Stall (dinámica de fluidos)

Flujo de aire que se separa de un avión en un ángulo alto de ataque, como ocurre en un puesto.

En dinámica de fluidos, una pérdida es una reducción en el coeficiente de sustentación generado por una lámina a medida que aumenta el ángulo de ataque. Esto ocurre cuando se excede el ángulo crítico de ataque de la lámina. 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 entradas en pérdida en vuelos de ala fija a menudo se experimentan como una reducción repentina en 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 entrada en pérdida en vuelo nivelado). Una entrada en pérdida no significa que 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 las aeronaves se utiliza para mantener la altitud o el vuelo controlado con las alas en pérdida reemplazando la sustentación del ala perdida con el empuje del motor o de la hélice, lo que da lugar a la tecnología posterior a la pérdida.

Debido a que las entradas en pérdida se analizan más comúnmente en relación con la aviación, este artículo analiza las entradas en pérdida en relación principalmente con las aeronaves, en particular, las aeronaves de ala fija. Los principios del estancamiento discutidos aquí también se traducen en láminas en otros fluidos.

Definición formal

Formación gradual

Una entrada en pérdida es una condición en aerodinámica y aviación tal que si el ángulo de ataque aumenta más allá de cierto punto, entonces la sustentación comienza a disminuir. El ángulo en el que esto ocurre se denomina ángulo de ataque crítico. Este ángulo depende de la sección o perfil del perfil aerodinámico 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 de ataque crítico es el ángulo de ataque en la curva del coeficiente de sustentación versus el ángulo de ataque (Cl~alfa) en el que se produce el coeficiente de sustentación máximo.

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 describe tres tipos de pérdida: borde de salida, borde de ataque y perfil aerodinámico delgado, cada uno con características distintivas de Cl~alpha. Para la entrada en pérdida del borde de fuga, la separación comienza en pequeños ángulos de ataque cerca del borde de fuga 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 avanza la separación del flujo, y esto dificulta la capacidad del ala para generar sustentación. Esto se muestra mediante la reducción de la pendiente de sustentación en una curva Cl~alfa a medida que la sustentación se acerca a su valor máximo. El flujo separado generalmente causa sacudidas. 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 primeros aviones de transporte con motor de pistón tenían un comportamiento de entrada en pérdida muy bueno con una advertencia de sacudida previa a la entrada en pérdida y, si se ignoraba, una caída de morro recta para una recuperación natural. Los desarrollos de alas que vinieron con la introducción de motores turbohélice introdujeron un comportamiento de pérdida inaceptable. Los desarrollos de vanguardia en las alas de gran sustentación y la introducción de motores montados en la parte trasera y planos de cola elevados en la próxima generación de aviones de transporte también introdujeron un comportamiento de entrada en pérdida inaceptable. La probabilidad de alcanzar inadvertidamente la velocidad de entrada en pérdida, un evento potencialmente peligroso, se calculó en 1965 en aproximadamente una vez cada 100 000 vuelos, con la frecuencia suficiente para justificar el costo del desarrollo de dispositivos de advertencia, como agitadores de palos, y dispositivos para automáticamente. proporcionar un cabeceo adecuado con el morro hacia abajo, como los empujadores de palos.

Cuando el ángulo medio de ataque de las alas está más allá de la entrada en pérdida, se puede desarrollar un giro, que es una autorrotación de un ala en pérdida. Un giro sigue a las salidas en balanceo, guiñada y cabeceo desde un vuelo equilibrado. Por ejemplo, un balanceo se amortigua naturalmente con un ala sin calar, pero con las alas caladas, el momento de amortiguamiento se reemplaza con un momento de propulsión.

Variación de sustentación con ángulo de ataque

Un ejemplo de la relación entre el ángulo de ataque y el levantamiento en una lámina de aire cambered. La relación exacta se mide generalmente en un túnel de viento y depende de la sección de aire. La relación para un ala de avión depende de la forma planificada y su relación de aspecto.

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 denominaba "punto burbujeante"). Este ángulo es de 17,5 grados en este caso, pero varía de superficie aerodinámica a superficie aerodinámica. En particular, para perfiles aerodinámicamente gruesos (proporción entre espesor y cuerda de alrededor del 10 %), el ángulo crítico es mayor que con un perfil aerodinámico delgado de 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 recopila utilizando un modelo de 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 un cuidado especial para asegurarse de que los datos se toman en el mismo régimen numérico 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 un número de Reynolds bajo que en los números de Reynolds altos de un avión real. En particular, a números de Reynolds altos, el flujo tiende a permanecer adherido a la superficie aerodinámica 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 llevados a cabo a velocidades más bajas y en modelos de escalas más pequeñas de las contrapartes de la vida real a menudo tienden a sobrestimar el ángulo de ataque de pérdida aerodinámica. Los túneles de viento de alta presión son una solución a este problema.

En general, la operación constante de una aeronave en un ángulo de ataque por encima del ángulo crítico no es posible porque, después de exceder el ángulo crítico, la pérdida de sustentación del ala hace que la nariz de la aeronave caiga, reduciendo el ángulo. de ataque de nuevo. Esta caída de morro, independiente de las entradas de control, indica que el piloto realmente ha entrado en pérdida la aeronave.

Este gráfico muestra el ángulo de entrada en pérdida; sin embargo, en la práctica, la mayoría de los manuales de operación de pilotos (POH) o manuales de vuelo genéricos describen la entrada en pérdida en términos de velocidad aerodinámica. Esto se debe a que todos los aviones están equipados con un indicador de velocidad aerodinámica, pero menos aviones tienen un indicador de ángulo de ataque. El fabricante publica la velocidad de entrada en pérdida de una aeronave (y se requiere para la certificación mediante pruebas de vuelo) para un rango de pesos y posiciones de aletas, pero el ángulo de ataque de entrada en pérdida no está publicado.

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 (1g, 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.

Descripción aerodinámica

Aviones de ala fija

Se puede hacer que una aeronave de ala fija entre en pérdida en cualquier actitud de cabeceo o ángulo de alabeo o a cualquier velocidad aerodinámica, pero la pérdida deliberada se practica comúnmente al reducir la velocidad a la velocidad de pérdida sin acelerar, a una altitud segura. La velocidad de pérdida no acelerada (1g) varía en diferentes aeronaves de ala fija y está representada por códigos de color en el indicador de velocidad aerodinámica. Como 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 sensibles y también puede notar algunos golpes, como resultado del aire turbulento separado del ala que golpea la cola de la aeronave.

En la mayoría de los aviones ligeros, cuando se llega a 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 de la aeronave 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. La maniobra suele ser bastante segura y, si se maneja correctamente, conduce a solo una pequeña pérdida de altitud (20 a 30 m/50 a 100 pies). Se enseña y practica para que los pilotos reconozcan, eviten y se recuperen de la pérdida de la aeronave. Se requiere que un piloto demuestre competencia en el control de una aeronave durante y después de una entrada en pérdida para la certificación en los Estados Unidos, 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 la recuperación.

Una forma especial de entrada en pérdida asimétrica en la que la aeronave también gira sobre su eje de guiñada se denomina barrena. Se puede producir un giro si una aeronave entra en pérdida y se le aplica un momento de guiñada asimétrica. 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 sin empuje en la línea central), o de fuentes menos probables como turbulencia severa. El efecto neto es que un ala entra en pérdida 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. El sistema de recuperación de paracaídas balístico proporciona una nueva solución al problema de la recuperación difícil (o imposible) de pérdida y giro.

Los escenarios de pérdida y giro más comunes ocurren en el despegue (pérdida de salida) y durante el aterrizaje (desde la base hasta el giro final) debido a una velocidad aerodinámica 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 fuera de compensación que resulta de la transición de la configuración de baja potencia a la configuración de alta potencia a baja velocidad. La velocidad de pérdida aumenta cuando las superficies de las alas están contaminadas con hielo o escarcha, lo que crea una superficie más rugosa y un fuselaje más pesado debido a la acumulación de hielo.

Las entradas en pérdida ocurren no solo 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, las aeronaves a menudo experimentan fuerzas g más altas, como cuando giran bruscamente o salen de una picada. 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 exceda el ángulo de pérdida, aunque la aeronave vuele a alta velocidad. Estos "puestos de alta velocidad" producen las mismas características de sacudidas que las paradas de 1 g y también pueden iniciar un trompo si también hay guiñada.

Características

Diferentes tipos de aeronaves tienen diferentes características de entrada en pérdida, pero solo tienen que ser lo suficientemente buenas 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 la aeronave se vendió a un operador civil, tuvo que equiparse con un empujador de palanca para cumplir con los requisitos civiles. Algunas aeronaves, naturalmente, pueden tener muy buen comportamiento mucho más allá de lo que se requiere. Por ejemplo, se ha descrito que los transportes a reacción de primera generación tienen una caída de morro inmaculada en el puesto. La pérdida de sustentación en un ala es aceptable siempre que el balanceo, incluso durante la recuperación de la pérdida, no exceda los 20 grados, o en vuelo de giro, el balanceo no exceda los 90 grados de inclinación. Si la advertencia previa a la entrada en pérdida seguida de la caída del morro y la caída limitada del ala no están naturalmente presentes o una autoridad de aeronavegabilidad las considera inaceptablemente marginales, el comportamiento de entrada en pérdida debe ser lo suficientemente bueno con modificaciones en el fuselaje o dispositivos como un vibrador y un empujador. Estos se describen en "Dispositivos de advertencia y seguridad".

Velocidades de pérdida

Sobre de vuelo de un avión rápido. El borde izquierdo es la curva de velocidad.

El indicador de velocidad de aire se utiliza a menudo para predecir indirectamente las condiciones de estancamiento.

Las pérdidas dependen únicamente del ángulo de ataque, no de la velocidad aerodinámica. 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. A medida que la velocidad disminuye aún más, en algún momento 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 entrada en 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. (También provoca una mayor sustentación al aumentar la velocidad aerodinámica sobre parte de las alas).

Las definiciones de velocidad varían e incluyen:

• V_S: Velocidad fija: la velocidad a la que el avión exhibe esas cualidades aceptadas como la definición del puesto.
• V_S0: La velocidad de reserva o la velocidad mínima de vuelo estable en la configuración de aterrizaje. La velocidad de reserva de cero en el ajuste de aletas de aterrizaje más extendido.
• V_S1: La velocidad de reserva o la velocidad mínima de vuelo estable obtenida en una configuración especificada. La velocidad cero de bloqueo a un ajuste de solapa especificado.

Un indicador de velocidad aerodinámica, con fines de prueba 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..

En vuelo acelerado y con viraje

Ilustración de un puesto de vuelo giratorio, que se produce durante un giro coordinado con un ángulo cada vez mayor de banco.

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 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 bajo tales condiciones.

En un viraje peraltado, la sustentación requerida es igual al peso de la aeronave más sustentación adicional para proporcionar la fuerza centrípeta necesaria para realizar el viraje:

L=nW{displaystyle L=nW}

donde:

L{displaystyle L. = ascensor

n{displaystyle n} = factor de carga (más de 1 en un turno)

W{displaystyle W. = peso del avión

Para lograr la sustentación adicional, el coeficiente de sustentación y, por lo tanto, el ángulo de ataque, deberán ser mayores de lo que serían en un vuelo recto y nivelado a la misma velocidad. Por lo tanto, dado que la entrada en pérdida siempre se produce en el mismo ángulo crítico de ataque, al aumentar el factor de carga (por ejemplo, apretando el giro) se alcanzará el ángulo crítico a una mayor velocidad aerodinámica:

Vst=Vsn{displaystyle ¿Qué? {n}}

donde:

Vst{displaystyle V_{text{st}} = velocidad de reserva

Vs{displaystyle V_{text{s}} = velocidad de reserva del avión en vuelo directo y nivel

n{displaystyle n} = factor de carga

La tabla que sigue da algunos ejemplos de la relación entre el ángulo del banco y la raíz cuadrada del factor de carga. Se deriva de la relación trigonométrica (secante) entre L{displaystyle L. y W{displaystyle W..

Ángulo bancario	n{displaystyle {sqrt {n}}
30°	1.07
45°	1.19
60°	1.41

Por ejemplo, en un giro con un ángulo de alabeo de 45°, V_st es un 19 % más alto que V_s.

Según la terminología de la Administración Federal de Aviación (FAA), el ejemplo anterior ilustra lo que se conoce como pérdida de vuelo en giro, mientras que el término acelerado se usa para indicar un pérdida de viraje acelerada solamente, es decir, una pérdida de vuelo de viraje donde la velocidad del aire disminuye a un ritmo determinado.

Las entradas en pérdida aceleradas también suponen un riesgo en los potentes aviones de hélice con tendencia a balancearse como reacción al par motor. Cuando una aeronave de este tipo está volando cerca de su velocidad de pérdida en vuelo recto y nivelado, la aplicación repentina de toda la potencia puede balancear la aeronave y crear las mismas condiciones aerodinámicas que inducen una pérdida acelerada en un vuelo de giro. Un avión que muestra esta tendencia al balanceo es el Mitsubishi MU-2; los pilotos de esta aeronave están entrenados para evitar aumentos repentinos y drásticos de potencia a baja altitud y baja velocidad aérea, ya que es muy difícil recuperarse con seguridad de una entrada en pérdida acelerada en estas condiciones.

Un ejemplo notable de un accidente aéreo que involucró una pérdida de vuelo de giro a baja altitud es el accidente del B-52 de la Base de la Fuerza Aérea Fairchild de 1994.

Tipos

Calado dinámico

La pérdida dinámica es un efecto aerodinámico inestable no lineal que ocurre cuando los perfiles aerodinámicos cambian rápidamente el ángulo de ataque. El cambio rápido puede causar que un fuerte vórtice se desprenda del borde de ataque del perfil aerodinámico y viaje hacia atrás por encima del ala. 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 fuga, la sustentación se reduce drásticamente y el ala entra en pérdida normal.

La entrada en pérdida dinámica es un efecto más asociado con los helicópteros y el aleteo de las alas, aunque también ocurre en las turbinas eólicas y debido a las ráfagas de aire. Durante el vuelo hacia adelante, algunas regiones de la pala de un helicóptero pueden incurrir en un flujo que se invierte (en comparación con la dirección del movimiento de la pala) y, por lo tanto, incluye ángulos de ataque que cambian rápidamente. Las alas oscilantes (aleteo), como las de insectos como el abejorro, pueden depender casi por completo de la pérdida dinámica para la producción de sustentación, siempre que las oscilaciones sean rápidas en comparación con la velocidad del vuelo y el ángulo del ala cambie rápidamente en comparación con la dirección del flujo de aire..

El retraso en la pérdida puede ocurrir en superficies aerodinámicas sujetas a un alto ángulo de ataque y un flujo tridimensional. Cuando el ángulo de ataque en un perfil aerodinámico aumenta rápidamente, el flujo permanecerá sustancialmente unido al perfil aerodinámico a un ángulo de ataque significativamente más alto que el que se puede lograr en condiciones de estado estable. Como resultado, la entrada en pérdida se retrasa momentáneamente y se logra un coeficiente de sustentación significativamente más alto que el máximo en estado estable. El efecto se notó por primera vez en las hélices.

Parada profunda

Representación diagramatica de un profundo estancamiento

Un Schweizer SGS 1-36 siendo utilizado para la investigación de fondo por la NASA sobre el Desierto de Mojave en 1983.

Una pérdida profunda (o superpérdida) es un tipo peligroso de pérdida que afecta a ciertos diseños de aeronaves, en particular a las aeronaves a reacción con una configuración de cola en T y cola trasera. motores montados. En estos diseños, la estela turbulenta de un ala principal estancada, las estelas de la góndola y el pilón y la estela del fuselaje "manta" el estabilizador horizontal, haciendo que los ascensores sean ineficaces e impidiendo que la aeronave se recupere de la pérdida. Taylor afirma que los aviones de hélice de cola en T, a diferencia de los aviones a reacción, generalmente no requieren un sistema de recuperación de pérdida durante las pruebas de vuelo en pérdida debido al aumento del flujo de aire sobre la raíz del ala debido al lavado de la hélice. Tampoco tienen góndolas montadas en la parte trasera, lo que puede contribuir sustancialmente al problema. El A400M se equipó con un refuerzo de cola vertical para algunas pruebas de vuelo en caso de pérdida total.

Trubshaw da una amplia definición de establo profundo como penetrante a tales ángulos de ataque α α {textstyle alpha } que la eficacia del control del campo se reduce por el ala y la góndola despierta. También da una definición que relaciona profundo estancamiento a una condición encerrada donde la recuperación es imposible. Este es un valor único α α {textstyle alpha }, para una configuración de aviones dada, donde no hay momento de lanzamiento, es decir, un punto de corte.

Valores típicos tanto para la gama de puestos profundos, como se definen anteriormente, y el punto de ajuste bloqueado se dan para el Douglas DC-9 Series 10 por Schaufele. Estos valores provienen de pruebas de eólica para un diseño temprano. El diseño final no tenía un punto de ajuste cerrado, por lo que la recuperación de la región de puestos profundos era posible, como se requería para cumplir con las reglas de certificación. El estancamiento normal que comienza en el "g break" (disminución sudden del factor de carga vertical) estaba en α α =18∘ ∘ {textstyle alpha =18^{circ }, profundo estancamiento comenzó a unos 30°, y el punto de ajuste no recuperable encerrado era a 47°.

El muy alto α α {textstyle alpha } para una condición de estallamiento profundo encerrado ocurre mucho más allá del establo normal, pero se puede alcanzar muy rápidamente, ya que el avión es inestable más allá del establo normal y requiere acción inmediata para detenerlo. La pérdida de ascensor causa altas tasas de fregadero, que, junto con la baja velocidad de avance en el puesto normal, dan un alto α α {textstyle alpha } con poca o ninguna rotación del avión. BAC 1-11 G-ASHG, durante las pruebas de vuelo de reserva antes de que el tipo fue modificado para evitar una condición de fondo bloqueada, descendió a más de 10.000 pies por minuto (50 m/s) y golpeó el suelo en una actitud plana que se mueve sólo 70 pies (20 m) hacia adelante después del impacto inicial. Escaramuzas que muestran cómo el ala despierta mantas la cola puede ser engañosa si implican que el estancamiento profundo requiere un ángulo corporal alto. Taylor y Ray muestran cómo la actitud de los aviones en el establo profundo es relativamente plana, incluso menos que durante el establo normal, con ángulos de vuelo negativo muy altos.

Se sabía que se producían efectos similares a la pérdida profunda en algunos diseños de aeronaves antes de que se acuñara el término. Un prototipo de Gloster Javelin (serie WD808) se perdió en un accidente el 11 de junio de 1953 a un "bloqueado" parar. Sin embargo, Waterton afirma que se descubrió que el plano de cola recortado era el camino equivocado para la recuperación. Se estaban realizando pruebas de manejo a baja velocidad para evaluar un ala nueva. Handley Page Victor XL159 se perdió en un "bloqueo estable" el 23 de marzo de 1962. Había estado despejando el borde de ataque de caída fija con la prueba de aproximación en pérdida, configuración de aterrizaje, C de G hacia atrás. El paracaídas de freno no se había lanzado, ya que pudo haber dificultado el escape de la tripulación trasera.

El nombre "parada profunda" se generalizó por primera vez después del accidente del prototipo BAC 1-11 G-ASHG el 22 de octubre de 1963, que mató a su tripulación. Esto condujo a cambios en la aeronave, incluida la instalación de un agitador de palos (ver más abajo) para advertir claramente al piloto de una pérdida inminente. Los agitadores de palos ahora son 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 por una pérdida total; Se sospecha que la entrada en pérdida profunda es 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. El 3 de abril de 1980, un prototipo del avión de negocios Canadair Challenger se estrelló después de entrar inicialmente en una pérdida profunda desde 17,000 pies y ambos motores se apagaron. Se recuperó de la pérdida profunda después de desplegar el paracaídas antigiro, 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 del avión a tiempo y murió. El 26 de julio de 1993, un Canadair CRJ-100 se perdió durante las pruebas de vuelo debido a una entrada en pérdida profunda. 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 alabeo cada vez más altos hasta que la nariz finalmente se hundió y se recuperó la respuesta de control normal. Un accidente del 727 el 1 de diciembre de 1974 también se ha atribuido a una pérdida profunda. El accidente del vuelo 708 de West Caribbean Airways en 2005 también se atribuyó a una entrada en pérdida profunda.

Pueden ocurrir pérdidas profundas en actitudes de cabeceo aparentemente normales, si la aeronave desciende lo suficientemente rápido. El flujo de aire proviene de abajo, por lo que aumenta el ángulo de ataque. Las primeras especulaciones sobre las razones del accidente del vuelo 447 de Air France se atribuyeron a una entrada en 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 planeo estancado y mantuvieron el morro en alto en medio de toda la confusión de lo que realmente le estaba sucediendo a la aeronave.

Las aeronaves con configuración Canard también corren el riesgo de entrar en pérdida total. Dos aviones Velocity se estrellaron debido a pérdidas profundas bloqueadas. Las pruebas revelaron que la adición de puños de borde de ataque en el ala exterior evitó que la aeronave entrara en pérdida total. El Piper Advanced Technologies PAT-1, N15PT, otro avión con configuración canard, también se estrelló en un accidente atribuido a una entrada en pérdida profunda. Las pruebas en el túnel de viento del diseño en el Centro de Investigación Langley de la NASA mostraron que era vulnerable a una entrada en pérdida profunda.

A principios de la década de 1980, se modificó un planeador Schweizer SGS 1-36 para el programa de vuelo controlado de pérdida profunda de la NASA.

Descarga de propinas

El barrido y la conicidad del ala provocan el estancamiento 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 de la aeronave (c.g.), debe equilibrarse con la punta del ala, muy por detrás del c.g. Si la punta se detiene primero, el equilibrio de la aeronave se altera y provoca un peligroso cabeceo de la nariz. Las alas en flecha tienen que incorporar características que eviten el cabeceo hacia arriba causado por la entrada en pérdida prematura de la punta.

Un ala en flecha tiene un coeficiente de sustentación más alto en sus paneles exteriores que en el ala interna, lo que hace que alcancen primero su capacidad máxima de sustentación y se detengan primero. Esto es causado por el patrón de flujo descendente asociado con las alas en flecha/ahusadas. Para retrasar la entrada en pérdida, el ala exterior se lava para reducir su ángulo de ataque. La raíz también se puede modificar con un borde de ataque adecuado y una sección aerodinámica para asegurarse de que se detenga antes de la punta. Sin embargo, cuando se lleva más allá de la incidencia de entrada en pérdida, las puntas aún pueden entrar en pérdida por completo antes del ala interior a pesar de que la separación inicial se produce hacia el interior. Esto provoca un cabeceo hacia arriba después de la entrada en pérdida y la entrada en una súper pérdida en aquellas aeronaves con características de súper pérdida. El flujo de la capa límite en sentido de la envergadura también está presente en las alas en flecha y provoca la entrada en pérdida de la punta. La cantidad de aire de la capa límite que fluye fuera de borda 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.

Dispositivos de advertencia y seguridad

Las aeronaves de ala fija se pueden equipar con dispositivos para evitar o posponer una entrada en pérdida o para hacerla menos (o en algunos casos más) grave, o para facilitar la recuperación.

• An giro aerodinámico se puede introducir en el ala con el borde delantero cerca de la punta del ala retorcida hacia abajo. Esto se llama lavado y hace que la raíz del ala se detenga antes de la punta del ala. Esto hace que el establo sea suave y progresivo. Dado que el puesto se retrasa en las puntas del ala, donde están los ailerones, el control del rollo se mantiene cuando el puesto comienza.
• A Stall Strip es un pequeño dispositivo afilado que, cuando se une al borde principal de un ala, anima al puesto a comenzar allí en preferencia a cualquier otra ubicación en el ala. Si se une cerca de la raíz del ala, hace que el establo sea suave y progresivo; si se une cerca de la punta del ala, anima a los aviones a dejar caer un ala cuando se detiene.
• A cerca es una placa plana en la dirección del acorde para detener el flujo separado progresando a lo largo del ala
• Generadores de Vortex, tiras diminutas de metal o plástico colocado en la parte superior del ala cerca del borde que protruye más allá de la capa de límite en el flujo libre. Como el nombre implica, energizan la capa de límite mezclando flujo de aire de flujo libre con flujo de capa de límite, creando así vortices, esto aumenta el impulso en la capa de límite. Al aumentar el impulso de la capa fronteriza, la separación del flujo de aire y el estancamiento resultante pueden retrasarse.
• An antiestrella es una extensión de borde que genera un vórtice en la superficie superior de la ala para posponer la valla.
• A pegatina es un dispositivo mecánico que impide que el piloto detenga un avión. Presiona el control del elevador hacia delante mientras se acerca el puesto, causando una reducción en el ángulo del ataque. En términos genéricos, se conoce como una pegatina dispositivo de identificación o sistema de identificación de puestos.
• A batidor es un dispositivo mecánico que sacude los controles del piloto para advertir del inicio del puesto.
• A advertencia de estancamiento es un dispositivo electrónico o mecánico que suena una advertencia audible a medida que se acerca la velocidad del estancamiento. La mayoría de los aviones contienen alguna forma de este dispositivo que advierte al piloto de un puesto inminente. El dispositivo más simple es un cuerno de advertencia, que consiste en un sensor de presión o una pestaña de metal móvil que actúa un interruptor y produce una advertencia audible en respuesta.
• An indicador de ángulo de ataque para aviones ligeros, el "AlphaSystemsAOA" y un casi idéntico "indicador de reserva de ascensor", ambos son instrumentos diferenciales de presión que muestran el margen por encima del estancamiento y/o ángulo de ataque en una lectura instantánea y continua. La Técnica General CYA-100 muestra el verdadero ángulo de ataque a través de una vana acoplada magnéticamente. Un indicador AOA proporciona una visualización visual de la cantidad de ascensor disponible a lo largo de su sobre de velocidad lenta, independientemente de las muchas variables que actúan sobre un avión. Este indicador responde inmediatamente a los cambios en la velocidad, el ángulo de ataque y las condiciones del viento, y compensa automáticamente el peso, la altitud y la temperatura de los aviones.
• An ángulo del limitador de ataque o un "limitador de alfa" es un ordenador de vuelo que evita automáticamente la entrada piloto de causar que el avión se levante sobre el ángulo de estancamiento. Algunos limitadores de alfa pueden ser deshabilitados por el piloto.

Los sistemas de advertencia de pérdida a menudo involucran entradas de una amplia gama de sensores y sistemas para incluir un sensor de ángulo de ataque dedicado.

El bloqueo, el daño o el mal funcionamiento de las sondas de entrada en pérdida y ángulo de ataque (AOA) pueden hacer que la advertencia de entrada en pérdida no sea confiable y que el empujador de la palanca, la advertencia de sobrevelocidad, el piloto automático y el amortiguador de guiñada no funcionen correctamente.

Si se utiliza un canard delantero para controlar el cabeceo, en lugar de uno trasero, el canard está diseñado para encontrarse con el flujo de aire en un ángulo de ataque ligeramente mayor que el ala. Por lo tanto, cuando el cabeceo de la aeronave aumenta de manera anormal, el canard generalmente entra en pérdida primero, lo que hace que el morro baje y, por lo tanto, evita que el ala alcance su AOA crítico. Por lo tanto, el riesgo de entrada en 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 entrado en pérdida y el ángulo de ataque aumenta rápidamente.

Si se usa una cola de popa, el ala está diseñada para entrar en pérdida antes de la cola. En este caso, el ala puede volar con un coeficiente de sustentación más alto (más cerca de entrar en pérdida) para producir una mayor sustentación general.

La mayoría de las aeronaves militares de combate tienen un indicador de ángulo de ataque entre los instrumentos del piloto, lo que le permite saber con precisión qué tan cerca está la aeronave del punto de entrada en pérdida. La instrumentación de los aviones de pasajeros 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 active un indicador de advertencia de entrada en pérdida o brinde información de rendimiento a la computadora de vuelo (para sistemas fly-by-wire).

Vuelo más allá del puesto

Cuando un ala se detiene, la eficacia de los alerones se reduce, lo que dificulta el control del avión y aumenta el riesgo de un trompo. Después de la pérdida, el vuelo constante 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 aeronaves 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 entrada en pérdida (por ejemplo, el F-4) o susceptibles de entrar en un giro plano (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 por vuelos en ángulos de ataque muy altos puede proporcionar una ventaja táctica para cazas militares como el F-22 Raptor. A veces se realizan puestos de corta duración a 90-120 ° (por ejemplo, la cobra de Pugachev) en exhibiciones aéreas. El ángulo de ataque más alto en vuelo sostenido demostrado hasta ahora fue de 70° en el X-31 en el Dryden Flight Research Center. El vuelo sostenido posterior a la pérdida es un tipo de supermaniobrabilidad.

Spoilers

A excepción del entrenamiento de vuelo, las pruebas de aviones y las acrobacias aéreas, una entrada en pérdida suele ser un evento indeseable. Sin embargo, los spoilers (a veces llamados volquetes elevadores) son dispositivos que se implementan 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. Los spoilers también se despliegan asimétricamente (solo un ala) para mejorar el control de balanceo. 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 motorizados, 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 spoilers se utiliza ampliamente para controlar la aproximación al aterrizaje.

Los spoilers también se pueden considerar como "reductores de elevación" porque reducen la sustentación del ala en la que reside el alerón. Por ejemplo, un giro no controlado hacia la izquierda podría revertirse levantando el spoiler del ala derecha (o solo algunos de los spoilers presentes en las alas de los aviones grandes). Esto tiene la ventaja de evitar la necesidad de aumentar la sustentación en el ala que está descendiendo (lo que puede hacer que el ala esté más cerca de entrar en pérdida).

Historia

El aviador alemán Otto Lilienthal murió mientras volaba en 1896 como resultado de una entrada en pérdida. Wilbur Wright encontró puestos en pérdida por primera vez en 1901, mientras volaba su segundo planeador. El conocimiento del accidente de Lilienthal y la experiencia de Wilbur motivó a los hermanos Wright a diseñar su avión en "canard" configuración. Supuestamente, esto hizo que las recuperaciones de los puestos fueran más fáciles y suaves. El diseño supuestamente salvó a los hermanos' vive más de una vez. Sin embargo, las configuraciones de canard, sin un diseño cuidadoso, pueden hacer que una parada sea irrecuperable.

El ingeniero aeronáutico Juan de la Cierva trabajó en su "Autogiro" proyecto para desarrollar un avión de ala rotatoria que, esperaba, no podría entrar en pérdida y que, por lo tanto, sería más seguro que los aviones. Al desarrollar el "autogiro" avión, resolvió muchos problemas de ingeniería que hicieron posible el helicóptero.