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En dinámica de fluidos , una pérdida es una reducción en el coeficiente de sustentación generado por un florete a medida que aumenta el ángulo de ataque . [1] Esto ocurre cuando se excede el ángulo crítico de ataque del foil. El ángulo de ataque crítico suele ser de unos 15°, pero puede variar significativamente según el fluido , la lámina y el número de Reynolds .
Las pérdidas en vuelos de ala fija a menudo se experimentan como una reducción repentina de la sustentación a medida que el piloto aumenta el ángulo de ataque del ala y excede su ángulo de ataque crítico (lo que puede deberse a una desaceleración por debajo de la velocidad de pérdida en vuelo nivelado). Una pérdida no significa que los motores hayan dejado de funcionar o que el avión haya dejado de moverse; el efecto es el mismo incluso en un avión planeador sin motor . El empuje vectorial en los aviones se utiliza para mantener la altitud o el vuelo controlado con las alas en pérdida reemplazando la sustentación perdida del ala con empuje del motor o de la hélice , dando lugar así a la tecnología posterior a la pérdida. [2] [3]
Debido a que las pérdidas se analizan más comúnmente en relación con la aviación , este artículo analiza las pérdidas en lo que se refieren principalmente a las aeronaves, en particular a las aeronaves de ala fija . Los principios de pérdida discutidos aquí se traducen también en láminas en otros fluidos.
Una pérdida es una condición en aerodinámica y aviación tal que si el ángulo de ataque de un avión aumenta más allá de cierto punto, 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 provocando una mayor pérdida de sustentación. El ángulo crítico de ataque depende de la sección del perfil aerodinámico o del perfil del ala, su forma en planta , su relación de aspecto y otros factores, pero normalmente está en el rango de 8 a 20 grados en relación con el viento entrante ( viento relativo ) para la mayoría. perfiles aerodinámicos subsónicos. El ángulo de ataque crítico es el ángulo de ataque en la curva del coeficiente de sustentación versus el ángulo de ataque (Cl~alfa) en el cual ocurre el coeficiente de sustentación máximo. [4]
El estancamiento es causado por la separación del flujo que, a su vez, es causada por el aire que fluye contra una presión creciente. Whitford [5] describe tres tipos de pérdida: borde de fuga, borde de ataque y perfil aerodinámico delgado, cada uno con características distintivas de Cl~alpha. Para la pérdida del borde de salida, la separación comienza en pequeños ángulos de ataque cerca del borde de salida del ala mientras el resto del flujo sobre el ala permanece unido. A medida que aumenta el ángulo de ataque, las regiones separadas en la parte superior del ala aumentan de tamaño a medida que avanza la separación del flujo, y esto dificulta la capacidad del ala para crear sustentación. Esto se muestra por la reducción de la pendiente de elevación en una curva Cl~alfa a medida que la elevación se acerca a su valor máximo. El flujo separado suele provocar sacudidas. [6] Más allá del ángulo de ataque crítico, el flujo separado es tan dominante que aumentos adicionales en el ángulo de ataque hacen que la sustentación caiga desde su valor máximo.
Los primeros transportes con motor de pistón y a reacción tenían muy buen comportamiento de pérdida con advertencia de golpe previo a la pérdida y, si se ignoraba, una caída directa para una recuperación natural. Los desarrollos de alas que vinieron con la introducción de motores turbohélice introdujeron un comportamiento de pérdida inaceptable. Los avances de vanguardia en alas de gran sustentación y la introducción de motores montados en la parte trasera y planos de cola altos en la próxima generación de aviones de transporte también introdujeron un comportamiento de pérdida inaceptable. La probabilidad de alcanzar inadvertidamente la velocidad de pérdida, un suceso potencialmente peligroso, se había calculado, en 1965, en aproximadamente una vez cada 100.000 vuelos, [7] con suficiente frecuencia como para justificar el coste del desarrollo de dispositivos de advertencia, como los sacudidores de varillas, y Dispositivos para proporcionar automáticamente un cabeceo adecuado con el morro hacia abajo, como empujadores de palanca. [8]
Cuando el ángulo medio de ataque de las alas está más allá de la pérdida, se puede desarrollar un giro , que es una autorrotación de un ala perdida. Un giro sigue a salidas en balanceo, guiñada y cabeceo desde un vuelo equilibrado. Por ejemplo, un balanceo se amortigua naturalmente con un ala no en pérdida, pero con las alas en pérdida el momento de amortiguación se reemplaza por un momento de propulsión. [9] [10]
El gráfico muestra que la mayor cantidad de sustentación se produce cuando se alcanza el ángulo de ataque crítico (que en la aviación de principios del siglo XX se llamaba "punto de burbuja"). Este ángulo es de 17,5 grados en este caso, pero varía de un perfil aerodinámico a otro. En particular, para perfiles aerodinámicos gruesos (proporciones entre espesor y cuerda de alrededor del 10%), el ángulo crítico es mayor que con un perfil delgado con la misma curvatura . Los perfiles aerodinámicos simétricos tienen ángulos críticos más bajos (pero también funcionan eficientemente 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 recoge utilizando un modelo del perfil aerodinámico en un túnel de viento . Debido a que normalmente se utilizan modelos de aviones, en lugar de máquinas de tamaño completo, se necesita especial cuidado para asegurarse de que los datos se tomen en el mismo régimen de número de Reynolds (o velocidad de escala) que en el vuelo libre. La separación del flujo desde la superficie superior del ala en ángulos de ataque elevados es bastante diferente con un número de Reynolds bajo que con un número de Reynolds alto en los aviones reales. En particular, con 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 a la pérdida aerodinámica. Por esta razón, los resultados del túnel de viento realizados a velocidades más bajas y en modelos a menor escala de sus homólogos de la vida real a menudo tienden a sobreestimar el ángulo de ataque aerodinámico de pérdida. [11] Los túneles de viento de alta presión son una solución a este problema.
En general, la operación estable de una aeronave en un ángulo de ataque superior al ángulo crítico no es posible porque, después de exceder el ángulo crítico, la pérdida de sustentación del ala hace 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 realmente ha detenido la aeronave. [12] [13]
Este gráfico muestra el ángulo de pérdida, aunque en la práctica la mayoría de los manuales de operación para pilotos (POH) o manuales de vuelo genéricos describen la pérdida en términos de velocidad aerodinámica . Esto se debe a que todos los aviones están equipados con un indicador de velocidad aérea , pero menos aviones tienen un indicador de ángulo de ataque. El fabricante publica la velocidad de pérdida de una aeronave (y es necesaria para la certificación mediante pruebas de vuelo) para una variedad de pesos y posiciones de flaps, pero el ángulo de ataque de pérdida no se publica.
A medida que se reduce la velocidad, el ángulo de ataque debe aumentar para mantener la sustentación constante hasta alcanzar el ángulo crítico. La velocidad a la que se alcanza este ángulo es la velocidad de pérdida (1 g, sin aceleración) de la aeronave en esa configuración particular. El despliegue de flaps /slats disminuye la velocidad de pérdida para permitir que la aeronave despegue y aterrice a una velocidad más baja.
Se puede hacer que una aeronave de ala fija entre en pérdida en cualquier actitud de cabeceo o ángulo de inclinación 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 (1 g) varía en diferentes aviones de ala fija y está representada por códigos de colores en el indicador de velocidad aérea . A medida que el avión vuela a esta velocidad, se debe aumentar el ángulo de ataque 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 han vuelto menos receptivos y también puede notar algunas sacudidas, como 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 el flujo de aire suave sobre el ala. El vuelo normal se puede reanudar una vez que se complete la recuperación. [14] La maniobra normalmente es bastante segura y, si se maneja correctamente, sólo produce una pequeña pérdida de altitud (20 a 30 m/66 a 98 pies). Se enseña y practica para que los pilotos reconozcan, eviten y se recuperen de la pérdida del avión. [15] Se requiere que un piloto demuestre competencia en el control de una aeronave durante y después de una pérdida para obtener 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 es la falta de altitud para recuperarse.
Una forma especial de pérdida asimétrica en la que el avión también gira alrededor de su eje de guiñada se llama giro . Puede producirse un giro si una aeronave se detiene y se le aplica un momento de guiñada asimétrico. [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 como turbulencias severas. El efecto neto es que un ala se detiene antes que la otra y la aeronave desciende rápidamente mientras gira, y algunas aeronaves no pueden recuperarse de esta condición sin las entradas correctas del control del piloto (que deben detener la guiñada) y la carga. [18] El sistema de recuperación de paracaídas balísticos proporciona una nueva solución al problema de la difícil (o imposible) recuperación de pérdida en rotación .
Los escenarios de pérdida y giro más comunes ocurren en el despegue ( pérdida de salida ) y durante el aterrizaje (desde la base hasta el viraje final) debido a una velocidad aérea insuficiente durante estas maniobras. Las pérdidas también ocurren durante una maniobra de motor y al aire si el piloto no responde adecuadamente a la situación de descompensación resultante de la transición de una configuración de baja potencia a una configuración de alta potencia a baja velocidad. [19] La velocidad de pérdida aumenta cuando las superficies de las alas están contaminadas con hielo o escarcha, creando una superficie más rugosa y una estructura más pesada debido a la acumulación de hielo.
Las pérdidas ocurren no sólo a baja velocidad, sino a cualquier velocidad cuando las alas exceden su ángulo crítico de ataque. Intentar aumentar el ángulo de ataque a 1 g moviendo la columna de control hacia atrás normalmente hace que la aeronave ascienda. Sin embargo, los aviones a menudo experimentan fuerzas g más altas, como al girar bruscamente o al salir de una inmersión. En estos casos, las alas ya están operando en 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 aunque el avión vuele a alta velocidad. [20] Estas "pérdidas de alta velocidad" producen las mismas características de sacudida que las pérdidas de 1 g y también pueden iniciar un giro si también hay algún guiñada.
Los diferentes tipos de aviones tienen diferentes características de pérdida, pero sólo tienen que ser lo suficientemente buenos para satisfacer su autoridad de aeronavegabilidad particular. Por ejemplo, el carguero pesado Short Belfast tenía una caída de morro marginal que era aceptable para la Royal Air Force . Cuando los aviones se vendieron a un operador civil, tuvieron que equiparse con un empujador de palanca para cumplir con los requisitos civiles. [21] Naturalmente, algunos aviones pueden tener un comportamiento muy bueno mucho más allá de lo requerido. Por ejemplo, se ha descrito que los aviones de transporte de primera generación tienen una caída de morro inmaculada en la pérdida. [22] La pérdida de sustentación en un ala es aceptable siempre y cuando el balanceo, incluso durante la recuperación de pérdida, no exceda los 20 grados, o en vuelo de giro el balanceo no exceda los 90 grados de inclinación. [23] Si la advertencia previa a la pérdida seguida de una caída del morro y una caída limitada del ala no están presentes naturalmente o una autoridad de aeronavegabilidad las considera inaceptablemente marginales, el comportamiento de pérdida debe mejorarse lo suficiente con modificaciones en la estructura del avión o dispositivos como un sacudidor de palanca. y empujador. Estos se describen en "Dispositivos de advertencia y seguridad".
Las pérdidas dependen sólo del ángulo de ataque, no de la velocidad del aire . [24] Sin embargo, cuanto más lento vuela un avión, mayor será 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 momento este ángulo será igual al ángulo de ataque crítico (pérdida) . Esta velocidad se llama "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 aérea, resultará en una pérdida.
La velocidad de pérdida real variará según el 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 aérea, para fines de pruebas en vuelo, puede tener las siguientes marcas: la parte inferior del arco blanco indica V S0 con peso máximo, mientras que la parte inferior del arco verde indica V S1 con 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 saliendo de una inmersión, se requiere sustentación adicional para proporcionar aceleración vertical o lateral, por lo que la velocidad de pérdida es mayor. Una pérdida acelerada es una pérdida que se produce en tales condiciones. [29]
En un giro inclinado , la sustentación requerida es igual al peso de la aeronave más la sustentación adicional para proporcionar la fuerza centrípeta necesaria para realizar el giro: [30] [31]
dónde:
Para lograr la sustentación adicional, el coeficiente de sustentación , y por lo tanto el ángulo de ataque, tendrá que ser mayor de lo que sería en 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, apretando el giro) el ángulo crítico se alcanzará a una velocidad más alta: [30] [33] [34 ] [35]
dónde:
La siguiente tabla da 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 alabeo 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 la llamada pérdida de vuelo con giro , mientras que el término acelerado se usa para indicar una pérdida de giro acelerada únicamente, es decir, una pérdida de vuelo con giro donde la velocidad del aire disminuye en un momento dado. tasa. [36]
Las pérdidas aceleradas también suponen un riesgo en aviones de hélice potente con tendencia a balancearse en reacción al par del motor . Cuando una aeronave de este tipo vuela cerca de su velocidad de pérdida en vuelo recto y nivelado, la aplicación repentina de potencia total puede hacer rodar la aeronave y crear las mismas condiciones aerodinámicas que inducen una pérdida acelerada en vuelo de giro. Un avión que muestra esta tendencia al balanceo es el Mitsubishi MU-2 ; Los pilotos de este avión están entrenados para evitar aumentos repentinos y drásticos de potencia a baja altitud y baja velocidad, ya que es muy difícil recuperarse de una pérdida acelerada en estas condiciones. [37]
Un ejemplo notable de un accidente aéreo que involucra una pérdida de vuelo a baja altitud es el accidente del B-52 de la Base de la Fuerza Aérea Fairchild en 1994 .
La pérdida dinámica es un efecto aerodinámico inestable no lineal que se produce cuando los perfiles aerodinámicos cambian rápidamente el ángulo de ataque. El cambio rápido puede causar que un fuerte vórtice se despida desde el borde de ataque del perfil aerodinámico y viaje 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 detrás del borde de fuga, la sustentación se reduce drásticamente y el ala entra en pérdida normal. [40]
La pérdida dinámica es un efecto más asociado con los helicópteros y el batir de alas, aunque también ocurre en las turbinas eólicas [41] y debido a las ráfagas de aire. Durante el vuelo hacia adelante, algunas regiones de las palas de un helicóptero pueden generar 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 (batientes), como las de insectos como el abejorro , pueden depender casi por completo de la pérdida dinámica para producir 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 en pérdida puede ocurrir en superficies aerodinámicas sujetas a un alto ángulo de ataque y un flujo tridimensional. Cuando el ángulo de ataque sobre un perfil aerodinámico aumenta rápidamente, el flujo permanecerá sustancialmente unido al perfil aerodinámico en un ángulo de ataque significativamente mayor que el que se puede lograr en condiciones de estado estacionario. Como resultado, la pérdida se retrasa momentáneamente y se logra un coeficiente de sustentación significativamente mayor que el máximo en estado estacionario. El efecto se observó por primera vez en las hélices . [42]
Una pérdida profunda (o súper pérdida ) es un tipo peligroso de pérdida que afecta a ciertos diseños de aeronaves , en particular 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 parada, las estelas de la góndola-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] Los aviones de hélice de cola en T son generalmente resistentes a las pérdidas profundas, porque el lavado de la hélice aumenta el flujo de aire sobre la raíz del ala, [46] pero pueden equiparse con un refuerzo de cola vertical de precaución durante las pruebas de vuelo , como sucedió con el A400M . [47]
Trubshaw [48] da una definición amplia de pérdida profunda como aquella que penetra hasta ángulos de ataque tales que la eficacia del control de cabeceo se ve reducida 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 valor único de , para una configuración de aeronave determinada, donde no hay momento de cabeceo, es decir, un punto de equilibrio.
Schaufele proporciona los valores típicos tanto para el rango de pérdida profunda, como se define anteriormente, como para el punto de compensación 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 ajuste bloqueado, por lo que fue posible la recuperación desde la región de pérdida profunda, como se requiere para cumplir con las reglas de certificación. La pérdida normal que comenzó en la "rotura g" (disminución repentina del factor de carga vertical [47] ) fue en , la pérdida profunda comenzó aproximadamente a 30° y el punto de compensación irrecuperable bloqueado estaba en 47°.
La condición muy alta para una pérdida bloqueada profunda ocurre 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 caída que, junto con la baja velocidad de avance en la pérdida normal, dan una alta velocidad con poca o ninguna rotación del avión. [50] BAC 1-11 G-ASHG, durante las pruebas de vuelo de pérdida antes de que se modificara el tipo 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 un Actitud plana, moviéndose sólo 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 una pérdida profunda requiere un ángulo de cuerpo alto. Taylor y Ray [51] muestran cómo la actitud de la aeronave en 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 profunda en algunos diseños de aviones antes de que se acuñara el término. Un prototipo de Gloster Javelin ( de serie WD808 ) se perdió en un accidente el 11 de junio de 1953 y quedó "bloqueado". [52] Sin embargo, Waterton [53] afirma que se descubrió que recortar el plano de cola era la forma incorrecta de recuperación. Se estaban realizando pruebas de manejo a baja velocidad para evaluar una nueva ala. [53] Handley Page Victor XL159 se perdió en una "pérdida estable" el 23 de marzo de 1962. [54] Había estado superando el borde de ataque de caída fija con la prueba siendo aproximación a pérdida, configuración de aterrizaje, C de G en popa. El paracaídas de freno no estaba activado, ya que podría haber dificultado el escape de la tripulación trasera. [55]
El nombre "pérdida profunda" se utilizó ampliamente por primera vez después del accidente del prototipo BAC 1-11 G-ASHG el 22 de octubre de 1963, en el que murió su tripulación. [56] Esto llevó a cambios en la aeronave, incluida la instalación de un agitador (ver más abajo) para advertir claramente al piloto de una pérdida inminente. Los agitadores de varillas son ahora una parte estándar de los aviones comerciales. Sin embargo, el problema sigue provocando 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 es la causa de otro accidente del 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 quedó inutilizado. 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 una pérdida profunda desde 17.000 pies y apagar ambos motores. Se recuperó de la pérdida profunda después de desplegar el paracaídas antigiro, pero se estrelló al no poder deshacerse del paracaídas ni volver a encender los motores. Uno de los pilotos de pruebas no pudo escapar a tiempo del avión y murió. [59] El 26 de julio de 1993, un Canadair CRJ-100 se perdió durante una prueba 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 inclinación cada vez más altos hasta que el morro finalmente cayó y se recuperó la respuesta de control normal. [61] Un accidente del 727 el 1 de diciembre de 1974 también se ha atribuido a una pérdida profunda. [62] El accidente del vuelo 708 de West Caribbean Airways en 2005 también se atribuyó a una pérdida profunda.
Pueden ocurrir pérdidas profundas en actitudes de cabeceo aparentemente normales, si el avión desciende lo suficientemente rápido. [63] El flujo de aire proviene de abajo, por lo que el ángulo de ataque aumenta. Las primeras especulaciones sobre las razones del accidente del vuelo 447 de Air France achacaron la culpa 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 lo mantuvieron en pérdida y mantuvieron el morro levantado en medio de toda la confusión de lo que realmente le estaba sucediendo al avión. [64]
Los aviones configurados con Canard también corren el riesgo de entrar en pérdida profunda. Dos aviones Velocity se estrellaron debido a pérdidas profundas por bloqueo. [65] Las pruebas revelaron que la adición de puños de borde de ataque al ala exterior impidió que el avión entrara en una 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. [66] Las pruebas del diseño en el túnel de viento en el Centro de Investigación Langley de la NASA mostraron que era vulnerable a una pérdida profunda. [67]
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 . [68]
El barrido y el ahusamiento del ala causan pérdida en la punta del ala antes de la raíz. La posición de un ala en flecha a lo largo del fuselaje debe ser tal que la sustentación desde la raíz del ala, muy por delante del centro de gravedad (cg) de la aeronave, debe equilibrarse con la punta del ala, muy por detrás del cg [69] Si la punta se detiene primero, el equilibrio del avión se altera provocando un peligroso cabeceo del morro . Las alas en flecha deben incorporar características que eviten el cabeceo causado por una pérdida prematura de la inclinación.
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 máxima capacidad de sustentación primero y se detengan primero. Esto es causado por el patrón de flujo descendente asociado con las alas en flecha/ahusadas. [70] Para retrasar la pérdida de punta, el ala exterior recibe un lavado 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 se detenga antes que la punta. Sin embargo, cuando se va más allá de la incidencia de pérdida, las puntas aún pueden quedar completamente perdidas delante del ala interior a pesar de que la separación inicial se produce hacia el interior. Esto provoca un cabeceo después de la pérdida y la entrada a una súper pérdida en aquellas aeronaves con características de súper pérdida. [71] El flujo de la capa límite en la envergadura también está presente en las alas en flecha y provoca 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 tal como una guía, una muesca, un diente de sierra o un conjunto de generadores de vórtices detrás del borde de ataque. [72]
Los aviones de ala fija pueden estar equipados con dispositivos para prevenir o posponer una pérdida o para hacerla menos (o en algunos casos más) grave, o para facilitar la recuperación.
Los sistemas de advertencia de pérdida a menudo implican entradas de una amplia gama de sensores y sistemas para incluir un sensor de ángulo de ataque dedicado.
El bloqueo, daño o inoperancia de las sondas de pérdida y ángulo de ataque (AOA) pueden provocar falta de confiabilidad en la advertencia de pérdida y provocar un mal funcionamiento del empujador de la palanca, la advertencia de exceso de velocidad, el piloto automático y el amortiguador de guiñada. [75]
Si se utiliza un canard delantero para controlar el cabeceo, en lugar de una cola de popa, el canard está diseñado para enfrentar el flujo de aire en un ángulo de ataque ligeramente mayor que el ala. Por lo tanto, cuando el cabeceo del avión aumenta anormalmente, el canard normalmente entrará en pérdida primero, provocando que el morro caiga e impidiendo que el ala alcance su AOA crítico. Por tanto, el riesgo de pérdida del ala principal se reduce considerablemente. Sin embargo, si el ala principal entra en pérdida, la recuperación se vuelve difícil, ya que el canard está más profundamente en pérdida y el ángulo de ataque aumenta rápidamente. [76]
Si se utiliza una cola de popa, el ala está diseñada para entrar en pérdida antes que la cola. En este caso, el ala se 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, lo que le permite saber con precisión qué tan cerca del punto de pérdida está el avión. La instrumentación de los aviones modernos también puede medir el ángulo de ataque, aunque es posible que esta información no se muestre 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 (para sistemas de vuelo por cable).
Cuando 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 giro. 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. Para aviones de alta potencia, la pérdida de sustentación (y el aumento de la resistencia) más allá del ángulo de pérdida es un problema menor que mantener el control. Algunas aeronaves pueden estar sujetas a un giro posterior a la pérdida (por ejemplo, el F-4 ) o ser susceptibles a entrar en barrena (por ejemplo, el F-14 ). El control más allá de la pérdida puede ser proporcionado por sistemas de control de reacción (por ejemplo, NF-104A ), empuje vectorial, así como un estabilizador rodante (o taileron). La capacidad de maniobra mejorada mediante vuelos en ángulos de ataque muy altos puede proporcionar una ventaja táctica para cazas militares como el F-22 Raptor . En ocasiones se realizan paradas de corta duración a 90-120° (por ejemplo, la cobra de Pugachev ) en exhibiciones aéreas. [77] 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 . [78] El vuelo sostenido después de la pérdida es un tipo de supermaniobrabilidad .
Excepto en el caso del entrenamiento de vuelo, las pruebas de aviones y las acrobacias aéreas , una pérdida suele ser un evento indeseable. Sin embargo, los spoilers (a veces llamados dumpers de elevación) 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 terreno. velocidad. [79] Los spoilers también se despliegan asimétricamente (solo un ala) para mejorar el control de balanceo. Los spoilers también se pueden utilizar en despegues abortados y después del contacto de las ruedas principales al aterrizar para aumentar el peso del avión sobre sus ruedas y mejorar la acción de frenado.
A diferencia de los aviones propulsados, 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 del spoiler se utiliza ampliamente para controlar la aproximación al aterrizaje.
Los spoilers también pueden considerarse "reductores de sustentación" porque reducen la sustentación del ala en la que reside el spoiler. Por ejemplo, un giro no controlado hacia la izquierda podría revertirse levantando el alerón del ala derecha (o solo algunos de los spoilers presentes en las alas de los aviones de pasajeros grandes). Esto tiene la ventaja de evitar la necesidad de aumentar la sustentación del ala que está cayendo (lo que puede acercar esa ala a la pérdida).
El aviador alemán Otto Lilienthal murió mientras volaba en 1896 como resultado de una pérdida. Wilbur Wright se encontró con pérdidas 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 en configuración " canard ". Supuestamente, esto hizo que la recuperación de las pérdidas fuera más fácil y suave. El diseño supuestamente salvó la vida de los hermanos más de una vez. [80] Sin embargo, las configuraciones de canard, sin un diseño cuidadoso, pueden hacer que una pérdida sea irrecuperable. [81]
El ingeniero aeronáutico Juan de la Cierva trabajó en su proyecto " Autogiro " para desarrollar un avión de ala giratoria que, esperaba, no podría entrar en pérdida y que, por 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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