Los flaps soplados , flaps de ala soplada o flaps de chorro son dispositivos aerodinámicos motorizados de alta sustentación que se utilizan en las alas de ciertas aeronaves para mejorar sus características de vuelo a baja velocidad. Utilizan aire soplado a través de toberas para dar forma al flujo de aire sobre el borde posterior del ala, dirigiendo el flujo hacia abajo para aumentar el coeficiente de sustentación . Hay una variedad de métodos para lograr este flujo de aire, la mayoría de los cuales utilizan escapes de chorro o aire a alta presión purgado del compresor de un motor a reacción y luego redirigido para seguir la línea de flaps del borde de salida .
Los flaps soplados pueden referirse específicamente a aquellos sistemas que utilizan conductos internos dentro del ala para dirigir el flujo de aire, o de manera más amplia a sistemas como los sistemas de soplado de la superficie superior o de toberas en motores subalares convencionales que dirigen el aire a través de los flaps. Los flaps soplados son una solución dentro de una categoría más amplia conocida como sustentación motorizada , que también incluye varios sistemas de control de la capa límite , sistemas que utilizan un lavado de hélice dirigido y alas de control de circulación .
Los flaps internos soplados se utilizaron en algunos aviones rápidos terrestres y con base en portaaviones en la década de 1960, incluidos el Lockheed F-104 , el Blackburn Buccaneer y ciertas versiones del Mikoyan-Gurevich MiG-21 . En general, cayeron en desgracia porque imponía una importante sobrecarga de mantenimiento para mantener limpios los conductos y el correcto funcionamiento de varios sistemas de válvulas, junto con la desventaja de que una falla del motor reducía la sustentación precisamente en la situación en la que más se desea. El concepto reapareció en forma de soplado superior e inferior en varios aviones de transporte , tanto de turbohélice como de turbofán.
En un flap soplado convencional, una pequeña cantidad del aire comprimido producido por el motor a reacción se "purga" en la etapa del compresor y se envía a canales que recorren la parte trasera del ala. Allí, se fuerza a pasar a través de ranuras en los flaps del ala del avión cuando los flaps alcanzan ciertos ángulos. La inyección de aire de alta energía en la capa límite produce un aumento en el ángulo de ataque de pérdida y el coeficiente de sustentación máximo al retrasar la separación de la capa límite del perfil aerodinámico . El control de la capa límite mediante inyección de masa (soplado) evita la separación de la capa límite al suministrar energía adicional a las partículas de fluido que se están retardando en la capa límite . Por lo tanto, la inyección de una masa de aire de alta velocidad en la corriente de aire esencialmente tangente a la superficie de la pared del perfil aerodinámico invierte la desaceleración por fricción de la capa límite; por lo tanto, la separación de la capa límite se retrasa. [1]
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La sustentación de un ala se puede aumentar considerablemente con el control del flujo de aire . Con ranuras mecánicas, la capa límite natural limita la presión de control de la capa límite a la carga total de flujo libre. [2] El soplado con una pequeña proporción del flujo de aire del motor (flap soplado interno) aumenta la sustentación. El uso de cantidades mucho mayores de gas del escape del motor, lo que aumenta la cuerda efectiva del flap (el flap de chorro), produce supercirculación [3] o circulación forzada [4] hasta el máximo de flujo potencial teórico. [3] Superar este límite requiere la adición de empuje directo. [4]
El desarrollo del concepto general continuó en la NASA en los años 1950 y 1960, dando lugar a sistemas simplificados con un rendimiento similar. El flap soplado externamente hace que el motor sople a través de los flaps en la parte trasera del ala. Parte del escape del chorro es desviado hacia abajo directamente por el flap, mientras que el aire adicional viaja a través de las ranuras del flap y sigue el borde exterior debido al efecto Coandă . El sistema similar de soplado de la superficie superior coloca los motores sobre el ala y se basa completamente en el efecto Coandă para redirigir el flujo de aire. Aunque no son tan efectivos como el soplado directo, estos sistemas de "sustentación motorizada" son, sin embargo, bastante potentes y mucho más simples de construir y mantener.
Un concepto de control de flujo de tipo soplado más reciente y prometedor es la inyección de fluido a contracorriente, que puede ejercer un control de alta autoridad sobre flujos globales utilizando modificaciones de baja energía en regiones de flujo clave. En este caso, la ranura de soplado de aire está ubicada en el lado de presión cerca de la ubicación del punto de estancamiento del borde de ataque y el flujo de aire de control se dirige tangencialmente a la superficie pero con una dirección hacia adelante. Durante el funcionamiento de un sistema de control de flujo de este tipo están presentes dos efectos diferentes. Un efecto, la mejora de la capa límite, es causado por los niveles de turbulencia aumentados lejos de la región de la pared, transportando así un flujo externo de mayor energía hacia la región de la pared. Además de eso, se utiliza otro efecto, el efecto de modelado virtual, para engrosar aerodinámicamente el perfil aerodinámico en ángulos de ataque altos . Ambos efectos ayudan a retrasar o eliminar la separación del flujo . [5]
En general, los flaps soplados pueden mejorar la sustentación de un ala entre dos y tres veces. Mientras que un sistema complejo de flaps de triple ranura en un Boeing 747 produce un coeficiente de sustentación de aproximadamente 2,45, [6] el soplado externo (soplado en la superficie superior en un Boeing YC-14 ) lo mejora a aproximadamente 7, [6] y el soplado interno (flap de reacción en Hunting H.126 ) a 9. [7]
Williams [8] afirma que se realizaron algunas pruebas de soplado de flaps en el Royal Aircraft Establishment antes de la Segunda Guerra Mundial, y que se realizaron pruebas extensas durante la guerra en Alemania, incluidas pruebas de vuelo con aviones Arado Ar 232 , Dornier Do 24 y Messerschmitt Bf 109. Lachmann [9] afirma que los aviones Arado y Dornier usaban un flujo de aire único impulsado por eyector que era succionado sobre parte del borde de salida y soplado sobre el resto. El eyector era impulsado químicamente usando vapor a alta presión. El Bf 109 usaba sopladores impulsados por motor para el soplado de flaps.
Rebuffet y Poisson-Quinton [10] describen pruebas realizadas en Francia en ONERA después de la guerra con succión combinada en la primera sección de flaps y soplado en la segunda sección de flaps utilizando un eyector de purga de compresor de motor a reacción para proporcionar succión y soplado. Las pruebas de vuelo se realizaron en un avión Breguet Vultur . [11]
WH Paine también realizó pruebas en Westland Aircraft después de la guerra con informes fechados en 1950 y 1951. [8]
En Estados Unidos, se modificó un Grumman F9F Panther con soplado de flaps basado en el trabajo realizado por John Attinello en 1951. Se utilizó purga del compresor del motor. El sistema se conocía como "Supercirculation Boundary Layer Control" o BLC para abreviar. [12]
Entre 1951 y 1955, Cessna realizó pruebas de soplado de flaps en aviones Cessna 309 y 319 utilizando el sistema Arado. [13]
Durante los años 1950 y 1960, los aviones de combate generalmente evolucionaron hacia alas más pequeñas para reducir la resistencia a altas velocidades. En comparación con los cazas de una generación anterior, tenían cargas alares aproximadamente cuatro veces mayores; por ejemplo, el Supermarine Spitfire tenía una carga alar de 24 lb/ft 2 (117 kg/m 2 ) y el Messerschmitt Bf 109 tenía la carga "muy alta" de 30 lb/ft 2 (146 kg/m 2 ) , mientras que el Lockheed F-104 Starfighter de la década de 1950 tenía 111 lb/ft 2 (542 kg/m 2 ) .
Una desventaja seria de estas mayores cargas alares es que, a baja velocidad, no queda suficiente ala para proporcionar sustentación y mantener el avión en vuelo. Ni siquiera los flaps enormes podían compensar esto en gran medida y, como resultado, muchos aviones aterrizaron a velocidades bastante altas y, como resultado, se registraron accidentes.
La principal razón por la que los flaps no eran efectivos era que el flujo de aire sobre el ala sólo podía "doblarse hasta cierto punto" antes de dejar de seguir el perfil del ala, una condición conocida como separación del flujo . Existe un límite a la cantidad de aire que los flaps pueden desviar en general. Hay formas de mejorar esto, mediante un mejor diseño de flaps; los aviones de pasajeros modernos utilizan flaps complejos de varias partes, por ejemplo. Sin embargo, los flaps grandes tienden a agregar una complejidad considerable y ocupan espacio en el exterior del ala, lo que los hace inadecuados para su uso en un caza.
El principio del flap de chorro, un tipo de flap impulsado internamente, fue propuesto y patentado en 1952 por el National Gas Turbine Establishment (NGTE) británico y luego investigado por el NGTE y el Royal Aircraft Establishment. [14] El concepto fue probado por primera vez a escala real en el Hunting H.126 experimental. Redujo la velocidad de pérdida a solo 32 mph (51 km/h), una cifra que la mayoría de los aviones ligeros no pueden igualar. El flap de chorro utilizaba un gran porcentaje del escape del motor, en lugar del aire purgado del compresor, para soplar. [15]
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Uno de los primeros aviones de producción con flaps soplados fue el Lockheed F-104 Starfighter, que entró en servicio en enero de 1958. [16] Después de prolongados problemas de desarrollo, el BLCS demostró ser enormemente útil para compensar la pequeña superficie alar del Starfighter. El Lockheed T2V SeaStar , con flaps soplados, había entrado en servicio en mayo de 1957, pero tuvo problemas de mantenimiento persistentes con el BLCS que llevaron a su retiro anticipado. [17] En junio de 1958, el Supermarine Scimitar con flaps soplados entró en servicio. [18] Los flaps soplados se utilizaron en el North American Aviation A-5 Vigilante , las variantes E(FN) y J del Vought F-8 Crusader , el McDonnell Douglas F-4 Phantom II y el Blackburn Buccaneer . El Mikoyan-Gurevich MiG-21 y el Mikoyan-Gurevich MiG-23 tenían flaps soplados. Petrov [19] afirma que la operación a largo plazo de estos aviones demostró una alta confiabilidad de los sistemas BLC. El TSR-2 , que fue cancelado antes de entrar en servicio, tenía flaps abiertos en toda su extensión. [20]
A partir de la década de 1970, las lecciones del combate aéreo sobre Vietnam cambiaron considerablemente el pensamiento. En lugar de aviones diseñados para una velocidad absoluta, la maniobrabilidad general y la capacidad de carga se volvieron más importantes en la mayoría de los diseños. El resultado es una evolución de regreso a formas planas más grandes para proporcionar más sustentación. Por ejemplo, el General Dynamics F-16 Fighting Falcon tiene una carga alar de 78,5 lb/ft2 ( 383 kg/m2 ) y utiliza extensiones de borde de ataque para proporcionar considerablemente más sustentación en ángulos de ataque más altos , incluida la aproximación y el aterrizaje. Algunos aviones de combate posteriores lograron las características requeridas de baja velocidad utilizando alas oscilantes . El soplado de flaps internos todavía se usa para complementar los flaps soplados externamente en el Shin Meiwa US-1A .
Algunas aeronaves actualmente (2015) en servicio que requieren un rendimiento STOL utilizan soplado de flaps externos y, en algunos casos, también utilizan soplado de flaps internos en los flaps, así como en las superficies de control como el timón para garantizar un control y estabilidad adecuados a bajas velocidades. Los conceptos de soplado externo se conocen como [15] el "flap soplado externamente" (utilizado en el Boeing C-17 Globemaster ), "soplado de la superficie superior" (utilizado en el Antonov An-72 y Antonov An-74 ) y "esterilla vectorial", o "soplado sobre el ala", [19] utilizado en el Antonov An-70 y el Shin Meiwa US-1A y ShinMaywa US-2 .
Los sistemas de alta sustentación motorizados, como los flaps externos, no se utilizan en aeronaves de transporte civil por razones expuestas por Reckzeh [21], que incluyen complejidad, peso, costo, longitudes de pista existentes suficientes y reglas de certificación.