La intención puesta en este artículo,es la de aclarar algunos conceptos sobre la generación de potencia en el motor de aviación, como así también su uso adecuado para poder obtener los mejores rendimientos y en consecuencia, conseguir las performances deseadas en el avión que volamos.
Sabido es que la mayoría de los aviones para uso deportivo, recreativo y comercial de pequeño porte utilizan motores de cuatro tiempos, de cuatro a seis cilindros, con potencias de hasta 350 HP. pudiendo ser estos con carburador, con inyección de combustible, simplemente aspirados o sobrealimentados.
Definiremos la carburación, como la operación física que en los motores alternativos tiene la función de preparar la mezcla nafta(combustible)/aire(comburente), en las proporciones adecuadas que permitan la óptima combustión en los cilindros.

La mezcla nafta/aire en los cilindros del motor, es transformada en energía térmica mediante el sistema de encendido en el proceso de la combustión, generando a la vez trabajo mecánico y potencia transmitidos a la hélice por el movimiento de los pistones, bielas y cigüeñal .
Es entendible por cierto que una buena carburación es de suma importancia para obtener los resultados esperados en el funcionamiento del motor, y debe caracterizarse por ofrecer un fácil arranque, corto tiempo de calentamiento, excelente aceleración y potencia en los regímenes de despegue y ascenso
y bajos consumos específicos en los regímenes de crucero(Kg.de combustible/HP/Hora), además de una marcha pareja y segura en las condiciones de descenso a bajas potencias.
Una buena carburación junto al proceso de encendido apropiado y a la correcta operación del motor por parte del piloto, nos permitirán obtener las performances de vuelo deseadas.

En este artículo me voy a referir por su sencillez y mas fácil comprensión, a aviones con motor simplemente aspirados equipados con carburador.
El carburador a su vez está comunicado con los cilindros mediante el múltiple de admisión (o manifold) y sus ductos o tubos de admisión, los cuales conducen la mezcla nafta/aire desde el carburador, ingresando a través de las válvulas de admisión a cada uno de los cilindros.
Es de suma importancia para obtener un buen rendimiento del motor, que el proceso de la combustión sea el óptimo, para lo cual es necesario que la relación de mezcla sea la adecuada.
Esta relación de mezcla en las operaciones normales suele variar entre 1/12 a 1/15 proporciones en peso de nafta/aire . A la relación 1/12 se la conoce como mezcla rica para máxima potencia y a la relación 1/15 como mezcla estequiométrica
Una condición que se busca en el diseño de los motores, es que tanto en los tubos de admisión al igual que en las cámaras de combustión, se obtenga una turbulencia tal que asegure una mezcla homogénea y en consecuencia un buen rendimiento de la combustión, lo cual se traduce en potencias y performances óptimas.

Por supuesto que esto no es todo, lo demás lo hace el piloto, ya que este debe conocer perfectamente las condiciones de operación de su avión en los distintos regímenes, y las relaciones de mezcla para cada caso en función de su altitud de vuelo, o dicho mas exactamente, en función de su altitud de densidad y porcentaje de potencia necesaria utilizada.
Visto estos conceptos veamos que pasa con el aire que ingresa al carburador.El mismo es aspirado por el movimiento descendente de los pistones en su carrera de admisión actuando como bomba de vacío. El caudal en peso de esta corriente de aire es controlado por la válvula del carburador conocida como "mariposa", cuya abertura es a su vez controlada por el piloto mediante el acelerador o comando de gases. En su paso a través del venturi del carburador aspira el combustible dosificado por surtidores calibrados, comenzando el proceso de mezcla de ambos elementos (nafta/aire).
El caudal de aire que pasa por la válvula mariposa es de fundamental importancia, ya que determina la cantidad de gasolina que quemará en la cámara de combustión de cada cilindro y en consecuencia cuanta potencia se podrá obtener.
Debo aclarar que al mencionar caudales o cantidades me refiero a ellos considerando sus pesos, o mas propiamente sus masas o densidades.
Expresándonos técnicamente caudal de combustible y potencia del motor dependen de la masa de aire que ingresa a los cilindros y específicamente de su densidad.
Es por esta razón que al aumentar nuestro nivel de vuelo o altitud se debe corregir la relación nafta/aire, dado que la densidad del aire disminuye. En consecuencia, se deberá disminuir la cantidad de combustible para mantener esta relación en sus valores óptimos. Caso contrario la misma se enriquecería en combustible, disminuyendo el rendimiento de la combustión , no trabajando en el rango de potencia deseado, aumentando el consumo específico y empobreciendo las performances del avión.
Una forma indirecta y elemental de medir potencia sería medir la densidad del flujo de aire que pasa por la mariposa del carburador, pero esto además de no ser fácil no es una forma práctica.
Mucho mas práctico es medir la presión de la mezcla que va ingresando a los cilindros. Esto es lo que se conoce como presión de mánifold o presión absoluta del múltiple de admisión. En algunos textos lo encontraremos como MAP que en inglés significa Manifold Absolute Pressure. En lo sucesivo lo mencionaré como P.de A. (Presión de Admisión) para evitar confusiones.
Generalmente esta presión se mide en pulgadas de una columna de mercurio, por medio de un instrumento cuyo comportamiento es similar al de un altímertro.

Estando el motor en marcha con la válvula mariposa prácticamente cerrada, es decir en la condición de relentí o regulando a baja potencia, la cantidad de aire aspirada por los pistones en su carrera de admisión es poca, generando un vacío parcial en el múltiple de admisión y en consecuencia
una P.de A. del orden de las 10 pulgadas, siendo la presión externa aproximadamente de 30 pulgadas (exactamente 29.92 pulgadas de columna de Hg) en condiciones de atmósfera estándar a nivel del mar.
En estas condiciones solamente 1/3 de la presión atmosférica es aplicada en el múltiple de admisión y en consecuencia la potencia obtenida es muy baja.
Cuando el piloto abre el acelerador la válvula mariposa es accionada permitiendo mayor paso de aire, la presión en el múltiple aumenta y tiende a igualarse con la atmosférica y el motor genera su máxima potencia en esas condiciones.
En la práctica, estando el acelerador completamente abierto (válvula mariposa abierta para el mayor caudal de aire), la presión en el múltiple no alcanza a igualar a la atmosférica, debido a una pérdida de carga y en consecuencia de presión en su recorrido en el sistema de admisión.
Normalmente esta pérdida de presión suele ser de aproximadamente 2 pulgadas. Esto quiere decir que en condiciones de Atmósfera Estándar y a nivel del mar, la P.de A. en el motor de nuestro avión sería de 28 pulgadas cuando la válvula mariposa está totalmente abierta.
Sabemos que a mayor altura la presión atmosférica desciende, lo mismo sucede con la densidad del aire, en consecuencia, a medida que el avión asciende, la P.de A. también disminuye y esto en detrimento de la potencia según se puede observar en la tabla adjunta.al final..
En los motores turboalimentados el aire de inducción es comprimido, elevando la P.de A. y aumentando la potencia en relación a un motor simplemente aspirado, en estos motores la altitud crítica es la mayor altitud en la cual se puede mantener la máxima presión de admisión permisible.
la P.de A. es la indicación del peso de mezcla combustible/aire que se introduce en los cilindros y generalmente es tomada como una medida de potencia aunque en realidad esto no es así.
La potencia de un motor alternativo de explosión depende de dos variables fundamentales que son las siguientes: P.de A. y RPM.

Ahora bien, fijados estos valores mediante los mandos correspondientes existe otro parámetro de importancia en la obtención de la potencia requerida y que es la riqueza de mezcla, es decir la relación nafta/aire, la que también es controlada por el piloto mediante el comando respectivo.
En el caso de motores equipados con hélices de paso variable y velocidad constante, el piloto opera sobre tres controles principales: control de gases o acelerador, control de paso de hélice o gobernol y control de riqueza de mezcla.



En los motores con hélice de paso fijo el piloto actúa sobre el mando de gases, variando de esta manera la P.de A. y las RPM simultáneamente para obtener la potencia necesaria y posteriormente sobre el mando de riqueza de mezcla.

En ambos casos el control de mezcla nos permite un control fino de la potencia, adecuándola a la altitud de densidad y al porcentaje de potencia requerida, permitiendo a la vez un óptimo consumo de combustible.
Es de suma importancia que el piloto tenga el concepto claro sobre el uso de la potencia, los ajustes necesarios de los mandos del motor y la correcta interpretación de los instrumentos correspondientes, para poder obtener las performances deseadas.
Es necesario tener en cuenta que a cada motor le corresponde un modo de operar específico, determinado por el fabricante. Ahora bien, además de las normas generales para la operación de un motor, es en particular su Manual de operaciones el que proporciona los rangos, parámetros y limitaciones.
Los cambios a realizar en las prestaciones del motor, ya sean en ascenso, descenso o vuelo recto y nivelado, deben efectuarse operando sobre los mandos tan suave como sea posible, evitando que el motor se vea sometido a cambios bruscos en su funcionamiento, reduciendo en consecuencia su vida útil.
Esto no se aplica al caso de aviones acrobáticos, en los cuales las variaciones de potencia suelen ser instantáneas para permitirle al piloto realizar las distintas maniobras de vuelo. En estos casos los motores están sometidos a tratamientos especiales en su mantenimiento.
En los motores con hélice de paso fijo en condiciones de Atmósfera Estandard y a nivel del mar es imposible alcanzar las máximas RPM estando detenido el avión en tierra, en consecuencia tampoco es posible obtener la máxima potencia declarada por el fabricante en esas condiciones, dado que si bien la presión de admisión con full acelerador es alta, las RPM no lo son.
Esto es debido a que la hélice de paso fijo adoptada para un determinado tipo de avión tiene su máximo rendimiento dentro del rango de velocidades para lo cual fue diseñado, siendo en consecuencia sus prestaciones pobres al comienzo de su carrera de despegue. A medida que el avión aumenta su velocidad las RPM también aumentan, al igual que la eficiencia de la hélice y la potencia desarrollada por el motor.
Por lo tanto, se deduce que al comenzar la carrera de despegue el mando de gases o acelerador debe ser accionado suavemente, permitiendo que el aumento de la P.de A. sea simultáneo con el aumento de RPM, evitando de esta forma el stress o sobrecarga del motor.
Como conclusión digamos que para una posición determinada del acelerador, las RPM de la hélice varían con la velocidad del avión, la prueba de ello es que si estando en vuelo lo picamos las RPM aumentan y si lo ponemos en actitud de ascenso las RPM disminuyen.

Las hélices de mayor eficiencia o rendimiento son las que tienen el paso controlable y velocidad de rotación constante, lo cual le permite al piloto seleccionar un paso fino para el despegue y aumentándolo a medida que aumenta la velocidad del avión, quedando en crucero con paso grueso.

Por cierto que esta selección de paso fino o grueso, debe ser controlada por el piloto en función de las RPM y P.de A., dadas por el manual de operación para cada condición de vuelo.
Este tipo de hélices tiene un gobernol, el cual regula automáticamente el paso de modo tal que las RPM seleccionadas por el piloto permanecen constantes, no variando con los cambios de P.de A. o con la velocidad del avión.
A grandes rasgos estas hélices operan de la siguiente manera: durante el despegue las palas son colocadas en paso fino por el piloto mediante la perilla de control correspondiente. Este poco paso de la hélice genera poca resistencia permitiéndole acelerarse a altas RPM a medida que se abre el acelerador y la P.de A.aumenta. En condiciones de Atmósfera Standard esto permite al motor desarrollar prácticamente el 100 % de su potencia con una excelente performance de despegue.
Simultáneamente con el aumento de velocidad del avión disminuye la cupla resistente sobre la hélice, la cual tiende a aumentar las RPM. El gobernol detecta esta tendencia aumentando levemente el paso de las palas, la resistencia agregada a las mismas por esta aumento de paso tiene como efecto inmediato prevenir el aumento de RPM manteniéndolas constantes.
A esto se debe la denominación de Hélices de paso variable y velocidad constante.
Una vez que el avión está a una altitud segura el piloto reduce potencia a la recomendada para el ascenso, actuando primero sobre el control de gases disminuyendo la P.de A y luego sobre el gobernol reduciendo las RPM.
Es de importancia destacar la secuencia presión de admisión y posteriormente RPM.
Si se disminuye primero las RPM el sistema gobernol aumenta el paso de las palas, creando una resistencia adicional que intenta desacelerar la hélice y consecuentemente generando una sobrecarga en el motor.
Cuando el avión llega a su nivel de vuelo y el piloto cambia la actitud del mismo para configurarlo en recto y nivelado, alcanzada la velocidad apropiada, el acelerador y el gobernol son ajustados en este orden para conseguir la potencia necesaria recomendada por el manual de operación que asegure las performances deseadas por el piloto.
Estas performances son las que se refieren a regímenes de vuelo, consumo de combustible, alcance,etc.
El piloto puede elegir cualquier combinación de presión de admisión y RPM especificadas en las tablas de operación de su motor, pero es necesario tener en claro que RPM reducidas para determinadas presiones de admisión dentro de los límites normales de operación, es lo mas adecuado.
RPM reducidas disminuyen el ruido permitiendo una operación suave del motor y la economía de combustible suele ser importante. Es preferible RPM reducidas y P.de A.altas que RPM altas y P. de A. Bajas.
Es importante señalar que todos los ajustes necesarios deben realizarse con relación a la Altitud de Densidad.
Una vez establecido el avión en condición de crucero la hélice de velocidad constante mantiene las RPM, independientemente de las posibles variaciones de la velocidad de vuelo. El sistema gobernol se encarga de mantenerlas constantes.
En conclusión, si se reduce la P.de A. el gobernol disminuye el paso manteniendo las RPM, inversamente, un aumento de P.de A. hace aumentar el paso manteniendo siempre constantes las RPM:

Los aumentos de potencia, por ejemplo para volar a mayor altitud, deben hacerse aumentando primero las RPM y luego la P. de A.
Téngase en cuenta que en un motor no turboalimentado, mientras el avión asciende, la P. de A. va disminuyendo en la medida que va disminuyendo la presión atmosférica y es necesario abrir mas el acelerador para mantener el régimen de ascenso.
Como regla general, la presión barométrica desciende aproximadamente una pulgada de columna de mercurio por cada mil pies de aumento de altitud.
Volando a una determinada altitud, la potencia necesaria es la que nos permite volar nuestro avión con una velocidad y pesos determinados.
La potencia disponible es la potencia total que dispone el avión volando en esas mismas condiciones y la diferencia entre ambas es la capacidad que tiene el avión para ganar altura.
Es decir, el régimen de ascenso es directamente proporcional a la diferencia entre Potencia Disponible y Potencia necesaria e inversamente proporcional al peso total del avión.
Dicho de otra forma, el máximo régimen ascensional es directamente proporcional al exceso de potencia disponible por encima de lo necesario para mantener la altitud, e inversamente proporcional al peso total del avión.
En forma matemática es: Va = ( Pd - Pn ) / W , siendo Va velocidad ascensional, Pd potencia disponible, Pn potencia necesaria y W peso total del avión.
Debo agregar que a medida que se aumenta el peso total del avión para volar en las mismas condiciones de velocidad y altitud, es menester cambiar la actitud del avión para generar la sustentación necesaria que equilibre al peso, esto nos genera un aumento de resistencia que a su vez significa un aumento de potencia y consumo de combustible.
Vamos a ejemplificarlo considerando el caso de un avión cuatriplaza de 160 Hp,.volando con un peso total de 900 Kg. a una altitud de 6000 pies, a una velocidad indicada de 110 Kt. La potencia necesaria en esas condiciones es del 65 %.de la potencia disponible
Si volamos la misma aeronave a la misma velocidad indicada y altitud de densidad, pero con un peso total de 1100 Kg. la potencia necesaria para mantener ese régimen de crucero será ahora aproximadamente del 70 %.de la disponible, disminuyendo por otra parte la capacidad de ascenso.
Esto es debido a que al aumentar el peso total se debe aumentar la sustentación para que el avión mantenga la altitud. En esas condiciones existen dos parámetros a variar, la velocidad o el coeficiente de sustentación Cl. Si mantenemos constante la velocidad deberemos aumentar el Cl, esto implica un aumento del ángulo de ataque del elemento sustentador que es el ala y en consecuencia un aumento de la resistencia inducida y la resistencia total, con el resultado final de un incremento de la potencia necesaria para mantener esas condiciones de vuelo.
Por lo expuesto se deduce la importancia que tiene en la planificación del vuelo el cálculo del peso y balanceo.
Se debe tener en cuenta que el peso en vacío certificado del avión, lo establece originalmente el fabricante, incluyendo combustible y aceite no utilizable,líquidos de los sistemas y elementos hidráulicos y todo el equipamiento necesario para el vuelo, incluidos los equipos adicionales.
En el caso de cualquier peso adicional posterior al peso certificado de fábrica, ya sea por agregado de instrumentos, pintura, equipos, etc. se debe efectuar un nuevo cálculo de peso y balanceo de la aeronave vacía.
El peso total, resulta de adicionarle al peso vacío el peso del piloto y pasajeros, combustible y aceite utilizables, equipaje y cualquier adicional a transportar.
El cálculo del peso y balanceo tiene además la importancia de la ubicación del Centro de Gravedad del avión, el cual debe estar dentro de los límites establecidos en el diagrama correspondiente.
Para finalizar digamos que en la mayoría de los aviones con motor alternativo, el máximo régimen ascensional está dado aproximadamente a una velocidad indicada del 60 % superior a la velocidad de pérdida sin motor, sin flaps y con peso máximo y el máximo ángulo de ascenso a una velocidad indicada alrededor del 20 % por encima de la velocidad de pérdida en las mismas condiciones.
En donde por definición, la máxima velocidad ascensional es aquella condición del vuelo en la cual se consigue mayor altitud en la unidad de tiempo, y el máximo ángulo de ascenso es la condición de vuelo en la cual se consigue mayor altitud por unidad de distancia recorrida.
(Ver tabla en página siguiente)