El motor crítico de una aeronave multimotor de ala fija es el motor que, en caso de falla, afectaría más adversamente el desempeño o la capacidad de manejo de una aeronave. En los aviones de hélice, existe una diferencia en los momentos de guiñada restantes después de la falla del motor izquierdo o derecho (fuera de borda) cuando todas las hélices giran en la misma dirección debido al factor P. En los aviones bimotores turborreactor y turbofan, normalmente no hay diferencia entre los momentos de guiñada después de la falla de un motor izquierdo o derecho en condiciones sin viento.
Cuando uno de los motores de un avión multimotor típico deja de funcionar, existe un desequilibrio de empuje entre los lados operativo e inoperativo del avión. Este desequilibrio de empuje provoca varios efectos negativos además de la pérdida de empuje de un motor. El ingeniero de diseño de cola es responsable de determinar el tamaño del estabilizador vertical que cumplirá con los requisitos reglamentarios para el control y el rendimiento de una aeronave después de una falla del motor, como los establecidos por la Administración Federal de Aviación y la Agencia Europea de Seguridad Aérea . [1] [2] El piloto de pruebas experimental y el ingeniero de pruebas en vuelo utilizan las pruebas en vuelo para determinar cuál de los motores es el motor crítico.
Cuando falla un motor, se desarrolla un momento de guiñada , que aplica una fuerza de rotación al avión que tiende a girarlo hacia el ala que lleva el motor que falló. Podría desarrollarse un momento de balanceo, debido a la asimetría de la sustentación en cada ala, generando una mayor sustentación el ala con el motor en funcionamiento. Los momentos de guiñada y balanceo aplican fuerzas de rotación que tienden a guiñar y hacer rodar la aeronave hacia el motor averiado. Esta tendencia se contrarresta con el uso por parte del piloto de los controles de vuelo , que incluyen el timón y los alerones. Debido al factor P , una hélice derecha que gira en el sentido de las agujas del reloj en el ala derecha normalmente desarrolla su vector de empuje resultante a una distancia lateral mayor del centro de gravedad de la aeronave que la hélice izquierda que gira en el sentido de las agujas del reloj (Figura 1). La falla del motor izquierdo dará como resultado un mayor momento de guiñada por parte del motor derecho en funcionamiento, y no al revés. Dado que el motor derecho en funcionamiento produce un momento de guiñada mayor, el piloto necesitará utilizar desviaciones mayores de los controles de vuelo o una velocidad más alta para mantener el control de la aeronave. Por lo tanto, la falla del motor izquierdo tiene un impacto mayor que la falla del motor derecho, y el motor izquierdo se denomina motor crítico. En aviones con hélices que giran en sentido antihorario, como el De Havilland Dove , el motor derecho sería el motor crítico.
La mayoría de los aviones que tienen hélices contrarrotativas no tienen un motor crítico definido por el mecanismo anterior porque las dos hélices están hechas para girar hacia adentro desde la parte superior del arco; Ambos motores son críticos. Algunos aviones, como el Lockheed P-38 Lightning , tienen deliberadamente hélices que giran hacia afuera desde la parte superior del arco, para reducir la turbulencia del aire hacia abajo, conocida como downwash, en el estabilizador horizontal central, lo que facilita disparar armas desde el aeronave. Estos motores son críticos, pero más críticos que las hélices que giran hacia adentro. [3]
Las aeronaves con hélices en una configuración push-pull , como el Cessna 337 , pueden tener un motor crítico, si la falla de un motor tiene un efecto negativo mayor en el control de la aeronave o el rendimiento de ascenso que la falla del otro motor. La falla de un motor crítico en una aeronave con hélices en una configuración push-pull generalmente no generará grandes momentos de guiñada o balanceo.
Las normas y certificaciones que especifican la aeronavegabilidad requieren que el fabricante determine una velocidad de control mínima (VMC ) a la que un piloto puede retener el control de la aeronave después de una falla del motor crítico, y publique esta velocidad en la sección del manual de vuelo del avión sobre limitaciones. [1] [2] Las velocidades mínimas de control publicadas (V MC s) de la aeronave se miden cuando el motor crítico falla o está inoperativo, por lo que el efecto de la falla del motor crítico se incluye en los V MC s publicados. Cuando cualquiera de los otros motores falla o no funciona, el V MC real que el piloto experimenta en vuelo será ligeramente menor, lo cual es más seguro, pero esta diferencia no está documentada en el manual. El motor crítico es uno de los factores que influye en los V MC de la aeronave. Los V MC publicados son seguros independientemente de qué motor falle o esté inoperativo, y los pilotos no necesitan saber qué motor es crítico para volar con seguridad. El motor crítico se define en las regulaciones de aviación con el fin de diseñar la cola y para que los pilotos de pruebas experimentales midan los V MC en vuelo. Otros factores como el ángulo de inclinación y el empuje tienen un efecto mucho mayor en los V MC que la diferencia entre un motor crítico y uno no crítico.
El Airbus A400M tiene un diseño atípico, ya que tiene hélices contrarrotativas en ambas alas. Las hélices de un ala giran en direcciones opuestas entre sí: las hélices giran desde la parte superior del arco hacia abajo, una hacia la otra. Si ambos motores de un ala están operativos, el desplazamiento del vector de empuje al aumentar el ángulo de ataque es siempre hacia el otro motor de la misma ala. El efecto es que el vector de empuje resultante de ambos motores en la misma ala no cambia a medida que aumenta el ángulo de ataque del avión mientras ambos motores estén funcionando. No existe un factor P total, y la falla de cualquiera de los motores fueraborda (es decir, motores 1 o 4) no dará como resultado ninguna diferencia en la magnitud de los momentos de guiñada de empuje restantes con un ángulo de ataque creciente, solo en la dirección izquierda o derecha. La velocidad mínima de control durante el despegue ( V MC ) y durante el vuelo ( V MCA ) después de la falla de cualquiera de los motores fuera de borda será la misma a menos que los sistemas de refuerzo que puedan ser necesarios para controlar el avión estén instalados en solo uno de los motores fuera de borda. . Ambos motores fuera de borda serían críticos.
Si falla un motor fueraborda, como el motor 1, como se muestra en la Figura 2, el brazo de momento del vector del empuje restante en esa ala se mueve desde entre los motores hasta un poco fuera del motor interior restante. El vector en sí es el 50% del vector de empuje opuesto. El momento de guiñada resultante es en este caso mucho menor que en el caso de la rotación convencional de la hélice. El momento máximo de guiñada del timón para contrarrestar el empuje asimétrico puede ser menor y, en consecuencia, el tamaño de la cola vertical puede ser menor. El sistema de bandera de las grandes hélices de arrastre de 8 palas y 17,5 pies (5,33 m) de diámetro debe ser automático, muy rápido y sin fallas, para garantizar la menor resistencia posible de la hélice después de un mal funcionamiento del sistema de propulsión. De lo contrario, una falla del sistema de bandera de un motor fueraborda aumentará la resistencia de la hélice, lo que a su vez mejora considerablemente el momento de guiñada del empuje, aumentando así el VMC (A) real . La potencia de control generada solo por la pequeña cola vertical y el timón es baja debido al diseño pequeño. Sólo una rápida reducción del empuje del motor opuesto o un aumento de la velocidad pueden restablecer la potencia de control necesaria para mantener un vuelo recto tras la falla de un sistema de bandera. Diseñar y aprobar el sistema de alineación de este avión es un desafío para los ingenieros de diseño y las autoridades de certificación.
En aviones con motores muy potentes, el problema del empuje asimétrico se resuelve aplicando una compensación automática de la asimetría del empuje, pero esto tiene consecuencias para el rendimiento del despegue.
El Rutan Boomerang es un avión asimétrico diseñado con motores con potencias ligeramente diferentes para producir un avión que elimina los peligros del empuje asimétrico en caso de falla de cualquiera de sus dos motores. [ cita necesaria ]