Limitaciones Estructurales

Antes de analizar las tablas de limitaciones estructurales, comenzaremos definiendo algunos conceptos que son necesarios para entender el esfuerzo al que puede ser sometido el avión en vuelo y que no solo originará su desgaste, sino que puede producir deformaciones, roturas y pérdida de partes en vuelo. Esto puede derivar en consecuencias graves para la actuación de la aeronave y generar problemas de controlabilidad.

Elasticidad

Las deformaciones son proporcionales a las fuerzas que la originan (ley de Hooke). Supongamos un cuerpo que experimenta una fuerza exterior, esa fuerza generará un movimiento de las partículas del cuerpo que seguirán moviéndose hasta encontrar el equilibrio, dicho de otro modo, se deforma y cuando se deja de ejercer la fuerza las partículas vuelven a la posición de origen.

Se denomina elasticidad a la capacidad que tiene un cuerpo de recuperar su fuerza primitiva cuando ha sido afectado por una fuerza externa. Se dice que un cuerpo es elástico, cuando recupera su forma una vez que ha sido perturbado por fuerzas externas. Existen cuerpos con propiedades elásticas y que son empleados en aviación para la construcción de las aeronaves porque sus propiedades los hacen resistentes a diferentes esfuerzos y escenarios. Pero estos cuerpos soportan una fuerza máxima que traspasada puede ocasionar una deformación sin retorno.

Elasticidad por tracción:

En el gráfico podemos apreciar un cuerpo con una capacidad elástica determinada. Si las fuerzas de tracción exceden el límite elástico (punto A), se experimenta un alargamiento (punto B) que se denomina fluencia; al seguir aumentando la carga recupera su resistencia hasta alcanzar el punto C en el que la carga alcanza su valor máximo y a partir de aquí ocurre la rotura del material.

Si las cargas no superan el límite elástico, el cuerpo recupera su estado normal, pero si lo supera, quedará con una deformación permanente.  A su vez, si esa deformación aumenta con el tiempo, puede ocasionarse la rotura del material. A este fenómeno, se lo denomina CREEP.

Elasticidad por torsión:

Aquí ocurre un fenómeno análogo a la tracción, ya que las conclusiones finales son las mismas. Lo que varía es el sentido en el que se aplica la fuerza y en este caso una de las caras giraría sobre la otra ocasionando un esfuerzo cortante. Sobrepasando el esfuerzo del límite elástico del material, el cuerpo quedará con una deformación permanente.

Cargas combinadas:

En el avión generalmente, las cargas son combinadas porque entran en juegos las fuerzas de inercia, sustentación, peso, entre otras, que harán las partes constitutivas, como el ala, estén en constante movimiento. Ese movimiento, está dentro de los márgenes de tolerancia del material y no generarán ningún tipo de daños estructurales. Es normal, ver como el ala de un avión con gran alargamiento (un avión comercial por ejemplo) se mueve constantemente porque el brazo de palanca es grande y las diferencias de presiones necesarias para generar sustentación hacen que existan esfuerzos en el ala. Si además le sumanos turbulencia, los movimientos pendulantes son mayores pero las estructuras están preparadas para soportar cargas combinadas de gran magnitud. De hecho, la turbulencia debe ser severa o extrema para considerar que será necesario someter a la aeronave a una revisión por posibles daños estructurales. Otras causas de revisión, se producen por exceder el factor de carga establecido por el fabricante.

Fatiga

Existen tipos de cargas que pueden dar lugar a un fallo estructural sin necesidad de que las cargas aplicadas sean excesivas y ocurre cuando estas son variables y repetidas un gran número de veces. A estos esfuerzos variables y cíclicos se los denomina fatiga.

Puede ocurrir que una carga no produzca deformación pero con los ciclos comience a generar grietas que con el tiempo y el esfuerzo produzcan la rotura del material.

En el caso de grandes cargas, se producen cuando se exceden los límites estructurales establecidos por el fabricante más un 50%. Si bien este incremento no es igual para todas las aeronaves, se debe saber que los manuales del avión establecen límites de velocidad y esfuerzos de inercia (“g”) muy por debajo de lo necesario para provocar la deformación del material.

Cuando se habla de cargas moderadas, son aquellas que pueden ser generadas por turbulencia moderada o severa.

Las cargas pequeñas hacen referencia a los esfuerzos normales a los que se somete el avión para generar sustentación.

Factor de Carga

El factor de carga es la relación que existe entre la sustentación y el peso. Para vuelo recto y nivelado, esa relación es 1.

n = L/W

Para realizar un viraje, la sustentación debe ser mayor para contrarrestar al peso, porque la resultante al descomponer la fuerza es menor. Por ende, se deberá aumentar la sustentación ya que en un viraje con inclinación la relación deberá ser

L = W/cos φ

n = 1/cos φ

Y como L = W podemos decir que

Si el ángulo de inclinación φ fuese 60° (cos 60° = 0.5) el valor de n=2. Por lo cual, el valor de la sustentación deberá ser el doble del peso y para mantener el vuelo rectilíneo en viraje se deberá mantener un factor de carga de 2 “g”.

A una inclinación dada le corresponde un factor de carga para mantener el vuelo nivelado. Además, también se verá afectada la velocidad de perdida que será mayor y también lo hará la resistencia inducida (D_i).  Sobre este tema se profundiza en el apartado de actuación de las aeronaves.

El factor de carga es algo que debe calcularse en el diseño de las aeronaves. Y este valor dependerá de las tareas que ejecute, porque no será lo mismo el factor de carga para un avión de caza que para un avión comercial.

Diagrama de maniobra

Ha llegado el momento, habiendo hecho un repaso por las fuerzas que actúan en el avión, de analizar el diagrama de envolvente de maniobra.

El diagrama de maniobra es un gráfico que muestra la representación de los factores de carga (n) en relación con la velocidad equivalente (V_e: noconsidera los efectos de la densidad por altitud), suponiendo que el avión está siendo sometido a cargas simétricas (el esfuerzo se produce en un solo eje) y que los momentos de picada y cabreada no sean acelerados.

• La región amarilla, es aquella en la que el avión entra en pérdida. Obsérvese que aquí el valor de la velocidad de pérdida para n=1 es inferior que para n=2.
• Las líneas del factor de carga máximo o límite (positivo y negativo) es el factor de carga impuesto por el fabricante menos un coeficiente de seguridad de 1,5 (50%). Este factor de carga es el que deben soportar las aeronaves por encima del establecido en el diagrama. A partir de aquí se produce el fallo estructural. O sea, lo que vemos en el manual del avión y que debe respetarse está por debajo del límite real. Igualmente, si es avión experimentase un esfuerzo superior al de diagrama será necesario hacer una inspección de estructura para cotejar daños o esfuerzos que puedan haber ocasionado deformaciones estructurales.
• Los límites de +2,5 / -1,0 es lo mínimo que deben tener los aviones de transporte. Esto es tan cierto que por ejemplo los límites estructurales del B-737 son +2,5 / -1,0 “g” avión limpio y cuando está configurado se reducen los márgenes a +2,0 / 0 “g”. Esto difiere totalmente para aviones de caza en donde estos límites se llegan a multiplicar hasta 5 veces en aeronaves de última generación.
• En cuanto a las velocidades de cálculo:

Velocidades de cálculo

Las velocidades representadas en el diagrama vienen expresadas en EAS y deben ser menores a una serie de valores prescriptos por las normas:

• V_F: velocidad de cálculo con flaps accionados. Recordemos que las superficies hipersustentadoras, si bien incrementan el C_L, también la resistencia (D) y esto hace que las superficies sufran mayor esfuerzo a mayor velocidad. Es por eso, que los límites de estas superficies son menores que los normales para vuelo en operación crucero.
• V_G: velocidad de cálculo para ráfagas de intensidad máxima. Esta velocidad, generalmente es menor a V_A. Generalmente, las aeronaves tiene una velocidad de penetración en turbulencia que les permite, no solo mantener el control sino también que ante ráfagas fuertes el avión no sufra daños estructurales.
• V_A: velocidad de maniobra. Esta velocidad es aquella a partir de la cual haciendo una deflexión completa de comandos en forma instantánea se puede llegar a alcanzar o sobrepasar los límites de factor de carga. Es muy importante conocer esta velocidad porque generalmente para realizar maniobras de coordinación o acrobáticas se emplean valores próximos a V_A. El piloto debe estar consciente de la forma de aplicar los comandos.
• V_MO: velocidad máxima operativa. Es aquella que no debe excederse en ninguna fase de vuelo. Debe tener un margen importante en relación a V_D para que esta velocidad no se exceda en el caso de que en un picado se sobrepase V_MO. Como el valor de número de Mach irá creciendo con la altura habrá una altitud a la cual el Mach que corresponde a V_MO, es tal que a partir de allí, los efectos de comprensibilidad, bataneo y pérdida por alta comienzan a presentarse. Por ende, a partir de esa altitud se requiere que no se sobrepase el Mach que corresponde a V_MO que se denomina M_MO (Mach máximo operativo). Se hablara de este tema en el capítulo de “vuelo de alta velocidad”.

El punto de transición está ubicado a una altitud que depende del número de Mach. Por ejemplo, para un avión con M_MO 0.65, este punto se encontrará cerca de los 20000 pies, mientras que para uno que tenga M_MO 0.80 se encontrará cerca de los 25000 pies. Esto puede calcularse con el valor del número de MACH en donde M = V/C.

• V_D: velocidad de cálculo de picado. Esta velocidad sirve para determinar la velocidad máxima operativa V_MO/M_MO de modo de asegurarse que no se exceda la V_D en una maniobra de picada cuando se está volando la V_MO. En el caso de que se exceda ese límite (V_D) el avión sufrirá de daño estructural por ingresar a la zona roja (región de daño estructural por velocidad). Generalmente a esta velocidad se la conoce con el nombre de velocidad de nunca exceder (V_NE).

Como los velocímetros marcan la velocidad en IAS y la V_MO en IAS difiere de EAS por los errores de comprensibilidad, algunos instrumentos poseen una aguja denominada barber pole que se irá modificando con la altura para darle al piloto un indicio del valor de V_MO. Si se excede esta aguja, la gran mayoría de las aeronaves cuentan con una alarma de sobrevelocidad que alerta al piloto unos nudos antes de llegar al límite de velocidad y continuará sonando hasta salir de esa condición (disminuir la velocidad por debajo de V_MO).

Diagrama básico de ráfaga

La incidencia que tienen las ráfagas sobre la estructura del avión es objeto de conocimiento y estudio, ya que deberemos entender las nociones básicas para entender sobre las capacidades y limitaciones de nuestra aeronave cuando enfrente condiciones de turbulencia (dos masas de aire se mueven en sentido opuesto y generan una irregularidad en la corriente libre).

Es así que en el diagrama de ráfaga, representamos las corrientes ascendentes y descendentes a las que está expuesta la aeronave. Pero la intensidad máxima no se da en un momento repentino, sino que el avión experimenta una fase de transición en donde el ángulo de ataque sufrirá una variación Δα. Esa variación repentina del ángulo de ataque incrementa la sustentación (C_L) pero también puede hacer que se exceda el factor de carga límite si la velocidad está próxima a V_A o incluso por debajo de la misma si la intensidad de la ráfaga es grande.

Para cada ráfaga le corresponderá una intensidad F.U que podemos representar en grafico de envolvente de maniobra de la siguiente manera:

Puede apreciarse con valor positivo las ráfagas ascendentes y con valor negativo las descendentes en donde de acuerdo a la velocidad volada se tendrá una tolerancia máxima a la ráfaga (a mayor velocidad, menor tolerancia).

Como conclusión:

• A mayor velocidad de vuelo, mayor será el factor de carga.
• A menor peso, mayor será el factor de carga. Esto no quiere decir que un avión grande no se vea influenciado por la ráfaga, sino que va a soportar mejor el esfuerzo. Un avión pequeño se sacudirá con más intensidad.
• Al haber un aumento de C_L, el incremento de la sustentación será mayor en aquellos con más alargamiento, por ende, con mayor alargamiento las ráfagas influyen más.
• Las alas en flecha como tienen una pendiente en la curva de CL en función del ángulo de ataque de menor valor, el factor de carga que producirán las ráfagas será menor cuanto más acusada sea la flecha.

Lo que suele hacerse es combinar el diagrama de maniobra con el de ráfaga, para poder determinar el sufrimiento estructural ante el encuentro de turbulencia. El avión debe ser capaz de soportar cualquier esfuerzo combinado de factor de carga-velocidad. En el ejemplo, la ráfaga máxima tiene una intensidad de 66 pies/seg a 20000 pies siendo un valor fijo de ensayo. Estos diagramas deben hacerse para diferentes velocidades y pesos, ya que como se observa en este caso, la intensidad de la ráfaga está expresada en velocidad verdadera a nivel del mar e ISA, pero esos 66 pies/seg incrementarán con la altura.

Por otro lado habrá una velocidad que será conveniente mantener en el caso de enfrentar turbulencia. Esta velocidad generalmente es menor a la recomendada para vuelo crucero, pero tampoco debe disminuir tanto que el margen con la velocidad de pérdida sea pequeño. Se deberá buscar una velocidad entre V_G y el punto en donde la ráfaga alcanza n = 2,5_. Esta velocidad dependerá del peso, de la altitud y centro de gravedad, pero muchos aviones en sus manuales establecen valores fijos que mantienen los márgenes de seguridad. Por ejemplo en el B-737 la velocidad de largo alcance es alrededor M° .78 y en turbulencia la velocidad recomendada es de 280 Kts o M° .76

Como recomendación en zona de turbulencia se deberá tener en cuenta:

• Volar por actitudes: no preocuparse por mantener la velocidad y/o altitud.
• Volar con una potencia fija de referencia para mantener la actitud de vuelo recto y nivelado.
• Emplear, en el caso de disponer, el encendido continúo de los motores. Cualquier variación en el flujo de aire puede ocasionar una pérdida de compresor y esto derivar en una plantada de motor.

Influencia de la distribución de combustible en las alas

El ala está sometida a las cargas aerodinámicas, a su peso, al peso del fuselaje y a la distribución y peso de combustible. La distribución de fuerzas será como se muestra en la figura:

Existen fuerzas de sustentación (hacia arriba), fuerzas transversales del empuje de motores y avance, y lo que respecta al combustible vemos que en la zona de encastre del ala el momento que se genera hacia arriba es importante, pero el peso del combustible contrarresta esa fuerza. Es decir, que si bien se generan momentos flectores que tenderían a deformar el ala, las fuerzas opuestas que genera el combustible repartido por todo el plano contrarresta ese efecto, lo disminuye. Igualmente, la distribución de combustible no tiene la misma proporcionalidad en el plano porque imaginemos que en las punteras un peso grande de combustible generaría un esfuerzo proporcional al brazo de palanca. La carga de combustible debe repartirse para mantener el equilibrio.

Una de las situaciones que se presentan como criticas es en el momento de aterrizaje cuando el combustible alar ha sido consumido y el remanente es el de fuselaje, ya que el momento flector que generan las alas es grande. Pero esto generalmente no ocurre porque en los aviones comerciales o de gran alargamiento es normal que primero se consuma el combustible central y por último es de las alas, justamente para contrarrestar el esfuerzo y la flexión alar. Por ende, el peso que genera el combustible en los planos sirve para contrarrestar el momento generado por la sustentación y el esfuerzo transversal de motores y avance.

Recordemos que mientras mayor sea el alargamiento, mayor es la sustentación pero en este caso, también lo será el momento flector del ala. Es necesario que esos esfuerzos sean contrarrestados para evitar la fatiga del material.

Reflexiones finales

• El avión está sometido constantemente a esfuerzos, ya sean aerodinámicos (factor de carga, velocidades, turbulencia, etc.) y físicos (distribución de las cargas, brazo de palanca, centro de gravedad, etc.). Lo que tenemos que entender, es que el material con el tiempo se desgasta y volar nuestro avión dentro de los límites establecidos por el fabricante garantizará una prolongación de la vida útil. Además, nos asegura volar dentro de la envolvente segura en donde se garantiza que no ocurrirán daños estructurales puedan ser causales de un accidente en vuelo.
• El piloto no solo debe saber cómo volar el avión, sino que debe conocer perfectamente los límites si quiere operar en forma segura y profesional. Muy difícil será tomar decisiones en situaciones críticas si no se conocen los límites del avión. De hecho, el desconocerlos, puede derivar en accidentes fatales (existen múltiples ejemplos en la aviación mundial).
• Las ráfagas producidas por turbulencia son un factor a tener en cuenta a la hora de elegir la velocidad de vuelo. Mientras mayor sea la velocidad de vuelo, la tolerancia a la intensidad de la ráfaga será menor.