Prototipo AeroVironment Helios

El prototipo Helios es un avión de ala volante ultraligero con una envergadura de 75 m (247 pies ) , mayor que la del avión de transporte militar C-5 de la Fuerza Aérea de EE. UU. ( 68 m (222 pies ) ) o la del Boeing 747 ( 59 o 68 m (195 o 224 pies ) , según el modelo), los dos aviones operativos más grandes construidos en Estados Unidos. El Helios, propulsado eléctricamente, se construyó principalmente con materiales compuestos como fibra de carbono , epoxi de grafito, Kevlar , espuma de poliestireno y una fina capa de plástico transparente. El larguero principal tubular del ala era de fibra de carbono. Este larguero, más grueso en la parte superior e inferior para absorber las constantes flexiones que se producen durante el vuelo, también estaba recubierto de Nomex y Kevlar para mayor resistencia. Las costillas del ala también eran de epoxi y fibra de carbono. Se utilizó espuma de poliestireno moldeada para el borde de ataque del ala y una película de plástico transparente y duradera cubrió toda el ala. ^{[ 1 ]}   

El prototipo Helios compartía la misma cuerda alar de 2,4 m (8 pies) (distancia desde el borde de ataque hasta el borde de salida) que sus predecesores Pathfinder y Centurion. La envergadura de 75 m (247 pies ) le otorgaba al prototipo Helios una relación de aspecto de casi 31:1. El grosor del ala era el mismo de punta a punta, 29 cm (11,5 pulgadas) o el 12 por ciento de la cuerda, y no tenía conicidad ni flecha . Los paneles exteriores tenían un diedro incorporado de 10 grados para brindar a la aeronave mayor estabilidad lateral. Una ligera torsión hacia arriba en las puntas del borde de salida ayudaba a prevenir la entrada en pérdida de las puntas de las alas durante los aterrizajes y giros lentos. El área alar era de 183,6 m² (1976 pies ^cuadrados ) , lo que le daba a la aeronave una carga alar máxima de solo 0,81 lb/pie² cuando volaba con un peso bruto de 1600 lb. ^{[ 1 ]}        

La aeronave de ala completa se ensambló en seis secciones, cada una de aproximadamente 12 metros (41 pies ) de largo. En cada unión de panel se acopló una góndola bajo el ala para albergar el tren de aterrizaje, el sistema de alimentación de baterías, las computadoras de control de vuelo y la instrumentación de datos. Las cinco góndolas de forma aerodinámica estaban hechas en su mayoría de los mismos materiales que el ala, con la excepción del revestimiento transparente del ala. Dos ruedas en cada góndola conformaban el tren de aterrizaje fijo: ruedas robustas de bicicleta de montaña en la parte trasera y ruedas más pequeñas de patinete en la parte delantera. ^{[ 1 ]} 

Las únicas superficies de control de vuelo utilizadas en el prototipo Helios eran 72 elevadores en el borde de salida que proporcionaban control de cabeceo. Estos elevadores, que abarcaban toda el ala, eran operados por pequeños servomotores conectados al ordenador de control de vuelo de la aeronave. Para girar la aeronave en vuelo, se aplicaba control de guiñada mediante potencia diferencial en los motores: acelerando los motores de un panel exterior del ala y ralentizando los del otro panel exterior. Una prueba importante durante la serie de vuelos inicial fue la evaluación de la potencia diferencial de los motores como medio de control de cabeceo. Durante el crucero normal, los paneles exteriores del ala del Helios se arqueaban hacia arriba, dando a la aeronave la forma de una media luna poco profunda vista desde el frente o la parte trasera. Esta configuración colocaba los motores de los paneles exteriores del ala más altos que los de los paneles centrales. Acelerar los motores de los paneles exteriores hacía que la aeronave cabeceara hacia abajo e iniciara un descenso. Por el contrario, aplicar potencia adicional a los motores de los paneles centrales hacía que el Helios cabeceara hacia arriba e iniciara un ascenso. ^{[ 1 ]}

Entre 2000 y 2001, el HP01 recibió varias mejoras, incluyendo nueva aviónica, sistemas de control ambiental de gran altitud y un panel solar SunPower compuesto por más de 62 000 células solares instaladas en la superficie superior del ala. ^{[ 3 ]} Estas células presentaban un diseño de contacto posterior que colocaba cables en la parte inferior de las células, para no obstruir la exposición de las células a la radiación solar .

El 13 de agosto de 2001, ^{[ 1 ]} el prototipo Helios, pilotado remotamente por Greg Kendall, alcanzó una altitud de 96 863 pies (29 524 m) , un récord mundial de vuelo horizontal sostenido para una aeronave con alas. ^{[ 4 ]} La altitud alcanzada fue más de 11 000 pies (3400 m) —o más de 2 millas (3,2 km) — por encima del récord anterior de altitud para vuelo sostenido de una aeronave con alas. Además, la aeronave permaneció más de 40 minutos por encima de los 96 000 pies (29 000 m) . ^{[ 1 ]}    

El 26 de junio de 2003, el prototipo Helios se desintegró y cayó al océano Pacífico a unas diez millas (16 km) al oeste de la isla hawaiana de Kauai durante un vuelo de comprobación de sistemas pilotado a distancia en preparación para una prueba de resistencia programada para el mes siguiente. ^{[ 5 ]} 

La mañana del accidente, los pronósticos meteorológicos indicaban que las condiciones eran aceptables, aunque durante la revisión previa al vuelo, el meteorólogo dio una aprobación muy ajustada. Una de las principales preocupaciones eran dos zonas de cizalladura del viento frente a la costa de la isla. Tras un despegue retrasado, debido a que los vientos no cambiaron como se había previsto, Helios pasó más tiempo del esperado volando a través de una zona de turbulencia a baja altitud en la ladera de sotavento de Kauai, porque ascendía más lentamente de lo normal, ya que tenía que lidiar con las sombras de las nubes y la consiguiente reducción de la energía solar.

Cuando la aeronave ascendió a 850 metros (2800 pies) a los 30 minutos de vuelo, según el informe de investigación del accidente, "la aeronave encontró turbulencias y se transformó en una configuración de diedro alto, inesperada y persistente . Como resultado de este diedro alto persistente, la aeronave se volvió inestable en un modo de cabeceo muy divergente en el que las excursiones de velocidad aerodinámica con respecto a la velocidad de vuelo nominal se duplicaban aproximadamente en cada ciclo de oscilación . La condición de exceso de velocidad se agravó cuando el piloto desactivó el bucle de mantenimiento de velocidad aerodinámica en lugar de ejecutar el procedimiento de emergencia correcto y aumentar la ganancia del bucle. Posteriormente, se superó la velocidad aerodinámica de diseño de la aeronave y las altas presiones dinámicas resultantes provocaron la falla de la estructura secundaria del borde de ataque del ala en los paneles exteriores del ala y el desprendimiento de las células solares y el revestimiento de la superficie superior del ala. La aeronave impactó contra el océano dentro de los límites del campo de pruebas de la Instalación de Pruebas de Misiles del Pacífico y quedó destruida. Se recuperó la mayor parte de la estructura del vehículo, excepto la cápsula de la celda de combustible de hidrógeno-aire y dos de los diez motores, que se hundieron en el océano." ^{[ 3 ]} 

El informe de la investigación identificó dos causas principales del accidente:

1. "La falta de métodos de análisis adecuados condujo a una evaluación de riesgos inexacta de los efectos de los cambios de configuración, lo que llevó a una decisión inapropiada de volar con una configuración de aeronave altamente sensible a las perturbaciones."
2. "Los cambios de configuración de la aeronave, impulsados ​​por restricciones programáticas y tecnológicas, transformaron la aeronave de un sistema de carga transversal a una distribución de masa altamente concentrada en un punto de la misma estructura, lo que redujo significativamente la robustez del diseño y los márgenes de seguridad." ^{[ 3 ]}