¿Qué tan controlable es el 737 en un vuelo de reversión manual con un solo motor? ¿Se puede aterrizar controlablemente (o dar la vuelta) en esta condición?

El 737 es prácticamente el único avión de pasajeros civil todavía en producción ¹ que tiene provisiones para la reversión manual del control de vuelo; en el caso de una falla total de los sistemas hidráulicos A y B, los elevadores y alerones del 737 son controlados por fuerzas aerodinámicas generadas por pestañas servo conectadas mecánicamente a los yugos de control de los pilotos (la entrada a estas pestañas está bloqueada si hay presión hidráulica disponible ) en el sistema A o B; el mecanismo de bloqueo requiere presión hidráulica y se desconecta si se pierde presión en ambos sistemas, lo que permite que las pestañas de control se utilicen para controlar los elevadores y alerones).

El timón del 737 es una bestia bastante diferente. No tiene pestañas de control y no tiene una capacidad significativa de reversión manual; ²por otro lado, además de los sistemas hidráulicos A y B, el timón está conectado al sistema hidráulico de reserva que, aunque normalmente no está presurizado, puede ser activado manualmente por los pilotos si es necesario (y se activa automáticamente en caso de un Falla del sistema hidráulico A o B durante partes críticas del despegue o aterrizaje). Sin embargo, una falla lo suficientemente grave como para inhabilitar los sistemas hidráulicos A y B (como una falla incontenible del motor, un incendio en un ala importante o una separación del timón) tendría muchas posibilidades de dañar también el sistema hidráulico de reserva, que alimenta varios de los mismos componentes que los otros dos sistemas hidráulicos (a saber, el timón, los inversores de empuje y los dispositivos de alta sustentación de vanguardia) y, por lo tanto,

Sin embargo, incluso en el caso de una falla hidráulica total, la capacidad de reversión manual de los elevadores y alerones aún mantendría la aeronave perfectamente (aunque agotadora) para volar, ya que el timón permanece inactivo en vuelo normal y se usa en el aire solo para contrarrestar los grandes momentos de guiñada producidos por una falla de motor (especialmente a baja velocidad) ⁷ , y las fallas de motor son muy raras hoy en día...

...excepto que una falla destructiva del motor, combinada con la falla del capó del motor para contener los desechos resultantes, ⁸ fácilmente podría ser la causa de una falla del sistema hidráulico múltiple. Por ejemplo, una explosión no contenida del rotor de la turbina en el motor n.° 1 es casi seguro que rompería al menos una parte de la bomba hidráulica impulsada por el motor del sistema A, probablemente rompería las líneas A y de reserva en el inversor de empuje n.° 1, y fácilmente podría penetrar las líneas B y de reserva que alimentan los dispositivos de alta sustentación de vanguardia del ala izquierda, dejando la aeronave con un solo motor y sin sistema hidráulico. ⁹

En el vuelo de reversión manual con un solo motor, la única forma posible de contrarrestar el momento de guiñada producido por la condición de empuje asimétrico es inclinar la aeronave hacia el motor operativo; el acoplamiento positivo de alabeo/guiñada ¹² resultante de la cola vertical montada en la parte trasera del 737 produce un momento de guiñada en la dirección del alabeo, contrarrestando el momento de guiñada de la asimetría de empuje. Esto probablemente requeriría un ángulo de alabeo bastante grande ¹³ para producir un momento de guiñada restaurador lo suficientemente potente, y los alerones tendrían que mantener este alabeo sin la ayuda de los spoilerones (que no funcionan en el vuelo de reversión manual) ycontra el considerable momento de balanceo creado por el ángulo de deslizamiento lateral inducido por el empuje asimétrico y el acoplamiento positivo de deslizamiento/balanceo ¹⁴ resultante, en parte, de las alas inclinadas hacia atrás del 737.

Incluso si la aeronave fuera controlable en vuelo de reversión manual con un motor apagado a alta velocidad aerodinámica, podría no ser controlable a velocidades aerodinámicas más bajas (como las que se utilizarían normalmente para aterrizar), ya que la autoridad de control lateral (balanceo) de los alerones disminuye considerablemente. a velocidades aerodinámicas bajas debido a los ángulos de ataque más altos necesarios para mantener el vuelo a una velocidad aerodinámica más lenta (esto se debe a que una determinada desviación del alerón aumenta cada vez menos el coeficiente de sustentación del alerón descendente como el AoA del ala en su conjunto y, por lo tanto, el AoA inicial del alerón: aumenta hacia el ángulo de pérdida, lo que hace que los alerones produzcan un momento de balanceo probado cada vez más pequeño a medida que aumenta el ángulo de ataque del ala, mientras que el aumento en la resistencia aerodinámica del alerón descendenteEl coeficiente para una deflexión de alerón determinada se vuelve más y más grande a medida que aumenta el AoA del ala, lo que provoca que los alerones produzcan un momento de guiñada adversa cada vez más grande en ángulos de ataque altos ¹⁵ ). ¹⁶ Esto se vería agravado aún más por la indisponibilidad, en vuelo de reversión manual, de los alerones y flaps del borde de salida de la aeronave - los primeros ayudarían a los alerones en el balanceo de la aeronave, siendo especialmente útiles a bajas velocidades (ya que son inmunes a la severa degradación en la autoridad de control experimentada por alerones en ángulos de ataque altos, produciendo guiñada probada en lugar de adversa, además de balanceo probado ¹⁷), mientras que este último aumentaría el coeficiente de sustentación del ala para un ángulo de ataque dado, lo que le permitiría soportar el mismo peso en un AoA más bajo, cambiando el ala a un régimen más favorable a la autoridad de los alerones.

Esto parecería requerir que la aeronave intente aterrizar a una velocidad muy alta mientras mantiene un ángulo de alabeo bastante pronunciado hasta justo antes del aterrizaje, y no veo cómo sería posible dar la vuelta sin los aumentos en el empuje del motor y el ángulo del vehículo. de ataque que cause una pérdida de control lateral/direccional, o para evitar una excursión a alta velocidad desde el costado de la pista inmediatamente después del aterrizaje.

Los problemas de controlabilidad en el vuelo de reversión manual de un solo motor presumiblemente variarían entre los diferentes modelos 737. En igualdad de condiciones, uno esperaría que las variantes con menor empuje del motor fueran más fáciles de controlar que aquellas con motores más potentes, debido al menor diferencial de empuje con un motor apagado (por lo que un Original sería más controlable en este estado que un Classic, que en sí mismo sería más controlable que un NG, que aún sería más controlable que un MAX); que las variantes con cargas de ala más altas serían más difíciles de controlar, debido a su necesidad de volar en ángulos de ataque más altos (y, por lo tanto, en regímenes de vuelo menos amigables con los alerones); y que las variantes de cuerpo más largo serían más fáciles de controlar, debido al acoplamiento de guiñada de banco más fuerte que resulta del brazo de momento más largo de la cola vertical.

¿Qué tan controlables son los diversos 737, en realidad, en vuelo de reversión manual con un motor apagado? ¿Alguno de ellos es fácilmente controlable (¡o en absoluto!) intentando un aterrizaje o una maniobra de motor y al aire en esta condición? ¿Hay otras diferencias entre las variantes en este sentido que me perdí?

¹ : Al menos, si pasamos por alto la (actualización: ya no) pausa actual en la producción del 737 .

² : Si desea ser realmente técnicamente pedante, se puede lograr una pequeña desviación del timón incluso sin ninguna presión hidráulica, debido al diseño del sistema de timón del 737 ³ ; sin embargo, esto requiere la aplicación de una cantidad extrema de fuerza a los pedales del timón (aproximadamente 300 libras ⁴ por pulgada de desviación del pedal del timón después de la primera pulgada, además de la fuerza adicional requerida para empujar los pedales del timón la pulgada inicial requerida para tomar holgura en el sistema de control del timón), y la pequeña cantidad de desviación del timón disponible no es suficiente para ser útil en general.

³ : Los detalles sangrientos, directamente de la boca de uno de los caballos metafóricos:

Durante el funcionamiento normal del timón en vuelo, si un piloto aplicara entre 9 y 70 libras de fuerza al pedal del timón, el timón se movería en respuesta hasta que alcanzara su límite de purga (cuando las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre la superficie del timón igualan las fuerzas hidráulicas). fuerza del actuador). Según los ingenieros de Boeing, si el piloto aplicara fuerza adicional al pedal del timón, el pedal se movería aproximadamente 1 pulgada más, sin el movimiento correspondiente del timón, ya que se elimina la holgura en el sistema de enlace del timón y la entrada externa la manivela hace contacto con el tope externo. Cualquier aplicación adicional de fuerza del piloto al pedal del timón daría como resultado un movimiento del pedal del timón de aproximadamente 1 pulgada por cada 300 libras de fuerza del pedal del timón.[ NTSB AAR-99/01 , página 26 (página 50 del archivo PDF del informe), y NTSB AAR-01/01 , páginas 16-17 (34-35); exactamente el mismo texto está presente en ambos (estos dos AAR se ocupan de un par de accidentes muy similares). Aunque el texto citado describe la respuesta del sistema de timón a una entrada de pedal suficientemente fuerte cuando el timón está bajo potencia hidráulica total y en su límite aerodinámico de purga, el mismo mecanismo es aplicable cuando el timón está completamente sin sistema hidráulico; la única diferencia es que la pequeña desviación del timón inducida directamente por el piloto es relativa a la posición neutral del timón en lugar de su límite de purga. ⁵ ]

⁴ : Como referencia, la fuerza máxima que un piloto promedio es físicamente capaz de aplicar a los pedales del timón de una aeronave es generalmente de alrededor de 500 libras (según estudios ergonómicos citados por la NTSB en AAR-99/01 y AAR-01/01).

⁵ : Si quiere volverse realmente pedante, esta deflexión sigue siendo relativa al límite de purga, incluso con sistemas hidráulicos totalmente despresurizados; es solo que, sin presión hidráulica disponible, el límite de purga del timón es 0° (la posición neutral). ⁶

⁶ : Tenga en cuenta que el cálculo del límite de purga del timón tiene en cuenta solo la fuerza de deflexión del timón proporcionada por los actuadores hidráulicos del timón: la fuerza adicional disponible directamente de los pies de los pilotos si presionan con mucha fuerza los pedales del timón (y la única fuerza disponible para mover el timón en el caso de una falla hidráulica total) no se tiene en cuenta.

⁷ : El timón tiene tres funciones principales adicionales en aeronaves grandes (alinear la aeronave con la pista inmediatamente después de la toma de contacto durante un aterrizaje con viento cruzado, para evitar que los neumáticos se destruyan por el ángulo de cangrejo, a veces bastante grande, que debe mantenerse hasta la toma de contacto para evitar que la aeronave sea arrastrada por el viento de la pista; mantener la aeronave en la pista durante un despegue con viento cruzado; y tomar medidas evasivas para evitar una colisión a alta velocidad durante el despegue o la carrera de aterrizaje), pero estos son fenómenos puramente terrestres.

⁸ : Prácticamente garantizado si la falla destructiva del motor toma la forma de un estallido completo del ventilador, compresor o rotor de turbina ( debido a las cantidades extremas de energía cinética liberada en este tipo de fallas ); menos común para un simple aspa (aunque incluso estos a veces pueden resultar en fallas no contenidas ).

⁹ : En cuanto a los otros componentes accionados hidráulicamente en un 737, aquí hay un resumen rápido de sus estados con los sistemas A y B fallados, o con los sistemas A y B más el sistema de reserva sin funcionar :

• Tren de aterrizaje: Se puede extender por medio de la gravedad, pero no se puede retraer.
• Dirección de la rueda de morro: Inoperativa - la rueda de morro gira libremente.
• Frenos de rueda: Accionados por el acumulador de freno durante seis aplicaciones completas o equivalente (lo que debería ser suficiente para detener la aeronave en la pista). ¹⁰
• Spoilerons: Inoperativo - el control lateral es solo por alerones.
• Inversores de empuje: ambos operativos si el sistema hidráulico de reserva funciona; de lo contrario, ambos inoperativos.
• Compensación del estabilizador horizontal: funciona con la rueda de compensación de cabeceo manual en la consola central de la cabina, pero esto puede requerir una cantidad extrema de fuerza a velocidades aerodinámicas más altas y/o posiciones del centro de masa longitudinal más adversas. ¹¹
• Spoilers de tierra: Inoperativos.
• Pilotos automáticos: Ambos inoperativos.
• Flaps de borde de fuga: Inoperativo Operativo a velocidad reducida utilizando el sistema de accionamiento eléctrico de flaps de respaldo.
• Dispositivos de alta elevación de vanguardia: operativos si el sistema de reserva funciona; de lo contrario inoperante.
• Autoslats: Inoperativos.
• Amortiguador de guiñada: Inoperativo.

¹⁰ : En teoría, se podría usar el frenado diferencial (aplicar los frenos de las ruedas solo, o con más fuerza, en el lado con el motor operativo) para al menos intentar mantener el control direccional después del aterrizaje; sin embargo, esto aumentaría aún más el ya muy alargado (debido a la necesidad de mantener una velocidad aerodinámica muy alta para mantener el control lateral/direccional antes del aterrizaje en un vuelo de reversión manual con un solo motor, además de la inoperancia de los alerones y el empuje). reversas en el caso de una falla hidráulica total) la distancia de lanzamiento necesaria, y correría el riesgo de agotar la presión almacenada en el acumulador de freno (como mantener la aeronave en la pista durante todo el lanzamiento usando solo el frenado diferencialprobablemente requeriría al menos algunos cambios en la fuerza de frenado, o incluso inversiones de frenado momentáneas, que consumirían rápidamente el valor de seis aplicaciones completas de presión en el acumulador).

¹¹ : La necesidad potencial de aplicar una gran cantidad de fuerza para mover la rueda de compensación de cabeceo manual es especialmente severa en los 737 NG y MAX, que tienen una rueda de compensación de cabeceo manual más pequeña (y, por lo tanto, proporcionan a los pilotos con menor ventaja mecánica al intentar girar dicha rueda) que el 737 Original y Classic; para NG y MAX a altas velocidades aerodinámicas y/o ubicaciones de CoM adversas, puede ser físicamente imposible compensar la aeronave en cabeceo sin el sistema de compensación electrohidráulico.

¹² : Es decir, ladear el avión hacia la derecha hace que quiera virar hacia la derecha, y viceversa.

¹³ : Sí, soy consciente de que se requiere que todos los aviones multimotor sin empuje central (al menos en los EE. UU.) demuestren la capacidad de mantener el control lateral/direccional con un motor apagado sin requerir un ángulo de alabeo de más de 15° de distancia del motor averiado; sin embargo, esto ocurre cuando el timón produce su propio momento de guiñada para ayudar (bastante potentemente) al producido por el alabeo inducido por los alerones. Con el timón hacia abajo para el conteo, y toda la carga de resistir el momento de guiñada inducido por el empuje asimétrico recayendo sobre el ángulo de alabeo de la aeronave y el acoplamiento de alabeo/guiñada, el ángulo de alabeo necesario para mantener el control lateral/direccional sería considerablemente mayor.

¹⁴ : Es decir, colocar la aeronave en un deslizamiento lateral de morro a la derecha hace que quiera rodar hacia la derecha, y viceversa.

¹⁵ : Esta es la razón por la cual las aeronaves tienen una velocidad aerodinámica cruzada , una velocidad por debajo de la cual el momento de balanceo y guiñada de una desviación del timón a gran escala no se puede contrarrestar utilizando solo los controles laterales de la aeronave.

¹⁶ : Los diseños de alerones más avanzados pueden reducir o incluso eliminar la guiñada adversa, principalmente al generar suficiente resistencia adicional en el alerón ascendente para equilibrar la resistencia adicional inducida por sustentación en el alerón descendente (como el alerón diferencial, que desvía mucho el alerón ascendente). más que el alerón descendente, y el alerón Frise, que tiene el borde frontal inferior del alerón ascendente sobresaliendo en el flujo de aire debajo del ala), pero estos son cada vez menos efectivos en ángulos de ataque cada vez más altos.

¹⁷ : Como resultado, uno esperaría que los aviones rodados únicamente por spoilerones y que carecen por completo de alerones tradicionales (como el B-52G/H o el MU-2) serían inmunes al fenómeno de velocidad cruzada, aunque mi pregunta a eso efecto aún no ha atraído una respuesta útil .