Entrada en pérdida

De Wikipedia, la enciclopedia libre
Saltar a: navegación, búsqueda
Diagrama que muestra el flujo de aire en vuelo normal y en entrada en perdida.

La entrada en pérdida (stall en inglés) es un fenómeno aerodinámico que consiste en la disminución más o menos súbita de la fuerza de sustentación que genera la corriente incidente sobre un perfil aerodinámico. La entrada en pérdida se produce generalmente cuando el ángulo de ataque, el que forma la cuerda del perfil alar con el flujo de aire, alcanza un cierto valor límite, que depende en gran medida de la velocidad del aire y del diseño del perfil.

La reducción en la sustentación es debida a un proceso conocido como separación de la capa límite, durante el cual se invierte la dirección relativa del flujo de aire en determinadas zonas de la superficie aerodinámica, reduciendo de este modo la succión generada por el aire. Cuando este fenómeno ocurre en una porción significativa de la superficie, provoca una reducción notable de la capacidad de sustentación del ala, a la vez que aumenta considerablemente la resistencia aerodinámica.

La entrada en pérdida es de particular interés en aeronavegación y en Ingeniería aeroespacial, porque supone un riesgo para la estabilidad de las aeronaves. Cuando la entrada en pérdida sucede en vuelo, el piloto debe recuperar la sustentación y la estabilidad haciendo que el avión pique, es decir, haciendo que el morro baje respecto de la cola. No obstante, la entrada en pérdida es a veces utilizada de forma intencionada en algunas maniobras de acrobacia aérea.

Causas[editar]

La causa más común que produce la entrada en pérdida de un perfil es el aumento del ángulo de ataque del perfil respecto de la corriente incidente. El ángulo de ataque tiene una influencia crucial en la sustentación, de modo que al aumentarlo progresivamente también aumenta el coeficiente de sustentación. Sin embargo, llegado a cierto valor límite, la sustentación no solo no aumenta sino que comienza a disminuir. Esta disminución puede ser más o menos brusca en función del diseño del perfil aerodinámico, en especial de su espesor.

En un avión en vuelo, la entrada en pérdida puede suceder también al disminuir la velocidad excesivamente, por debajo de la velocidad de pérdida. Otras causas que pueden producir la pérdida son la interacción con estelas provenientes de otras superficies aerodinámicas, el efecto de turbulencias atmosféricas, efectos aerodinámicos no estacionarios, efectos tridimensionales debidos a la forma del ala, etc.

V-1, misil de crucero alemán que tenía que lanzarse en una rampa de lanzamiento debido a la gran velocidad de pérdida de sus alas.

Se pueden distinguir, aunque más variantes, tres situaciones en las que se produce la pérdida:

  1. Pérdida por baja velocidad y gran ángulo de ataque α.
  2. Pérdida acelerada por un incremento repentino o brusco del ángulo de ataque.
  3. Pérdida por onda de choque a alta velocidad.[1]

Definición de pérdida[editar]

En aerodinámica, la pérdida es una condición en la cual el ángulo de ataque supera el punto a partir del cual la sustentación comienza a reducirse.[2]

En circunstancias normales, el flujo de aire que circula alrededor de la parte superior (extradós) de un perfil aerodinámico, experimenta una aceleración cerca del borde de ataque (y baja su presión) para al final del perfil volver a reducir su velocidad y adaptarse de nuevo a la presión exterior (en el borde de salida). Por lo tanto, en la parte final del ala el aire se desplaza en la dirección opuesta al gradiente de presiones. A medida que aumenta el ángulo de ataque este gradiente adverso es mayor.

Imagen del flujo de aire alrededor de un ala en pérdida. Los remolinos presentes en la parte trasera reflejan como el aire invierte su dirección.

Bajo determinadas circunstancias, con el suficiente ángulo de ataque, este gradiente de presiones puede llegar a invertir localmente el flujo de aire, fenómeno llamado separación de la capa límite. Cuando esto ocurre, se invierte también el coeficiente de presión local. De este modo, en lugar de contribuir favorablemente a la sustentación, la parte afectada por la separación experimenta una presión en la dirección opuesta, típicamente hacia abajo.

La separación de la capa límite es un proceso progresivo, que suele comenzar en el borde de salida, y según aumenta el ángulo de ataque va afectando a una superficie de ala cada vez mayor. Para una determinado ángulo límite, el efecto positivo de posteriores aumentos en el ángulo de ataque sobre la sustentación queda contrarrestado por el efecto negativo del aumento en la separación. Precisamente es este el ángulo para el que se alcanza el coeficiente de sustentación máximo. A partir de este ángulo límite es cuando el perfil aerodinámico se encuentra en situación de pérdida.

Tipos de pérdidas[editar]

Dependiendo del diseño del perfil, la separación puede comenzar en diferentes regiones del ala, y evolucionar de diversas maneras. Se pueden distinguir tres tipos de pérdida:[3]

  • En la mayoría de los perfiles con un grueso superior al 15% de la cuerda, la separación de la capa límite comienza en el borde de salida. Al aumentar el ángulo de ataque, la separación avanza gradualmente desde atrás mientras la mayor parte de la sustentación es generada en la parte delantera. Eventualmente se alcanza un valor máximo y tras él, la sustentación se reduce progresivamente. El momento de cabeceo no varía bruscamente durante este proceso.
  • En los perfiles con un rango de espesor de entre el 9 y el 12% de la cuerda, la separación comienza bruscamente en el borde de ataque pero el flujo se vuelve a adherir al ala, formándose un burbuja. Al incrementarse el ángulo de ataque esta burbuja se rompe provocando la separación completa del flujo. Los coeficientes de sustentación y de momentos varían bruscamente cuando se alcanza el ángulo máximo.
  • Los perfiles delgados (menos del 6% de espesor) experimentan un proceso similar, en el que la reunión del flujo separado se produce aguas abajo del ala, formándose una burbuja larga. Al incrementarse el ángulo de ataque el punto de reunión se va acercando hacia el borde de salida, de modo que la sustentación máxima se consigue precisamente cuando ambos puntos coinciden, sin variar bruscamente. El momento de cabeceo no obstante si sufre una variación importante.

Referencias[editar]

  1. "Vuelo seguro, Iniciación al Vuelo Acrobático. Maniobras de Seguridad y Emergencia.", Ramón Alonso Pardo, Manuel Ugarte Riu, Paraninfo, S.A., Madrid, 84-283-2192-2
  2. Snorri Gudmundsson (2013). General Aviation Aircraft Design: Applied Methods and Procedures. Butterworth-Heinemann. 
  3. E. Torenbeek (1982). Synthesis of Subsonic Airplane Design: An Introduction to the Preliminary Design of Subsonic General Aviation and Transport Aircraft, with Emphasis on Layout, Aerodynamic Design, Propulsion and Performance. Springer.