¿Qué determina la altura máxima que puede alcanzar un avión?

Cuanto más alto llegue, menor será la densidad del aire. Esta densidad más baja da como resultado que se genere una sustentación más baja para la misma velocidad y ángulo de ataque. Efectivamente, cuanto más alto vuele, mayor será su velocidad mínima. Entonces, mientras sube, su velocidad debe aumentar para compensar la menor densidad del aire. Siempre que pueda volar más rápido, la menor densidad en altitud puede compensarse.

Básicamente, hay dos cosas que limitan tu velocidad máxima: el empuje y la velocidad del sonido y, con ello, tu altitud máxima.

Primero es empuje; cuanto más alto llegue, menor será el empuje que entregan sus motores. Puede notar que la resistencia también disminuye con la densidad del aire, pero dado que vuela cada vez más rápido durante el ascenso, la resistencia no disminuye en absoluto. Si su altitud máxima está limitada por el empuje, entonces en algún momento durante el ascenso, el empuje y la resistencia se acercan al mismo y ahí es donde se detiene el ascenso. Cuando ya no pueda ascender a más de 100 pies por minuto (para aeronaves de hélice) o 500 pies por minuto (para aeronaves a reacción/turboventilador), habrá alcanzado su techo de servicio . Si la altitud máxima de la aeronave está determinada por el empuje, el techo absoluto tardará mucho en alcanzarse.

En altitudes elevadas, los motores que respiran aire eventualmente tendrán dificultades. Debido a la menor densidad del aire, el flujo másico a través del motor se reduce hasta un punto en el que se produce una extinción de la llama.

La otra limitación es la velocidad del sonido, al menos para aviones subsónicos. En el proceso de generar sustentación, se acelera el flujo de aire sobre la parte superior del ala. En un momento, cuando el avión todavía está volando por debajo de la velocidad del sonido, las ondas de choque comenzarán a formarse sobre el ala. Esto da como resultado un aumento de la resistencia y reduce la sustentación. Entonces, siempre que tenga suficiente potencia de motor a su disposición, puede ascender a una altitud en la que su velocidad mínima sea también su velocidad máxima. Esto se llama la esquina del ataúd . En la esquina del ataúd:

• si vuela más rápido, excederá el número máximo de Mach ($M_{mo}$) de su aeronave, lo que resulta en sacudidas a alta velocidad, vibraciones y posible pérdida de control.
• si vuela más despacio, la sustentación máxima que puede proporcionar el ala será insuficiente para mantener la altitud. Descienda o la aeronave entrará en pérdida.
• si vuelas más alto serás demasiado rápido y demasiado lento al mismo tiempo.
• si gira, aumenta la carga alar, aumentando así la velocidad mínima necesaria para crear la sustentación requerida. Además, el ala exterior superará fácilmente la velocidad máxima mientras que, al mismo tiempo, el ala interior está por debajo de la velocidad de pérdida. Esto puede convertirse rápidamente en un giro.

Dado que se necesita un conocimiento preciso del rendimiento del motor, la resistencia aerodinámica y las características del ala de la aeronave, no existe una fórmula simple para obtener la altitud máxima de una aeronave.

Además de las limitaciones relacionadas con el rendimiento de la aeronave mencionadas anteriormente, existe una altitud operativa máxima certificada para la cabina presurizada. Esto tiene en cuenta las propiedades estructurales del casco (diferencia de presión entre el interior y el exterior) y la tasa de descenso de emergencia alcanzable en caso de un evento de despresurización.

La altitud máxima está limitada por una serie de factores, y el que cuenta depende de la aeronave en particular. Estos son:

1. Salida de potencia del motor . Los motores que respiran aire producen menos energía cuanto más alto operan debido a la disminución de la densidad con la altitud. En los motores alternativos, esto se puede superar con turboalimentación, y los motores de pistón dedicados a gran altitud utilizan turbocompresores de tres etapas con intercoolers. En diseños dedicados a gran altitud, el motor es la parte más pequeña del paquete de propulsión, la mayor parte es refrigeración y conductos. La hélice debe adaptarse a la baja densidad a gran altura, aumentando el diámetro para operar en aire de baja densidad.

2. Presión de la cámara de combustión : el límite de altitud de los motores a reacción está determinado principalmente por la relación de presión de la admisión y el compresor. Si esta presión cae por debajo del mínimo para una combustión sostenida, el motor se apagará. Dado que los motores a reacción son en principio un gran turbocompresor donde el motor de pistón ha sido reemplazado por una cámara de combustión, esta cámara de combustión se convierte en el eslabón débil.

3. Carga alar: cuanto menor sea la carga alar, menor será la densidad del aire antes de que un ala no produzca suficiente sustentación. Si los motores producen suficiente potencia para un vuelo sostenido (propulsión eléctrica con paneles solares, por ejemplo), el límite pasa a ser la integridad estructural de la estructura ligera. Vea esta respuesta para un ejemplo aplicado.

4. Número máximo de Mach de vuelo : para aviones supersónicos, el límite viene dado por una combinación de carga alar y velocidad máxima. Cuanto más rápido pueda volar el avión, menor será la densidad del aire. En la mayoría de los casos, el límite de velocidad viene dado por la eficiencia de la admisión, porque las tomas deben optimizarse para su número de Mach de vuelo y los límites térmicos debido al calentamiento del fuselaje. Tenga en cuenta que un avión rápido con reservas de sustentación puede realizar un pull-up en altitud, convirtiendo la energía cinética en energía potencial (también conocida como altitud), por lo que la altitud máxima inestacionaria podría ser varios 1000 m por encima del límite de altitud estacionaria.

5. Eficiencia aerodinámica : este es el único factor en el que puedo darte una ecuación simple, y está determinado por la calidad aerodinámica del ala y su perfil aerodinámico. Se aplica al vuelo subsónico donde un aumento por encima de un número de Mach de vuelo crítico reducirá la sustentación . Expresado como la densidad mínima del aire$\rho_{min}$, esto es

   $$\rho_{min} = \frac{2\cdot m\cdot g}{(Mach^2 \cdot c_L)_{max}\cdot a^2\cdot S}$$

Aquí nos encontramos de nuevo con carga alar$\frac{m}{S}$como factor, sino también el máximo del producto del cuadrado del número de Mach de vuelo$Ma^2$y el coeficiente de sustentación$c_L$.$a$es la velocidad del sonido. Un buen valor de$Mach^2 \cdot c_L$es 0.4, y necesita superficies aerodinámicas supercríticas para lograrse. Use este número para diseños modernos y obtendrá una respuesta bastante precisa si el empuje del motor es suficiente. Para diseños más antiguos, los valores entre 0,3 y 0,35 se ajustan mejor. Los primeros diseños con mala aerodinámica como el Westland Welkin solo lograrían un$Mach^2 \cdot c_L$por debajo de 0,2.

En la forma más básica, la altitud máxima de la aeronave es el punto donde el empuje requerido es igual al empuje disponible . Esto compara el empuje requerido para mantener la velocidad aerodinámica y la altitud con el empuje disponible de los motores. Dado que los motores que respiran aire tienden a producir menos empuje a medida que aumenta la altitud, esto significa que el empuje disponible disminuye con la altitud. En algún momento, la aeronave tendrá la menor resistencia posible en vuelo nivelado y utilizará todo el empuje disponible.

Como señala Casey, habrá muchos otros factores, como la capacidad de la aeronave para permanecer presurizado, la capacidad del motor para mantener un cierto nivel de empuje y las condiciones atmosféricas.

Sin embargo, si está buscando la altitud máxima absoluta que puede alcanzar, pero no necesariamente mantener, se vuelve mucho más complicado. Esto estaría determinado por la cantidad máxima de energía que una aeronave puede alcanzar, tanto en altitud como en velocidad. Una aeronave puede sumergirse o permanecer a una altitud más baja para ganar velocidad, y luego ascender para cambiar esa velocidad por altitud, alcanzando una altitud mayor de la que puede mantener (vea este incidente para ver un ejemplo de una aeronave que voló a una altura más alta) . altitud de la que realmente podría mantener).

La altitud máxima absoluta que puede alcanzar un avión solo está limitada por la sustentación que puede producir. Esta será una función del ala (y uno de nuestros ingenieros residentes puede explicar esto) y el flujo de aire sobre el ala. El flujo de aire, a su vez, es una función de su altitud (densidad del aire) y la velocidad del aire. La velocidad del aire, a su vez, es una función de su empuje, arrastre, etc. En resumen, la sustentación que puede producir depende indirectamente de muchas cosas y esto definirá el límite físico de la altitud máxima.

Tenga en cuenta que la altitud máxima definida por su elevación es una altitud continua máxima. Si tiene el impulso disponible, podría usarlo para subir por encima de esta altitud en excursiones breves, pero no podría mantener altitudes por encima de este límite.

Tenga en cuenta que esta altitud no es el techo de servicio de los aviones, que será menor debido a los umbrales de velocidad de ascenso (p. ej., 100 fpm) o problemas de certificación (p. ej., 25 000 pies para los requisitos de presurización/oxígeno).

Un avión sin motor no está sujeto a dos de los cinco factores limitantes en la respuesta integral de Peter Kämpf . El récord actual de altitud de vuelo a nivel subsónico lo tiene el planeador Perlan II, que alcanzó los 76,124 pies en septiembre de 2018, superando el récord de U2 de 73,737 pies. Si Perlan II alcanza su límite de altitud de diseño de 90.000 pies, superará el récord de altitud de vuelo nivelado (supersónico) del SR-71 de 85.068 pies.

Perlan II, si bien es altamente especializado y tiene un fuselaje presurizado, no es muy diferente en apariencia de un planeador de clase abierta. La diferencia más significativa está en el perfil aerodinámico, que está optimizado para volar a 60.000 pies. Esto también da como resultado un rango significativamente más amplio de velocidad aerodinámica en altitudes extremas (la "esquina del ataúd" a la que se hace referencia en otras respuestas) que el U-2, que en la altitud operativa solo tenía un rango de velocidad aerodinámica volable de 5 nudos.