¿Cómo es que el avión DC-8 puede soportar +15G de turbulencia, pero los aviones más nuevos solo pueden soportar el 20% de esa cantidad?

Antes de saltar a conclusiones, veamos los números:

La duración fue de unos 10 segundos, las excursiones de altitud fueron de 500 pies. No hay forma de que podamos derivar una aceleración de 15 g de eso.

Podría haber sido, por ejemplo, una aceleración de 3 g en 2 segundos, lo que resultó en una excursión de 200 pies, seguida de 0,2 segundos de inercia, después de lo cual los pilotos se nivelaron con 2,3 g en 2,6 segundos. La excursión resultante sería de 500 pies. Si los procesos luego se repitieran en la otra dirección, el tiempo total sería de aproximadamente 10 segundos, la excursión máxima de 500 pies y la aceleración máxima de sólo 3 .$g$.

Pero el hecho es que no lo sabemos, es pura especulación.

Otro punto de discusión es el recorrido vertical. ¿Cómo se midió eso? Muy probablemente lo midió el altímetro, que funciona midiendo la presión estática del puerto. ¿Cómo sabemos que el puerto estático estaba midiendo presión estática? Muy probablemente no lo fue, porque la turbulencia probablemente habría tenido un componente lateral, como lo indican los giros de 20 grados hacia la izquierda y hacia la derecha. El viento lateral (deslizamiento lateral) significa que el puerto estático está expuesto a la corriente de aire y, por lo tanto, mide una combinación de presión dinámica y estática. Podría haber sido más de 500 pies, podría haber sido menos. Simplemente no lo sabemos.

La forma más fiable de determinar las fuerzas g es midiéndolas a bordo y registrándolas (p. ej., en el registrador de datos de vuelo). Con los datos que tenemos, simplemente no hay forma de saber cuál era la fuerza g.

En mi opinión, es muy poco probable que el avión se haya encontrado con 15 g.

El hecho de que un avión esté homologado para 2,5 g, no significa que no pueda soportar más, como demostró la tripulación del vuelo 006 de China Airlines el 19 de febrero de 1985. Consiguieron alcanzar los 5 g y doblar el ala de forma permanente 5 cm hacia arriba. . El avión fue reparado y voló durante otros 20 años.

Tenga en cuenta que los 2,5 g son para la carga debido a las maniobras, no solo para las turbulencias. La especificación de certificación para aeronaves grandes en materia de turbulencias y ráfagas ha cambiado varias veces desde la certificación del DC-8.

En 1964, se introdujo una fórmula que describía la carga de ráfaga con la que tenía que lidiar la estructura del avión. Esto se agregó como FAR 25.341 . Esta sección ha sido actualizada posteriormente en 1990 , 1996 y 2015 .

Además de los cambios en los requisitos estructurales de la estructura del avión, hoy en día se comprende mucho mejor el origen de la turbulencia de las ondas montañosas. Se tiene en cuenta en la operación del vuelo.

Es para lo que están certificados . El DC-8 también fue certificado con un límite de 2,5/3,75 máximo, pero casi todos los aviones son más fuertes que el mínimo, y los aviones diseñados a finales de los años 50 durante la era de la regla de cálculo son incluso más fuertes que eso debido a la necesidad de aplicar factores de dispersión mucho más grandes. en los cálculos, especialmente cuando se tiene en cuenta la vida útil a la fatiga. Por lo tanto, se esperaría que la estructura del DC-8 fuera mucho más pesada que la de un avión más moderno diseñado utilizando análisis de elementos finitos realizados por computadora.

En el diseño de fuselajes, tiene objetivos en competencia: por un lado, cada libra más que el mínimo requerido es "lastre"; por el otro, ha rellenado los números para permitir la variabilidad en muchas formas. En los últimos 50 años, se ha utilizado el diseño por computadora para reducir cada vez más el acolchado para obtener un fuselaje más liviano que aún sea seguro desde el punto de vista de un perfil de riesgo necesariamente arbitrario.

Otro es la fatiga de la vida. Una estructura que experimenta mucha flexión tiene que ser más fuerte que el mínimo requerido para soportar una sola aplicación de carga, de modo que pueda soportar muchos ciclos de una carga intermedia antes de que comiencen a formarse grietas. La ciencia de la fatiga no estaba tan desarrollada en los años 50, pero se sabía que era un problema, por lo que se tuvo en cuenta con márgenes estructurales mucho mayores que en la actualidad. Un buen ejemplo es el DC-3, que al ser diseñado a principios de los años 30 cuando el conocimiento era muy primitivo, se hizo tan robusto que la vida útil de fatiga del fuselaje es casi ilimitada.

Además, un trozo de ala SÍ se rompió, lo que habría tenido el efecto de descargar parcialmente el resto de la estructura. El hecho de que el ala falló en ese lugar en lugar de más hacia el interior es probablemente lo que los salvó.