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Efecto Stall
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Si el angulo de ataque es muy grande los torbellinos que se forman en la parte superior trasera del ala tienden a avanzar hasta que alcanzan el borde superior al inicio del ala cubriendo toda la parte superior con torbellinos. En esta condición la sustentación desciende dramáticamente generando lo que se denomina el efecto Stall y que puede llevar a una caída descontrolada del objeto (avión/ave).
Existen situaciones en que tanto aviones como aves han usado este efecto para realizar ataques sorpresa desde gran altura desarrollando una técnica para volver a controlar el vuelo y no estrellare en tierra.
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Mecanismos
Iframe
Mecanismos
ID:(15176, 0)
Coeficiente de sustentación
Descripción
El coeficiente de sustentación ($C_L$) es una función del angulo de ataque del ala ($\alpha$) y generalmente sigue la tendencia indicada en la siguiente figura:
En el caso representado, la pendiente es del orden de 1.5 por cada 15 grados, es decir, 0.1 1/grado o 5.73 1/radian.
ID:(7148, 0)
Ala en el flujo
Descripción
En una maqueta de ala en un túnel de viento, se puede observar cómo al principio el flujo es laminar y, a medida que avanza hacia el extremo del ala, se desarrolla un flujo turbulento:
Cuando el ángulo de ataque supera un valor crítico (generalmente entre 15 y 30 grados, dependiendo del diseño), la superficie del ala se cubre de vórtices y la sustentación disminuye abruptamente hasta llegar a cero.
En este punto, se produce un fenómeno conocido como entrada en pérdida (stall), donde el flujo de aire sobre el ala se separa y se forman vórtices turbulentos. Estos vórtices interrumpen el flujo suave del aire, reduciendo drásticamente la sustentación y afectando la capacidad de control de la aeronave. Es fundamental evitar que el ángulo de ataque supere este valor crítico para mantener la aeronave en vuelo estable y seguro.
ID:(1165, 0)
Caso de Stall
Descripción
A baja velocidad en que el flujo es predominantemente laminar se puede definir y calcular la circulación aerodinamica ($\Gamma$) en torno del objeto.
la circulación aerodinamica ($\Gamma$) permite calcular con el teorema de KuttaJoukowski la fuerza de sustentación ($F_L$) que es con la densidad ($\rho$) y la velocidad respecto del medio ($v$) igual a
| $ \displaystyle\frac{ F_L }{ L } = - \rho v \Gamma$ |
El ala genera torbellinos pero estos se arrastran detras del ala sin afectar la circulación. Cuando aumenta el angulo de ataque del ala ($\alpha$) los torbellinos comienzan a literalmente subir sobre el ala distorcionando el flujo y con ello la la circulación aerodinamica ($\Gamma$).
En forma simplificada se puede considerar que el tramo con torbellinos no contribueye a la circulación reduciendose dramaticamente la fuerza de sustentación ($F_L$) o en su efecto el coeficiente de sustentación ($C_L$).
ID:(1164, 0)
Caso de Boeing 747 de Carga en Bagram, Afghanistan
Video
El vuelo de National Airlines 102, un carguero del tipo Boeing 747-400 que despegaba de Bagram en Afganistán, sufrió un trágico accidente el 29 de abril de 2013 debido al desplazamiento de la carga durante el despegue. Este desplazamiento de la carga provocó un aumento en el ángulo de ataque que llevó al ala a perder su capacidad de generar sustentación, lo que se conoce como el efecto de entrada en pérdida (stall). Además, el desplazamiento de la carga causó daños al sistema hidráulico de los timones de cola, dejando la aeronave completamente fuera de control. Trágicamente, los 7 miembros de la tripulación perdieron la vida instantáneamente en el impacto.
Aquí tienes una simulación que muestra el fatídico despegue: Simulación
ID:(11066, 0)
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Ecuaciones
$ \alpha =\displaystyle\frac{2 m g }{ c \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$
alpha =2* m * g /( c * rho * S_w * v ^2)
$ C_L = c \alpha $
C_L = c * alpha
$ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$
C_L =2* m * g /( rho * S_w * v ^2)
$ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$
F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2
ID:(15189, 0)
Fuerza de sustentación
Ecuación
Para crear una presión mayor debajo que encima del ala y generar sustentación, se emplea la Ley de Bernoulli, corrigiendo la falta de conservación de la densidad de energía mediante un coeficiente de sustentación ($C_L$). La presión sobre el ala, la fuerza de sustentación ($F_L$), se puede estimar utilizando la densidad ($\rho$), la superficie que genera sustentación ($S_w$), el coeficiente de sustentación ($C_L$) y la velocidad respecto del medio ($v$) mediante la siguiente fórmula:
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
La fuerza de sustentación ($F_L$), junto con la envergadura de las alas ($L$), la densidad ($\rho$), el factor de velocidad superior del ala ($c_t$), el factor de velocidad inferior del ala ($c_b$), la largo superior del ala ($l_t$), la largo inferior del ala ($l_b$) y la velocidad respecto del medio ($v$), se encuentra en
| $ F_L = \rho L ( c_b l_b - c_t l_t ) v ^2$ |
Si consideramos la superficie que genera sustentación ($S_w$), definido por la envergadura de las alas ($L$), la largo superior del ala ($l_t$) y la largo inferior del ala ($l_b$),
| $ S_w = \displaystyle\frac{1}{2} L ( l_t + l_b )$ |
y para el coeficiente de sustentación ($C_L$), definido como
| $ C_L = 4\displaystyle\frac{ c_t l_t - c_b l_b }{ l_t + l_b }$ |
obtenemos
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
ID:(4417, 0)
Constante de sustentación
Ecuación
A partir de mediciones, se concluye que el coeficiente de sustentación ($C_L$) es proporcional al angulo de ataque del ala ($\alpha$) siendo la constante de proporcionalidad del coeficiente de sustentación ($c$):
| $ C_L = c \alpha $ |
Después de cierto ángulo, la curva disminuye hasta llegar a cero. Esto se debe a que sobre dicho ángulo crítico, los vórtices cubren completamente la superficie superior del ala, lo que resulta en la pérdida de sustentación. Este fenómeno se conoce como "stall" (entrada en pérdida).
ID:(4441, 0)
Coeficiente de sustentación en equilibrio
Ecuación
La condición para lograr el vuelo se cumple cuando la fuerza de sustentación ($F_L$) es igual al peso de la aeronave o ave, calculado a partir de la masa del cuerpo ($m$) y la aceleración gravitacional ($g$). Esto se consigue con suficientes valores adecuados de velocidad respecto del medio ($v$), la superficie que genera sustentación ($S_w$) y el coeficiente de sustentación ($C_L$), donde este último coeficiente es el factor que se puede ajustar. En el caso de las aeronaves, el piloto puede modificar el valor de el coeficiente de sustentación ($C_L$) utilizando los llamados flaps, cuyo valor debe cumplir con:
| $ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
La fuerza de sustentación ($F_L$) junto con la densidad ($\rho$), la superficie que genera sustentación ($S_w$), el coeficiente de sustentación ($C_L$) y la velocidad respecto del medio ($v$) se representa como
| $ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$ |
lo cual, junto con la masa del cuerpo ($m$) y la aceleración gravitacional ($g$), debe ser igual a:
| $ F_g = m g $ |
es decir:
$\displaystyle\frac{1}{2}\rho S_wC_Lv^2=mg$
lo que resulta en:
| $ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
Los flaps se ajustan al variar el ángulo que el ala forma con la dirección de vuelo, conocido como ángulo de ataque.
ID:(4442, 0)
Ángulo de ataque
Ecuación
Como el coeficiente de sustentación ($C_L$) es proprocional al el angulo de ataque del ala ($\alpha$), donde el factor de proprocionalidad es la constante de proporcionalidad del coeficiente de sustentación ($c$) se puede calcular el angulo necesario para volar con la masa del cuerpo ($m$), la aceleración gravitacional ($g$), la superficie que genera sustentación ($S_w$), la densidad ($\rho$) y la velocidad respecto del medio ($v$) mediante:
| $ \alpha =\displaystyle\frac{2 m g }{ c \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
El coeficiente de sustentación ($C_L$) se calcula con la masa del cuerpo ($m$), la aceleración gravitacional ($g$), la superficie que genera sustentación ($S_w$), la densidad ($\rho$) y la velocidad respecto del medio ($v$) de la siguiente manera:
| $ C_L =\displaystyle\frac{2 m g }{ \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
Así, con la constante de proporcionalidad del coeficiente de sustentación ($c$) y el angulo de ataque del ala ($\alpha$)
| $ C_L = c \alpha $ |
se obtiene
| $ \alpha =\displaystyle\frac{2 m g }{ c \rho S_w }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$ |
Es importante considerar que la lienalidad esta limitada a un angulo menor que unos 35° a 40° sobre el cual colapsa en forma catastrofica la sustentación. Por ello el angulo de ataque nunca se elige mayor a 30° o en la gerga de la aviación flap 30.
ID:(4443, 0)
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Video
Video: Efecto Stall