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Articulo de referencia

Estancamiento (dinámica de fluidos)

Flujo de aire que se separa de un perfil aerodinámico con un ángulo de ataque elevado , como ocurre en una entrada en pérdida. En dinámica de fluidos , una pérdida de sustentaci...

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Flujo de aire que se separa de un perfil aerodinámico con un ángulo de ataque elevado , como ocurre en una entrada en pérdida.

En dinámica de fluidos , una pérdida de sustentación es una reducción en el coeficiente de sustentación generado por un perfil aerodinámico cuando el ángulo de ataque supera su valor crítico . [ 1 ] El ángulo de ataque crítico suele ser de unos 15°, pero puede variar significativamente dependiendo del fluido , el perfil aerodinámico (incluida su forma, tamaño y acabado) y el número de Reynolds .

Las pérdidas de sustentación en aeronaves de ala fija suelen experimentarse como una reducción repentina de la sustentación al separarse el flujo de aire de la superficie superior, lo que puede deberse a un aumento del ángulo de ataque del ala más allá del ángulo crítico o a una disminución del mismo. El primer caso puede deberse a una desaceleración (por debajo de la velocidad de pérdida ), y el segundo a la acumulación de hielo en las alas. Una pérdida de sustentación no significa que el motor o los motores hayan dejado de funcionar ni que la aeronave se haya detenido; el efecto es el mismo incluso en un planeador sin motor .

Dado que las pérdidas de sustentación se suelen analizar en el contexto de la aviación , este artículo las aborda principalmente en relación con las aeronaves, en particular las de ala fija. Los principios de pérdida de sustentación que se exponen aquí también son aplicables a perfiles aerodinámicos en otros fluidos.

Definición formal

Formación de estancamiento

La entrada en pérdida es una condición en aerodinámica y aviación que se produce cuando, si el ángulo de ataque de una aeronave supera cierto punto, la sustentación comienza a disminuir. El ángulo en el que esto ocurre se denomina ángulo crítico de ataque . Si el ángulo de ataque supera el valor crítico, la sustentación disminuye y la aeronave desciende, aumentando aún más el ángulo de ataque y provocando una mayor pérdida de sustentación. El ángulo crítico de ataque depende de la sección o perfil aerodinámico del ala, su planta , su relación de aspecto y otros factores, pero suele estar entre 8 y 20 grados con respecto al viento incidente ( viento relativo ) para la mayoría de los perfiles aerodinámicos subsónicos. El ángulo crítico de ataque es el ángulo de ataque en la curva de coeficiente de sustentación frente al ángulo de ataque (Cl~alpha) en el que se produce el coeficiente de sustentación máximo. [ 2 ]

La entrada en pérdida se produce por la separación del flujo , que a su vez es causada por el aire que fluye contra una presión creciente. Whitford [ 3 ] describe tres tipos de entrada en pérdida: borde de salida, borde de ataque y perfil aerodinámico delgado, cada uno con características distintivas de Cl~alpha. Para la entrada en pérdida en el borde de salida, la separación comienza en ángulos de ataque pequeños cerca del borde de salida del ala, mientras que el resto del flujo sobre el ala permanece adherido. A medida que aumenta el ángulo de ataque, las regiones separadas en la parte superior del ala aumentan de tamaño a medida que la separación del flujo avanza, y esto dificulta la capacidad del ala para generar sustentación. Esto se muestra por la reducción en la pendiente de sustentación en una curva Cl~alpha a medida que la sustentación se acerca a su valor máximo. El flujo separado generalmente causa vibraciones. [ 4 ] Más allá del ángulo de ataque crítico, el flujo separado es tan dominante que los aumentos adicionales en el ángulo de ataque hacen que la sustentación disminuya desde su valor máximo.

Los aviones de transporte con motor de pistón y los primeros aviones a reacción presentaban un comportamiento de pérdida muy bueno, con advertencia de vibración previa a la pérdida y, si se ignoraba, una caída directa del morro para una recuperación natural. Los avances en las alas que surgieron con la introducción de los motores turbohélice introdujeron un comportamiento de pérdida inaceptable. Los avances en el borde de ataque de las alas de alta sustentación, y la introducción de motores traseros y planos de cola elevados en la siguiente generación de aviones de transporte a reacción, también introdujeron un comportamiento de pérdida inaceptable. La probabilidad de alcanzar la velocidad de pérdida de forma inadvertida, un evento potencialmente peligroso, se había calculado, en 1965, en aproximadamente una vez cada 100 000 vuelos, [ 5 ] con la suficiente frecuencia como para justificar el coste del desarrollo de dispositivos de advertencia, como vibradores de palanca, y dispositivos para proporcionar automáticamente un cabeceo adecuado hacia abajo, como empujadores de palanca. [ 6 ]

Cuando el ángulo de ataque medio de las alas supera el límite de pérdida, puede desarrollarse una barrena , que es una autorrotación de un ala en pérdida. Una barrena se produce tras desviaciones del vuelo equilibrado en alabeo, guiñada y cabeceo. Por ejemplo, el alabeo se amortigua de forma natural con un ala sin pérdida, pero con las alas en pérdida, el momento de amortiguación se sustituye por un momento propulsor. [ 7 ] [ 8 ]

Variación de la sustentación con el ángulo de ataque

Un ejemplo de la relación entre el ángulo de ataque y la sustentación en un perfil aerodinámico curvado. Esta relación exacta se suele medir en un túnel de viento y depende de la sección del perfil. En el caso del ala de un avión, la relación depende de su planta y su relación de aspecto.

El gráfico muestra que la mayor sustentación se produce al alcanzar el ángulo de ataque crítico (conocido en la aviación de principios del siglo XX como el "punto de turbulencia"). En este caso, este ángulo es de 17,5 grados, pero varía según el perfil aerodinámico. En particular, para perfiles aerodinámicos gruesos (con una relación espesor/ cuerda de alrededor del 10%), el ángulo crítico es mayor que en un perfil delgado con la misma curvatura . Los perfiles simétricos tienen ángulos críticos menores (pero también funcionan eficazmente en vuelo invertido). El gráfico muestra que, a medida que el ángulo de ataque supera el ángulo crítico, la sustentación producida por el perfil aerodinámico disminuye.

La información en un gráfico de este tipo se obtiene utilizando un modelo del perfil aerodinámico en un túnel de viento . Dado que normalmente se utilizan modelos de aeronaves, en lugar de máquinas de tamaño real, es necesario tener especial cuidado para asegurar que los datos se tomen en el mismo régimen de número de Reynolds (o velocidad a escala) que en vuelo libre. La separación del flujo de la superficie superior del ala a altos ángulos de ataque es bastante diferente a números de Reynolds bajos que a los altos números de Reynolds de las aeronaves reales. En particular, a altos números de Reynolds el flujo tiende a permanecer adherido al perfil aerodinámico durante más tiempo porque las fuerzas de inercia son dominantes con respecto a las fuerzas viscosas que son responsables de la separación del flujo que finalmente conduce a la entrada en pérdida aerodinámica. Por esta razón, los resultados del túnel de viento realizados a velocidades más bajas y en modelos a menor escala de sus contrapartes de la vida real a menudo tienden a sobreestimar el ángulo de ataque de entrada en pérdida aerodinámica. [ 9 ] Los túneles de viento de alta presión son una solución a este problema.

En general, no es posible operar de forma estable una aeronave con un ángulo de ataque superior al ángulo crítico, ya que, tras superar dicho ángulo, la pérdida de sustentación del ala provoca que el morro de la aeronave caiga, reduciendo nuevamente el ángulo de ataque. Esta caída del morro, independientemente de las acciones de control, indica que el piloto ha entrado en pérdida. [ 10 ] [ 11 ]

Este gráfico muestra el ángulo de pérdida, pero en la práctica, la mayoría de los manuales de operaciones del piloto (POH) o manuales de vuelo genéricos describen la pérdida en términos de velocidad aerodinámica . Esto se debe a que todas las aeronaves están equipadas con un indicador de velocidad aerodinámica , pero menos aeronaves cuentan con un indicador de ángulo de ataque. La velocidad de pérdida de una aeronave es publicada por el fabricante (y es un requisito para la certificación mediante pruebas de vuelo) para un rango de pesos y posiciones de flaps, pero el ángulo de ataque de pérdida no se publica.

A medida que disminuye la velocidad, el ángulo de ataque debe aumentar para mantener la sustentación constante hasta alcanzar el ángulo crítico. La velocidad aerodinámica a la que se alcanza este ángulo es la velocidad de pérdida (1g, sin aceleración) de la aeronave en esa configuración particular. El despliegue de flaps /slats reduce la velocidad de pérdida, lo que permite que la aeronave despegue y aterrice a menor velocidad.

Descripción aerodinámica

Aviones de ala fija

Un avión de ala fija puede entrar en pérdida con cualquier ángulo de cabeceo o alabeo, o a cualquier velocidad, pero la pérdida deliberada se practica comúnmente reduciendo la velocidad a la velocidad de pérdida sin aceleración, a una altitud segura. La velocidad de pérdida sin aceleración (1g) varía en diferentes aviones de ala fija y se representa mediante códigos de color en el indicador de velocidad . A medida que el avión vuela a esta velocidad, el ángulo de ataque debe aumentarse para evitar cualquier pérdida de altitud o ganancia de velocidad (que corresponde al ángulo de pérdida descrito anteriormente). El piloto notará que los controles de vuelo se vuelven menos sensibles y también puede notar algunas vibraciones, resultado del aire turbulento que se separa del ala y golpea la cola del avión.

En la mayoría de las aeronaves ligeras , al alcanzarse la pérdida, la aeronave comenzará a descender (porque el ala ya no produce suficiente sustentación para soportar el peso de la aeronave) y el morro se inclinará hacia abajo. La recuperación de la pérdida implica bajar el morro de la aeronave, para disminuir el ángulo de ataque y aumentar la velocidad del aire, hasta que se restablezca un flujo de aire suave sobre el ala. El vuelo normal puede reanudarse una vez completada la recuperación. [ 12 ] La maniobra suele ser bastante segura y, si se maneja correctamente, solo produce una pequeña pérdida de altitud ( 20–30 m/66–98 pies ). Se enseña y practica para que los pilotos reconozcan, eviten y se recuperen de la pérdida de la aeronave. [ 13 ] Un piloto debe demostrar competencia en el control de una aeronave durante y después de una pérdida para obtener la certificación en los Estados Unidos, [ 14 ] y es una maniobra rutinaria para los pilotos cuando se familiarizan con el manejo de un tipo de aeronave desconocido. El único aspecto peligroso de una pérdida es la falta de altitud para la recuperación.  

Giro y recuperación incipientes

Una forma especial de pérdida asimétrica en la que la aeronave también gira sobre su eje de guiñada se denomina barrena . Una barrena puede ocurrir si una aeronave está en pérdida y se le aplica un momento de guiñada asimétrico. [ 15 ] Este momento de guiñada puede ser aerodinámico (ángulo de deslizamiento lateral, timón, guiñada adversa de los alerones), relacionado con el empuje (factor p, un motor inoperativo en una aeronave multimotor de empuje no central) o de fuentes menos probables como turbulencia severa. El efecto neto es que un ala entra en pérdida antes que la otra y la aeronave desciende rápidamente mientras gira, y algunas aeronaves no pueden recuperarse de esta condición sin las entradas de control correctas del piloto (que deben detener la guiñada) y la carga. [ 16 ] Una nueva solución al problema de la recuperación difícil (o imposible) de la pérdida-barrena la proporciona el sistema de recuperación de paracaídas balístico .

Los escenarios más comunes de pérdida y barrena ocurren durante el despegue ( pérdida en la salida ) y el aterrizaje (viraje de base a final) debido a una velocidad aerodinámica insuficiente durante estas maniobras. Las pérdidas también ocurren durante una maniobra de frustrada si el piloto no responde adecuadamente a la situación de desequilibrio resultante de la transición de baja potencia a alta potencia a baja velocidad. [ 17 ] La velocidad de pérdida aumenta cuando las superficies de las alas se contaminan con hielo o escarcha, creando una superficie más rugosa y una estructura del avión más pesada debido a la acumulación de hielo.

Las pérdidas ocurren no solo a baja velocidad, sino a cualquier velocidad cuando las alas superan su ángulo de ataque crítico. Intentar aumentar el ángulo de ataque a 1g moviendo la columna de control hacia atrás normalmente hace que la aeronave ascienda. Sin embargo, las aeronaves a menudo experimentan fuerzas g más altas, como al girar bruscamente o salir de un picado. En estos casos, las alas ya están operando a un ángulo de ataque mayor para crear la fuerza necesaria (derivada de la sustentación) para acelerar en la dirección deseada. Aumentar aún más la carga g, tirando hacia atrás de los controles, puede hacer que se supere el ángulo de pérdida, incluso cuando la aeronave está volando a alta velocidad. [ 18 ] Estas "pérdidas a alta velocidad" producen las mismas características de vibración que las pérdidas a 1g y también pueden iniciar una barrena si también hay guiñada.

Características

Los distintos tipos de aeronaves tienen diferentes características de entrada en pérdida, pero solo tienen que ser lo suficientemente buenas para satisfacer a su autoridad de aeronavegabilidad particular . Por ejemplo, el carguero pesado Short Belfast tenía una caída de morro marginal que era aceptable para la Real Fuerza Aérea . Cuando las aeronaves se vendieron a un operador civil, tuvieron que ser equipadas con un empujador de palanca para cumplir con los requisitos civiles. [ 19 ] Algunas aeronaves pueden tener naturalmente un comportamiento muy bueno mucho más allá de lo requerido. Por ejemplo, los aviones de transporte a reacción de primera generación se han descrito como teniendo una caída de morro impecable en la entrada en pérdida. [ 20 ] La pérdida de sustentación en un ala es aceptable siempre que el alabeo, incluso durante la recuperación de la entrada en pérdida, no exceda unos 20 grados, o en vuelo de viraje el alabeo no debe exceder los 90 grados de inclinación. [ 21 ] Si la advertencia de preentrada en pérdida seguida de caída de morro y caída limitada del ala no están presentes naturalmente o son consideradas inaceptablemente marginales por una autoridad de aeronavegabilidad, el comportamiento de entrada en pérdida debe hacerse suficientemente bueno con modificaciones de la estructura de la aeronave o dispositivos como un vibrador y un empujador de palanca. Estos se describen en "Dispositivos de advertencia y seguridad".

Velocidades de pérdida

Envolvente de vuelo de un avión rápido. El borde izquierdo muestra la curva de velocidad de pérdida.
El indicador de velocidad aerodinámica se utiliza a menudo para predecir indirectamente las condiciones de pérdida de sustentación.

Las pérdidas dependen únicamente del ángulo de ataque, no de la velocidad aerodinámica . [ 22 ] Sin embargo, cuanto más lento vuele una aeronave, mayor será el ángulo de ataque que necesita para producir una sustentación igual a su peso. [ 23 ] A medida que la velocidad disminuye aún más, en algún punto este ángulo será igual al ángulo de ataque crítico (de pérdida) . Esta velocidad se denomina "velocidad de pérdida". Una aeronave que vuela a su velocidad de pérdida no puede ascender, y una aeronave que vuela por debajo de su velocidad de pérdida no puede detener su descenso. Cualquier intento de hacerlo aumentando el ángulo de ataque, sin antes aumentar la velocidad aerodinámica, resultará en una pérdida.

La velocidad de pérdida real variará según el peso del avión, la altitud, la configuración y la aceleración vertical y lateral. La estela de la hélice reduce la velocidad de pérdida al energizar el flujo sobre las alas. [ 24 ] : 61

Las definiciones de velocidad varían e incluyen:

  • V S : Velocidad de pérdida: la velocidad a la que el avión presenta las características aceptadas para definir la pérdida. [ 24 ] : 8
  • V S0 : La velocidad de pérdida o velocidad mínima de vuelo estable en configuración de aterrizaje. [ 25 ] La velocidad de pérdida de empuje cero en la configuración de flaps de aterrizaje más extendida. [ 24 ] : 8
  • V S1 : La velocidad de pérdida o velocidad mínima de vuelo estable obtenida en una configuración específica. [ 25 ] La velocidad de pérdida de empuje cero con una configuración de flaps específica. [ 24 ] : 8

Un indicador de velocidad aerodinámica , para fines de pruebas de vuelo, puede tener las siguientes marcas: la velocidad más baja del arco blanco indica V S0 con el peso máximo y los flaps extendidos, mientras que la velocidad más baja del arco verde indica V S1 con el peso máximo. Si bien la velocidad V S de una aeronave se calcula de antemano, sus velocidades V S0 y V S1 deben demostrarse empíricamente mediante pruebas de vuelo. [ 26 ]

En vuelo acelerado y con giros

Ilustración de una pérdida de sustentación en vuelo giratorio, que se produce durante un giro coordinado con un ángulo de inclinación que aumenta progresivamente.

La velocidad de pérdida normal, especificada por los valores V S anteriores, siempre se refiere a un vuelo recto y nivelado, donde el factor de carga es igual a 1g. Sin embargo, si la aeronave está girando o ascendiendo desde un picado, se requiere sustentación adicional para proporcionar la aceleración vertical o lateral, por lo que la velocidad de pérdida es mayor. Una pérdida acelerada es una pérdida que ocurre en tales condiciones. [ 27 ]

En un giro inclinado , la sustentación requerida es igual al peso de la aeronave más sustentación adicional para proporcionar la fuerza centrípeta necesaria para realizar el giro: [ 28 ] [ 29 ]

L=norteW{\displaystyle L=nW}

dónde:

L{\displaystyle L}= levantar
norte{\displaystyle n}= factor de carga (mayor que 1 en un giro)
W{\displaystyle W}= peso de la aeronave

Para lograr la sustentación adicional, el coeficiente de sustentación , y por lo tanto el ángulo de ataque, tendrá que ser mayor que en vuelo recto y nivelado a la misma velocidad. Por lo tanto, dado que la pérdida siempre ocurre en el mismo ángulo de ataque crítico, [ 30 ] al aumentar el factor de carga (por ejemplo, al cerrar el giro) el ángulo crítico se alcanzará a una mayor velocidad aerodinámica: [ 28 ] [ 31 ] [ 32 ] [ 33 ]

Vcalle=Vsnorte{\displaystyle V_{\text{st}}=V_{\text{s}}{\sqrt {n}}}

dónde:

Vcalle{\displaystyle V_{\text{st}}}= velocidad de pérdida
Vs{\displaystyle V_{\text{s}}}= velocidad de pérdida de la aeronave en vuelo recto y nivelado
norte{\displaystyle n}= factor de carga

La tabla que sigue proporciona algunos ejemplos de la relación entre el ángulo de inclinación y la raíz cuadrada del factor de carga. Se deriva de la relación trigonométrica ( secante ) entreL{\displaystyle L}yW{\displaystyle W}.

Por ejemplo, en un giro con un ángulo de inclinación de 45°, V st es un 19% mayor que V s .

Según la terminología de la Administración Federal de Aviación (FAA), el ejemplo anterior ilustra una denominada pérdida de sustentación en vuelo con giro , mientras que el término acelerado se utiliza para indicar únicamente una pérdida de sustentación en vuelo con giro acelerado , es decir, una pérdida de sustentación en vuelo con giro en la que la velocidad aerodinámica disminuye a un ritmo determinado. [ 34 ]

La tendencia de las aeronaves de hélice potentes a girar en reacción al par motor crea un riesgo de pérdida acelerada. Cuando una aeronave como un Mitsubishi MU-2 vuela cerca de su velocidad de pérdida, la aplicación repentina de máxima potencia puede provocar que gire, creando las mismas condiciones aerodinámicas que inducen una pérdida acelerada en vuelo de viraje, incluso si el piloto no inició el viraje deliberadamente. Los pilotos de este tipo de aeronaves están entrenados para evitar aumentos repentinos y drásticos de potencia a baja altitud y baja velocidad, ya que puede ser difícil recuperarse de una pérdida acelerada en estas condiciones. [ 35 ]

Durante un viraje de escape de un cañón, tanto el factor de carga como la velocidad de pérdida aumentan. Una pérdida acelerada puede ocurrir si un piloto no mantiene un control adecuado de su velocidad aerodinámica. [ 36 ] El accidente de un Cessna 152 cerca del lago Harrison , Columbia Británica, ocurrió debido a una pérdida mientras intentaba escapar de un cañón estrecho . [ 37 ]

Un ejemplo notable de accidente aéreo que involucra una pérdida de sustentación en vuelo a baja altitud es el accidente del B-52 en la base aérea de Fairchild en 1994 .

Tipos

parada dinámica

La entrada en pérdida dinámica es un efecto aerodinámico inestable no lineal que se produce cuando los perfiles aerodinámicos cambian rápidamente su ángulo de ataque. Este cambio rápido puede provocar que se desprenda un vórtice intenso del borde de ataque del perfil aerodinámico, que se desplaza hacia atrás por encima del ala. [ 38 ] [ 39 ] El vórtice, que contiene flujos de aire de alta velocidad, aumenta brevemente la sustentación producida por el ala. Sin embargo, tan pronto como pasa por detrás del borde de salida, la sustentación se reduce drásticamente y el ala entra en pérdida normal. [ 40 ]

La entrada en pérdida dinámica es un efecto asociado principalmente a helicópteros y alas batientes, aunque también se produce en turbinas eólicas [ 41 ] y debido a ráfagas de aire. Durante el vuelo hacia adelante, algunas regiones de la pala de un helicóptero pueden experimentar un flujo que se invierte (en comparación con la dirección del movimiento de la pala), lo que incluye ángulos de ataque que cambian rápidamente. Las alas oscilantes (batientes), como las de insectos como el abejorro , pueden depender casi por completo de la entrada en pérdida dinámica para la producción de sustentación, siempre que las oscilaciones sean rápidas en comparación con la velocidad de vuelo y el ángulo del ala cambie rápidamente en comparación con la dirección del flujo de aire. [ 40 ]

El retardo de entrada en pérdida puede ocurrir en perfiles aerodinámicos sometidos a un ángulo de ataque elevado y a un flujo tridimensional. Cuando el ángulo de ataque de un perfil aerodinámico aumenta rápidamente, el flujo permanece prácticamente adherido a él hasta un ángulo de ataque significativamente mayor que el que se alcanza en condiciones de estado estacionario. Como resultado, la entrada en pérdida se retrasa momentáneamente y se alcanza un coeficiente de sustentación significativamente superior al máximo en estado estacionario. Este efecto se observó por primera vez en hélices . [ 42 ]

Estacionamiento profundo

Representación esquemática de una pérdida profunda. Vuelo normal (arriba), condición de pérdida profunda: cola en T en la "sombra" del ala (abajo).
Un Schweizer SGS 1-36 utilizado por la NASA para la investigación de la pérdida de sustentación profunda sobre el desierto de Mojave en 1983.

Una pérdida profunda (o superpérdida ) es un tipo peligroso de pérdida que afecta a ciertos diseños de aeronaves , especialmente a los aviones a reacción con configuración de cola en T y motores montados en la parte trasera. [ 43 ] En estos diseños, la estela turbulenta de un ala principal en pérdida, las estelas de los pilones de las góndolas y la estela del fuselaje [ 44 ] "cubren" el estabilizador horizontal, lo que hace que los elevadores sean ineficaces e impide que la aeronave se recupere de la pérdida. Las aeronaves con góndolas montadas en la parte trasera también pueden presentar una pérdida de empuje . [ 45 ] Las aeronaves de hélice con cola en T son generalmente resistentes a las pérdidas profundas, porque el flujo de la hélice aumenta el flujo de aire sobre la raíz del ala, [ 46 ] pero pueden estar equipadas con un impulsor de cola vertical de precaución durante las pruebas de vuelo , como sucedió con el A400M . [ 47 ]

Brian Trubshaw [ 48 ] da una definición amplia de pérdida profunda como penetrante a tales ángulos de ataque.α{\textstyle \alpha }que la efectividad del control de cabeceo se reduce por las estelas del ala y la góndola . También da una definición que relaciona la pérdida profunda con una condición de bloqueo donde la recuperación es imposible. Este es un único valor deα{\textstyle \alpha }, para una configuración de aeronave dada, donde no hay momento de cabeceo , es decir, un punto de compensación.

Schaufele proporciona valores típicos tanto para el rango de entrada en pérdida profunda, como se definió anteriormente, como para el punto de equilibrio bloqueado para el Douglas DC-9 Serie 10. [ 49 ] Estos valores provienen de pruebas en túnel de viento para un diseño inicial. El diseño final no tenía un punto de equilibrio bloqueado, por lo que era posible la recuperación de la región de entrada en pérdida profunda, como se requería para cumplir con las normas de certificación. La entrada en pérdida normal que comienza en el "punto de ruptura g" (disminución repentina del factor de carga vertical [ 47 ] ) fue en α=18∘{\textstyle \alpha =18^{\circ }}La entrada en pérdida profunda comenzó alrededor de los 30°, y el punto de ajuste irrecuperable bloqueado se situó en los 47°.

El muy altoα{\textstyle \alpha }En una pérdida profunda, la condición de bloqueo se produce mucho más allá de la pérdida normal, pero puede alcanzarse muy rápidamente, ya que la aeronave es inestable más allá de la pérdida normal y requiere una acción inmediata para detenerla. La pérdida de sustentación provoca altas tasas de descenso, que, junto con la baja velocidad de avance en la pérdida normal, dan una altaα{\textstyle \alpha }con poca o ninguna rotación de la aeronave. [ 50 ] BAC 1-11 G-ASHG, durante las pruebas de vuelo de pérdida antes de que el tipo fuera modificado para evitar una condición de pérdida profunda bloqueada, descendió a más de 10 000 pies por minuto (50 m/s) y golpeó el suelo en una actitud plana moviéndose solo 70 pies (20 m) hacia adelante después del impacto inicial. [ 50 ] Los bocetos que muestran cómo la estela del ala cubre la cola pueden ser engañosos si implican que la pérdida profunda requiere un ángulo de cuerpo alto. Taylor y Ray [ 51 ] muestran cómo la actitud de la aeronave en la pérdida profunda es relativamente plana, incluso menos que durante la pérdida normal, con ángulos de trayectoria de vuelo negativos muy altos.  

Se sabía que en algunos diseños de aeronaves se producían efectos similares a la pérdida profunda antes de que se acuñara el término. Un prototipo del Gloster Javelin ( número de serie WD808 ) se perdió en un accidente el 11  de junio de 1953 debido a una pérdida "bloqueada". [ 52 ] Sin embargo, Waterton [ 53 ] afirma que se descubrió que el estabilizador horizontal compensado no era el adecuado para la recuperación. Se estaban realizando pruebas de manejo a baja velocidad para evaluar una nueva ala. [ 53 ] El Handley Page Victor XL159 se perdió debido a una "pérdida estable" el 23  de marzo de 1962. [ 54 ] Estaba superando el borde de ataque fijo con la prueba de aproximación a la pérdida, configuración de aterrizaje, centro de gravedad hacia atrás. El paracaídas de frenado no se había desplegado, ya que podría haber dificultado la evacuación de la tripulación trasera. [ 55 ]

El nombre "pérdida profunda" se popularizó tras el accidente del prototipo BAC 1-11 G-ASHG el 22  de octubre de 1963, en el que falleció su tripulación. [ 56 ] Esto dio lugar a modificaciones en la aeronave, incluida la instalación de un vibrador de palanca (véase más abajo) para advertir claramente al piloto de una pérdida inminente. Los vibradores de palanca son ahora un elemento estándar en los aviones comerciales. No obstante, el problema sigue provocando accidentes; el 3 de  junio de 1966, un Hawker Siddeley Trident (G-ARPY) se perdió por una pérdida profunda ; [ 57 ] se sospecha que la pérdida profunda fue la causa de otro accidente de un Trident (el vuelo 548 de British European Airways, G-ARPI ), conocido como el "desastre de Staines", el 18  de junio de 1972, cuando la tripulación no se percató de las condiciones y había desactivado el sistema de recuperación de pérdida. [ 58 ] El 3  de abril de 1980, un prototipo del jet ejecutivo Canadair Challenger se estrelló después de entrar inicialmente en pérdida profunda desde 17 000 pies y tener ambos motores apagados. Se recuperó de la pérdida profunda después de desplegar el paracaídas anti-giro, pero se estrelló después de no poder soltar el paracaídas o volver a encender los motores. Uno de los pilotos de prueba no pudo escapar de la aeronave a tiempo y murió. [ 59 ] El 26 de julio de 1993, un Canadair CRJ-100 se perdió en pruebas de vuelo debido a una pérdida profunda. [ 60 ] Se ha informado que un Boeing 727 entró en pérdida profunda en una prueba de vuelo, pero el piloto pudo balancear el avión a ángulos de alabeo cada vez mayores hasta que finalmente la nariz cayó y se recuperó la respuesta normal de los controles. [ 61 ] El accidente del vuelo 708 de West Caribbean Airways en 2005 también se atribuyó a una pérdida profunda. El vuelo 8501 de AirAsia es otro ejemplo notable de una pérdida de sustentación irrecuperable. El accidente del Bombardier CRJ200 de Saurya Airlines en 2024 se atribuyó a una pérdida de sustentación profunda causada por la baja velocidad y la excesiva velocidad de rotación durante el despegue.  

Las aeronaves con configuración canard también corren el riesgo de entrar en pérdida profunda. Dos aeronaves Velocity se estrellaron debido a pérdidas profundas bloqueadas. [ 62 ] Las pruebas revelaron que la adición de manguitos en el borde de ataque del ala exterior impidió que la aeronave entrara en pérdida profunda. El Piper Advanced Technologies PAT-1, N15PT, otra aeronave con configuración canard, también se estrelló en un accidente atribuido a una pérdida profunda. [ 63 ] Las pruebas en el túnel de viento del diseño en el Centro de Investigación Langley de la NASA mostraron que era vulnerable a una pérdida profunda. [ 64 ]

puesto de propina

El ángulo de flecha y la conicidad de las alas provocan la entrada en pérdida en la punta del ala antes que en la raíz. La posición de un ala en flecha a lo largo del fuselaje debe ser tal que la sustentación de la raíz del ala, bastante por delante del centro de gravedad (CG) de la aeronave, debe ser equilibrada por la punta del ala, bastante por detrás del CG [ 65 ]. Si la punta entra en pérdida primero, el equilibrio de la aeronave se ve afectado, lo que provoca un peligroso cabeceo hacia arriba . Las alas en flecha deben incorporar características que impidan el cabeceo hacia arriba causado por una entrada en pérdida prematura en la punta.

Un ala en flecha tiene un coeficiente de sustentación mayor en sus paneles exteriores que en el interior, lo que provoca que alcancen primero su capacidad máxima de sustentación y entren en pérdida primero. Esto se debe al patrón de flujo descendente asociado con las alas en flecha/ahusadas. [ 66 ] Para retrasar la pérdida en la punta, se le da torsión al ala exterior para reducir su ángulo de ataque. La raíz también se puede modificar con un borde de ataque y una sección de perfil aerodinámico adecuados para asegurar que entre en pérdida antes que la punta. Sin embargo, cuando se lleva más allá de la incidencia de pérdida, las puntas aún pueden entrar en pérdida completamente antes que el ala interior a pesar de que la separación inicial ocurre en el interior. Esto causa cabeceo hacia arriba después de la pérdida y entrada en una superpérdida en aquellas aeronaves con características de superpérdida. [ 67 ] El flujo de la capa límite a lo largo de la envergadura también está presente en las alas en flecha y causa pérdida en la punta. La cantidad de aire de la capa límite que fluye hacia afuera se puede reducir generando vórtices con un dispositivo de borde de ataque como una valla, una muesca, un diente de sierra o un conjunto de generadores de vórtices detrás del borde de ataque. [ 68 ]

Dispositivos de advertencia y seguridad

Película de entrenamiento para pilotos de la Armada de los Estados Unidos de la época de la Segunda Guerra Mundial sobre pérdida de sustentación, corrección y evasión.

Las aeronaves de ala fija pueden equiparse con dispositivos para prevenir o retrasar una pérdida de sustentación, para hacerla menos severa (o en algunos casos más severa), o para facilitar la recuperación.

  • Se puede introducir una torsión aerodinámica en el ala con el borde de ataque cerca de la punta inclinado hacia abajo. Esto se denomina torsión y provoca que la raíz del ala entre en pérdida antes que la punta. Esto hace que la entrada en pérdida sea suave y progresiva. Dado que la entrada en pérdida se retrasa en las puntas de las alas, donde se encuentran los alerones , se mantiene el control de alabeo cuando comienza la entrada en pérdida.
  • Una tira de entrada en pérdida es un pequeño dispositivo de bordes afilados que, al colocarse en el borde de ataque del ala, favorece que la entrada en pérdida comience allí, en lugar de en cualquier otra parte del ala. Si se coloca cerca de la raíz del ala, la entrada en pérdida es suave y progresiva; si se coloca cerca de la punta del ala, tiende a que la aeronave incline un ala al entrar en pérdida.
  • Una valla de estancamiento es una placa plana en la dirección de la cuerda para detener el flujo separado que progresa a lo largo del ala [ 69 ].
  • Los generadores de vórtices son pequeñas tiras de metal o plástico colocadas en la parte superior del ala, cerca del borde de ataque, que sobresalen de la capa límite hacia el flujo libre. Como su nombre indica, energizan la capa límite al mezclar el flujo de aire libre con el de la capa límite, creando así vórtices. Esto aumenta el momento lineal en la capa límite. Al aumentar el momento lineal de la capa límite, se puede retrasar la separación del flujo de aire y la consiguiente entrada en pérdida.
  • Un deflector anti-pérdida es una extensión del borde de ataque que genera un vórtice en la superficie superior del ala para retrasar la pérdida de sustentación.
  • Un empujador de palanca es un dispositivo mecánico que impide que el piloto entre en pérdida. Empuja el control del elevador hacia adelante a medida que se aproxima la pérdida, lo que provoca una reducción del ángulo de ataque. En términos generales, un empujador de palanca se conoce como dispositivo de identificación de pérdida o sistema de identificación de pérdida . [ 70 ]
  • Un vibrador de palanca es un dispositivo mecánico que hace vibrar los controles del piloto para advertirle del inicio de una pérdida de sustentación.
  • Un sistema de advertencia de pérdida es un dispositivo electrónico o mecánico que emite una señal acústica al aproximarse a la velocidad de pérdida. La mayoría de las aeronaves incorporan algún tipo de este dispositivo para alertar al piloto de una pérdida inminente. El más sencillo es la bocina de advertencia de pérdida , que consta de un sensor de presión o una lengüeta metálica móvil que acciona un interruptor y produce una señal acústica.
  • El indicador de ángulo de ataque para aeronaves ligeras "AlphaSystems AOA" y un indicador de reserva de sustentación prácticamente idéntico son instrumentos de presión diferencial que muestran el margen por encima de la pérdida y/o el ángulo de ataque en una lectura instantánea y continua. El General Technics CYA-100 muestra el ángulo de ataque real mediante una veleta acoplada magnéticamente. Un indicador de AOA proporciona una representación visual de la sustentación disponible en todo su rango de baja velocidad, independientemente de las numerosas variables que afectan a la aeronave. Este indicador responde inmediatamente a los cambios de velocidad, ángulo de ataque y condiciones del viento, y compensa automáticamente el peso, la altitud y la temperatura de la aeronave.
  • Un limitador de ángulo de ataque o "limitador alfa" es un ordenador de vuelo que impide automáticamente que la acción del piloto provoque que el avión supere el ángulo de pérdida. Algunos limitadores alfa pueden ser desactivados por el piloto.

Los sistemas de advertencia de pérdida de sustentación suelen incluir información procedente de una amplia gama de sensores y sistemas, entre los que se incluye un sensor específico para el ángulo de ataque.

El bloqueo, el daño o el mal funcionamiento de las sondas de pérdida y ángulo de ataque (AOA) pueden provocar una falta de fiabilidad en la advertencia de pérdida y causar el mal funcionamiento del empujador de la palanca, la advertencia de exceso de velocidad, el piloto automático y el amortiguador de guiñada. [ 71 ]

Si se utiliza un canard delantero para el control de cabeceo, en lugar de una cola trasera, el canard está diseñado para encontrarse con el flujo de aire con un ángulo de ataque ligeramente mayor que el del ala. Por lo tanto, cuando el cabeceo de la aeronave aumenta de forma anormal, el canard suele entrar en pérdida primero, provocando que el morro caiga y, por consiguiente, impidiendo que el ala alcance su ángulo de ataque crítico. De este modo, se reduce considerablemente el riesgo de entrada en pérdida del ala principal. Sin embargo, si el ala principal entra en pérdida, la recuperación se dificulta, ya que el canard entra en pérdida más profundamente y el ángulo de ataque aumenta rápidamente. [ 72 ]

Si se utiliza una cola trasera, el ala está diseñada para entrar en pérdida antes que la cola. En este caso, el ala puede volar con un coeficiente de sustentación mayor (más cerca de la entrada en pérdida) para generar una mayor sustentación total.

La mayoría de los aviones de combate militares cuentan con un indicador de ángulo de ataque entre los instrumentos del piloto, que le permite saber con precisión cuán cerca del punto de pérdida se encuentra la aeronave. La instrumentación de los aviones comerciales modernos también puede medir el ángulo de ataque, aunque esta información no siempre se muestra directamente en la pantalla del piloto, sino que activa un indicador de advertencia de pérdida o proporciona información de rendimiento a la computadora de vuelo (en el caso de los sistemas fly-by-wire).

Vuelo más allá del punto muerto

Cuando un ala entra en pérdida, la efectividad de los alerones se reduce, lo que dificulta el control del avión y aumenta el riesgo de una barrena. Después de la pérdida, el vuelo estable más allá del ángulo de pérdida (donde el coeficiente de sustentación es mayor) requiere empuje del motor para reemplazar la sustentación, así como controles alternativos para reemplazar la pérdida de efectividad de los alerones. Las pérdidas de corta duración a 90–120° (por ejemplo, la cobra de Pugachev ) a veces se realizan en exhibiciones aéreas. [ 73 ] El ángulo de ataque más alto en vuelo sostenido demostrado hasta ahora fue de 70° en el X-31 en el Dryden Flight Research Center . [ 74 ] El vuelo sostenido después de la pérdida es un tipo de supermaniobrabilidad .

Spoilers

Excepto en el entrenamiento de vuelo, las pruebas de aeronaves y las acrobacias aéreas , una pérdida de sustentación suele ser un evento indeseable. Sin embargo, los spoilers (a veces llamados amortiguadores de sustentación) son dispositivos que se despliegan intencionalmente para crear una separación de flujo cuidadosamente controlada sobre parte del ala de una aeronave para reducir la sustentación que genera, aumentar la resistencia y permitir que la aeronave descienda más rápidamente sin ganar velocidad. [ 75 ] Los spoilers también se despliegan asimétricamente (solo en un ala) para mejorar el control de alabeo. Los spoilers también se pueden usar en despegues abortados y después del contacto de las ruedas principales en el aterrizaje para aumentar el peso de la aeronave sobre sus ruedas para una mejor acción de frenado.

A diferencia de los aviones a motor, que pueden controlar el descenso aumentando o disminuyendo el empuje, los planeadores deben aumentar la resistencia aerodinámica para incrementar la velocidad de descenso. En los planeadores de alto rendimiento, el despliegue de los alerones se utiliza ampliamente para controlar la aproximación al aterrizaje.

Los alerones también pueden considerarse "reductores de sustentación" porque disminuyen la sustentación del ala en la que se encuentran. Por ejemplo, un alabeo involuntario hacia la izquierda podría corregirse elevando el alerón del ala derecha (o solo algunos de los alerones presentes en las alas de los aviones comerciales grandes). Esto tiene la ventaja de evitar la necesidad de aumentar la sustentación en el ala que está descendiendo (lo que podría acercarla a la entrada en pérdida).

Historia

El aviador alemán Otto Lilienthal murió en 1896 mientras volaba a consecuencia de una pérdida de sustentación. Wilbur Wright experimentó pérdidas de sustentación por primera vez en 1901, mientras volaba su segundo planeador. El conocimiento del accidente de Lilienthal y la experiencia de Wilbur motivaron a los hermanos Wright a diseñar su avión con configuración de " canard ". Supuestamente, esto facilitaba y suavizaba las recuperaciones de las pérdidas de sustentación. Se dice que este diseño les salvó la vida a los hermanos en más de una ocasión. [ 76 ] Sin embargo, las configuraciones de canard, sin un diseño cuidadoso, pueden hacer que una pérdida de sustentación sea irrecuperable. [ 77 ]

El ingeniero aeronáutico Juan de la Cierva trabajó en su proyecto " Autogiro " para desarrollar una aeronave de ala rotatoria que, según esperaba, no pudiera entrar en pérdida y que, por lo tanto, fuera más segura que los aviones. En el desarrollo del autogiro resultante , su solución a numerosos problemas de ingeniería relacionados con las alas rotatorias condujo al desarrollo del helicóptero .

Véase también

Artículos
Accidentes notables

Notas

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Referencias

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