4.7.2.3-15 Señale en cuál de las siguientes situaciones una misma aeronave vería incrementada de manera más significativa la distancia de aterrizaje (mismo peso, configuración y condiciones exteriores): A: B: C: D:

Pasando por el umbral a 35 pies y con una senda de 4º Pasando por el umbral a 35 pies y con una senda de 2º Pasando por el umbral a 80 pies y con una senda de 4º Pasando por el umbral a 80 pies y con una senda de 2º

4.7.2.3-16 La velocidad de aproximación en corta final debe de corregirse por la componente de viento, las casa constructoras recomiendan: A: B: C: D:

Vref+5 Kt para viento en calma o de intensidad ligera. Vref+la mitad de la componente de viento en cara (si la misma es mayor de 10 Kt). Con viento racheado además la intensidad de la racha. Todas son correctas, máxima corrección +20Kt

4.7.2.3-17 Suponiendo que queremos aterrizar en la pista 33R, y el viento reportado por torre es 330/ l0G20 la velocidad Vref debería de corregirse en: A: B: C: D:

+10 Kt +15 Kt +20 Kt +25 Kt

4.7.2.3-18 El concepto de “aproximación estabilizada” es utilizado para: A: B: C: D:

Salvaguardar la seguridad en la maniobra del aterrizaje. Aumentar la fluidez en los aeropuertos congestionados Optimizar el consumo de combustible. Todas son correctas

4.7.2.3-19 El criterio para determinar si una aproximación se considera estabilizada es establecido por: A: B: C: D:

La autoridad competente en cada aeropuerto. El fabricante de cada tipo de aeronave. El MBO de cada compañía. La tripulación dependiendo de su experiencia

4.7.2.3-20 Para conseguir la completa parada de la aeronave en el aterrizaje, la tripulación dispone de tres tipos de fuerzas retardadoras: A: B: C: D:

La generada por los frenos. La frenada aerodinámica La fuerza retardadora generada por las reversas Todas son correctas.

4.7.2.3-21 Para que el uso de los frenos sea realmente efectivo es indispensable: A: B: C: D:

Hacer uso de las reversas al ralentí Extender los spoilers. Retraer el flap utilizado en aterrizaje Todas son correctas.

4.7.2.3-22 En pista seca, ¿Cuál de los siguientes dispositivos contribuye más significativamente a la parada del avión? A: B: C: D:

Las reversas. Los frenos Los spoilers El uso combinado de B y C

4.7.2.3-23 Señale cuál de las siguientes afirmaciones es correcta al referirnos al uso de la reversa en la carrera de aterrizaje. A: B: C: D:

Es más efectiva a baja velocidad Es mas efectiva a alta velocidad Es prioritario su uso en pistas contaminadas Las respuestas B y C son correctas

4.7.2.3-24 Señale cuál de los dispositivos de frenado siguientes no depende del coeficiente de fricción de la pista : A: B: C: D:

Los frenos Las reversas Los spoilers Las respuestas B y C son correctas

4.7.2.3-25 Aterrizando en una pista larga y no contaminada, la reversa: A: B: C: D:

No debe de utilizarse pues aumenta el combustible consumido. Nunca debe utilizarse pues la certificación no lo contempla. Se utiliza para disminuir el desgaste de frenos y ruedas. Todas son correctas.

4.7.2.3-26 Al aterrizar en una pista contaminada la extensión de los spoilers y el uso de la reversa son fundamentales, refiriéndonos al empleo de los frenos podemos afirmar que: A: B: C: D:

No deben de utilizarse bajo ningún concepto. Deberían de utlizarse desde el punto de contacto. Deberían de utilizarse por debajo de 100 Kt para evitar el hidroplaneo. Deberían de utilizarse por encima de 100 Kt para evitar el hidroplaneo.

4.7.2.3-27 El uso de la reversa en la operación normal de aterrizaje, A: B: C: D:

Se encuentra limitada al empuje de despegue si resultase necesario. La reversa debe de reducirse al ralentí a baja velocidad La reversa debe de deflectarse cuanto antes. Todas son correctas.

4.7.2.3-28 Los aviones que operen en transporte aéreo comercial, no planificarán un aeródromo como destino si la de la distancia estimada de aterrizaje. LDA en el mismo no representa al menos el A: B: C: D:

60% 142% 160% 167%

4.7.2.3-29 Los aviones que operen en transporte aéreo comercial, no planificarán un aeródromo como destino si la distancia de aterrizaje estimada es superior al de la LDA. A: B: C: D:

40% 42% 60% 67%

4.7.2.3-30 Los aviones reactores que operen en transporte aéreo comercial, no planificarán un aeródromo como de la LDA alternativo si la distancia de aterrizaje estimada es superior al A: B: C: D:

40% 42% 60% 70%

4.7.2.3-31 Los aviones turbohélices que operen en transporte aéreo comercial, no planificarán un aeródromo como de la LDA alternativo si la distancia de aterrizaje estimada es superior al A: B: C: D:

40% 42% 60% 70%

4.7.2.3-32 Los aviones turbohélices que operen en transporte aéreo comercial, no planificarán un aeródromo como destino si la distancia de aterrizaje estimada es superior al de la LDA. A: B: C: D:

40% 42% 60% 70%

4.7.2.3-33 Para aquellos aviones que se dediquen al transporte aéreo comercial, la longitud de pista mínima requerida para el aterrizaje en pista contaminada será al menos el de la distancia de aterrizaje demostrada en pista seca. A: B: C: D:

115% 142% 160% 192%

4.7.2.3-34 La longitud mínima de pista requerida para el aterrizaje en pista húmeda es el pista seca para unas mismas condiciones. A: B: C: D:

de la requerida en

15% 25% 115% 192%

4.7.2.3-35 Si en un avión dedicado al transporte aéreo comercial, debido a averías técnicas sufridas durante el vuelo, la distancia de aterrizaje resulta ser mayor al 60% de la LDA de destino:

A: B: C: D:

Deberá obligatoriamente aterrizar en un campo de mayor longitud En cualquier caso puede suponer el 100% de la LDA sin restricción alguna. Podría aterrizar en dicho aeropuerto si tal distancia no es normalmentemayor al 80% de la LDA Las malfunciones técnicas no afectan a la relación entre LDA y dicha distancia

ATERRIZAJE LIMITADO POR NEUMÁTICOS Y FRENOS 4.7.2.4-1

La temperatura de frenos en el aterrizaje, alcanza su punto más alto: A: B: C: D:

4.7.2.4-2

La velocidad máxima de neumáticos podría limitar el peso al aterrizaje: A: B: C: D:

4.7.2.4-3

Con pesos de aterrizaje altos Aterrizando en campos de gran DA Con Vref muy altas producidas por avería del sistema hidráulico En situaciones donde A, B y C se den simultáneamente.

La limitación conocida como “Quick turn-around” puede reducir: A: B: C: D:

4.7.2.4-5

Con velocidades de aproximación (GS) altísimas. Con las reversas inoperativas. Con OAT superiores a 35ºC En ningún caso

La velocidad máxima de neumáticos puede limitar el peso al aterrizaje A: B: C: D:

4.7.2.4-4

En el momento de la frenada máxima. De 2 a 10 minutos después del aterrizaje. De 10 a 20 minutos después del aterrizaje Aproximadamente 40 minutos después del aterrizaje

El OTOW del siguiente despegue en ciertas condiciones. El peso máximo de aterrizaje en ciertas condiciones. Ambas son correctas. Ninguna es correcta

La limitación de peso al aterrizaje limitado por la velocidad de neumáticos o por la capacidad de absorción de los frenos, depende de: A: B: C: D:

La altitud de densidad del campo. El ajuste de flap para el aterrizaje. La componente del viento en la toma. Todas son correctas.

ATERRIZAJE LIMITADO POR CARACTERÍSTICAS DE PISTA

4.7.2.5-1

Sabemos que para operar dentro de las normas, el ACN de la aeronave debe ser: A: B: C: D:

4.7.2.5-2

Los métodos para estimar el efecto producido por la toma de una aeronave sobre el pavimento de una pista, se basan en la comparación entre: A: B: C: D:

4.7.2.5-3

En el reglamento de la circulación aérea. En las cartas de aproximación instrumental publicadas por el AIP En el Airport Directory de Jeppesen En todas ellas

Para calcular el LCN/LCG al que pertenece una aeronave es necesario conocer su: A: B: C: D:

4.7.2.5-7

Uno determinado y fijo. Es unicamente función del peso del mismo. Aumenta si el peso disminuye Disminuye si el peso disminuye

¿Dónde podríamos conseguir la documentación necesaria para calcular el ACN de un tipo de aeronave? A: B: C: D:

4.7.2.5-6

Su peso Si la base de la pista es rígida o flexible Ambas Ninguna

El ACN de un avión determinado es: A: B: C: D:

4.7.2.5-5

El PCN del avión con el ACN de pista El LCN/LCG del avión con el de pista El SIWL del avión con el PCN de pista El PCN del avión con el ESWL de la pista.

Para calcular el ACN de un avión es necesario saber, A: B: C: D:

4.7.2.5-4

Menor que el ACN de la pista Mayor que el ACN de la pista Menor que el PCN de la pista Mayor que el PCN de la pista

SIWL o ESWL La presión de inflado de los neumáticos. Ambas Ninguna.

Operar en un campo donde el PCN resulte ser inferior al ACN de la aeronave, supone que: A: B: C: D:

Estamos operando respetando la norma El avión sufrirá graves daños estructurales. La pista podría sufrir daños en la superficie de contacto. Ninguna es correcta

ATERRIZAJE LIMITADO POR ESTRUCTURA 4.7.2.6-1

El peso máximo estructural de aterrizaje (MLW) es función de: A: B: C: D:

4.7.2.6-2

El esfuerzo que soporta el tren de aterrizaje en la toma de tierra es función de: A: B: C: D:

4.7.2.6-3

120 fpm 360 fpm 480 fpm 600 fpm

Si después de despegar con el MTOW resulta necesario volver a aterrizar en el aeropuerto de salida, debido a una avería técnica, entonces: A: B: C: D:

4.7.2.6-7

120 fpm 360 fpm 480 fpm 600 fpm

El esfuerzo máximo al que puede someterse el tren de aterrizaje no se excede, si aterrizando con el MTOW el régimen de descenso no es mayor de: A: B: C: D:

4.7.2.6-6

120 fpm 360 fpm 480 fpm 600 fpm

El esfuerzo máximo al que puede someterse el tren de aterrizaje no se excede, si aterrizando con el MLW el régimen de descenso no es mayor de: A: B: C: D:

4.7.2.6-5

El peso de la aeronave. El peso y el régimen de descenso en la toma. El peso, el régimen de descenso y la componente de viento. El peso, régimen de descenso, viento y Vref

A efectos de cálculo se considera el régimen de descenso como normal en el aterrizaje: A: B: C: D:

4.7.2.6-4

La altitud de densidad del aeródromo La longitud de pista El ajuste de flap Ninguna es correcta.

No podremos aterrizar hasta que el peso sea inferior al MLW Podremos aterrizar con sobrepeso con algunas limitaciones. En un avión comercial el MTOW es siempre menor al MLW La A es correcta reduciéndose el peso en esperas o lanzando combustible

En el supuesto de que debamos de aterrizar en la pista utilizada para despegue por haber sufrido un fallo de motor, podemos afirmar que si el: A: B: C: D:

ALW es menor al OTOW cumpliremos con todas las restricciones ALW es menor al MTOW cumpliremos con todas las restricciones. ALW es menor al RLW cumpliremos con todas las restricciones ALW es menor al SSLW cumpliremos con todas las restricciones.

4.7.2.6-8

El aterrizaje con un ALW superior al MLW no se recomienda A: B: C: D:

Con fallo de uno de los motores. Por enfermedad grave de algún pasajero o tripulante. Por problemas con el tren de aterrizaje o neumáticos. Por la imposibilidad de recoger los flaps

INFLUENCIA DEL PESO EN LAS PERFORMANCES 5.2-1

¿Cómo afecta un incremento de peso a las performances? A: B: C: D:

5.2-2

El ángulo de ataque al que un avión entra en pérdida A: B: C: D:

5.2-3

A mayor peso, el ángulo de pérdida es mayor. A mayor peso, el ángulo de pérdida es menor. Si el CG está atrasado, el avión entra en pérdida a menor ángulo de ataque. Ninguna es correcta.

Señale cuál de las siguientes limitaciones no afecta en grado alguno a las performances de un monomotor ligero: A: B: C: D:

5.2-7

Todo el combustible y aceite “quemables” pero no los equipos no instalados en fábrica. Todo el combustible, aceite, líquido hidraúlico, sin incluir peso de los pilotos, pasajeros y equipaje. El combustible, líquido hidraúlico y aceite no consumibles. La respuesta C es correcta, pero en algunos casos también se incluye todo el aceite del depósito.

Relacione ángulo de ataque, posición del centro de gravedad y peso con la pérdida. A: B: C: D:

5.2-6

Un menor peso requiere una menor velocidad para máximo planeo Un menor peso requiere una mayor velocidad de máximo planeo El peso no afecta a la velocidad de máximo planeo La distancia de máximo planeo no se ve afectada por cambios de peso o velocidad

Cuando computamos la carga y centrado de un avion ligero, el peso en vacío incluye además de la célula, motor(es) y equipos instalados: A: B: C: D:

5.2-5

Disminuye si el CG se mueve hacia atrás Cambia con un aumento de peso Aumenta si el CG se mueve hacia atrás Es el mismo independientemente del peso o de la situación del CG

En el supuesto de fallo de motor en un monomotor, el piloto debe saber que: A: B: C: D:

5.2-4

La relacion de fineza máxima L/D cambia Disminuye el gradiente de planeo Cambia el ajuste de potencia para mantener una misma velocidad de crucero Disminuye la velocidad perdida

Situacion del centro de gravedad Gross weight Límite de la carga puntual Todas las respuestas son correctas.

El responsable de mantener actualizado el peso básico en vacío de un avión a lo largo de su vida operativa es: A: B: C: D:

El fabricante. El operador o propietario. El piloto. La delegación de material de la DGAC.

5.2-8

Señale cuál de las siguientes afirmaciones no es cierta en relación con las performances de un avion cuando aumenta su peso: A: B: C: D:

5.2-9

La máxima carga que puede aplicarse en un punto determinado del piso de un avión ligero sin que se produzca su rotura se denomina: A: B: C: D:

5.2-10

Posición del centro de gravedad. Gross weight. Ajuste de flaps. Todos por igual.

Señale lo correcto, un aumento de peso conlleva: A: B: C: D:

5.2-12

Limitacion lineal. Limitación de área. Limitación de esfuerzo. Limitación de carga puntual.

Señale cuál de los siguientes factores influye en menor medida sobre la estabilidad y control de la aeronave. A: B: C: D:

5.2-11

Mayor carrera de despegue. Reducción del ángulo de ascenso. Reducción de la velocidad de máximo planeo. Mayor velocidad de pérdida.

Una disminución del techo operativo. Una menor autonomía. Un menor alcance. Todas son ciertas.

¿Cómo afecta un aumento del peso a la carrera de despegue? A: B: C: D:

Todo avión tiene el mismo factor de aceleración para unas determinadas condiciones atmosféricas, pero es necesaria una mayor velocidad para producir la sustentación adicional requerida. Todo avión tiene el mismo factor de aceleracion con el mismo ajuste de potencia, pero necesitamos una mayor velocidad para contrarestar los efectos de un mayor efecto suelo. El avión acelerará mas despacio con el mismo ajuste de potencia y será necesaria una mayor velocidad para generar la sustentación requerida. La respuesta C es correcta pero es necesaria la misma velocidad independientemente del peso.

SITUACIÓN DEL CENTRO DE GRAVEDAD

5.3-1

¿Por cuál de los siguientes métodos puede calcularse la situación del centro de gravedad de un avión? A: B: C: D:

5.3-2

Si al computar el centrado, todas las estaciones o brazos son positivos la línea de referencia estará en: A: B: C: D:

5.3-3

para evitar inestabilidad alrededeor

Lateral, longitudinal. Longitudinal, vertical. Lateral, vertical. Longitudinal, lateral.

La inestabilidad de la aeronave con respecto a su eje lateral depende fundamentalmente de: A: B: C: D:

5.3-6

Es el plano o línea horizontal que divide al avión en zona de pasaje y zona de bodegas. Depende del tamaño del avión Es el escogido por el constructor para el cálculo de momentos. La A y B son correctas.

El control de la posición del CG se refiere a su situación en el eje del eje . A: B: C: D:

5.3-5

En el morro del avión o por delante de él. En el centro del morro o de la cola, dependiendo del avión. En la línea central entre las ruedas del avión. En el borde de ataque.

El plano o línea de referencia de un avión: A: B: C: D:

5.3-4

Multiplicando brazos totales por pesos totales. Multiplicando pesos totales por momentos totales. Dividiendo brazos totales por momentos totales. Dividiendo momentos totales por pesos totales.

Su peso. Combustible a bordo. Posición del CG. Flecha y diedro.

Cuando hablamos de la situación del centro de gravedad lo referimos a su posición en el: A: Eje lateral. B: Eje longitudinal. C: Eje vertical. D: Todos.

5.3-7

Según reducimos potencia, el morro del avión tiende a caer porque: A: B: C: D:

5.3-8

El centro de gravedad está por delante del centro de presiones. El centro de presiones está por delante del centro de gravedad. La tracción actúa horizontalmente por debajo de la resistencia. El centro de gravedad se desplaza hacia delante para restablecer el equilibrio.

La fórmula de caracter general que ayuda a calcular el movimiento del CG debido a cambios de última hora en la distribución de la carga, se denomina:

A: B: C: D: 5.3-9

Resulta más dificultoso recuperar una pérdida cuando el CG se encuentra: A: B: C: D:

5.3-10

Momento. Centraje. Esfuerzo. Equilibrio.

El punto del avión donde puede considerarse concentrado el peso del mismo, se denomina: A: B: C: D:

5.3-15

Centro de gravedad. Punto mas adelantado del fuselaje. Datum del avión. LEMAC.

En relación con la determinación de la posición del CG del avión, al producto del peso por su brazo se denomina: A: B: C: D:

5.3-14

Producto de la fuerza o peso por su brazo. Cociente de la fuerza o peso por su brazo. Producto del peso por su brazo dividido por 100 Las tres anteriores son ciertas.

Se denomina FS (fuselaje station) o BS (body station) a la distancia existente entre un punto considerado en el eje longitudinal del avión y el: A: B: C: D:

5.3-13

Las distancias en pulgadas entre cuadernas. Las zonas del avión destinadas al transporte de pasajeros y carga. Las distancias horizontales entre planos perpendiculares al eje de cabeceo del avión y el datum. Las distancias horizontales entre cada componente o equipo ubicado en el fuselaje y el datum.

Se denomina momento de una fuerza o de un peso al: A: B: C: D:

5.3-12

Adelantado. Atrasado. En el punto medio. La posición no afecta a la recuperación de la maniobra.

Las estaciones del fuselaje (FS) son: A: B: C: D:

5.3-11

Fórmula de Byngton. Fórmula de Ralf. Fórmula de Herrman. Fórmula de Kluga.

Centro aerodinámico. Punto neutro. Centro de gravedad. Centro de presiones.

La linea vertical a lo largo de la cual actúa el peso total del avión, pasa por el:

A: B: C: D: 5.3-16

La posición del centro de gravedad se ve afectada por variaciones de: A: B: C: D:

5.3-17

La suma de momentos con respecto a su eje longitudinal sea cero. La suma de momentos con respecto a su eje lateral sea cero. El centro de gravedad y centro de presiones coincidan. La sustentacion generada por las alas iguale a su peso.

Desde el punto de vista del centrado de la aeronave, su centro de gravedad es un punto: A: B: C: D:

5.3-21

Todos positivos. Todos positivos, excepto el momento creado por el combustible. Todos negativos. Todos negativos, excepto el momento creado en la bodega trasera.

Para que el avión esté equilibrado en profundidad es necesario que: A: B: C: D:

5.3-20

El punto de aplicacion de la resultante aerodinámica. El punto en el cual se considera concentrado todo el peso del avión. El punto de aplicación de la resistencia. Las tres anteriores son ciertas.

Cuando la línea de referencia es tangente al morro o está por delante del mismo, los momentos a contabilizar para determinar el centro de gravedad son: A: B: C: D:

5.3-19

El ángulo de ataque. La velocidad de vuelo. El ángulo de actitud. Ninguna de las anteriores.

El centro de gravedad de un avión podría definirse como: A: B: C: D:

5.3-18

Punto de referencia. Centro de gravedad. Centro aerodinámico. Centro de presiones.

Tal que si el avión fuese suspendido del mismo no tendería a bajar ni el morro ni la cola. Respecto del cual la suma de momentos positivos es igual a la suma de momentos negativos. Respecto del cual la extensión del flap produce siempre un momento de encabritado. Las respuestas A y B son ambas correctas.

Suponiendo un mismo tipo de aeronave volando a un nivel de crucero determinado, señale en que condiciones su autonomía de vuelo sería la mayor: A: B: C: D:

Peso bajo y CG atrasado. Peso bajo y CG adelantado. Peso alto y CG atrasado. Peso alto y CG adelantado.

5.3-22

Suponiendo un mismo tipo de aeronave volando a un nivel de crucero determinado, señale en que condiciones su alcance de vuelo sería el menor: A: B: C: D:

5.3-23

Volando a crucero de potencia constante con el CG en posición adelantada, ¿Cómo sería la velocidad resultante si la comparamos con la velocidad volando con el CG atrasado (mismo peso y ajuste de potencia)? A: B: C: D:

5.3-24

Velocidad de pérdida menor. Menor consumo en vuelo de crucero. Menor Vmcg en bimotores. Menor estabilidad.

Volando en crucero con el avión estabilizado y compensado en un momento dado trasladamos toda la carga a la parte trasera de la aeronave, mantenemos la potencia constante y volvemos a compesar. Cuando el avión restablezca el equilibrio tendremos que: A: B: C: D:

5.3-26

La velocidad de vuelo sería mayor en el primer supuesto. La velocidad sería mayor con el CG atrasado. La velocidad sería la misma para el mismo peso y ajuste. La A es correcta, disminuyendo la velocidad exponencialmente entre los límites del CG.

¿Cuál de las siguientes afirmaciones no es cierta refiriéndonos al vuelo con un CG atrasado? A: B: C: D:

5.3-25

Peso bajo y CG atrasado. Peso bajo y CG adelantado. Peso alto y CG atrasado. Peso alto y CG adelantado.

El ángulo de ataque y velocidad seran mayores. El ángulo de ataque será mayor y la velocidad menor. El ángulo de ataque será menor y la velocidad mayor. El ángulo de ataque y velocidad serán menores.

¿Qué le ocurriría a una aeronave si desplazásemos el CG desde su límite delantero a su límite trasero? Sería ______ sensible al mando a baja velocidad, ______ estable a cualquier velocidad. A: Menos, más. B: Más, menos C: Más, más. D: Menos, menos

5.3-27

Asumiendo un mismo peso y ajuste de potencia, compare las performances de um mismo tipo de avión con el CG en su límite delantero (D) o en su límite trasero (T). A: B: C: D:

5.3-28

Si el CG está en (T) el avión volará a menor velocidad por aumentar su resistencia. Si el CG está en (T) el avión volará a mayor velocidad por disminuir su resistencia. Si el CG está en (T) el avión volará a menor velocidad por el aumento necesario de sustentación. En este supuesto la situación del CG en nada afecta a las performances.

Un avión cargado de tal forma que su CG está en su límite trasero, requiere:

A: B: C: D: 5.3-29

Una mayor tracción para mantener mismo nivel y velocidad que con el CG delantero. Mayor sustentación para mantener mismo nivel y velocidad que con el CG delantero. Menor sustentación y tracción para mantener mismo nivel y velocidad que con el CG delantero. Tanto la sustentación como la tracción son indiferentes a la situación del CG.

Comparando las performances de un mismo avión con su CG situado en su límite delantero (D) con su rendimiento con el CG en el límite trasero (T) tenemos que su velocidad de pérdida será: A: B: C: D:

Mayor si el CG está en (T) por ser mayor la sustentación requerida para volar a una misma velocidad. Mayor si el CG está en (T) por ser mayor el ángulo de ataque de pérdida. Mayor si el CG está en (D) por ser menor el ángulo de ataque de pérdida. Mayor si el CG está en (D) por ser mayor la sustentación requerida para volar a una misma velocidad.

MOVIMIENTOS DE CARGA. CAMBIOS DE ULTIMA HORA 5.4-1

Si el peso al despegue de un avión es de 8.900 lb. ¿Cómo variará la posición de su centro de gravedad si un pasajero de 200 lbs. se desplaza del asiento de estación 210 al situado en la estación 168? A: B: C: D:

5.4-2

Un avión pesa 5.000 lbs. con tres maletas cargadas en su compartimento trasero. El CG está a 98” del datum, 0.82” por detrás del límite. Si moviésemos dos maletas de 60 y 40 lbs. de la estación 145 al compartimento delantero de FS 45 , señale dónde se encontrará de nuevo el CG. A: B: C: D:

5.4-3

95.8” 96.0” 96.5” 97.0”

Si un avión pesa 3.500 lbs. y su CG está situado a 95” de la referencia, ¿Cuánto equipaje debemos de trasladar de la FS 179 a la FS 42 para situar el CG a 92”? A: B: C: D:

5.4-4

2.1 pulgadas. 1.4 pulgadas. 0.9 pulgadas. 0.4 pulgadas.

55 lbs. 62 lbs. 77 lbs. 85 lbs.

Un avión de peso 3.540 lbs. tiene su CG tres pulgadas por delante del límite, ¿Cuántas lbs. de equipaje deberiamos de mover del compartimento delantero al trasero (FS 42 y 180) para situar al CG entre límites? A: B: C: D:

65 lbs. 77 lbs. 96 lbs. 138 lbs.

5.4-5

Un avión está cargado para realizar un viaje con 4.600 lbs. y su centro de gravedad está en la estación 83”. Antes de iniciar el rodaje un pasajero de 130 lbs sentado en la estación 110” decide bajarse de la avioneta. ¿Dónde se situa el CG después de desembarcar dicho pasajero? A: B: C: D: 5.4-6

Un avión pesa 6.400 lbs. estando su CG situado en la estación 80”, sabiendo que el límite trasero del CG es 80.5”.¿Cuánta carga podría ubicarse en la estación 150” sin exceder dicho límite? A: B: C: D:

5.4-7

82.22” 83.78” 83.76” 109.24”

54 lbs. 40 lbs. 52 lbs. 46 lbs.

Un avión de 7.000 lbs está cargado de forma que su CG se situa en la estación 79.0”, sabiendo que su límite trasero es 80.5”. Señale la estación más atrasada donde podríamos añadir un bulto de 200 lbs. sin exceder los límites.

A: B: C: D: 5.4-8

El peso de un avión con los tanques llenos es de 6. 100 lbs. su CG está situado en la estación 78”, a las dos horas de vuelo ha consumido 100 lbs. de los tanques traseros (FS 150). ¿Dónde se encuentra el CG? A: B: C: D:

5.4-9

133” 87.3” 84.2” 102. 1”

79.2” 76.8” 72.6” 77.1”

Un avión de 9.200 1bs. de peso, tiene en su bodega delantera (FS62) una caja de 2l0 lbs y en su bodega trasera (FS286) un bulto de 360 lbs. ¿Cuánto se desplazaría su CG si intercambiasemos la carga de ambas bodegas? A: B: C: D:

3.6” hacia detrás. 3.6” hacia delante. 4.1” hacia delante. Falta saber la situación inicial del cg.

5.4-10

Un avión esta dispuesto a iniciar un vuelo de travesía, al confeccionar la hoja de centrado comprobamos como su CG se encuentra fuera de límites. El peso del avión es de 10.200 lbs. decidimos desplazar 250 lbs de la estacion 235 a la 74 y además retirar 30 galones de combustible- de densidad standard- (FS 210). Cálculese cuánto hemos logrado desplazar el CG con dichos cambios. A: B: C: D: 5.4-11

Al colocar un avión sobre gatos con objeto de comprobar su peso y situación del CG, para ser insertados en su hoja de características, se obtienen las siguientes lecturas: Peso que soporta el tren de morro (FS 70) 8.000 lbs. Peso que soporta el tren principal izquierdo (FS400) 20.500 lbs. Peso que soporta el tren principal derecho 21.000 lbs. ¿Dónde esta el CG del avión en vacío? A: B: C: D:

5.4-12

400” 387.5” 346.6” 333.3”

Al colocar un avión sobre gatos con objeto de comprobar su peso y situación del CG, para ser insertados en su hoja de características, se obtienen las siguientes lecturas: Peso que soporta el tren de morro (FS10m) 5.000 kg. Peso que soporta cada pata del tren principal (FS 20m) 10. 000 kg. ¿Cuál es la posición del CG en vacío con respecto al datum? A: B: C: D:

5.4-13

3.65” hacia delante. 3.00” hacia delante. 3.94” hacia delante. Es necesario conocer la situación inicial del cg para poder dar una respuesta.

16 m 17 m 18 m 20 m

Calcular el CG de un avión con respecto al datum sabiendo que el peso sobre el tren delantero es de 8.400 lbs. y sobre cada uno de los principales 20.600 lbs y 21.000 lbs. respectivamente. La distancia del datum al tren de morro es de 94 pulgadas y la distancia al principal de 471”.

A: B: C: D: 5.4-14

407.6” 426.5” 427.1” 587.5”

El peso de un avión al despegue es de 2.420 lbs, el momento total es 278.720 lb-inch si la estación de los depósitos de combustible es 148 pulgadas, calcúlese la situación del CG despues de 1.2 horas de vuelo si el FF es de 155 lbs/hora. A: B: C: D:

11.6” 112.43” 114.21” 117.9”

HOJA DE CARGA

6.1-1

Indique cuál de los siguientes elementos no se incluye en el BEW. A: B: C: D:

6.1-2

A la suma del DOW mas el combustible a bordo al iniciar el rodaje, se denomina: A: B: C: D:

6.1-3

MTOW MZFW MTW No existe limitación de peso alguna para que una aeronave pueda ser remolcada por un tractor en la rampa.

El peso máximo estructural de despegue MTOW, A: B: C: D:

6.1-6

BEW MZFW MRW Ninguna es correcta.

El peso máximo con que un avión pude iniciar el rodaje o ser remolcado en tierra se conoce como: A: B: C: D:

6.1-5

OW BEW ATOW Ninguna es correcta.

Al peso máximo del avión menos el peso del combustible alojado en las alas, se le denomina: A: B: C: D:

6.1-4

Líquido hidraúlico y aceite de motores y APU. Combustible no drenable. Los repuestos o spare parts. Extintores y equipos de emergencia.

Incluye todo el combustible repostado en la rampa. No incluye el combustible alojado en los depósitos del fuselaje. No incluye el peso del combustible que vaya a ser consumido en el rodaje a cabecera de pista. Incluye el peso del combustible consumido por el APU para el acondicionamiento y puesta en marcha de la aeronave.

En el peso básico de un avión (BEW): A: B: C: D:

Está incluida la carga de pago. No se incluye el peso de los líquidos contenidos en circuitos cerrados, por ejemplo el hidraúlico. Se incluye el peso de la tripulación y su equipaje. No incluye el peso de la carga de pago ni de la tripulacion.

6.1-7

Si decimos que un avión está sobrecargado significa que: A: B: C: D:

6.1-8

A la suma del peso de los pasajeros, equipaje y carga alojada en las bodegas se denomina: A: B: C: D:

6.1-9

Nula, AZFW y DOW coinciden. El peso de la tripulacion mas el catering abordo. El peso del combustible consumido en el rodaje. La A es cierta, salvo que se utilice combustible o carga como lastre, en cuyo caso el lastre se computará como carga de pago, siendo distintos el AZFW y el DOW

El peso de un avión listo para el servicio, incluyendo su peso en vacío, combustible no consumible, aceite y líquidos contenidos en circuitos cerrados mas el peso de su equipo de emergencia, se llama: A: B: C: D:

6.1-12

Carga de pago máxima permitida. Carga de pago mas el peso de la tripulación. Carga de pago mas el peso de los items operativos. Carga de pago.

Un avión que dispone de depósitos centrales de combustible, va a realizar un vuelo en vacío para ser posicionado, la diferencia entre su AZFW y el DOW será: A: B: C: D:

6.1-11

Carga útil. Peso de la carga. Carga de pago. Carga alar.

A la diferencia entre el AZFW y el DOW se le denomina como: A: B: C: D:

6.1-10

No cumple con las limitaciones estructurales o con las impuestas por las condiciones ambientales o de pista. Siempre que operemos con las velocidades correspondientes a dicho peso las performances serán iguales a las obtenidas con el MTOW. Volando a una misma velocidad (M), el EPR necesario resultará ser el mismo por ser igual la resistencia al avance. La operación de despegue sería peligrosa por encontrarse el CG fuera de límites.

Peso básico en vacío. Peso operativo seco. Peso operativo. Peso operativo sin combustible.

El peso máximo estructural de despegue MTOW: A: B: C: D:

Excluye el peso del combustible de rodaje y acondicionamiento. Es el peso máximo autorizado en la suelta de frenos para despegue. Es el peso máximo para despegue según la certificación de la aeronave. Las tres anteriores son ciertas.

6.1-13

Llamamos peso máximo operativo de despegue (OTOW) a: A: B: C: D:

6.1-14

El peso real de despegue (ATOW), A: B: C: D:

6.1-15

B: C: D:

El OW más la carga de pago. El DOW más la carga de pago. El BEW más la carga de pago. El ATOW menos la carga de pago.

No debe de sobrepasarse el MZFW para evitar imponer un esfuerzo excesivo a los encastres. Dicho esfuerzo : A: B: C: D:

6.1-20

Un valor estructural fijo dado por el fabricante e independiente totalmente de las condiciones exteriores. Se establece con el objeto de no someter a esfuerzos excesivos al encastre del ala. En algunos aviones puede variar en función de la distribución del combustible en los distintos depósitos (principales, centrales, auxiliares) Las tres exteriores son correctas.

El peso real con combustible cero AZFW es: A: B: C: D:

6.1-19

Puede depender de la temperatura ya que la densidad del JET A-1 es función de la misma. En ciertos aviones puede depender de la distribución del combustible en los depósitos. Es igual al MTOW menos el combustible que transportemos en las alas. Las tres anteriores son correctas.

El peso máximo con combustible cero MZFW es: A:

6.1-18

ATOW OTOW MTOW MTW

El peso máximo con combustible cero MZFW, A: B: C: D:

6.1-17

Incluye todo el peso del avión a la suelta de frenos en el parking. No incluye el peso del combustible de rodaje y acondicionamiento. Debe de ser mayor al OTOW No incluye el peso de los items operativos.

¿Cual de los siguientes pesos no puede ser superior al resto? A: B: C: D:

6.1-16

Peso máximo para el que el avion ha sido certificado para despegar. Peso máximo estructural de despegue. Peso máximo de despegue según las limitaciones impuestas por las características del aeródromo de salida. Peso máximo al despegue limitado por el aeropuerto de salida, llegada o incluso por las limitaciones impuestas por la ruta a volar.

Aumenta con el combustible cargado. Es mayor cuanto menor sea el combustible abordo. Es independiente de la cantidad de combustible en las alas. La C es correcta aunque en algunas aeronaves dicho esfuerzo puede ser función de la ubicación del combustible.

¿Qué representa la diferencia entre el ATOW y el AZFW?

A: B: C: D: 6.1-21

El esfuerzo al que está sometido el encastre de un avión con alas en flecha y diedro positivo, ¿Cómo varía si cargamos combustible en sus depósitos exteriores? A: B: C: D:

6.1-22

Repuestos del avión transportados en la bodega. Artículos del duty-free abordo. Maleta de vuelo del flight-student. Todos son correctas.

Si al OW le restamos el take-off fuel, tenemos el: A: B: C: D:

6.1-27

Prensa y revistas. Comidas y licores. Vajilla y mantelerías. Productos químicos de los lavabos.

¿Cuál de los siguientes elementos se consideran como operativo? A: B: C: D:

6.1-26

BEW más el peso de los items standard. BEW más el peso de los items operativos. OW más el peso de los items standard. OW más el peso de los items operativos.

¿Cuál de los siguientes items no se considera operativo? A: B: C: D:

6.1-25

MZFW más las variaciones de los items standard. OTOW menos el peso de los items operativos. ATOW menos el OW. Peso de entrega básico en vacío más las variaciones de peso de los items standard.

El peso operativo seco DOW es el: A: B: C: D:

6.1-24

Aumenta. Normalmente disminuye. Se hace cero. No varía.

El peso básico en vacío BEW es el: A: B: C: D:

6.1-23

La máxima carga comercial. El DOW. El trip-fuel (combustible de vuelo) El take-off fuel (combustible en el despegue)

AZFW BEW BWI DOW

Llamamos peso operativo OW a la suma de: A:

DOW más la carga de pago (P/L).

B: C: D: 6.1-28

¿Cuál de los siguientes elementos podemos considerar como incluidos en el pay-load (P/L), carga de pago? A: B: C: D:

6.1-29

D:

D:

El MZFW menos el DOW real. El máximo peso estructural al aterrizaje. MLW El peso máximo operativo al aterrizaje menos la suma del DOW y el combustible requerido como reserva. El OTOW menos el OW.

¿Qué sgnifica MZFW? A: B: C: D:

6.1-34

El OTOW El MZFW El AZFW. La diferencia entre el DOW y el OW.

En el supuesto de que el aeródromo de destino resulte ser muy restrictivo y nuestro peso máximo al aterrizaje esté muy limitado, la carga de pago máxima que podamos transportar vendrá limitada por (asumiendo un vuelo de duración intermedia): A: B: C:

6.1-33

MZFW menos el take-off fuel. OTOW menos el OW MTOW menos el DOW. MTOW menos el AZFW.

En el caso de que vayamos a realizar un vuelo de muy corta duración, donde la cantidad de combustible requerida sea muy pequeña, la carga de pago máxima autorizada estará limitada por: A: B: C: D:

6.1-32

El OTOW menos el OW El MZFW menos el DOW. El peso máximo permisible al aterrizaje menos la suma del DOW y el combustible de reserva requerido para dicho vuelo. La que resulte mas restrictiva de las anteriores.

¿Cuál es la máxima carga de pago permitida en un vuelo donde necesitemos transportar la máxima cantidad de combustible, por intentar conseguir el mayor radio de acción del avión? A: B: C: D:

6.1-31

El equipaje de la tripulación auxiliar de vuelo. La rueda de repuesto transportada en la bodega delantera. Las sacas de correos. La A y C son correctas

La máxima carga de pago para un vuelo determinado (allowed traffic load) es: A. B: C:

6.1-30

DOW más el combustible en la rampa. DOW más el combustible en despegue. BEW más el combustible total.

Peso del avión con la máxima carga de combustible. Peso del avión sin contar con el combustible de los depósitos del fuselaje. Peso máximo del combustible que puede cargar el avión. Peso máximo del avión cargado descontando el peso del combustible en las alas.

¿Cuál es el dato inicial en la confección de la hoja de carga? A: B:

AZFW BEW

C: D:

6.1-35

¿Cuál de estos pesos especificados en cualquier hoja de carga ha de ser el mayor? A: B: C: D:

6.1-36

MTW MTOW MZFW MLW

¿Cómo debe de ser el peso máximo operativo de despegue? A: B: C: D:

6.1-41

Peso de la tripulación auxiliar. Botiquín y equipos de salvamento. Combustible al despegue. Botes salvavidas.

De los siguientes pesos, ¿Cuál es el mayor en valor absoluto? A: B: C: D:

6.1-40

Linternas de la tripulación Equipos de salvamento. Mayordomía. Combustible no consumible.

¿Cuál de los siguientes elementos no están incluidos en el DOW? A: B: C: D:

6.1-39

En vuelos de entrenamiento donde no transportemos pasajeros, el DOW coincide con el AZFW. La suma del AZFW más la carga de pago es el ATOW. La suma del AZFW más el combustible al despegue es igual al OTOW. La suma del AZFW más el OW es el ATOW.

¿Cuál de los siguientes elementos no se incluye en el peso básico en vacio? A: B: C: D:

6.1-38

Peso en vacio. Peso operativo seco. Peso operativo. Peso básico en vacio.

Señale la afirmación correcta: A: B: C: D:

6.1-37

DOW Las respuestas B y C son correctas, dependiendo de la hoja de carga utilizada por cada operador.

Mayor o igual que la suma del AZFW y el take-off fuel. Menor o igual que la suma del MLW y el trip-fuel. Mayor o igual que la suma del OW y la carga de pago. Todas son correctas.

¿Cómo denominamos a la suma del peso operativo seco y el combustible al despegue? A: B:

Peso máximo de despegue. Peso operativo.

C: D: 6.1-42

Si el peso al despegue se encuentra limitado por la longitud de pista entonces: A: B: C: D:

6.1-43

OLW ALW estimado en destino MLW La respuesta B es correcta pudiendo en algún caso coincidir todos ellos.

El peso real de aterrizaje debe de cumplir con cuál de las siguientes limitaciones: A: B: C: D:

6.1-49

Es siempre igual al OTOW menos el combustible consumido. Es siempre igual al MTOW menos el combustible consumido. Es siempre igual al ATOW menos el combustible consumido. Es siempre menor al MZFW.

La suma del AZFW más el combustible transportado como reservas es el: A: B: C: D:

6.1-48

Podría ser mayor, menor o igual al MLW Depende de las limitaciones impuestas previamente en el aeródromo de salida. Depende de las características y condiciones ambientales del aeropuerto de destino. Todas son correctas.

EL peso real al aterrizaje ALW, A: B: C: D:

6.1-47

Equivale al AZFW más el combustible consumido en vuelo. Es igual al MTOW menos el combustible consumido. Es el peso máximo de aterrizaje impuesto por limitaciones estructurales. Todas son correctas.

El peso máximo operativo de aterrizaje OLW, A: B: C: D:

6.1-46

Peso básico en vacío del avión. Indice básico. Suma de momentos. Peso máximo de despegue.

El peso máximo estructural de aterrizaje (MLW) A: B: C: D:

6.1-45

Podríamos despegar con el MTOW pero sin utilizar criterio de pista compensada. No podemos despegar con el MTOW. La longitud de pista no puede limitar el OTOW. El MTOW del avión en dichas condiciones es menor.

El dato con el que iniciamos la confección de la hoja de carga es: A: B: C: D:

6.1-44

Peso máximo de estacionamiento y rodaje. Peso operativo seco.

Las de caracter estructural. Las impuestas por el aeródromo de destino. No será mayor a la diferencia entre el ATOW y el combustible para la ruta. Todas son correctas.

¿Qué significa MLW? A: B:

Máxima relación sustentación/peso, máxima fineza. Peso máximo estructural de aterrizaje.

C: D: 6.1-50

Para que un avión se carge con seguridad, la carga deberá ser distribuida de tal forma que en ningún momento, se sobrepase la resistencia total o parcial en las distintas secciones del fuselaje. A la resistencia máxima del piso de un compartimento expresado en peso por unidad de superficie se denomina: A: B: C: D:

6.1-51

Limitación de área. Limitación lineal. Limitación de carga puntual. Ninguna es correcta.

Cuando hablamos de las limitaciones de área en el piso de un compartimento de carga nos referimos a la resistencia máxima del piso en términos de kilos o libras por: A: B: C: D:

6.1-52

Peso máximo operativo al aterrizaje. Peso máximo estructural al despegue.

Metro y pie. Metro cuadrado y pie cuadrado. Metro cúbico y pie cúbico. Centrímetro cuadrado y pulgada.

¿Qué podríamos hacer si necesitamos transportar un bulto demasiado pesado que sobrepasase la limitación de área de la bodega? A: B: C: D:

Nada, no podríamos transportarlo. Podríamos transportarlo sólo si pudiésemos dividirlo en partes. Podríamos llevarlo sólo si lo colgásemos de un gancho. Podríamos transportarlo si utilizamos un pallet adecuado.

6.1-53 En un avión cargero en cierta sección de su fuselaje su limitación de área es de 650 kg/m2. ¿Cuál sería el peso máximo del bulto que podríamos transportar sobre un pallet de dimensiones 2 x 2 m si el peso del pallet es de 50 kg y el peso de la malla y anclajes es de 3 kg? A: B: C: D: 6.1-54

1.261 kg 2.012 kg 2.547 kg 2.881 kg

Queremos transportar una caja de madera hueca de 18 kg con una base de dimensiones 0.8 x l.0 m que descansa sobre dos calzos de 1 m de largo por l0 cm de ancho, dicha caja la vamos a llenar con 170 kg de tornillería. ¿Cuál sería la limitación de área mínima requerida para transportar dicho cajón lleno en la bodega del avión? A: B: C: D:

475 kg/m2. 632 kg/m2. 850 kg/m2. 940 kg/m2

HOJA DE CENTRADO 6.2-1

El dato inicial para confeccionar la hoja de centrado de un avión comercial es: A: B: C: D:

6.2-2

La posición de los límites anterior y posterior, entre los cuales debe encontrarse el CG de un avión comercial de transporte se expresa normalmente en: A: B: C: D:

6.2-3

Dicha carga se situará en la bodega delantera. Podremos embarcar dicha carga pero si antes reducimos la misma cantidad de peso en combustible. Podrá embarcarse la carga respetando los límites del CG, sin exceder el OTOW. Siempre que no sobrepasemos el OTOW, podemos embarcar la carga en cualquier estación de la aeronave.

Para completar la hoja de centrado de un avión de transporte es necesario conocer: A: B: C: D:

6.2-7

La distancia entre el CG del elemento considerado y la estación cero del avión. La distancia entre la estación de estiba y la estación origen de momentos (index arm) La distancia entre la estación 0 y el index arm. Es una determinada constante considerada en cada hoja de centrado.

Supongamos un avión cargado de forma que su ATOW es menor al OTOW. Si deseamos aumentar la carga de pago sin sobrepasar los límites de la aeronave: A: B: C: D:

6.2-6

El centro de gravedad no se ve alterado por el consumo de combustible. El consumo de combustible normalmente varía la posición del CG. El consumo de combustible no varía el CG pues éste se determina sin considerar el combustible. El consumo de combustible variará el CG solamente si varía la densidad del mismo, es decir sólo por cambios de su temperatura.

El brazo considerado para el cálculo de las IU generadas por la carga de pago es: A: B: C: D:

6.2-5

Pulgadas. % de la cuerda media aerodinámica. Metros. % de la envergadura.

En un avión a reacción con ala en flecha, en vuelo de crucero: A: B: C: D:

6.2-4

MTOW MZFW Peso básico en vacío BEW Indice básico BI

Indice básico del avión BI. Cantidad de combustible abordo. Distribución de pasajeros y carga a lo largo del fuselaje. Todos estos datos son imprescindibles.

El dato inicial para la confección de la hoja de centrado de una aeronave de transporte es: A: B: C: D:

BEW BI DOI La respuesta B o C pueden ser ciertas dependiendo del tipo de hoja utilizada por el operador.

6.2-8

Si la línea de referencia de momentos (index arm) es también la de estaciones, es decir ambas coinciden en el morro del avión, entonces: A: B: C: D:

6.2-9

Si la línea de referencia de momentos (index arm) está situada por detrás de la estación cero o datum entonces: A: B: C: D:

6.2-10

Todas las unidades de índice serán positivas. Todas las unidades de índice serán negativas. Tendremos IU negativas y positivas. Serán positivas las IU de las cargas situadas por detrás del CG y negativos los índices de cargas posteriores al CG.

Todas las unidades de índice serán positivas. Todas las unidades de índice serán negativas. Tendremos IU positivos y negativos. La posición relativa del index arm con respecto al datum no afecta a que el IU de un elemento determinado sea positivo o negativo.

Para calcular la posición del CG de un avión: A:

Se efectúa la suma de momentos positivos y negativos con respecto al datum y se divide la primera por la segunda. B: Se efectúa la suma algebraica de momentos positivos y negativos con respecto al datum dividiéndose el momento total por el peso total del avión. C: Se divide el peso total por la suma de momentos positivos y negativos. D: Las tres anteriores son falsas. 6.2-11

La línea de referencia de momentos (index arm) es una línea o plano elegido arbitrariamente con el objeto de: A: B: C: D:

6.2-12

Que el CG pueda expresarse como % de la MAC. Que el CG se sitúe en el 25% de la cuerda del ala. Disponer de un origen fijo a efecto de cálculo de índices. Poder conocer en todo momento el ángulo de ataque de la aeronave durante el vuelo.

Señale lo correcto con respecto al index arm o línea de referencia de momentos: A: Es una línea establecida por el fabricante con caracter arbitrario. B: No es necesario conocer con exactitud la posición del index arm para completar correctamente la hoja de centrado que proporciona el fabricante. C: El index arm siempre se encuentra por detrás de la FS cero. D: Todas son correctas.

6.2-13

Llamamos datum o línea de referencia a: A: B: C: D:

Un plano o línea de un plano a partir del cual se indican las distancias horizontales de cualquier elemento o equipo del avión. Un plano o línea de referencia equidistante del borde de ataque y de salida de la MAC, LEMAC y TEMAC. Un plano o línea de un plano respecto del cual la suma de momentos positivos y negativos son iguales. Las tres anteriores son falsas.

6.2-14

La posición y longitud de la MAC es fijada por: A: B: C: D:

6.2-15

Para que una aeronave cuente en todo momento con la necesaria estabilidad aerodinámica para un vuelo seguro, se requiere que: A: B: C: D:

6.2-16

D:

La cuerda situada en el punto medio del ala. La cuerda situada en el 25% del encastre. La cuerda de un ala rectangular sin flecha ni estrechamiento que produjese la misma sustentación y resistencia que el ala real. Todas son ciertas.

¿Para qué se utilizan las unidades de índice (IU) en las hojas de centrado? A: B: C: D:

6.2-20

A la distancia de cualquier punto del avión al CG. A la distancia de cualquier punto del avión al morro del mismo. A la distancia de cualquier punto del avión al datum. A la distancia del CG al LEMAC.

La cuerda media aerodinámica MAC es: A: B: C:

6.2-19

Si el CG se encuentra por delante del 25% de la MAC. Si el CG se encuentra por detras del 25% de la MAC. Sí el CG se encuentra en el 25% de la MAC. Nunca, pues el consumo de combustible haría variar la posición de la línea de referencia.

¿A qué llamamos estación STA en el cálculo del centrado de un avión? A: B: C: D:

6.2-18

Todos sus motores estén operativos. La posición del CG no se altere por el consumo de combustible. La posicion del CG no exceda los límites determinados por el fabricante para cada condición de vuelo. La flecha del avión sea regresiva y el diedro positivo.

Señale en qué casos se elige la posición del CG del avión como datum en un avión de transporte. A: B: C: D:

6.2-17

La compañía operadora de la aeronave. La autoridad aeronaútica supervisora de material. En aviones americanos la FAA y en europeos la JAA ambas bajo supervisión de OACI. El fabricante del avión.

Pues sería imposible emplear el sistema básico de momentos utilizado en aviación general y deportiva. Para poder operar con momentos grandes pero representados con guarismos de pocos dígitos. Para poder distibuir las cargas más racionalmente. Para utilizar el sistema de unidades universal de todos los operadores.

En el cálculo del índice básico BI normalmente se utiliza una constante K ¿Con qué fin se utiliza dicha constante? A: B: C: D:

Es una constante comprendida entre 0.25 y 0.35. Es una constante que sólo se utilizaba para aviones cuatrimotores de hélice. Es una constante utilizada en algunos aviones para operar con BI positivos. Es una constante negativa que se utiliza para simplificar las fórmulas.

6.2-21

El DOI o índice operativo seco se obtiene de corregir el BI o índice básico por: A: B: C: D:

6.2-22

El índice operativo seco DOI de una aeronave determinada (EC-IEF): A: B: C: D:

6.2-23

C: D:

Una disminución de la resistencia al avance. Un aumento del consumo específico. Un aumento del alcance específico. La respuesta A y C son correctas.

¿En qué situación podríamos ascender a un nivel de crucero superior? A: B: C: D:

6.2-28

Delante del morro del avión. Tangente al morro del avión. En una posición intermedia entre el morro y el LEMAC. Dependiendo del tipo de aeronave cualquier respuesta podría ser correcta.

¿Qué ocasiona volar con un centro de gravedad adelantado? A: B: C: D:

6.2-27

Coincide con el BI cuando el vuelo se realiza en vacío. Es el cociente de dividir el momento originado por el peso operativo seco (respecto al index arm) por una constante. Es el BI corregido por una constante que varía entre 0.25 y 0.35. Todas son correctas.

¿Dónde está situada la línea de referencia o datum? A: B: C: D:

6.2-26

Es siempre el mismo independientemente del vuelo que vaya a realizar. Varía en función del combustible que repostemos. Varía en función del número de azafatas asignadas al vuelo. Varía en función del número de pasajeros en tránsito

¿Qué es el DOI? A: B:

6.2-25

Es siempre el mismo independientemente del vuelo que vaya a realizar. Varía en función del combustible que repostemos. Varía en función del número de azafatas asignadas al vuelo. Varía en función del número de pasajeros en tránsito.

El índice básico BI de una aeronave determinada (EC-GEF) A: B: C: D:

6.2-24

IU correspondientes a la tripulación con su equipaje. IU correspondientes al catering. IU correspondientes al Kit de repuestos que pudiera transportar la aeronave. Todas son correctas.

Peso alto y CG adelantado. Peso alto y CG atrasado. Peso bajo y CG adelantado. Peso bajo y CG atrasado.

Un centro de gravedad atrasado origina:

A: B: C: D: 6.2-29

Volar con el CG atrasado, pero entre los límites, produce: A: B: C: D:

6.2-30

B: C: D:

En el punto neutro de mandos libres. En función de la situación del CG en el despegue. En función del EPR de despegue. En posición de máximo picado para evitar que el avión se vaya solo al aire al ganar velocidad.

El posicionamiento del estabilizador de cola para el despegue nunca es función de A: B: C: D:

6.2-35

El consumo de combustible siendo éste mayor cuanto más adelantado esté el CG. La velocidad de pérdida siendo ésta mayor cuanto más retrasado esté el CG. La velocidad de maniobra siendo ésta mayor cuanto más retrasado esté el CG. La Vmca siendo ésta menor cuanto más retrasado esté el CG.

Los reactores comerciales generalmente van provistos con un estabilizador de cola de incidencia variable. El calaje del mismo para despegue será: A: B: C: D:

6.2-34

El límite delantero en relación con la estabilidad y el trasero por la capacidad del estabilizador de cola. El límite delantero en relación con la capacidad del estabilzador de cola y el trasero por la estabilidad. El límite delantero por la capacidad de mando del timón de dirección y el trasero por la capacidad del estabilizador de cola. El límite trasero por la capacidad de mando del timón de dirección y el delantero por la capacidad del estabilizador de cola

Es importante determinar la situación del CG pues afecta a: A: B: C: D:

6.2-33

Determina la necesaria compensación del avión para la maniobra de despegue. Puede hacer variar de forma muy significativa el alcance específico. Normalmente limita el OTOW. Todas son correctas.

¿Con qué criterios se establecen los límites longitudinales del centro de gravedad? A:

6.2-32

Para una misma cantidad de combustible mayor alcance. Para una misma cantidad de combustible mayor autonomía.. Un mayor consumo específico. La respuesta A y B son correctas.

El cálculo de la situación del CG para despegue es de suma importancia pues: A: B: C: D:

6.2-31

Aumento de estabilidad. Aumento de la fineza aerodinámica. Disminución de la fineza aerodinámica. Disminución de la capacidad de ascenso.

La situación del CG para despegue. La situación del CG del avión sin combustible. El ajuste de flaps para despegue. El ATOW

Para una misma situación del CG para el despegue, se cumple que la compensación requerida en el estabilizador de cola será mayor, airplane nose up (ANU) si:

A: B: C: D: 6.2-36

Suponga un avión comercial con estabilizador horizontal de incidencia variable con su CG próximo a su límite delantero en despegue, entonces: A: B: C: D:

6.2-37

C: D:

El CG estará en el aterrizaje no más adelantado del 18%. Si en el avión (con flecha regresiva) sólo se ha cargado combustible en los depósitos de las alas durante el vuelo el CG se moverá del 23 al 18% del MAC. Si el avión se ha repostado a tope incluyendo depósitos centrales, auxiliares y de planos, en alguna fase del vuelo el CG podría situarse por detrás del 23%. Todas pueden ser correctas.

El combustible utilizado como lastre (ballast fuel) se utiliza para: A: B: C: D:

6.2-42

Para compensar correctamente el avión para despegue. Es la forma de verificar que el avión es estable aerodinámicamente en las fases iniciales del vuelo. Para comprobar que el consumo de combustible no nos situará el CG fuera de límites. Todas son correctas.

Sabiendo que la situación del CG con depósitos vacíos es el 18% del MAC y que el CG para despegue está en el 23%, podemos afirmar que: A: B:

6.2-41

La posición del CG varía por el consumo de combustible. El consumo de combustible no altera la posición del CG. El movimiento del CG será función de la ubicación de los depósitos. Las respuestas A y C son correctas.

¿Para qué se calcula la situación del CG con los depósitos de combustible vacíos? A: B: C: D:

6.2-40

La situación del estabilizador de cola. La posición del estabilizador de cola es independiente del CG, sólo depende del peso. El empuje requerido para despegue. La ASDA.

En un avión reactor con ala en flecha, durante el crucero: A: B: C: D:

6.2-39

Consumirá menos combustible durante el vuelo. Deberemos de posicionar el estabilizador en calajes de encabritado para despegue (ANU) Deberemos de posicionar el estabilizador en calajes de picado para despegue (AND) A y B son correctas.

La situación del CG en el despegue determina: A: B: C: D:

6.2-38

El ATOW es mayor El ajuste de flaps es mayor. La DA en el aeródromo es alta. A y B pueden ser ambas correctas (dependiendo del tipo de aeronave)

Que el avión consiga su peso óptimo. Situar el CG dentro de límites. Poder lanzarlo en caso necesario (fuel dumping). Está incluido en el BEW como combustible no drenable, por tanto siempre lo llevamos abordo.

El combustible cargado como fuel ballast,

A: B: C: D: 6.2-43

¿Qué datos son imprescindibles para determinar la posición del CG valiéndonos de una hoja de centrado standard? A: B: C: D:

6.2-44

453.25” 546.75” 275” Ninguna es correcta.

El CG de un avión está a 130” del datum, si sabemos que la cuerda media aerodinámica se situa entre las FS 100 y 250, exprese la situación del CG como % del MAC. A: B: C: D:

6.2-49

25% 27% 30% 35%

El CGde un avión está situado en el 27.5% de la MAC, sabiendo que la longitud de la misma es de 170” y que el LEMAC está situado en la FS 500. A cuántas pulgadas del datum se encuentra el CG. A: B: C: D:

6.2-48

1.047” 1.030” 1.088” 1.220”

El CG de una aeronave se encuentra 144 cm por delante del TEMAC, la estación del LEMAC es 395 cm y la longitud de la MAC es de 192 cm. Determínese la posición del CG como % de la cuerda aerodinámica. A: B: C: D:

6.2-47

28.5% 35.0% 24.3% 27.2%

Un avión cuya distancia entre el LEMAC y TEMAC es de 2l0” y el TEMAC se encuentra en la FS 1240”, ¿A cuántas pulgadas del datum se encuntra su CG si está en el 27.6% del MAC? A: B: C: D:

6.2-46

La longitud de la MAC. El índice básico. La situación del punto neutro. Todas son correctas.

Supongamos un avión con su CG en la estación 970” si el LEMAC se encuentra en la FS 910” y el TEMAC en la FS 1120”. Calcular la posición del CG en función del % del MAC. A: B: C: D:

6.2-45

Sólo será utilizable como de reserva en el alternativo. En la hoja de carga se incluirá dentro del trip-fuel. Podrá ser transferido entre depósitos sin ninguna restricción. No podrá ser consumido bajo ningun concepto.

18% 20% 22% 24%

Al colocar un avión sobre gatos con objeto de comprobar su peso y situación del CG, para ser insertados en su hoja de características se obtienen las siguientes lecturas: peso soportado por el tren de morro 20.500

lbs. (FS 120), peso soportado por la pata izquierda 70.500 lbs. (FS 600), peso soportado por la pata derecha 70.000 lbs. Sabiendo que el LEMAC está en la estación 500 y el TEMAC en la 690, calcúlese la situación del CG del avión en vacío. A: B: C: D: 6.2-50

Supongamos una aeronave con el LEMAC a 20 m del datum, la longitud del MAC es de 4 m. Su index arm está situado en el 25% del MAC. La constante de reducción para el cálculo de IU es 250. Calcúle cuántas unidades de índice se desplazarán si estibamos un bulto de 100 kg en una bodega de carga situada a 15 m por detrás del datum. A: B: C: D:

6.2-51

-1.8 I.U. -2.4 I.U. +1.8 I.U. +2.4 I.U.

Supongamos una aeronave con el LEMAC a 20 m del datum, la longitud del MAC es de 4 m. Su index arm está situado en el 25% del MAC. La constante de reducción para el cálculo de IU es 250. Calcúle cuántas unidades de índice se desplazarán si estibamos un bulto de 500 kg en una bodega de carga situada en la estación 30. A: B: C: D:

6.2-52

18.3% 20.5% 23.0% 24.5%

-10 I.U. -2.9 I.U. +2.9 I.U. +18 I.U.

Supongamos una aeronave con el LEMAC a 20 m del datum, la longitud del MAC es de 4 m. Su index arm está situado en el 25% del MAC. La constante de reducción para el cálculo de IU es 250. Calcúle cuántas unidades de índice se desplazarán por cada pasajero de 75 kg que se siente en la primera cabina de estación media 10. A: -2.9 I.U. B: -3.3 I.U. C: +2.9 I.U. D: +3.3 I.U.

6.2-53

Supongamos una aeronave con el LEMAC a 20 m del datum, la longitud del MAC es de 4 m. Su index arm está situado en el 25% del MAC. La constante de reducción para el cálculo de IU es 250. Calcúle cuántas unidades de índice se desplazarán si tres pasajeros de 75 kg se añaden a la clase turista de estación 25. A: B: C: D:

6.2-54

-2.4 I.U. -3.6 I.U. +2.4 I.U. +3.6 I.U.

Supongamos una aeronave con el LEMAC a 20 m del datum, la longitud del MAC es de 4 m. Su index arm está situado en el 25% del MAC. La constante de reducción para el cálculo de IU es 250. Calcúle

cuántas unidades de índice se desplazarán al consumir 8.000 kg de combustible de depósito central del fuselaje situado a 21 m por detrás del datum. A: 0 B: -5.1 I.U. C: -10.5 I.U. D: -21 I.U. 6.2-55

Un avión con BEW de 52.000 lbs crea un momento de 32.240.000 lbs-inch, sabiendo que su index arm se encuentra a 580” del datum y que la constante para la reducción del las unidades de índice es 100.000 calcúlese su índice básico (BI) A: 12.6 B: 20.8 C: 32.4 D: 44.8

6.2-56

Supongamos una aeronave con el LEMAC a 20 m del datum, la longitud del MAC es de 4 m. Su index arm está situado en el 25% del MAC. La constante de reducción para el cálculo de IU es 25. Calcúlese su índice básico sabiendo que su BEW es 30.000 kg y su CG en vacío se situa en el 25.8% de la MAC. A: BI +2.5 B: BI +12.6 C: BI +20.4 D: BI +38.4

6.2-.57 Sabemos que el BI de un avión cargero es de +50.37, su index arm está situado en la estación 21 m y la constante de reducción es de 2500. Con estos datos calcúlese el DOI de la aeronave sabiendo que ambos pilotos de 80 kg cada uno se sientan en la cabina situada a 2 m del datum (no se lleva abordo ni repuestos ni mayordomia). A: B: C: D:

+49.15 +51.63 +30.59 Faltan datos.

PLANIFICACIÓN DE VUELO 7.3.1-1 Señale en quién recae la responsabilidad de que la cantidad de combustible, cargada en los depósitos antes de iniciar un vuelo, no sea inferior a lo estipulado en las JAR OPS 1. A: B: C: D:

El equipo de mantenimiento en línea. El comandante. El despachador del vuelo. El operador de la aeronave.

7.3.1-2 El combustible mínimo para iniciar el rodaje en el aeródromo de salida (RAMP FUEL) es la suma del: A: B: C: D:

Rodaje y acondicionamiento del avión (TAXY FUEL). TRIP FUEL. Combustible de reservas. Todos los anteriores.

7.3.1-3 Al calcular el combustible mínimo requerido para iniciar un vuelo, deberá de tenerse en cuenta al menos: A: B: C: D:

La meteorología durante la ruta y en el aeropuerto de destino. La ruta a volar y las demoras previstas. La situación del aeródromo de alternativa y sus condiciones meteorológicas pronosticadas. Todas las anteriores.

7.3.1-4 El combustible considerado como mínimo legal para aterrizar en el aeropuerto de destino previsto es el suficiente como para: A: B: C: D:

Proceder al alternativo más realizar esperas sobre el mismo durante 30 minutos. Realizar esperas durante 30 minutos sobre el destino y además proceder al alternativo. La cantidad de A es correcta si además se le añade el cargado de contingencias. La cantidad de B es correcta si además se le añade el cargado de contingencias.

7.3.1-5 Cuando hablamos del combustible de contingencias nos estamos refiriendo al combustible que cubre la eventualidad de encontrar durante el vuelo: A: B: C: D:

Vientos más desfavorables a los pronosticados. Desvíos de la ruta impuestos por ATC. Niveles de vuelo asignados por ATC distintos a los previstos. Todas son correctas.

7.3.1-6 ¿A qué se denominan “condiciones operativas previstas”? A: B: C: D:

Peso estimado de la aeronave. Componente de viento medio pronosticado para la ruta. Nivel de vuelo que se asume que será asignado por ATC. Todas ellas son condiciones que se presuponen en el cálculo del trip-fuel.

7.3.1-7 En el cálculo del combustible para realizar esperas sobre el aeródromo de alternativa se asume: A: B: C: D:

Configuración limpia. Temperatura ISA. Peso estimado de aterrizaje en el alternativo. Todas

7.3.1-8 La cantidad mínima de combustible para que un avión reactor realice esperas, se calcula suponiendo que dicha aeronave orbitará sobre el aeródromo de: A: B: C: D:

Destino al menos durante 45 minutos a 1.500 pies AGL. Destino al menos durante 30 minutos a 1.500 pies MSL Alternativa al menos durante 30 minutos a 1.500 pies AGL. Alternativa al menos durante 45 minutos a 1.500 pies AGL.

7.3.1-9 La cantidad de combustible conocida como de “contingencias” es: A: B: C: D:

Un combustible que el comandante puede cargar de forma opcional y que normalmente supone el 3% del trip-fuel. Un combustible que el comandante debe cargar de forma obligatoria y que normalmente supone un % del trip-fuel determinado en el MBO del operador. Un combustible que el comandante debe cargar de forma obligatoria y que según las JAR debe ser un 3% del trip-fuel estimado. Un combustible con el que debemos de aterrizar en el aeródromo previsto como destino inicial

7.3.1-10 La cantidad de combustible cargada para realizar esperas se calcula asumiendo que la aeronave orbitará: A: B: C: D:

Sobre el aeródromo de destino. Sobre el aeródromo de alternativa. En cualquier punto a lo largo de la ruta. Las respuestas A y B son correctas, pues el consumo resultará siempre el mismo en ambos casos.

7.3.1-11 El transporte de combustible para más de una ruta (Tankering): A: B: C: D:

Nunca se contempla, pues aumenta innecesariamente el consumo de combustible. Se autoriza en determinadas condiciones. Sólo se autoriza si no hay disponibilidad de combustible en destino. Es siempre recomendable, pues supone ahorro de costes.

7.3.1-12 La carga de combustible para más de un salto, inducida por consideraciones económicas, no es recomendable cuando el peso adicional de combustible, A: B: C: D:

Sitúa el ATOW muy próximo al OTOW. Sitúa el ALW muy próximo al OLW. Penaliza la carga de pago. No es recomendable en ninguno de los supuestos citados.

7.3.1-13 Para evaluar si es conveniente cargar combustible para dos saltos, tankering, no es necesario considerar: A: B: C: D:

El tiempo de vuelo al primer destino. El cost index en el aeropuerto de salida y primer destino. El cost index del primer y segundo destino. Es necesario conocer todo lo anterior.

7.3.1-14. Señale cúal de las siguientes cantidades de combustible no puede ser incluida en el ATOW A: Taxy fuel B: Combustible de contingencias C: Combustible de tankering D: Se incluiran todos ellos

7.3.1-15. En el cálculo del Trip-fuel se asume que la SID volada por la aeronave será: A: La más desfavorable según la ruta a volar. B: La esperada o más favorable. C: Se asignará una cantidad fija para la SID, con criterio conservador, con independencia de la autorización esperada. D: La a es cierta considerándose adicionalmente velocidad de ascenso de máximo régimen. 7.3.1-16. En el cálculo del Trip-fuel, el nivel de vuelo considerado será: A: B: C: D:

El primer nivel solicitado en el plan de vuelo ATC. El nivel promedio durante el crucero. El nivel más alto de los esperados. El primer nivel considerado además las posibles subidas escalonadas.

7.3.1-17. El combustible de descenso calculado en el Trip-fuel supone: A: Una cantidad fija en función del tipo de avión y su nivel de vuelo. B: Que se seguirá la STAR más larga hasta alcanzar el IAF de la pista más desfavorable. C: Que se volará la STAR más favorable en función de la pista pronosticada en destino. D: Al volarse el descenso en ralentí, dicho combustible sólo depende del peso del avión. 7.3.1-18. Al calcular el combustible para volar la aproximación en destino se asume: A: Que se volará la aproximación, de las existentes, que más combustible requiera. B: Una cantidad fija (tipo de avión). C: La A es cierta y además se computará el combustible para llegar a la posición de aparcamiento. D: La B es cierta incluyéndose el combustible para llegar a la posición de aparcamiento. 7.3.1-19. Para que el combustible de contingencias pueda reducirse al 3% del Trip Fuel es necesario: A: Contar al menos con dos alternativos en destino. B: Que en destino la meteorología prevista permita realizar una aproximación visual y directa. C: Contar con un ERA idóneo. D: En cualquier caso puede ser dicho %, siempre que lo contemple el MBO de la compañía.

7.3.2-1 Con caracter general puede afirmarse que los mínimos de despegue se establecen en función de: A: B: C: D: 7.3.2-2.

Para que una aeronave CAT D pudiese despegar con una RVR de 150m es necesario, aunque no suficiente, que: A: B: C: D:

7.3.2-3

La categoría de la aeronave que pretende el despegue. Las luces de pista disponibles para mantener el control direccional de la aeronave durante la carrera. El número de medidores de RVR disponibles en pista. Todas.

Los procedimientos LVP estén en uso en el aeropuerto de salida. La tripulación cuente con entrenamiento específico. El operador esté autorizado para operar con mínimos reducidos. Todas.

De acuerdo con las JAR OPS, para poder elegir un aeródromo como alternativo de despegue, es necesario que las condiciones meteorológicas pronosticadas sobre el mismo, en el periodo de una hora antes y después: A: Iguales o superiores a sus mínimos de aterrizaje a la ETA. B: Superiores a sus mínimos de aterrizaje a la ETA. C: Iguales o superiores a sus mínimos de aterrizaje a la ETD D: Superiores a sus mínimos de aterrizaje a la ETD

7.3.2-4.

Los mínimos de planificación para elegir un aeródromo como alternativo post-despegue, tendrán en cuenta: A: Sólo la visibilidad o RVR de la aproximación más restrictiva. B: El techo y visibilidad de la aproximación más restrictiva. C: Sólo la visibilidad o RVR si la aproximación esperada es de precisión. D: La RVR mínima más 200 m. de la aproximación que requiera mayores mínimos.

7.3.2-5.

Los mínimos de planificación para elegir un aeródromo como alternativo post-despegue, tendrán en cuenta: A: La RVR o visibilidad y techo si la aproximación esperada es de no precisión. B: El techo y visibilidad de la aproximación de mínimos más altos. C: El techo mínimo + 200 pies y la visibilidad mínima + 500 m. de la aproximación esperada. D: La RVR mínima + 200 m. de la aproximación que requiera mayores mínimos

7.3.2-6.

El tiempo de vuelo máximo entre el aeropuerto de salida y su alternativo de despegue se calcula asumiendo: A: Viento calma. B: Velocidad de LRC. C: Nivel de vuelo correspondiente a la MEA más baja entre ambos aeródromos. D: Todas son correctas.

7.3.2-7.

En qué supuestos es obligado elegir un alternativo de despegue:

A: Siempre en aviación comercial. B: Nunca, pues en emergencia será siempre posible volver a aterrizar en el aeropuerto de salida. C: Sólo cuando la RVR del aeropuerto de salida sea inferior a 400 m. D: Cuando la meteorología en origen no permite volver si resultase necesario. 7.3.2-8.

Al elegir un alternativo de despegue, el tiempo de vuelo máximo autorizado para alcanzar dicho aeropuerto depende: A: Del número de motores de la aeronave. B: En caso de bimotor, si está o no certificado como ETOPS. C: En aviones ETOPS de su umbral de tiempo autorizado. D: Todas son correctas.

7.3.2-9.

El aeropuerto de alternativa de despegue estará como mínimo a: A: Una hora de vuelo en bimotores. B: Dos horas de vuelo en trimotores o cuatrimotores. C: Ambas son correctas. D: Ninguna es correcta.

7.3.2-10. Al elegir un alternativo de despegue para un avión bimotor con certificación ETOPS de 90 minutos el tiempo máximo de vuelo para alcanzar dicho aeródromo desde la salida será de: A: 60 minutos. B: 90 minutos. C: 120 minutos. D: Faltan datos. 7.3.2-11. Al elegir un alternativo de despegue para un avión bimotor con certificado ETOPS de 138 minutos El tiempo máximo de vuelo para alcanzar dicho aeródromo desde la salida será de: A: 60 minutos. B: 90 minutos. C: 120 minutos. D: 138 minutos. 7.3.2-12. Al elegir un alternativo de despegue para un bimotor (no ETOPS), el tiempo máximo de vuelo para alcanzar dicho aeródromo desde salida será de: A: Una hora de vuelo. B: Una hora de vuelo, asumiendo viento calma. C: Una hora de vuelo con un motor inoperativo. D: Una hora de vuelo con un motor inoperativo, asumiendo viento calma.

7.3.2-13. Al elegir un alternativo de despegue para un cuatrimotor, el tiempo máximo de vuelo para alcanzar

dicho aeródromo desde salida será de: A: Dos horas de vuelo. B: Dos horas de vuelo, asumiendo viento de calma. C: Dos horas de vuelo, asumiendo viento de calma con un motor inoperativo. D: Dos horas de vuelo, asumiendo viento de calma con dos motores inoperativos. 7.3.2-14. Las JAR OPS-1 requieren que para iniciarse un vuelo comercial, en el período comprendido entre una hora antes y después a la ETA, las condiciones meteorológicas en -------- sean iguales o superiores a los mínimos de planificación aplicables. A: El aeródromo de destino y al menos un alternativo. B: El aeródromo de destino o al menos en dos alternativos. C: Ninguna es completamente válida. D: Todas son opciones válidas. 7.3.2-15. Examinando la información meteorológica disponible del aeropuerto de destino, se espera realizar una aproximación ILS en el mismo, en dicho supuesto se tendrá en cuenta el valor de------ para considerar si se encuentra en o por encima de mínimos a la ETA + 1 hora. A: RVR o visibilidad. B: Visibilidad y techo. C: La RVR RVR mínima + 800 m. D: La RVR RVR mínima + 800 m. y el techo MDA/DHm. + 200 ft. 7.3.2-16. Examinando la información meteorológica disponible del aeropuerto de destino, se espera realizar una aproximación VOR-DME en el mismo, en dicho supuesto se tendrá en cuenta el valor de para considerar si se encuentra en o por encima de mínimos a la ETA+ 1 hora. A: RVR o visibilidad. B: Visibilidad y techo. C: La RVR RVR mínima + 800 m. D: La RVR RVR mínima + 800 m. y el techo MDA/DHm. + 200 ft. 7.3.2-17. Examinando la información meteorológica disponible del aeropuerto de alternativa, se espera realizar una aproximación CAT II, los mínimos de planificación aplicables para poder elegir ese aeródromo como válido serán los mínimos de: A: La ficha ILS CAT II, considerando solamente la RVR pronosticada. B: La ficha ILS CAT II, considerando RVR y DH. C: La ficha ILS CAT I, considerando la RVR pronosticada. D: La ficha ILS CAT I, considerando RVR y DH.

7.3.2-18. Examinando la información meteorológica disponible del aeropuerto de alternativa, se espera realizar una aproximación CAT1, los mínimos de planificación aplicables para poder elegir ese aeródromo

como válido serán los mínimos de: A: La ficha ILS CAT 1, considerando sólo la RVR mínima. B: La ficha ILS CAT 1 considerando RVR y DH. C: La ficha de la aproximación de no precisión, considerando sólo RVR/visibilidad requerida. D: La ficha de la aproximación de no precisión, considerando visibilidad + techo requeridos. 7.3.2-19. Examinando la información meteorológica disponible del aeropuerto de alternativa, se espera realizar una aproximación de no precisión, los mínimos de planificación aplicables para poder elegir ese aeródromo como válido serán los mínimos de: A: La ficha de no precisión, considerando sólo RVR/visibilidad requerida. B: La ficha de no precisión, considerando visibilidad + techo requeridos. C: RVR mínima + 1000 m., techo mínimo + 200 ft de la aproximación esperada. D: Circling para la pista esperada. 7.3.2-20

Sabiendo que los mínimos de planificación para elección de alternativos son más altos que los establecidos en las fichas de las aproximaciones esperadas, si en el transcurso del vuelo fuese necesario proceder a un alternativo, los mínimos aplicables en este supuesto serán: A: Los mínimos de planificación. B: Los mínimos de la ficha de aproximación esperada en el alternativo. C: Los mínimos de ficha corregidos, RVR=RVRmim.+200m, techo=techo mimo.+50ft. D: No hay mínimos reales por estar en emergencia.

7.3.2-21. ¿Puede una aeronave comercial despegar con destino a un aeropuerto donde a la ETD, la información meteorológica determina que se encuentra por debajo de mínimos?: A: No, nunca. B: Si, siempre. C: Si, siempre que a la ETA + 1 hora se prevea estar en o por encima de mínimos. D: La C es correcta pero también es válido con que los alternativos estuviesen por encima de mínimos durante el período. 7.3.2-22. ¿Puede una aeronave comercial despegar con destino a un aeropuerto donde esté previsto que a la ETA + 1 hora se encuentre por debajo de sus mínimos?: A: No, nunca. B: Si, siempre que un aeropuerto de alternativa a la ETA+1 hora esté por encima de sus mínimos de ficha. C: Si, siempre que un aeropuerto de alternativa a la ETA+ 1 hora esté por encima de sus mínimos de planificación. D: Si, siempre que se seleccionen dos alternativos que a la ETA+1 hora cumplan con los mínimos de planificación.

7.3.2-23 Para considerar un aeródromo de alternativo como idóneo deberá de tenerse en cuenta: A:

Las condiciones meteorológicas en el mismo a la ETA.

B: C: D:

7.3.2-24.

La LDA en sus distintas pistas. Los servicios disponibles tales como handling, combustible, aduanas etc. Todos son factores a considerar.

De iniciarse un vuelo a un destino donde esté previsto que se encuentre por debajo de mínimos a la ETA, será necesario cargar combustible como para proceder a: A: El alternativo de destino. B: A los dos alternativos de destino. C: Al alternativo de destino (de los dos obligados) que menos combustible requiera. D: Al alternativo de destino (de los dos obligados) que más combustible requiera.

7.3.2-25. ¿Puede una aeronave comercial despegar con destino a un aeropuerto del que no se disponga de información meteorológica?. A: No, nunca. B: Si, siempre. C: Si, pero deberá de cargarse combustible para proceder a su alternativo. D: Si pero deberá de considerar “bajo mínimos” y por tanto cargar combustible en consecuencia. 7.3.2-26. Para poder planificar un vuelo a destino (no aislado) sin cargar combustible para proceder a un alternativo, la duración de dicho vuelo será: A: De 4 horas como máximo. B: De 5 horas como máximo. C: De 6 horas como máximo. D: De 7 horas como máximo. 7.3.2-27.

Para poder planificar un vuelo a destino (no aislado) sin cargar combustible para proceder a un alternativo, debe de cumplirse que: A: En el período ETA+1 hora, la meteorología prevista permita una operación completa en VMC B: La duración prevista del vuelo no sea superior a 6 horas. C: El aeródromo de destino cuente al menos con dos pistas separadas. D: Todas son correctas.

7.3.2-28.

Se consideran dos pistas separadas cuando: A: Son paralelas. B: Cuando tienen distinta numeración. C: Cuando teniendo distinta numeración no se cruzan. D: Ninguna es correcta.

7.3.2-29. Para que dos pistas que se cruzen o estén superpuestas puedan considerarse separadas debe de cumplirse que:

A: El bloqueo de una no impida la utilización de la otra. B: Cada una tenga una aproximación publicada como propia. C: Las aproximaciones se basen en ayudas a la navegación independientes. D: Todas las condiciones. 7.3.2-30. De planificarse un vuelo a destino (no aislado) donde por ser la meteorología muy buena y además tener el campo ciertas características, es posible no cargar queroseno para proceder a un alternativo, el combustible de reservas mínimo será al despegar: A: El de contingencias más el necesario para esperar durante 30 m. B: El de contingencias más el necesario para esperar durante 45 m. C: El de contingencias más el necesario para esperar durante 60 m. D: El de contingencias más el necesario para esperar durante 120 m. 7.3.2-31. De planificarse un vuelo directo a un destino aislado, el combustible de reservas cargado en salida será al menos: A: El de contingencias más el necesario para esperar sobre el destino a régimen normal de crucero durante 30 m. B: El de contingencias más el necesario para esperar sobre el destino a régimen normal de crucero durante 45 m. C: El de contingencias más el necesario para esperar sobre el destino a régimen normal de crucero durante 60 m. D: El de contingencias más el necesario para esperar sobre el destino a régimen normal de crucero durante 120 m. 7.3.3-1 Señale lo correcto, la parada de uno de los motores en ruta hay que tenerla en cuenta en el combustible cargado de contingencias. A: B: C: D:

No Sí. Depende del nivel de vuelo. Sólo en determinados casos, por ejemplo en vuelos ETOPS.

7.3.3-2 Señale lo correcto, el fallo de presurización en ruta hay que tenerlo en cuenta en el combustible cargado de contingencias. A: B: C: D:

7.3.3-3.

No. Sí. Depende del nivel de vuelo. Sólo en determinados casos, por ejemplo en ETOPS.

Al alcanzar el punto más crítico de una ruta, considerando el hipotético fallo de motor y/o despresurización, la aeronave debería de contar con suficiente combustible en los depósitos como para descender y llegar al:

A: Aeropuerto de destino y esperar sobre el mismo durante 15 m. B: Aeropuerto de destino y esperar sobre el mismo durante 30 m. C: Un aeropuerto alternativo en ruta (ERA) y esperar sobre el mismo durante 15 m. D: Un ERA y esperar sobre el mismo durante 30 m.

7.3.3-4 El punto equidistante en tiempo PET entre dos aeropuertos en ruta es función de: A: B: C: D:

La distancia entre ambos puntos La distancia entre ambos puntos, la velocidad La distancia entre ambos puntos, la velocidad, la componente de viento La distancia entre ambos puntos, la velocidad, la componente de viento, el combustible.

7.3.3-5 El punto equidistante en tiempo PET, también conocido como punto crítico, es: A: B: C: D:

Donde supuestamente falla el motor crítico del avión. Aquel desde el que se tardaría lo mismo en seguir a destino como en volver al punto de salida. Aquel donde la situación sería critica si volviésemos. Todas son correctas.

7.3.3-6 Señale lo correcto con respecto a la distancia al PET, suponiendo que la velocidad verdadera es la misma a la ida que a la vuelta. A: B: C: D:

Con viento calma, se encuentra equidistante entre el punto de salida y destino. Con viento en cara, se encuentra más próximo al punto de salida. Con viento en cola, se encuentra más próximo al punto de destino. Todas son ciertas.

7.3.3-7 Señale lo correcto con respecto al PET, asumiendo misma TAS en ambos trayectos, A: B: C: D:

Con viento en cara, si se reduce la velocidad verdadera el PET se aproxima al punto de salida. Con viento en cara, si se reduce la velocidad verdadera el PET se aproxima al punto de destino. Con viento en cara, el PET se aproxima al punto de salida. Ninguna es correcta.

7.3.3-8 El cálculo del punto de no retorno, PNR, es fundamentalmente, A: Un problema legal. B: Un problema de combustible C: Una cuestión de prestigio para el comandante D: Una cuestión independiente del viento

7.3.3-9 La distancia al PNR en una ruta que una dos puntos determinados es función de: A: B: C: D:

El combustible. El combustible, velocidad verdadera. El combustible, velocidad verdadera, viento. El combustible, velocidad verdadera, viento, distancia entre los puntos.

7.3.3-10 Señale la diferencia entre el PNR (punto de no retorno) y el PSR (punto de seguridad al retorno): A: B: C: D:

El PSR se calcula respetando las reservas de combustible al volver al origen. El PNR se calcula respetando las reservas de combustible al volver al origen. El PSR solamente es función de combustible y el tiempo de ida. PNR y PSR son distinta denominación para el mismo punto.

7.3.3-11 Señale lo correcto con respecto a la distancia al PNR desde el punto de origen, volando una ruta determinada. A: B: C: D:

Si el viento es calma, dicha distancia es la máxima. Con viento en cara la distancia es menor que con la misma componente en cola. Para una misma intensidad de viento la componente (cara o cola) afecta de forma distinta Todas son correctas.

7.3.3-12 Señale lo correcto con respecto al PNR. A: B: C: D:

Para su cálculo debemos considerar un punto de partida y destino. La distancia al PNR es máxima cuando la componente de viento en cola iguala a la TAS. La distancia al PNR es constante si invertimos la componente de viento. Con viento calma la distancia al PNR es equidistante entre los puntos de partida y destino.

7.3.3-13 Señale la posición relativa entre el PET y PNR entre dos puntos asumiendo las mismas condiciones. Desde el origen la distancia al: A: B: C: D:

PET es siempre mayor al PNR. PET es siempre igual al PNR PET es igual al PNR con viento calma. PET es menor al PNR, salvo que la autonomía sea la justa para alcanzar el destino

7.3.3-14 En qué caso coincide la distancia al PET con la distancia al PNR desde el punto de salida, A: B: C: D:

Nunca Cuando la autonomía coincide con el combustible justo para llegar al destino. Cuando la distancia entre origen y destino es el doble de la TAS. Cuando el viento es calma tanto a la ida como a la vuelta.

7.3.3-15 Un reactor vuela a 0.80 M a FL 330, en atmósfera ISA-10. Sobrevuela un aeropuerto situado en A (N40º00.0 W015º00.0) y siguiendo la ortodrómica se dirige hacia un aeródromo situado en B (N10º00.0 W015º00.0), sabiendo que el viento medio en el trayecto es 360/50, calcúlese la distancia entre el PNR y el PET, si al sobrevolar el punto A, tiene 20.000 Kg de combustible a bordo y el FF medio es de 5.000 Kg/h. A: B: C: D:

143 NM 102 NM 97 NM Faltan datos.

7.3.3-16 Un reactor vuela a 0.78 M a FL 310, en atmósfera ISA+10. Sobrevuela un aeropuerto situado en A (N60º00.0 W070º00.0) y siguiendo la ortodrómica se dirige hacia un aeródromo situado en B (N60º00.0 W090º00.0), sabiendo que el viento medio en el trayecto es 270/40, calcúlese la distancia en NM desde el PET al aeropuerto de destino B. A: B: C:

275 NM 325 NM 650 NM

D:

Faltan datos.

7.3.3-17 En cualquier planificación de vuelo con la posibilidad de redespacho, tendrá que: A: B: C: D:

Elegirse un punto de desvío predeterminado (POR) Elegirse un aeropuerto como destino secundario (SD) Calcularse el combustible mínimo sobre el POR para continuar al destino inicial. Todas son correctas.

7.3.3-18 Si en la planificación prevuelo de un determinado trayecto se contempla la posibilidad de un redespacho sobre un determinado punto predeterminado, el destino secundario propuesto se especificará en el plan de vuelo ATC, A: B: C: D:

En la casilla nº 18 precedido de POR/ En la casilla nº 18 precedido de RIF/ Como aeródromo de destino. Como aeródromo de alternativa.

7.3.3-19. Cuando se planifique un vuelo a un destino aislado, siendo imposible cargar suficiente combustible para llegar a dicho aeródromo y además proceder más tarde al alternativo, entonces: A: Deberá realizarse siempre una escala técnica para repostar. B: Deberá seleccionarse un aeródromo como ERA. C: Deberá determinarse un punto predeterminado por el que pase la ruta de vuelo. D: B y C son correctas. 7.3.3-20. Si en un vuelo planificado a un destino aislado, a través de un punto predeterminado, al alcanzar dicho punto se estima que al llegar al destino el combustible remanente será menor al necesario para realizar esperas sobre el mismo durante al menos ------ , deberá de procederse directamente al alternativo: A: 60 m. B: 90 m. C: 120 m. D: 138 m. 7.3.3-21 Quién tiene la potestad de autorizar al comandante de la aeronave a replanificar un vuelo en ruta, para llegar a destino con menos cantidad de combustible de lo requerido según las JAR OPS 1. A: B: C: D:

Nadie, pues esta opción nunca se contempla. El control de tráfico aéreo, siempre que se cumplan una serie de requisitos. El MBO de su compañía, siempre que se cumplan una serie de requisitos. No es necesaria autorización alguna, pues nadie verificará el combustible al aterrizar en destino.

7.3.4-1 Señale cuál de los siguientes métodos para el cálculo del combustible necesario para completar un vuelo, puede considerarse el más exacto A: B: C:

Progresión del vuelo (utilizado por los planes de vuelo mecanizados) Planificación simplificada (punto a punto) Precargas establecidas de combustible.

D:

Utilizando correctamente cualquiera de los tres métodos, el combustible calculado resulta ser el mismo.

7.3.4-2 Señale cuál de los siguientes métodos para el cálculo del combustible necesario para completar un vuelo, puede considerarse el más conservador. A: B: C: D:

Progresión del vuelo (utilizado por los planes de vuelo mecanizados) Planificación simplificada (punto a punto) Precargas establecidas de combustible. Utilizando correctamente cualquiera de los tres métodos, el combustible calculado resulta ser el mismo.

7.3.4-3 El sistema de precargas establecidas de combustible es normalmente utilizado por las compañías aéreas, en vuelos: A: De larga duración B: De larga duración que se realicen con frecuencia. C: De corta duración. D: De corta duración que se realicen con frecuencia

7.3.4-4 Para conseguir calcular con relativa exactitud el “trip-fuel” para un vuelo determinado, suponiendo que dicho cálculo se realiza con una tabla de planificación simplificada no es necesario saber: A: B: C: D:

NAM El estado térmico de la atmósfera. El nivel y velocidad de crucero prevista. El ALW en el aeródromo de destino.

7.3.4-5 Calcúlese el ahorro de tiempo que supone planificar un sector de crucero de 2500 NM a una velocidad de 0. 83 M en vez de hacerlo a 0. 78 M (velocidad óptima), cuando el nivel de vuelo considerado es FL 3 10 siendo el estado térmico de la atmósfera ISA+ 10. A: B: C: D:

20 min. 32 min. 17 min. 10 min.

7.3.4-6 Calcúlese el ahorro de tiempo que supone planificar un sector de crucero de 2000 NM a una velocidad de 0.82 M en vez de hacerlo a 0.76 M (velocidad óptima), cuando el nivel de vuelo considerado es FL 330 siendo el estado térmico de la atmósfera ISA-10 y la componente de viento a tal altitud de +30 Kt. A: B: C: D:

23 min. 29 min. 18 min. 38 min.

7.3.4-7 Al planificar el vuelo de un avión reactor que mantenga nº de Mach constante durante el crucero, las millas náuticas aéreas (NAM, ESAD) a recorrer son función de: A: B: C: D:

NM Componente de viento a lo largo de la ruta. Estado térmico de la atmósfera (ISA DEV) Todas son correctas.