¿Cuánto puede influir una caída por pérdida en el ángulo de ataque?

En AF447, el movimiento de caída definitivamente afectó el ángulo de ataque. Debido al hecho de que el pf mantuvo la palanca tirada hacia atrás durante todos los segundos de la caída, excepto los últimos, la aeronave estaba tan empinada que, aunque la aeronave caía con un ligero cabeceo hacia arriba, los ángulos de ataque en realidad alcanzaron los 60°. °.

El descenso fue tan pronunciado que el aire pasaba sobre los tubos de Pitot en un ángulo tal que marcaba menos de 40 nudos, aunque el avión se movía mucho más rápido que eso. La computadora requería que la velocidad del aire fuera de cierto valor para considerar plausible el aoa, por lo que la advertencia de entrada en pérdida dejó de sonar a pesar de que el aoa estuvo entre 30° y 60° durante la caída. Cuando golpeó el agua, la velocidad respecto al suelo y la velocidad vertical eran ambas de 107 nudos.

En cuanto a por qué el piloto no se dio cuenta de que estaba estancado, esa es la pregunta del siglo. Se ha puesto mucho esfuerzo en averiguarlo, y hay muchas cosas que están en juego. Pero al final no creo que nadie haya encontrado una respuesta satisfactoria para eso.

Si desea profundizar en las causas de este accidente y obtener una buena comprensión de los sistemas de Airbus en general, le recomiendo este libro y su sitio web complementario . El autor está excepcionalmente calificado y brinda la explicación más completa, pero no es tan desafiante técnicamente como leer el informe BEA.

Todos los números mencionados en esta respuesta provienen del libro vinculado.

Su comprensión de la situación es correcta: el ángulo de ataque estaba más allá de la entrada en pérdida y la aeronave estaba descendiendo, lo que reduce la actitud de cabeceo, por lo que los pilotos sintieron la aceleración resultante cercana a la de un vuelo normal.

Ahora es importante comprender que la aeronave produjo una sustentación equivalente a su peso. Estaba en un estado estable: si la sustentación hubiera sido demasiado pequeña, habría acelerado hacia abajo. Calculemos qué tan grande podría haber sido el ángulo de descenso: la velocidad mínima de un A330 en configuración limpia es de 166 KIAS con el peso máximo de aterrizaje, que es 396,800 lbs o 182 t. Dado que la aeronave acababa de volar durante menos de cuatro horas, estimaría que pesaba 205 t en el momento del accidente, lo que hace que su velocidad de pérdida sea de 176 KIAS o 90,6 m/s. En unos 3 minutos y medio pasó de 11.600 m al nivel del mar, lo que nos da una velocidad de descenso media de 55 m/s. Para una estimación muy aproximada usamos la media entre la velocidad de pérdida a 11.600 m, que es 175 m/s, y la velocidad de pérdida al nivel del mar: 132 m/s. El ángulo resultante es de 22,5° (tenga en cuenta que la velocidad de vuelo es a lo largo de la trayectoria de vuelo, por lo que necesita el arctan de 55/132,6). El valor real probablemente fue un poco más bajo ya que la aeronave voló un poco más rápido que su velocidad de pérdida para compensar el coeficiente de sustentación más bajo en el estado de pérdida. Las superficies aerodinámicas supercríticas modernas tienen un comportamiento de pérdida muy benigno, y estimaría que la velocidad no estaba muy por encima de la velocidad de pérdida. Además, no volaba constantemente en la misma actitud, sino que el copiloto soltó dos veces la orden de cabeceo, para retomarla segundos después.

Cuando utilizo los valores citados en el momento del impacto (velocidad respecto al suelo de 107 kts y velocidad de hundimiento de 108 kts), la velocidad aerodinámica es de 78,2 m/s. Suponiendo condiciones atmosféricas estándar, esto da un coeficiente de sustentación de 1,48, mucho más de lo que cualquier ala estancada puede manejar. Esto solo puede explicarse por un fuerte viento en contra, del cual no hay ninguna palabra en el artículo de Wikipedia. Dado que el avión volaba a través de una tormenta, se deben esperar fuertes vientos y luego las cifras vuelven a ser creíbles. El valor de Tom de 60° me parece muy poco probable: en ese ángulo, el ala produce principalmente resistencia y las fuerzas aerodinámicas actúan en la mitad de la cuerda, produciendo un fuerte momento de cabeceo hacia abajo que no puede compensarse con una superficie de cola en esos 60°, independientemente de posición del ascensor. Alrededor de 20° a 30° de ángulo de ataque, toda la situación se vuelve mucho más plausible.

EDITAR: Ahora pasé un tiempo leyendo el informe BEA (¡gracias @mins por el enlace!) y estoy profundamente preocupado por algunos detalles. En FL360 ( figura 65 ) y con 1g ( figura 66 ), se suponía que el avión había volado a solo Mach 0,4. Esto se traduce en un coeficiente de elevación posterior a la pérdida de 2,09, lo cual es físicamente imposible. Los motores contribuyen con algo de sustentación debido al ángulo de cabeceo positivo, concedido, pero de lejos no lo suficiente como para hacer posible esta baja velocidad. Al menos BEA está de acuerdo con mi estimación de masa.

La presión dinámica en este punto es de solo 2660 N/mm², y en una configuración limpia es demasiado pequeña para evitar que el avión caiga como una piedra en cualquier ángulo de ataque. Lo mismo ocurre con la condición justo antes de que impactara la superficie del océano: 78,2 m/s es demasiado bajo; Se necesitarían al menos 95 m/s para un coeficiente de sustentación posterior a la pérdida apenas creíble de 1,0. Si añado una velocidad del viento de 17 m/s, las cosas vuelven a la normalidad. Desafortunadamente, la única información de viento en los gráficos está en la figura 64 , cuando comienza la pérdida. El viento de frente es de alrededor de 0, pero el viento cruzado es de entre 20 y 30 m/s. Si el avión se hubiera deslizado lateralmente tanto durante la entrada en pérdida, habría entrado en barrena. Esto simplemente no tiene sentido.

En el texto, obtenemos información sobre el viento en contra en el momento de la desconexión del piloto automático (página 91):

Antes de la desconexión del piloto automático, se tuvo que añadir una componente constante de viento en contra de 15 kt para que la velocidad respecto al suelo de la simulación coincidiera con el parámetro registrado. Este valor fue consistente con los parámetros de viento registrados.

Pero la línea más importante está al comienzo del análisis, escondida en la parte inferior de la página 90. Debería estar en negrita y subrayada, pero no lo está:

La validez del modelo se limita a la envolvente de vuelo conocida basada en pruebas de vuelo.

Airbus realizó algunos vuelos más con la misma configuración y carga que tenía el AF447 en el momento del accidente, pero parece que el buffet limitó sus ángulos de ataque por debajo de los 10°.

Debe concluirse que todos los valores de ángulo de ataque superiores a 10° son puramente especulativos y no están respaldados por datos de pruebas de vuelo.

Tienes toda la razón en que el piloto debería haber notado que estaba en una configuración de pérdida debido (entre otras cosas) a que el indicador de actitud estaría mostrando el morro hacia arriba.

Su conjetura sobre un ángulo descendente de 45 grados no es del todo correcta. Eso provocaría un gran aumento en la velocidad y constituiría una inmersión incontrolada. No es bueno, pero definitivamente es mejor que estancarse.

Si levanta el morro y lo mantiene allí, lo que sucede es que el avión pierde velocidad de manera constante hasta que se detiene, luego cae rápidamente. En una condición de semibloqueo (lo que le ocurrió al vuelo AF447), la aeronave será sacudida de un lado a otro mientras se desliza hacia el suelo en una configuración de morro hacia arriba. Cuando esto sucede, los controles se vuelven "blandos" y la aeronave se vuelve difícil de controlar. Esto le sucedió a AF447 y solo eso debería haberles dicho que estaban estancados.

Cuando no hay un horizonte visual y los pilotos vuelan a ciegas, es fácil ignorar o malinterpretar los controles o enfocarse en el instrumento equivocado. Los pilotos involucrados simplemente no se dieron cuenta de que estaban estancados. El problema se vio agravado por las malas habilidades de mando. Normalmente, solo UNA persona puede tener los controles y ese control solo se puede cambiar usando un protocolo explícito. Los pilotos del AF447 no obedecían esta regla y ambos pilotos manejaban los controles al mismo tiempo. La respuesta de un Airbus a este comportamiento es promediar las dos entradas. Obviamente esto creó más confusión.

Un problema adicional con el A330 es que tiene lo que se denomina una forma de superficie aerodinámica "supercrítica" en sus alas, lo que le otorga unas características de recuperación de pérdida deficientes, especialmente cuando está completamente cargado. Cuando probaron el A330 en un simulador usando las mismas condiciones que en AF447, un piloto experto necesitó 23000 pies para recuperarse del tipo de entrada en pérdida en la que se encontraban. Entonces, una vez que cayeron por debajo de esa altitud, estaban muertos y la situación era irrecuperable. .

No mucho, me temo.

En primer lugar, es el ángulo de ataque (una vez que supera cierto valor) el que influye (provoca) el estancamiento y no al revés.

Tiene razón en que cualquier cuerpo alcanzará la velocidad terminal mientras cae a través de la atmósfera. Pero el avión detenido no es un cuerpo en caída libre, los motores todavía están produciendo empuje.

Otra cosa es que el avión detenido rara vez cae como una piedra: el piloto está tratando de recuperar el control; la aeronave normalmente rueda o entra en barrena. Dependiendo de la condición, la nariz se hunde, disminuyendo el ángulo de ataque. La única forma de que la aeronave siga una trayectoria descrita por usted es si el piloto mantiene el ala en posición de pérdida durante todo el descenso.

Incluso en un caso (muy improbable) en el que la aeronave cae de modo que las velocidades horizontal y vertical sean las mismas, será la trayectoria la que estará en$45^{\circ}$, no el ángulo de ataque, que puede tener cualquier valor por encima del ángulo de pérdida.