¿Cómo es que los aviones pueden soportar más g positivas que negativas? Es decir, ¿cómo es que los diagramas Vn no son simétricos?

Las líneas comienzan con un factor de carga cero porque sin velocidad no hay ascensor. Si se mueve más a la derecha, la línea superior está determinada por la elevación máxima, mientras que la línea inferior está determinada por la elevación mínima. Ambos tienen el mismo valor solo para perfiles aerodinámicos simétricos: los perfiles aerodinámicos regulares están optimizados para crear sustentación en una sola dirección.

Los límites superior e inferior del factor de carga máximo del diagrama vn están determinados principalmente por las cargas de ráfaga máximas en vuelo nivelado y, en esta condición, están representados por líneas que parten de +1 g, de modo que la distancia desde +1 g en términos de los factores de carga positivos y negativos deben ser los mismos. Agregue a esto que sus alas crearán aproximadamente un 50% más de fuerza hasta que alcancen su sustentación máxima en comparación con la sustentación mínima (= máxima negativa) (los detalles dependen del perfil aerodinámico, por supuesto), y luego los límites de su factor de carga serán 1 + 1,5$\cdot$factor de carga de ráfaga en dirección positiva y 1 - factor de carga de ráfaga en dirección negativa.

Como ejemplo he subido la polar de un perfil aerodinámico supercrítico que calculé hace años con el ISES de Mark Drela. Es lo mejor que pude encontrar rápidamente: la mayoría de las polares solo muestran la elevación máxima positiva, no el límite en el extremo opuesto.

Como puede ver, el máximo$c_L$es +1.3, mientras que el mínimo$c_L$es sólo -0.8.

Veamos un caso práctico: Los aviones de categoría utilitaria deben estar homologados para +3,8 gs y -1 g. En vuelo nivelado, una ráfaga vertical positiva (corriente ascendente) podría agregar +2.8 g. La misma fuerza de ráfaga en dirección negativa (corriente descendente) provocará un cambio de carga de solo -1,9 g (porque el ala se detendrá antes), lo que, cuando se suma al 1 g normal en vuelo nivelado, se traducirá en un factor de carga de -0,9 g . Lo suficientemente cerca para limitar el factor de carga negativo a -1 g.

A mayor velocidad, la ráfaga no detendrá el perfil aerodinámico en ninguna dirección, y ahora simplemente podemos suponer que una ráfaga producirá una carga positiva de 1 + factor de carga de ráfaga y una carga negativa de 1 - factor de carga de ráfaga. Deje que el factor de carga de la ráfaga sea 2,8, y sus límites serán +3,8g y -1,8g, como en su ejemplo a 150 nudos.

Hasta ahora, he analizado la lógica detrás de los límites de carga para la certificación. Pero también en la vida real hay una diferencia entre los factores de carga positivos y negativos: el larguero del ala tiene que soportar el momento de flexión debido a la sustentación menos el peso del ala. Si necesitara transportar las mismas cargas aerodinámicas en ambas direcciones (hacia arriba y hacia abajo), el peso del ala reduciría la carga positiva total, pero aumentaría la carga negativa total. Esta es la razón por la cual la estructura no puede soportar los mismos factores de carga en ambas direcciones: debe darle al ala cierto margen para soportar su propio peso además de las cargas aerodinámicas.

Las cosas se ven diferentes si tomas el diagrama vn de los aviones de categoría acrobática. Ahora no puede asumir fácilmente que el avión solo volará en línea recta, pero debe asumir que será golpeado por una ráfaga mientras vuela boca abajo. Agregue a esto que el perfil aerodinámico simétrico creará la misma sustentación en ambas direcciones antes de que se detenga, y su envolvente debe limitarse a ± 6 g, lo que hace que la envolvente sea simétrica.

En pocas palabras, es porque el avión está diseñado para ser más fuerte en la dirección +G. No se requiere que sea tan fuerte en la dirección -G (ya que no experimentará cargas G negativas altas durante las operaciones), por lo que no está diseñado de esa manera. Hacerlo causaría mucho peso estructural innecesario.

Hay muchos factores de ingeniería que determinan las clasificaciones g. El daño por fatiga acumulada de las operaciones dominantes determina principalmente las calificaciones g. Al aterrizar, esto contribuye con g's positivas de gran fatiga. Al volar, las fuerzas naturales de la gravedad y la turbulencia (que incluyen ráfagas de viento) contribuyen al daño por fatiga. Estas tensiones se sienten en todos los sistemas de control. Por lo tanto, el avión está diseñado para ser más fuerte en todas sus consideraciones para soportar y contrarrestar los mayores problemas de fatiga.

http://adg.stanford.edu/aa241/structures/structuraldesign.html

¿Cómo es que los diagramas Vn no son simétricos?

Los diagramas Vn tienden a reflejar visualmente algunas de las consideraciones de fatiga más dominantes. Las consideraciones de ingeniería que influyen en las clasificaciones g también se reflejan en los diagramas Vn por razones similares. Observe los cambios bruscos de forma en el siguiente diagrama Vn y sus explicaciones:

http://adg.stanford.edu/aa241/structures/vn.html

Entonces, ¿por qué no fortalecer todo para tener límites g más altos? Coste y retorno útil de la inversión. Es poco práctico tener un avión estresado a +/- 100 g si tiene poca carga útil, es demasiado pesado para volar o cuesta tanto que muy pocos clientes pueden comprarlo y pagar por su funcionamiento.

Los equilibrios en peso, coste, resistencia... están en constante cambio a lo largo del diseño para proporcionar un avión útil y asequible en general. Las clasificaciones g iguales no son una prioridad, sin embargo, cumplir con los mínimos reglamentarios es una prioridad.

https://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/avs/offices/air/directorates_field/small_airplanes/media/CPS_Part_23.pdf

Hay condiciones normales y anormales en las que un avión se estresa por g negativas.

Las g negativas normales incluyen: turbulencia en vuelo, recuperación de un aterrizaje rebotado, corrientes descendentes/cizalladura del viento... y otros límites de ingeniería que se reflejan en clasificaciones de g negativas.

Las g negativas anormales incluyen: caminar o cargar la parte superior de un ala, acrobacias aéreas no clasificadas, carga excesiva de nieve mientras está estacionado, momentos de control excesivos inducidos por el piloto que causan g negativas, baches excesivos en el camino mientras está en transporte...

Las condiciones que violan las consideraciones de diseño g negativas incluyen: herrajes de alas plegables mal asegurados o excesivamente desgastados, refuerzo de alas desgastado o deformado o herrajes de sujeción relacionados, soldaduras fatigadas o débiles, corrosión...

Las calificaciones G tienen que ver con la tolerancia al daño

Como punto de referencia. Las fallas por fatiga suelen ser más significativas en peso bruto y, por lo tanto , las clasificaciones de utilidad y g última (normativas) generalmente se dan en peso bruto.

La resistencia de los materiales es un área particular de la ciencia y la ingeniería que caracteriza las propiedades de los materiales, incluida la fatiga. Las simulaciones por computadora pueden ejecutar miles de pruebas utilizando variaciones en los parámetros para anticipar las fallas por fatiga antes de que ocurran en los aviones en vuelo.

Se puede diseñar una aeronave para que tenga límites g negativos mayores que límites g positivos; sin embargo, el costo de esta característica de ingeniería no útil probablemente sería inaceptable para los clientes. Peso útil más bajo para tener la estructura de soporte g negativa más alta como ejemplo.

¿Cómo es que los aviones pueden soportar más g positivas que negativas?

Sin embargo, la FAA durante muchos años de experiencia ha establecido estándares para clasificaciones g mínimas para ayudar a controlar los resultados de los accidentes.

Como ejemplo, consulte la Parte 25 NORMAS DE AERONAVEGABILIDAD: AVIONES DE CATEGORÍA DE TRANSPORTE, Subparte C—Evaluación de la fatiga de la estructura, Sec. 25.571 Evaluación de tolerancia al daño y fatiga de la estructura.

http://lessonslearned.faa.gov/Comet1/25.571.pdf

y las percepciones de un A/P en el siguiente informe:

https://www.faasafety.gov/files/gslac/library/documents/2011/Jul/55585/FLYING%20LESSONS%20110623.pdf

En términos de ingeniería para cumplir con los requisitos reglamentarios, la probabilidad acumulada de falla por fatiga resultante de g negativas es menor que las probabilidades acumuladas de falla por fatiga de g positivas. Los límites de diseño reflejan estas fallas a través de ecuaciones de probabilidad que relacionan la posibilidad de que ocurran y el nivel de impacto.

ANÁLISIS Y EVALUACIÓN DE LA SEGURIDAD DEL SISTEMA FAA (métodos aceptables) http://www.faa.gov/documentLibrary/media/Advisory_Circular/AC%2023.1309-1E.pdf

Métodos de ecuaciones de probabilidad de trabajo: http://people.qatar.tamu.edu/shehab.ahmed/ecen_459/Lec34-37.pdf

La información proporcionada en estos enlaces es para mostrar que el esfuerzo involucrado no es una tarea fácil para los diseñadores de aeronaves. Muchos miles de modos de falla se acumulan cuando se considera cada parte, articulación, error humano, ambiental y cualquier otro factor potencialmente parte de una falla.

Por lo tanto, cuando se le pregunta a un diseñador cuál sería el efecto en la calificación g en función de un modo de falla específico de una pieza, no es una pregunta razonable debido a las amplias interacciones con el sistema total que se considerará.