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En dinámica de fluidos , un estancamiento es una reducción en el coeficiente de sustentación generado por un alerón cuando el ángulo de ataque excede su valor crítico . [1] El ángulo de ataque crítico suele ser de unos 15°, pero puede variar significativamente dependiendo del fluido , el alerón (incluida su forma, tamaño y acabado) y el número de Reynolds .
Las pérdidas en aeronaves de ala fija se suelen experimentar como una reducción repentina de la sustentación. Puede deberse a que el piloto aumenta el ángulo de ataque del ala o a una disminución del ángulo crítico de ataque. Esto último puede deberse a una desaceleración (por debajo de la velocidad de pérdida) o a la acumulación de hielo en las alas (especialmente si el hielo es rugoso). Una pérdida no significa que el motor o los motores hayan dejado de funcionar o que la aeronave haya dejado de moverse; el efecto es el mismo incluso en una aeronave planeadora sin motor . El empuje vectorial en aeronaves se utiliza para mantener la altitud o el vuelo controlado con las alas en pérdida reemplazando la sustentación perdida del ala con el empuje del motor o de la hélice , dando lugar así a la tecnología posterior a la pérdida. [2] [3]
Dado que los estancamientos se analizan con mayor frecuencia en relación con la aviación , este artículo trata los estancamientos en lo que respecta principalmente a las aeronaves, en particular a las aeronaves de ala fija. Los principios del estancamiento que se analizan aquí también se aplican a las láminas en otros fluidos.
Un estancamiento es una condición en aerodinámica y aviación tal que si el ángulo de ataque de un avión aumenta más allá de un cierto punto, entonces la sustentación comienza a disminuir. El ángulo en el que esto ocurre se llama ángulo crítico de ataque . Si el ángulo de ataque aumenta más allá del valor crítico, la sustentación disminuye y el avión desciende, aumentando aún más el ángulo de ataque y causando una mayor pérdida de sustentación. El ángulo crítico de ataque depende de la sección aerodinámica o perfil del ala, su forma en planta , su relación de aspecto y otros factores, pero generalmente está en el rango de 8 a 20 grados en relación con el viento entrante ( 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 versus ángulo de ataque (Cl~alpha) en el que se produce el coeficiente de sustentación máximo. [4]
La pérdida de sustentación se produce por la separación del flujo , que, a su vez, se produce cuando el aire fluye contra una presión creciente. Whitford [5] describe tres tipos de pérdida de sustentación: en el borde de salida, en el borde de ataque y en el perfil aerodinámico delgado, cada uno con características distintivas de Cl~alpha. En la pérdida de sustentación en el borde de salida, la separación comienza en pequeños ángulos de ataque 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 crear sustentación. Esto se muestra por la reducción de 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 sacudidas. [6] 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 caiga desde su valor máximo.
Los aviones de transporte con motor de pistón y los primeros aviones de transporte a reacción tenían un comportamiento de pérdida muy bueno, con advertencias de sacudidas previas a la pérdida y, si se ignoraban, una caída directa del morro para una recuperación natural. Los desarrollos en las alas que vinieron con la introducción de los motores de turbohélice introdujeron un comportamiento de pérdida inaceptable. Los desarrollos de vanguardia en alas de alta sustentación y la introducción de motores montados en la parte trasera y planos de cola de implantación alta 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 inadvertidamente, un evento potencialmente peligroso, se había calculado, en 1965, en aproximadamente uno de cada 100.000 vuelos [7] , con la frecuencia suficiente para justificar el costo del desarrollo de dispositivos de advertencia, como sacudidores de palanca de mando, y dispositivos para proporcionar automáticamente un paso adecuado del morro hacia abajo, como empujadores de palanca de mando [8] .
Cuando el ángulo de ataque medio de las alas supera el punto de pérdida, puede producirse una barrena , que es una autorrotación de un ala en pérdida. La barrena se produce cuando el alabeo, la guiñada y el cabeceo se desvían del vuelo equilibrado. Por ejemplo, el alabeo se amortigua de forma natural con un ala que no ha entrado en pérdida, pero con las alas en pérdida el momento de amortiguación se sustituye por un momento de propulsión. [9] [10]
El gráfico muestra que la mayor cantidad de sustentación se produce cuando se alcanza el ángulo crítico de ataque (que en la aviación de principios del siglo XX se llamaba "punto de borboteo"). Este ángulo es de 17,5 grados en este caso, pero varía de un perfil aerodinámico a otro. En particular, para perfiles aerodinámicos aerodinámicamente gruesos (relaciones de espesor a cuerda de alrededor del 10 %), el ángulo crítico es mayor que con un perfil aerodinámico delgado con la misma curvatura . Los perfiles aerodinámicos simétricos tienen ángulos críticos más bajos (pero también funcionan de manera eficiente en vuelo invertido). El gráfico muestra que, a medida que el ángulo de ataque excede el ángulo crítico, la sustentación producida por el perfil aerodinámico disminuye.
La información de 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, se necesita un cuidado especial para asegurarse de que los datos se toman en el mismo régimen de número de Reynolds (o velocidad de escala) que en vuelo libre. La separación del flujo de la superficie superior del ala en ángulos de ataque altos es bastante diferente en números de Reynolds bajos de la que se produce en los números de Reynolds altos de las aeronaves reales. En particular, en números de Reynolds altos, 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 al estancamiento aerodinámico. Por esta razón, los resultados del túnel de viento realizados a velocidades más bajas y en modelos a escala más pequeña de las contrapartes de la vida real a menudo tienden a sobreestimar el ángulo de ataque del estancamiento aerodinámico. [11] Los túneles de viento de alta presión son una solución a este problema.
En general, no es posible que un avión opere de manera constante en un ángulo de ataque superior al ángulo crítico porque, después de superar el ángulo crítico, la pérdida de sustentación del ala hace que el morro del avión caiga, reduciendo nuevamente el ángulo de ataque. Esta caída del morro, independientemente de las acciones de control, indica que el piloto ha logrado realmente detener el avión. [12] [13]
Este gráfico muestra el ángulo de pérdida, aunque en la práctica la mayoría de los manuales de vuelo 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 tienen un indicador de ángulo de ataque. La velocidad de pérdida de una aeronave es publicada por el fabricante (y es requerida para la certificación mediante pruebas de vuelo) para un rango de pesos y posiciones de flaps, pero el ángulo de ataque de pérdida no está publicado.
A medida que se reduce la velocidad, el ángulo de ataque debe aumentar para mantener la sustentación constante hasta que se alcance el ángulo crítico. La velocidad aerodinámica a la que se alcanza este ángulo es la velocidad de pérdida (1 g, sin aceleración) del avión en esa configuración particular. El despliegue de flaps /slats disminuye la velocidad de pérdida para permitir que el avión despegue y aterrice a una velocidad menor.
Un avión de ala fija puede entrar en pérdida en cualquier actitud de cabeceo o ángulo de inclinación o a cualquier velocidad aerodinámica, pero la pérdida deliberada se practica comúnmente reduciendo la velocidad a la velocidad de pérdida no acelerada, a una altitud segura. La velocidad de pérdida no acelerada (1g) varía en diferentes aviones de ala fija y se representa mediante códigos de color en el indicador de velocidad aerodinámica . 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 aerodinámica (que corresponde al ángulo de pérdida descrito anteriormente). El piloto notará que los controles de vuelo se han vuelto menos sensibles y también puede notar algo de turbulencia, resultado del aire turbulento separado del ala que golpea la cola del avión.
En la mayoría de los aviones ligeros , cuando se alcanza la pérdida, el avión comenzará a descender (porque el ala ya no produce suficiente sustentación para soportar el peso del avión) y el morro se inclinará hacia abajo. La recuperación de la pérdida implica bajar el morro del avión, 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 se puede reanudar una vez que se completa la recuperación. [14] La maniobra normalmente es bastante segura y, si se maneja correctamente, conduce solo a una pequeña pérdida de altitud (20-30 m / 66-98 pies). Se enseña y se practica para que los pilotos reconozcan, eviten y se recuperen de la pérdida de sustentación del avión. [15] Se requiere que un piloto demuestre competencia en el control de una aeronave durante y después de una pérdida de sustentación para la certificación en los Estados Unidos, [16] y es una maniobra de rutina para los pilotos cuando se familiarizan con el manejo de un tipo de aeronave desconocido. El único aspecto peligroso de una pérdida de sustentación es la falta de altitud para la recuperación.
Una forma especial de pérdida asimétrica en la que el avión también gira sobre su eje de guiñada se llama barrena . Una barrena puede ocurrir si un avión está en pérdida y hay un momento de guiñada asimétrico aplicado a él. [17] 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 un avión multimotor con empuje no central) o de fuentes menos probables como una turbulencia severa. El efecto neto es que un ala se detiene antes que la otra y el avión desciende rápidamente mientras gira, y algunos aviones no pueden recuperarse de esta condición sin entradas de control correctas del piloto (que deben detener la guiñada) y carga. [18] Una nueva solución al problema de la difícil (o imposible) recuperación de pérdida-barrena la proporciona el sistema de recuperación de paracaídas balístico .
Los escenarios de pérdida-barrena más comunes ocurren en el despegue ( pérdida de salida ) y durante el aterrizaje (viraje de base a final) debido a una velocidad aerodinámica insuficiente durante estas maniobras. Las pérdidas también ocurren durante una maniobra de aproximación frustrada si el piloto no responde adecuadamente a la situación de desajuste resultante de la transición de un ajuste de potencia bajo a un ajuste de potencia alto a baja velocidad. [19] La velocidad de pérdida aumenta cuando las superficies de las alas se contaminan con hielo o escarcha, lo que crea una superficie más rugosa y una estructura más pesada debido a la acumulación de hielo.
Las pérdidas de sustentación no sólo se producen a baja velocidad aerodinámica, sino a cualquier velocidad cuando las alas superan su ángulo crítico de ataque. Intentar aumentar el ángulo de ataque a 1 g moviendo la columna de control hacia atrás normalmente hace que el avión ascienda. Sin embargo, los aviones a menudo experimentan fuerzas g más altas, como cuando giran bruscamente o salen de un picado. En estos casos, las alas ya están operando a un ángulo de ataque más alto 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 de sustentación, incluso aunque el avión esté volando a alta velocidad. [20] Estas "pérdidas de sustentación a alta velocidad" producen las mismas características de sacudidas que las pérdidas de sustentación a 1 g y también pueden iniciar un trompo si también hay alguna guiñada.
Los distintos tipos de aeronaves tienen distintas características de pérdida de sustentación, pero sólo deben ser lo suficientemente buenas para satisfacer a su autoridad de aeronavegabilidad en 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 equiparse con un empujador de palanca de mando para cumplir con los requisitos civiles. [21] Algunas aeronaves pueden tener naturalmente un comportamiento muy bueno mucho más allá de lo requerido. Por ejemplo, se ha descrito que los aviones de transporte a reacción de primera generación tienen una caída de morro inmaculada en la pérdida. [22] La pérdida de sustentación en un ala es aceptable siempre que el alabeo, incluso durante la recuperación de la pérdida, no exceda los 20 grados, o en vuelo con giro el alabeo no exceda los 90 grados de inclinación. [23] Si la advertencia previa a la pérdida seguida de caída de morro y caída limitada de ala no están presentes naturalmente o son consideradas inaceptablemente marginales por una autoridad de aeronavegabilidad, el comportamiento de pérdida de sustentación debe hacerse lo suficientemente bueno con modificaciones de la estructura del avión o dispositivos como un agitador y empujador de palanca de mando. Estos se describen en "Dispositivos de advertencia y seguridad".
Las pérdidas dependen únicamente del ángulo de ataque, no de la velocidad aerodinámica . [24] Sin embargo, cuanto más lento vuela un avión, mayor es el ángulo de ataque que necesita para producir una sustentación igual al peso del avión. [25] A medida que la velocidad disminuye aún más, en algún punto este ángulo será igual al ángulo de ataque crítico (pérdida) . Esta velocidad se denomina "velocidad de pérdida". Un avión que vuela a su velocidad de pérdida no puede ascender, y un avión que vuela por debajo de su velocidad de pérdida no puede dejar de descender. Cualquier intento de hacerlo aumentando el ángulo de ataque, sin aumentar primero la velocidad aerodinámica, dará como resultado una pérdida.
La velocidad de pérdida real variará en función del peso, la altitud, la configuración y la aceleración vertical y lateral del avión. La estela de la hélice reduce la velocidad de pérdida al energizar el flujo sobre las alas. [26] : 61
Las definiciones de velocidad varían e incluyen:
Un indicador de velocidad aerodinámica, para fines de pruebas de vuelo, puede tener las siguientes marcas: la parte inferior del arco blanco indica V S0 con el peso máximo, mientras que la parte inferior del arco verde indica V S1 con el peso máximo. Si bien la velocidad V S de una aeronave se calcula por diseño, sus velocidades V S0 y V S1 deben demostrarse empíricamente mediante pruebas de vuelo. [28]
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 1 g. Sin embargo, si la aeronave está girando o despegando de 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. [29]
En un viraje peraltado , la sustentación requerida es igual al peso de la aeronave más la sustentación adicional para proporcionar la fuerza centrípeta necesaria para realizar el viraje: [30] [31]
dónde:
Para lograr la sustentación adicional, el coeficiente de sustentación y, por lo tanto, el ángulo de ataque, tendrán que ser mayores que en un vuelo recto y nivelado a la misma velocidad. Por lo tanto, dado que la pérdida siempre ocurre en el mismo ángulo crítico de ataque, [32] al aumentar el factor de carga (por ejemplo, al apretar el viraje) el ángulo crítico se alcanzará a una velocidad aerodinámica más alta: [30] [33] [34] [35]
dónde:
La tabla que sigue muestra 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 ) entre y .
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 lo que se denomina una pérdida de vuelo en giro , mientras que el término acelerado se utiliza para indicar únicamente una pérdida de vuelo en giro acelerada , es decir, una pérdida de vuelo en giro en la que la velocidad del aire disminuye a una tasa determinada. [36]
La tendencia de los aviones de hélice potentes a inclinarse en reacción al par motor crea un riesgo de pérdida acelerada. Cuando un avión como el Mitsubishi MU-2 vuela cerca de su velocidad de pérdida, la aplicación repentina de toda la potencia puede hacer que se incline, creando las mismas condiciones aerodinámicas que inducen una pérdida acelerada en vuelo con viraje, incluso si el piloto no inició deliberadamente un viraje. Los pilotos de estos aviones están entrenados para evitar aumentos repentinos y drásticos de la potencia a baja altitud y baja velocidad aerodinámica, ya que una pérdida acelerada en estas condiciones es muy difícil de recuperar de forma segura. [37]
Un ejemplo notable de un accidente aéreo que involucró una pérdida de sustentación durante un giro a baja altitud es el accidente del B-52 en la Base Aérea Fairchild en 1994 .
La pérdida dinámica es un efecto aerodinámico inestable y no lineal que se produce cuando los perfiles aerodinámicos cambian rápidamente el ángulo de ataque. El cambio rápido puede provocar que se desprenda un fuerte vórtice del borde de ataque del perfil aerodinámico y se desplace 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]
El estancamiento dinámico es un efecto que se asocia principalmente a los helicópteros y al aleteo de alas, aunque también se produce en turbinas eólicas [41] y debido a ráfagas de aire. Durante el vuelo hacia adelante, algunas regiones de las palas de un helicóptero pueden experimentar un flujo que se invierte (en comparación con la dirección del movimiento de las palas) y, por lo tanto, incluye ángulos de ataque que cambian rápidamente. Las alas oscilantes (que aletean), como las de los insectos como el abejorro , pueden depender casi por completo del estancamiento dinámico 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 retraso de pérdida puede ocurrir en perfiles aerodinámicos sujetos a un alto ángulo de ataque y un flujo tridimensional. Cuando el ángulo de ataque de un perfil aerodinámico aumenta rápidamente, el flujo permanecerá sustancialmente adherido al perfil aerodinámico a un ángulo de ataque significativamente mayor que el que se puede lograr en condiciones de estado estable. Como resultado, la pérdida se retrasa momentáneamente y se logra un coeficiente de sustentación significativamente mayor que el máximo en estado estable. El efecto se observó por primera vez en las hélices . [42]
Una pérdida profunda (o superpérdida ) es un tipo peligroso de pérdida que afecta a ciertos diseños de aeronaves , en particular a los aviones a reacción con una 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 la góndola y el pilón y la estela del fuselaje [44] "cubren" el estabilizador horizontal, haciendo que los elevadores sean ineficaces e impidiendo 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 con hélice de cola en T son generalmente resistentes a las pérdidas profundas, porque la estela de la hélice aumenta el flujo de aire sobre la raíz del ala, [46] pero pueden estar equipadas con un amplificador de cola vertical de precaución durante las pruebas de vuelo , como sucedió con el A400M . [47]
Trubshaw [48] ofrece una definición amplia de pérdida profunda, que se produce cuando el ángulo de ataque alcanza tal punto que la efectividad del control de cabeceo se ve reducida por las estelas del ala y la góndola. También ofrece una definición que relaciona la pérdida profunda con una condición de bloqueo en la que la recuperación es imposible. Se trata de un valor único de , para una configuración de aeronave dada, en la que no hay momento de cabeceo, es decir, un punto de compensación.
Schaufele proporciona valores típicos tanto para el rango de pérdida profunda, como para el punto de ajuste bloqueado, para el Douglas DC-9 Serie 10. [49] Estos valores son de pruebas en túnel de viento para un diseño inicial. El diseño final no tenía un punto de ajuste bloqueado, por lo que la recuperación desde la región de pérdida profunda fue posible, como se requiere para cumplir con las reglas de certificación. La pérdida normal que comienza en el "límite g" (disminución repentina del factor de carga vertical [47] ) fue a , la pérdida profunda comenzó a aproximadamente 30° y el punto de ajuste bloqueado irrecuperable fue a 47°.
La condición de pérdida profunda bloqueada se produce mucho más allá de la pérdida normal, pero se puede alcanzar muy rápidamente, ya que el avión es inestable más allá de la pérdida normal y requiere una acción inmediata para detenerlo. La pérdida de sustentación provoca altas tasas de caída, que, junto con la baja velocidad de avance en la pérdida normal, dan lugar a una condición de pérdida profunda bloqueada con poca o ninguna rotación del avión. [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 sólo 70 pies (20 m) hacia delante 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 carrocería alto. Taylor y Ray [51] muestran cómo la actitud del avión 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 se producían efectos similares a la pérdida de sustentación en algunos diseños de aeronaves antes de que se acuñara el término. Un prototipo de Gloster Javelin ( número de serie WD808 ) se estrelló el 11 de junio de 1953 debido a una pérdida de sustentación por "bloqueo". [52] Sin embargo, Waterton [53] afirma que se descubrió que el estabilizador horizontal no estaba en la posición correcta 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 de sustentación estable" el 23 de marzo de 1962. [54] Había estado despejando el borde de ataque fijo con la prueba de aproximación a pérdida de sustentación, configuración de aterrizaje, centro de gravedad hacia atrás. El paracaídas de freno no se había desplegado, ya que podría haber obstaculizado el escape de la tripulación trasera. [55]
El término "pérdida profunda" se empezó a utilizar ampliamente tras el accidente del prototipo BAC 1-11 G-ASHG el 22 de octubre de 1963, en el que murió su tripulación. [56] Esto condujo a cambios en la aeronave, incluida la instalación de un vibrador de palanca de mando (véase más abajo) para advertir claramente al piloto de una pérdida inminente. Los vibradores de palanca de mando son ahora una parte estándar de los aviones comerciales. Sin embargo, el problema sigue causando accidentes; el 3 de junio de 1966, un Hawker Siddeley Trident (G-ARPY), se perdió debido a una pérdida profunda ; [57] se sospecha que la pérdida profunda fue la causa de otro accidente de Trident (el vuelo 548 G-ARPI de British European Airways ), conocido como el "desastre de Staines", el 18 de junio de 1972, cuando la tripulación no se dio cuenta de las condiciones y desactivó el sistema de recuperación de pérdida. [58] El 3 de abril de 1980, un prototipo del avión comercial 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 deshacerse del 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 de que un Boeing 727 entró en pérdida profunda en una prueba de vuelo, pero el piloto pudo balancear el avión a ángulos de inclinación cada vez más altos hasta que finalmente se cayó el morro y se recuperó la respuesta normal del control. [61] El accidente del vuelo 708 de West Caribbean Airways en 2005 también se atribuyó a una pérdida profunda.
Las pérdidas profundas pueden ocurrir en actitudes de cabeceo aparentemente normales, si el avión está descendiendo lo suficientemente rápido. [62] El flujo de aire viene desde abajo, por lo que el ángulo de ataque aumenta. Las primeras especulaciones sobre las razones del accidente del vuelo 447 de Air France culparon a una pérdida profunda irrecuperable, ya que descendió en una actitud casi plana (15°) con un ángulo de ataque de 35° o más. Sin embargo, los pilotos mantuvieron el avión en un planeo en pérdida, manteniendo el morro levantado en medio de toda la confusión de lo que realmente le estaba sucediendo al avión. [63]
Los aviones configurados con canard también corren el riesgo de entrar en pérdida profunda. Dos aviones Velocity se estrellaron debido a una pérdida profunda de sustentación. [64] Las pruebas revelaron que la adición de manguitos de borde de ataque al ala exterior impidió que el avión entrara en pérdida profunda. El Piper Advanced Technologies PAT-1, N15PT, otro avión configurado con canard, también se estrelló en un accidente atribuido a una pérdida profunda. [65] Las pruebas en túnel de viento del diseño en el Centro de Investigación Langley de la NASA mostraron que era vulnerable a una pérdida profunda. [66]
A principios de la década de 1980, se modificó un planeador Schweizer SGS 1-36 para el programa de vuelo controlado en pérdida profunda de la NASA . [67]
El barrido y la conicidad del ala provocan pérdida de sustentación en la punta del ala antes de la raíz. La posición de un ala en flecha a lo largo del fuselaje tiene que ser tal que la sustentación desde la raíz del ala, bastante por delante del centro de gravedad (cg) de la aeronave, se equilibre con la punta del ala, bastante por detrás del cg [68]. Si la punta entra en pérdida primero, el equilibrio de la aeronave se altera provocando un peligroso cabeceo hacia arriba del morro . Las alas en flecha tienen que incorporar características que eviten el cabeceo hacia arriba causado por una pérdida prematura de la punta.
Un ala en flecha tiene un coeficiente de sustentación más alto en sus paneles exteriores que en el ala interior, lo que hace que alcancen su capacidad máxima de sustentación primero y entren en pérdida primero. Esto es causado por el patrón de corriente descendente asociado con las alas en flecha/cónicas. [69] Para retrasar la pérdida de sustentación de la punta, el ala exterior se lava 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 asegurarse de que entre en pérdida antes que la punta. Sin embargo, cuando se lleva más allá de la incidencia de pérdida de sustentación, las puntas aún pueden entrar en pérdida por completo antes que el ala interior a pesar de que la separación inicial se produce en el interior. Esto provoca un cabeceo hacia arriba después de la pérdida y la entrada en una superpérdida en aquellos aviones con características de superpérdida. [70] El flujo a lo largo de la envergadura de la capa límite también está presente en las alas en flecha y causa pérdida de sustentación de la punta. La cantidad de aire de la capa límite que fluye hacia el exterior 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. [71]
Las aeronaves de ala fija pueden estar equipadas con dispositivos para prevenir o posponer una pérdida de sustentación o para hacerla menos (o en algunos casos más) severa, o para facilitar la recuperación.
Los sistemas de advertencia de pérdida a menudo implican entradas de una amplia gama de sensores y sistemas que incluyen un sensor de ángulo de ataque específico.
El bloqueo, daño o inoperancia de las sondas de pérdida y ángulo de ataque (AOA) pueden generar falta de confiabilidad en la advertencia de pérdida y provocar un mal funcionamiento del empujador de palanca, la advertencia de exceso de velocidad, el piloto automático y el amortiguador de guiñada. [74]
Si se utiliza un canard delantero para controlar el cabeceo, en lugar de una cola trasera, el canard está diseñado para encontrarse con el flujo de aire en un ángulo de ataque ligeramente mayor que el del ala. Por lo tanto, cuando el cabeceo del avión aumenta anormalmente, el canard generalmente entrará en pérdida primero, haciendo que el morro caiga e impidiendo así que el ala alcance su AOA crítico. Por lo tanto, el riesgo de pérdida del ala principal se reduce en gran medida. Sin embargo, si el ala principal entra en pérdida, la recuperación se vuelve difícil, ya que el canard se pierde más profundamente y el ángulo de ataque aumenta rápidamente. [75]
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 más alto (más cerca de la pérdida) para producir más sustentación general.
La mayoría de los aviones de combate militares tienen un indicador de ángulo de ataque entre los instrumentos del piloto, que le permite saber con precisión qué tan cerca está el avión del punto de pérdida. La instrumentación de los aviones de pasajeros modernos también puede medir el ángulo de ataque, aunque esta información puede no mostrarse directamente en la pantalla del piloto, sino que se activa un indicador de advertencia de pérdida o se proporciona información de rendimiento a la computadora de vuelo (para sistemas fly-by-wire).
A medida que un ala entra en pérdida, la efectividad de los alerones se reduce, lo que hace que el avión sea difícil de controlar y aumenta el riesgo de una barrena. Después de la pérdida, el vuelo constante más allá del ángulo de pérdida (donde el coeficiente de sustentación es mayor) requiere el empuje del motor para reemplazar la sustentación, así como controles alternativos para reemplazar la pérdida de efectividad de los alerones. Las pérdidas de corto plazo a 90-120° (por ejemplo, la cobra de Pugachev ) a veces se realizan en exhibiciones aéreas. [76] El ángulo de ataque más alto en vuelo sostenido demostrado hasta ahora fue de 70° en el X-31 en el Centro de Investigación de Vuelo Dryden . [77] El vuelo sostenido después de la pérdida es un tipo de supermaniobrabilidad .
A excepción de los entrenamientos de vuelo, las pruebas de aviones y las acrobacias aéreas , una pérdida de sustentación suele ser un evento indeseable. Sin embargo, los spoilers (a veces llamados dumpers 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. [78] Los spoilers también se despliegan asimétricamente (solo en un ala) para mejorar el control del alabeo. Los spoilers también se pueden usar en despegues abortados y después del contacto de la rueda principal 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 tienen que aumentar la resistencia para aumentar la velocidad de descenso. En los planeadores de alto rendimiento, el despliegue de alerones se utiliza ampliamente para controlar la aproximación al aterrizaje.
Los alerones también pueden considerarse como "reductores de sustentación", ya que reducen la sustentación del ala en la que se encuentran. Por ejemplo, un alabeo no comandado hacia la izquierda se puede revertir elevando el alerón del ala derecha (o solo algunos de los alerones presentes en las alas de los aviones de pasajeros grandes). Esto tiene la ventaja de evitar la necesidad de aumentar la sustentación en el ala que está bajando (lo que puede hacer que esa ala esté más cerca de entrar en pérdida).
El aviador alemán Otto Lilienthal murió mientras volaba en 1896 como resultado de una pérdida de sustentación. Wilbur Wright se encontró con pérdidas de sustentación por primera vez en 1901, mientras volaba con su segundo planeador. El conocimiento del accidente de Lilienthal y la experiencia de Wilbur motivaron a los hermanos Wright a diseñar su avión en configuración " canard ". Esto supuestamente hizo que las recuperaciones de pérdidas de sustentación fueran más fáciles y suaves. Supuestamente, el diseño salvó las vidas de los hermanos más de una vez. [79] Sin embargo, las configuraciones canard, sin un diseño cuidadoso, pueden hacer que una pérdida de sustentación sea irrecuperable. [80]
El ingeniero aeronáutico Juan de la Cierva trabajó en su proyecto " Autogiro " para desarrollar un avión de alas giratorias que, según esperaba, no entraría en pérdida y que, por lo tanto, sería más seguro que los aviones. Al desarrollar el avión " autogiro " resultante , resolvió muchos problemas de ingeniería que hicieron posible el helicóptero .
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