4.11.1 Flujo subsónico versus supersónico #

En la aerodinámica subsónica, la teoría de la elevación se basa en las fuerzas generadas en un cuerpo y en un gas en movimiento (aire) en el que se sumerge. A velocidades de aproximadamente 260 nudos, el aire puede considerarse incompresible porque, a una altitud fija, su densidad permanece casi constante mientras que su presión varía. Bajo esta suposición, el aire actúa igual que el agua y se clasifica como un fluido. La teoría aerodinámica subsónica también asume que los efectos de la viscosidad (la propiedad de un fluido que tiende a prevenir el movimiento de una parte del fluido con respecto a otra) son insignificantes y clasifica el aire como un fluido ideal, conforme a los principios de la aerodinámica de fluidos ideales como Continuidad, principio de Bernoulli y circulación.

En realidad, el aire es compresible y viscoso. Si bien los efectos de estas propiedades son insignificantes a bajas velocidades, los efectos de compresibilidad en particular se vuelven cada vez más importantes a medida que aumenta la velocidad. La compresibilidad (y en menor medida la viscosidad) es de suma importancia a velocidades que se acercan a la velocidad del sonido. En estos rangos de velocidad, la compresibilidad provoca un cambio en la densidad del aire alrededor de una aeronave.

Durante el vuelo, un ala produce elevación acelerando el flujo de aire sobre la superficie superior. Este aire acelerado puede alcanzar velocidades sónicas, aunque la aeronave en sí puede estar volando subsónica. En algunos AOA extremos, en algunos aviones, la velocidad del aire sobre la superficie superior del ala puede ser el doble de la velocidad de la aeronave. Por lo tanto, es completamente posible tener un flujo de aire supersónico y subsónico en un avión al mismo tiempo. Cuando las velocidades de flujo alcanzan velocidades sónicas en algún lugar en un avión (como el área de máxima comba en el ala), una mayor aceleración da como resultado el inicio de efectos de compresibilidad como la formación de ondas de choque, aumento de arrastre, golpes, estabilidad y dificultades de control. Los principios de flujo subsónico no son válidos a todas las velocidades por encima de este punto. [Figura 4-56]

4.11.2 Rangos de velocidad #

La velocidad del sonido varía con la temperatura. En condiciones de temperatura estándar de 15 °C, la velocidad del sonido a nivel del mar es de 661 nudos. A 40.000 pies, donde la temperatura es de –55 °C, la velocidad del sonido disminuye a 574 nudos. En vuelos de alta velocidad y/o de alta altitud, la medición de la velocidad se expresa en términos de un «número MACH» -la relación de la verdadera velocidad aerodinámica de la aeronave con la velocidad del sonido en las mismas condiciones atmosféricas. Un avión que viaja a la velocidad del sonido viaja en Mach 1.0. Los regímenes de velocidad de las aeronaves se definen aproximadamente de la siguiente manera: subsónico—números MACH por debajo de 0,75; Transonic—Números Mach de 0,75 a 1,20; Supersonic—Números de Mach de 1.20 a 5.00; Hipersónico: números de Mach por encima de 5.00.

Si bien los vuelos en los rangos transónicos y supersónicos son ocurrencias comunes para los aviones militares, los aviones a reacción civil normalmente operan en un rango de velocidad de crucero de Mach 0,7 a 0,90.

La velocidad de una aeronave en la que el flujo de aire sobre cualquier parte de la aeronave o estructura bajo consideración llega primero (pero no excede) Mach 1.0 se denomina «número crítico de Mach» o «mach crit». Por lo tanto, el número de Mach crítico es el límite entre el vuelo subsónico y transónico y depende en gran medida del diseño del ala y el perfil aerodinámico. El número de Mach crítico es un punto importante en el vuelo transónico. Cuando se forman ondas de choque en la aeronave, puede ocurrir la separación del flujo de aire seguida de dificultades de control de buffet y de aeronaves. Las ondas de choque, el buffet y la separación del flujo de aire tienen lugar por encima del número crítico de Mach. Un avión a reacción generalmente es más eficiente cuando navega en o cerca de su número de Mach crítico. A velocidades entre 5 y 10 por ciento por encima del número crítico de Mach, comienzan los efectos de compresibilidad. Arrastre comienza a elevarse bruscamente. Asociados con el «arrastre de aumento» están los cambios de buffet, recorte y estabilidad, y una disminución en la efectividad de la superficie de control. Este es el punto de la «divergencia de arrastrar». [Figura 4-57]

VMO/MMO se define como la velocidad máxima de límite de funcionamiento. VMO se expresa en nudos calibrados en velocidad aerodinámica (KCAS), mientras que MMO se expresa en número Mach. El límite de VMO generalmente se asocia con operaciones en altitudes más bajas y se ocupa de las cargas estructurales y el aleteo. El límite de MMO está asociado con operaciones a altitudes más altas y, por lo general, se ocupa más de los efectos de compresibilidad y el aleteo. En altitudes más bajas son motivo de preocupación las cargas estructurales y el aleteo; En altitudes más altas, los efectos de compresibilidad y el aleteo son motivo de preocupación.

La adherencia a estas velocidades evita problemas estructurales debido a la presión dinámica o aleteo, la degradación en la respuesta de control de la aeronave debido a los efectos de compresibilidad (por ejemplo, Mach Tuck, Aleron Reversal o Buzz) y el flujo de aire separados debido a las ondas de choque que resultan en pérdida de elevación o vibración y buffet. Cualquiera de estos fenómenos podría impedir que el piloto pueda controlar adecuadamente la aeronave.

Por ejemplo, un avión a reacción civil temprano tenía un límite VMO de 306 KCA hasta aproximadamente FL 310 (en un día estándar). A esta altitud (FL 310), un MMO de 0,82 fue aproximadamente igual a 306 KCA. Por encima de esta altitud, un MMO de 0.82 siempre equivalía a un KCAS menos de 306 KCA y, por lo tanto, se convirtió en el límite operativo ya que no podía alcanzar el límite VMO sin llegar primero al límite MMO. Por ejemplo, en FL 380, un MMO de 0,82 es igual a 261 KCA.

4.11.3 Número Mach versus Velocidad Aérea #

Es importante entender cómo varía la velocidad aerodinámica con el número de Mach. Como ejemplo, considere cómo varía la velocidad de parada de un avión de transporte a reacción con un aumento de altitud. El aumento de altitud da como resultado una caída correspondiente en la densidad del aire y la temperatura exterior. Suponga que este transporte de chorro está en la configuración limpia (engranaje y flaps arriba) y pesa 550.000 libras. La aeronave podría detenerse en aproximadamente 152 KCA al nivel del mar. Esto es igual a (en un día estándar) una velocidad real de 152 ktas y un número mach de 0,23. En FL 380, la aeronave aún se detendrá en aproximadamente 152 KCAS, pero la verdadera velocidad es de aproximadamente 287 ktas con un número de Mach de 0,50.

Aunque la velocidad de detención se ha mantenido igual para nuestros propósitos, tanto el número de Mach como el TA han aumentado. Con el aumento de la altitud, la densidad del aire ha disminuido; Esto requiere una velocidad aerodinámica real más rápida para tener la misma presión detectada por el tubo de Pitot para las mismas KCA o KIA (para nuestros propósitos, los KCA y KIA están relativamente cerca uno del otro). La presión dinámica que experimenta el ala en FL 380 a 287 ktas es la misma que a nivel del mar a 152 ktas. Sin embargo, está volando a mayor número de Mach.

Otro factor a tener en cuenta es la velocidad del sonido. Una disminución de la temperatura en un gas resulta en una disminución de la velocidad del sonido. Por lo tanto, a medida que la aeronave sube en altitud con la temperatura exterior descendiendo, la velocidad del sonido está bajando. A nivel del mar, la velocidad del sonido es de aproximadamente 661 KCAS, mientras que en FL 380 es 574 KCAS. Por lo tanto, para nuestro avión de transporte a reacción, la velocidad de calado (en KTA) ha pasado de 152 a nivel del mar a 287 en FL 380. Simultáneamente, la velocidad del sonido (en KCAS) ha disminuido de 661 a 574 y el número de MACH tiene aumentó de 0,23 (152 ktas divididos por 661 ktas) a 0,50 (287 ktas divididos por 574 ktas). Mientras tanto, las KCAS para el puesto se han mantenido constantes en 152. Esto describe lo que sucede cuando la aeronave está en una KCAS constante con una altitud creciente, pero ¿qué sucede cuando el piloto mantiene constante a Mach durante la subida? En las operaciones normales de vuelo en chorro, la subida es de 250 Kias (o más alto (por ejemplo, pesado)) a 10,000 pies y luego a una velocidad de subida específica de ruta (como aproximadamente 330 si es un DC10) hasta alcanzar una altitud en el «mediados de los veinte» donde el piloto sube a un número constante de Mach a la altitud de crucero.

Suponiendo con fines ilustrativos que el piloto sube a un MMO de 0,82 desde el nivel del mar hasta FL 380. KCAS va de 543 a 261. Los Kias en cada altitud seguirían el mismo comportamiento y solo diferirían en unos pocos nudos. Recuerde de la discusión anterior que la velocidad del sonido está disminuyendo con la caída de la temperatura a medida que la aeronave sube. El número de Mach es simplemente la relación entre la velocidad aerodinámica real y la velocidad del sonido en las condiciones de vuelo. El significado de esto es que con un aumento constante del número de Mach, las KCAS (y también las KTA o KIAS) se están cayendo. Si la aeronave subiera lo suficientemente alto en este MMO constante con Kias, KCA y KTA decrecientes, comenzaría a acercarse a su velocidad de pérdida. En algún momento, la velocidad de detención de la aeronave en el número de Mach podría ser igual al MMO de la aeronave, y el piloto no pudo ralentizar (sin detenerse) ni acelerar (sin exceder la velocidad máxima de funcionamiento de la aeronave). Esto ha sido apodado la «esquina de ataúd».

4.11.4 Capa límite #

La naturaleza viscosa del flujo de aire reduce las velocidades locales sobre una superficie y es responsable de la fricción de la piel. Como se discutió anteriormente en el capítulo, la capa de aire sobre la superficie del ala que se ralentiza o se detiene por la viscosidad, es la capa límite. Hay dos tipos diferentes de flujo de capa límite: laminar y turbulento.

4.11.5 Flujo de capa límite laminar #

La capa límite laminar es un flujo muy suave, mientras que la capa límite turbulenta contiene remolinos o «remolinos». El flujo laminar crea menos resistencia a la fricción de la piel que el flujo turbulento, pero es menos estable. El flujo de la capa límite sobre una superficie del ala comienza como un flujo laminar liso. A medida que el flujo continúa desde el borde de ataque, la capa límite laminar aumenta de espesor.

4.11.6 Flujo de la capa límite turbulenta #

A cierta distancia del borde de ataque, el flujo laminar suave se descompone y pasa a un flujo turbulento. Desde un punto de vista de arrastre, es recomendable tener la transición de un flujo laminar a un turbulento lo más atrás posible sobre el ala, o tener una gran cantidad de la superficie del ala dentro de la parte laminar de la capa límite. Sin embargo, el flujo laminar de baja energía tiende a descomponerse más repentinamente que la capa turbulenta.

4.11.7 Separación de la capa límite #

Otro fenómeno asociado con el flujo viscoso es la separación. La separación ocurre cuando el flujo de aire se rompe de un perfil aerodinámico. La progresión natural es de la capa límite laminar a la capa límite turbulenta y luego a la separación del flujo de aire. La separación del flujo de aire produce una alta resistencia y finalmente destruye la sustentación. El punto de separación de la capa límite se mueve hacia adelante en el ala a medida que aumenta el AOA. [Figura 4-58]

Los generadores de vórtice se utilizan para retrasar o prevenir la separación de la capa límite inducida por ondas de choque que se encuentra en el vuelo transónico. Son pequeños perfiles aerodinámicos de baja relación de aspecto colocados en un AOA de 12° a 15° a la corriente de aire. Por lo general, espaciados a unas pocas pulgadas a lo largo del ala delante de los alerones u otras superficies de control, los generadores de vórtice crean un vórtice que mezcla el flujo de aire del límite con el flujo de aire de alta energía justo por encima de la superficie. Esto produce velocidades superficiales más altas y aumenta la energía de la capa límite. Por lo tanto, es necesaria una onda de choque más fuerte para producir la separación del flujo de aire.

4.11.8 Ondas de choque #

Cuando un avión vuela a velocidades subsónicas, se «advierte» el aire por delante de la llegada del avión por un cambio de presión transmitido delante del avión a la velocidad del sonido. Debido a esta advertencia, el aire comienza a moverse antes de que llegue el avión y está preparado para dejarlo pasar fácilmente. Cuando la velocidad del avión alcanza la velocidad del sonido, el cambio de presión ya no puede advertir al aire que está delante porque el avión se mantiene al día con sus propias ondas de presión. Más bien, las partículas de aire se acumulan frente al avión, lo que provoca una fuerte disminución en la velocidad del flujo directamente frente al avión con un aumento correspondiente en la presión y densidad del aire.

A medida que aumenta la velocidad del avión más allá de la velocidad del sonido, la presión y la densidad del aire comprimido que se encuentra delante de él aumenta, el área de compresión se extiende una distancia por delante del avión. En algún momento de la corriente de aire, las partículas de aire no se han alterado por completo, sin haber recibido advertencias avanzadas sobre la aproximación del avión, y en el siguiente instante las mismas partículas de aire se ven forzadas a sufrir cambios repentinos y drásticos de temperatura, presión, densidad y velocidad. El límite entre el aire no perturbado y la región del aire comprimido se llama onda de choque o de «compresión». Este mismo tipo de onda se forma cada vez que una corriente de aire supersónica se reduce a subsónica sin un cambio de dirección, como cuando la corriente de aire se acelera a la velocidad sónica sobre la parte combada de un ala, y luego se desacelera a la velocidad subsónica a medida que se pasa el área de máxima comba. Una onda de choque se forma como límite entre los rangos supersónicos y subsónicos.

Cada vez que una onda de choque se forma perpendicular al flujo de aire, se denomina onda de choque «normal», y el flujo inmediatamente detrás de la onda es subsónico. Una corriente de aire supersónica que pasa a través de una onda de choque normal experimenta estos cambios:

• La corriente de aire se reduce a subsónica.
• El flujo de aire inmediatamente detrás de la onda de choque no cambia de dirección.
• La presión estática y la densidad de la corriente de aire detrás de la onda aumentan considerablemente.
• La energía de la corriente de aire (indicada por presión total, dinámica más estática) se reduce considerablemente.

La formación de ondas de choque provoca un aumento en la resistencia. Uno de los principales efectos de una onda de choque es la formación de una densa región de alta presión inmediatamente detrás de la onda. La inestabilidad de la región de alta presión y el hecho de que parte de la energía de velocidad de la corriente de aire se convierte en calor a medida que fluye a través de la onda es un factor que contribuye al aumento de resistencia, pero el arrastre resultante de la separación del flujo de aire es mucho mayor. Si la onda de choque es fuerte, es posible que la capa límite no tenga suficiente energía cinética para resistir la separación del flujo de aire. El arrastre incurrido en la región transónica debido a la formación de ondas de choque y la separación del flujo de aire se conoce como «arrastre de ondas». Cuando la velocidad excede el número de Mach crítico en aproximadamente un 10 por ciento, la resistencia de la onda aumenta bruscamente. Se requiere un aumento considerable en el empuje (potencia) para aumentar la velocidad de vuelo más allá de este punto hacia el rango supersónico donde, dependiendo de la forma del perfil aerodinámico y del ángulo de ataque, la capa límite puede volver a conectarse.

Las ondas de choque normales se forman en la superficie superior del ala y forman un área adicional de flujo supersónico y una onda de choque normal en la superficie inferior. A medida que la velocidad de vuelo se acerca a la velocidad del sonido, las áreas de flujo supersónico se agrandan y las ondas de choque se acercan más al borde posterior. [Figura 4-59]

Asociados con «drag rise» están el buffet (conocido como mach buffet), cambios de ajuste y estabilidad, y una disminución en el control

Eficacia de la fuerza. La pérdida de sustentación debido a la separación del flujo de aire da como resultado una pérdida de lavado hacia abajo y un cambio en la posición de la presión central sobre el ala. La separación del flujo de aire produce una estela turbulenta detrás del ala, lo que hace que las superficies de la cola se deslicen (vibran). El control de cabeceo de la nariz hacia arriba y hacia abajo proporcionado por la cola horizontal depende del lavado descendente detrás del ala. Por lo tanto, un aumento en el lavado descendente disminuye la efectividad del control de cabeceo de la cola horizontal, ya que aumenta efectivamente el ángulo de ataque que está viendo la superficie de la cola. El movimiento del ala CP afecta el momento de lanzamiento de las alas. Si el CP se mueve hacia atrás, se produce un momento de buceo denominado «Mach Tuck» o «Tuck Under», y si avanza, se produce un momento de boca arriba. Esta es la razón principal para el desarrollo de la configuración de cola en T en muchos aviones impulsados por turbinas, lo que coloca el estabilizador horizontal en la medida de lo posible de la turbulencia de las alas.

4.11.9 Barrido #

La mayoría de las dificultades del vuelo transónico están asociadas con la separación del flujo inducida por ondas de choque. Por lo tanto, cualquier medio de retrasar o aliviar la separación inducida por choque mejora el rendimiento aerodinámico. Un método es el barrido de ala. La teoría del barrido se basa en el concepto de que es solo el componente del flujo de aire perpendicular al borde de ataque del ala que afecta la distribución de la presión y la formación de ondas de choque. [Figura 4-60]

En un avión de ala recta, el flujo de aire golpea el borde de ataque del ala a 90° y su impacto total produce presión y elevación. Un ala con barrido es golpeada por el mismo flujo de aire en un ángulo inferior a 90°. Este flujo de aire en el ala barrida tiene el efecto de persuadir al ala para que crea que está volando más lento de lo que realmente es; Por lo tanto, la formación de ondas de choque se retrasa. Las ventajas del barrido de alas incluyen un aumento en el número de Mach crítico, el número de Mach de divergencia de fuerza y el número de Mach en el que aumenta la resistencia. En otras palabras, el barrido retrasa el inicio de los efectos de compresibilidad.

El número de Mach, que produce un cambio brusco en el coeficiente de arrastre, se denomina «divergencia de fuerza» número de MACH y, para la mayoría de los perfiles aerodinámicos, generalmente supera el número de Mach crítico en un 5 a 10 por ciento. A esta velocidad, la separación del flujo de aire inducida por la formación de ondas de choque puede crear variaciones significativas en los coeficientes de arrastre, levantamiento o momento de lanzamiento. Además del retraso del inicio de los efectos de compresibilidad, el barrido reduce la magnitud de los cambios de coeficientes de arrastre, de elevación o de momento. En otras palabras, el uso de barrido «suaviza» la divergencia de fuerza.

Una desventaja de las alas barridas es que tienden a detenerse en las puntas de las alas en lugar de las raíces del ala. [Figura 4-61] Esto se debe a que la capa límite tiende a fluir en el ámbito de las puntas y a separarse cerca de los bordes de ataque. Debido a que las puntas de un ala barrida están en la parte de popa del ala (detrás del CL), un puesto en la punta del ala hace que el CL se mueva hacia adelante en el ala, lo que obliga a que la nariz se eleve aún más. La tendencia al parada de la punta es mayor cuando se combinan el barrido de las alas y el cono.

La situación del puesto puede agravarse con una configuración de cola en T, que ofrece poca o ninguna advertencia previa a la detención en forma de buffet de superficie de control de cola. [Figura 4-62] La cola en T, al estar por encima de la estela del ala, sigue siendo efectiva incluso después de que el ala haya comenzado a detenerse, lo que permite al piloto empujar inadvertidamente el ala hacia un puesto más profundo en un AOA mucho mayor. Si las superficies de la cola horizontal se entierran en la estela del ala, el ascensor puede perder toda efectividad, lo que hace imposible reducir la actitud de cabeceo y romper el puesto. En los regímenes pre-calados e inmediatos posteriores al calado, las cualidades de elevación/arrastre de un avión de ala barrido (específicamente el enorme aumento de resistencia a bajas velocidades) pueden causar una trayectoria de vuelo cada vez más descendente sin cambios en la actitud de cabeceo, aumentando aún más el AOA. En esta situación, sin información fiable de AOA, una actitud de cabeceo con un pico hacia abajo con una velocidad aerodinámica creciente no garantiza que se haya efectuado la recuperación, y el movimiento de ascensor en esta etapa puede simplemente mantener la aeronave estancada.

Es una característica de los aviones T-Tail levantarse brutalmente cuando se detienen en actitudes extremas en la nariz, lo que dificulta o violenta la recuperación. El empujador de palo inhibe este tipo de parada. Aproximadamente a un nudo por encima de la velocidad de bloqueo, las fuerzas de palanca preprogramadas mueven automáticamente el palo hacia adelante, evitando que se desarrolle el puesto. También se puede incorporar un limitador G en el sistema para evitar que el paso hacia abajo generado por el empujador de palo imponga cargas excesivas en la aeronave. Un «agitador de palo», por otro lado, proporciona una advertencia de parada cuando la velocidad aerodinámica es de cinco a siete por ciento por encima de la velocidad de parada.

4.11.10 Mach Fronteras Buffet #

Mach Buffet es una función de la velocidad del flujo de aire sobre el ala, no necesariamente la velocidad de la aeronave. Cada vez que se hace una demanda de sustentación demasiado grande en el ala, ya sea de una velocidad aerodinámica demasiado rápida o de un AOA demasiado alto cerca del MMO, se produce el buffet de «alta velocidad». También hay ocasiones en las que el buffet se puede experimentar a velocidades mucho más bajas conocidas como el «buffet de mach de baja velocidad».

Una aeronave volada a una velocidad demasiado lenta para su peso y altitud que requiere un AOA alto es la situación más probable que cause un buffet de baja velocidad. Este AOA muy alto tiene el efecto de aumentar la velocidad del flujo de aire sobre la superficie superior del ala hasta que ocurren los mismos efectos de las ondas de choque y el buffet que en la situación de buffet de alta velocidad. El AOA del ala tiene el mayor efecto en la inducción del Mach Buffet en los límites de alta velocidad o baja velocidad para el avión. Las condiciones que aumentan el AOA, la velocidad del flujo de aire sobre el ala y las posibilidades de Mach Buffet son:

• Altas altitudes: cuanto más vuele un avión, más delgado es el aire y mayor es el AOA necesario para producir el elevador necesario para mantener el vuelo nivelado.
• Pesos pesados: cuanto más pesado sea el avión, mayor será el levantamiento requerido del ala, y todas las demás cosas sean iguales, mayor será el AOA.
• G Carga: un aumento en la carga G en la aeronave tiene el mismo efecto que aumentar el peso de la aeronave. Ya sea que el aumento de las fuerzas G sea causado por giros, uso de control aproximado o turbulencia, el efecto de aumentar el AOA del ala es el mismo.

4.11.11 Controles de vuelo de alta velocidad #

En aeronaves de alta velocidad, los controles de vuelo se dividen en controles de vuelo primarios y controles de vuelo secundarios o auxiliares. Los controles de vuelo primarios maniobran la aeronave alrededor de los ejes de cabeceo, balanceo y guiñada. Incluyen los alerones, el ascensor y el timón. Los controles de vuelo secundarios o auxiliares incluyen pestañas, solapas de borde de ataque, solapas de borde de salida, spoilers y listones.

Los spoilers se utilizan en la superficie superior del ala para estropear o reducir el levantamiento. Los aviones de alta velocidad, debido a su diseño limpio y de baja resistencia, usan spoilers como frenos de velocidad para reducir la velocidad. Los spoilers se extienden inmediatamente después del touchdown para volcar el elevador y, por lo tanto, transfieren el peso del avión desde las alas a las ruedas para un mejor rendimiento de frenado. [Figura 4-63]

Los aviones de transporte a reacción tienen pequeños alerones. El espacio para los alerones es limitado porque se necesita la mayor parte del borde de salida del ala para las solapas. Además, un alerón de tamaño convencional causaría torsión de las alas a alta velocidad. Por esa razón, los spoilers se utilizan al unísono con alerones para proporcionar un control de balanceo adicional.

Algunos transportes de chorro tienen dos juegos de alerones, un par de alerones de baja velocidad fuera de borda y un par de alerones internos de alta velocidad. Cuando las aletas se retraen por completo después del despegue, los alerones externos se bloquean automáticamente en la posición de carenado.

Cuando se usa para el control de balanceo, el spoiler en el lado del alerón en movimiento se extiende y reduce la elevación en ese lado, lo que hace que el ala caiga. Si los spoilers se extienden como frenos de velocidad, todavía se pueden usar para el control de balanceo. Si son del tipo diferencial, se extienden más en un lado y se retraen en el otro lado. Si son del tipo no diferencial, se extienden más en un lado pero no se retraen en el otro lado. Cuando se extienden completamente los frenos de velocidad, los spoilers no diferenciales permanecen extendidos y no complementan los alerones.

Para obtener un puesto suave y un AOA más alto sin separación del flujo de aire, el borde de ataque del ala debe tener una forma bien redondeada casi roma que el flujo de aire pueda adherirse en el AOA más alto. Con esta forma, la separación del flujo de aire comienza en el borde posterior y avanza gradualmente a medida que aumenta el AOA.

El borde de ataque puntiagudo necesario para el vuelo a alta velocidad da como resultado un parada abrupta y restringe el uso de flaps de borde de salida porque el flujo de aire no puede seguir la curva afilada alrededor del borde delantero del ala. El flujo de aire tiende a desatarse de repente de la superficie superior a un AOA moderado. Para utilizar solapas de borde de salida y así aumentar el CL-MAX, el ala debe ir a un AOA más alto sin separación del flujo de aire. Por lo tanto, se utilizan ranuras, listones y flaps de borde de ataque para mejorar las características de baja velocidad durante el despegue, la escalada y el aterrizaje. Aunque estos dispositivos no son tan potentes como las solapas de los bordes de salida, son efectivos cuando se usan en combinación con solapas de borde de salida de elevación elevada. Con la ayuda de estos sofisticados dispositivos de elevada elevación, la separación del flujo de aire se retrasa y el CL-MAX aumenta considerablemente. De hecho, una reducción de 50 nudos en la velocidad de pérdida no es infrecuente.

Los requisitos operativos de un avión de transporte de aviones de gran tamaño requieren grandes cambios de ajuste de tono. Algunos requisitos son:

• Un amplio rango de CG
• un amplio rango de velocidades
• La capacidad de realizar grandes cambios de acabado debido al borde de ataque del ala y los dispositivos de alta elevación del borde de salida sin limitar la cantidad de ascensor restante
• Mantenimiento del arrastre de ajuste al mínimo

Estos requisitos se cumplen mediante el uso de un estabilizador horizontal de incidencia variable. Los grandes cambios de equipamiento en un avión de cola fija requieren grandes deflexiones de ascensores. En estas grandes deflexiones, queda poco movimiento del ascensor en la misma dirección. Un estabilizador horizontal de incidencia variable está diseñado para eliminar los cambios de ajuste. El estabilizador es más grande que el ascensor y, en consecuencia, no necesita moverse a través de un ángulo tan grande. Esto deja el ascensor agilizando el plano de la cola con un rango completo de movimiento hacia arriba y hacia abajo. El estabilizador horizontal de incidencia variable puede

configurarse para manejar la mayor parte de la demanda de control de tono, con el ascensor manejando el resto. En las aeronaves equipadas con un estabilizador horizontal de incidencia variable, el ascensor es más pequeño y menos efectivo de forma aislada que en un avión de cola fija. En comparación con otros controles de vuelo, el estabilizador horizontal de incidencia variable es enormemente poderoso en su efecto.

Debido al tamaño y las altas velocidades de los aviones de transporte de chorro, las fuerzas necesarias para mover las superficies de control pueden estar más allá de la fuerza del piloto. En consecuencia, las superficies de control son accionadas por unidades de potencia hidráulica o eléctrica. Mover los controles en la cubierta de vuelo indica el ángulo de control requerido y la unidad de potencia posiciona la superficie de control real. En el caso de una falla completa de la unidad de potencia, se puede efectuar el movimiento de la superficie de control controlando manualmente las pestañas de control. Mover la pestaña de control altera el equilibrio aerodinámico que hace que la superficie de control se mueva.