En aerodinámica , el cabeceo hacia arriba es una rotación no comandada del morro de una aeronave. Es una característica indeseable que se ha observado principalmente en aeronaves experimentales de ala en flecha con números de Mach subsónicos altos o ángulos de ataque altos. [1]
Los problemas de cabeceo se detectaron por primera vez en aviones de prueba de alta velocidad con alas en flecha. Era un problema común en el Douglas Skyrocket , que se utilizó ampliamente para probar el problema.
Antes de que el fenómeno del cabeceo hacia arriba fuera bien comprendido, afectó a todos los primeros aviones de ala en flecha. En el F-100 Super Sabre incluso recibió su propio nombre, el baile del Sabre. En aviones con estabilizadores de cola montados en altura, como el F-101 Voodoo , la recuperación era especialmente difícil porque el estabilizador de cola se colocaba directamente en la estela del ala durante el cabeceo hacia arriba, lo que causaba una pérdida profunda (aunque la cola en T estaba destinada a evitar que se iniciara el cabeceo hacia arriba en primer lugar). El despliegue del paracaídas de frenado y una altura considerable sobre el suelo eran esenciales para tener una oportunidad de recuperación.
Las alas generan distribuciones de presión en sus superficies superior e inferior que producen una única fuerza que actúa en un punto conocido como el " centro de presión ", o CoP, que normalmente se encuentra entre ⅓ y ½ de la distancia desde el borde de ataque . Esta fuerza de inclinación hacia arriba y hacia atrás se reemplaza por un par equivalente de fuerzas llamadas sustentación y resistencia. La posición longitudinal en la que actúan estas fuerzas y la magnitud de las fuerzas cambian con el ángulo de ataque . Además, existe un momento de cabeceo variable para cualquier ubicación de fuerza que no sea el CoP. Estos cambios conducen a la necesidad de compensar las aeronaves a medida que cambian sus ajustes de velocidad o potencia. [2]
Otra consideración importante para el diseño de aeronaves es la suma vectorial de todos los términos de peso de las partes de la aeronave, incluida el ala. Esto también se puede reducir a un único término de peso que actúa en algún punto a lo largo del eje longitudinal de la aeronave, el " centro de gravedad " o CdG. Si el ala se coloca de manera que su CdP se encuentre cerca del CdG de la aeronave, en vuelo nivelado el ala elevará la aeronave en línea recta. Esto reduce cualquier fuerza neta que incline la aeronave hacia arriba o hacia abajo, pero por varias razones los dos puntos normalmente están ligeramente separados y se utiliza una pequeña cantidad de fuerza de las superficies de control de vuelo para equilibrar esto. [2]
El mismo diseño básico es deseable también para un avión con un ala en flecha. En un ala rectangular convencional, el centro de presión se encuentra con el avión en el punto de la cuerda que sale directamente de la raíz. Si bien el mismo análisis revelará un punto de centro de presión para un ala en flecha, su ubicación puede estar considerablemente detrás del borde de ataque medido en la raíz del ala . Para formas planas muy en flecha, el centro de presión puede estar detrás del borde de salida de la raíz del ala, lo que requiere que el ala se encuentre con el avión en una ubicación aparentemente muy adelantada. [3]
En este caso de ala en flecha, los cambios en el CoP con el ángulo de ataque pueden verse magnificados. [4]
La introducción de las alas en flecha también se produjo durante el cambio hacia diseños más cónicos. Aunque se sabía desde hacía tiempo que una forma elíptica es "perfecta" desde el punto de vista de la resistencia inducida , también se observó que una conicidad lineal del ala tenía un efecto muy similar, a la vez que era más ligera. Las investigaciones realizadas durante la guerra [5] condujeron a un uso generalizado de la conicidad, especialmente en la era de posguerra. Sin embargo, se había observado desde el principio que dichos diseños tenían características desfavorables para entrar en pérdida; como las puntas estaban más cargadas en ángulos de ataque altos, operaban más cerca de su punto de pérdida.
Aunque este efecto era desfavorable en un avión convencional de ala recta, en un diseño de ala en flecha tuvo resultados inesperados y peligrosos. Cuando las puntas entran en pérdida en un ala en flecha, el centro de presión, el punto de sustentación promedio para el ala en su conjunto, se mueve hacia adelante. Esto se debe a que la sección que todavía genera una sustentación considerable está más adelante. Esto provoca una mayor fuerza de morro hacia arriba, lo que aumenta el ángulo de ataque y hace que una mayor área de la punta entre en pérdida. Esto puede conducir a una reacción en cadena que causa un violento cabeceo de morro hacia arriba del avión.
Este efecto se observó por primera vez en el Douglas D-558-2 Skyrocket en agosto de 1949, cuando un giro de 0,6 G aumentó repentinamente fuera de control a 6 G. Esto no fue del todo sorprendente; el efecto se había visto antes en simulaciones de túnel de viento . [4] Estos efectos se pueden ver a cualquier velocidad; en el Skyrocket ocurrieron principalmente en el transónico (los criterios de Weil-Gray) pero con formas de planta más barridas y cónicas, como en el North American F-100 Super Sabre , el efecto fue común también a bajas velocidades (el límite Furlong-McHugh), cuando el avión voló en ángulos de ataque más altos para mantener la sustentación a bajas velocidades. [6]
Además, las alas en flecha tienden a generar un flujo en la envergadura de la capa límite , lo que hace que parte del flujo de aire se mueva "lateralmente" a lo largo del ala. Esto ocurre a lo largo de toda el ala, pero a medida que uno se mueve hacia la punta, el flujo lateral aumenta, ya que incluye tanto la contribución del ala en ese punto, como el flujo en la envergadura desde puntos más cercanos a la raíz. Este efecto tarda en acumularse; a velocidades más altas, el flujo en la envergadura tiende a ser expulsado de la parte posterior del ala antes de que tenga tiempo de volverse serio. Sin embargo, a velocidades más bajas, esto puede conducir a una acumulación considerable de la capa límite en la punta del ala, lo que se suma a los problemas mencionados anteriormente. [7]
Por último, aunque no está directamente relacionado con los efectos anteriores, durante la era temprana de los aviones a reacción era común utilizar diseños de cola en T para mantener las superficies aerodinámicas bien alejadas del área del motor a reacción. En este caso, es posible que un evento de cabeceo hacia arriba haga que el aire turbulento detrás del ala fluya a través del estabilizador horizontal, haciendo difícil o imposible aplicar presión hacia abajo para contrarrestar el cabeceo hacia arriba. Los aviones con superficies de cola montadas a baja altura no sufrieron este efecto y, de hecho, mejoraron su autoridad de control a medida que la estela del ala despejaba las superficies de control y fluía por encima de ella. Sin embargo, esto no siempre fue suficiente para corregir el problema; el F-86 continuó sufriendo el cabeceo hacia arriba a pesar de la creciente presión hacia abajo de las superficies de cola. [8]
Como las causas principales del problema de cabeceo hacia arriba se deben al flujo en la envergadura y a una mayor carga en las puntas, las medidas para abordar estos problemas pueden eliminar el problema. En los primeros diseños, estos eran típicamente "complementos" a una forma de ala convencional, pero en los diseños modernos esto es parte del diseño general del ala y normalmente se controla a través de los dispositivos de hipersustentación existentes .
El primer intento conocido de solucionar estos problemas se llevó a cabo en la plataforma donde se detectaron por primera vez, el Douglas Skyrocket. Esto adoptó la forma de una serie de generadores de vórtices añadidos a las partes exteriores del ala, rompiendo la capa límite. Sin embargo, se descubrió que esto casi no tenía efecto en la práctica. No obstante, se intentó una solución similar en el Boeing B-47 Stratojet , donde resultó considerablemente más eficaz. Esto puede haber sido ayudado por la presencia de los motores en cápsula , cuyos montajes verticales actuaban como barreras para el flujo en sentido transversal.
Las soluciones más comunes al problema del flujo en el sentido de la envergadura son el uso de una valla en el ala o la muesca en forma de diente de perro relacionada en el borde de ataque del ala. Esto interrumpe el flujo y lo redirige hacia atrás, al mismo tiempo que provoca la acumulación de aire estancado en el interior para reducir el punto de pérdida. Esto tiene un efecto en el flujo de aire general en el ala y, por lo general, no se utiliza cuando el barrido es leve.
Para abordar los problemas de carga en la envergadura, se ha utilizado una variedad más amplia de técnicas, incluidos slats o flaps dedicados, el uso de washout o el control automático de los alerones . Una solución inusual que se probó en el prototipo de caza XF-91 Thunderceptor fue dar a las puntas de las alas una cuerda más ancha que las raíces de las alas. La idea era aumentar la eficiencia de las puntas de las alas y hacer que las raíces de las alas entraran en pérdida primero.
Los sensores de ángulo de ataque del avión también pueden detectar cuándo el ángulo de ataque se acerca a la actitud que se sabe que provoca el cabeceo hacia arriba y activar dispositivos como el agitador de la palanca de mando para advertir al piloto y el empujador de la palanca de mando que domina al piloto y obliga al morro del avión a bajar a un ángulo de ataque más seguro. La torsión o el deslave integrados en las puntas de las alas también pueden aliviar el cabeceo hacia arriba. En efecto, el ángulo de ataque en la punta del ala se vuelve más pequeño que en el resto del ala, lo que significa que las partes interiores del ala entrarán en pérdida primero.
Una solución que se utiliza habitualmente para el cabeceo hacia arriba en los aviones de combate modernos es utilizar un canard de control . [9] Otra solución moderna para el cabeceo hacia arriba es el uso de slats. Cuando los slats se extienden, aumentan la curvatura del ala y aumentan el coeficiente de sustentación máximo . [10]
El cabeceo hacia arriba también es posible en aviones con alas en flecha hacia adelante , como las utilizadas en el Grumman X-29 . Con alas en flecha hacia adelante, el flujo en el sentido de la envergadura es hacia el interior, lo que hace que la raíz del ala se detenga antes que la punta del ala. Aunque a primera vista parecería que esto causaría problemas de cabeceo hacia abajo , el montaje trasero extremo del ala significa que cuando la raíz se detiene, la sustentación se mueve hacia adelante, hacia las puntas.
Cuando un ala en flecha comienza a entrar en pérdida, las partes más externas tienden a entrar en pérdida primero. Como estas partes están detrás del centro de presión , la fuerza de sustentación general se desplaza hacia adelante, inclinando el morro del avión hacia arriba. Esto conduce a un ángulo de ataque más alto y hace que una mayor parte del ala entre en pérdida, lo que agrava el problema. El piloto a menudo pierde el control, con resultados fatales a baja altitud porque no hubo tiempo suficiente para que el piloto recuperara el control o se eyectara antes de tocar el suelo. Una gran cantidad de aviones se perdieron por este fenómeno durante el aterrizaje, que dejó a los aviones dando volteretas en la pista, a menudo en llamas.
Uno de los incidentes más notorios fue la pérdida del F-100C-20-NA Super Sabre 54-1907 y su piloto durante un intento de aterrizaje de emergencia en la Base de la Fuerza Aérea Edwards , California , el 10 de enero de 1956. Por casualidad, este incidente en particular fue grabado en detalle en película de 16 mm por cámaras configuradas para cubrir una prueba no relacionada. El piloto luchó desesperadamente por recuperar el control debido a una técnica de aterrizaje defectuosa, [11] finalmente girando y guiñando hacia la derecha antes de golpear el suelo con el fuselaje girado aproximadamente 90 grados con respecto a la línea de vuelo. Anderson, 1993 [12] afirma que el F-100 tenía una potencia notablemente inferior a la de su época y tenía tendencias muy pronunciadas a "volcarse hacia atrás" si se permitía que la velocidad aerodinámica decayera demasiado.
El nuevo F-100C fue pilotado por el teniente Barty R. Brooks, oriundo de Martha, Oklahoma y graduado de Texas A&M , del 1708th Ferrying Wing, Destacamento 12, Kelly AFB , Texas . El avión era uno de los tres que se entregaron desde la planta de Palmdale de North American a George AFB , California, pero el pasador de pivote del tren de morro se aflojó, lo que permitió que la rueda girara al azar, por lo que se desvió a Edwards, que tenía una pista más larga. [13] En la aproximación, en un alto ángulo de ataque, el caza excedió su envolvente de vuelo y, demasiado dentro de la condición de pérdida, perdió el control direccional con resultados fatales. Estas escenas fueron insertadas en la película The Hunters , protagonizada por Robert Mitchum y Robert Wagner , en la película X-15 con el actor Charles Bronson interpretando al piloto, y en la película hecha para televisión Red Flag: The Ultimate Game , aunque en The Hunters y en Red Flag: The Ultimate Game , los aviones supuestamente representados eran respectivamente un F-86 y un F-5E . [14] El incidente también fue conmemorado en la canción del piloto de combate "Give Me Operations" (con la melodía de la canción de California Gold Rush "What Was Your Name in the States?"): [15]