amalahama Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Fusilado del foro de pilotosdeiberia: “El Airbus A330 volaba a una altura de unos 11000 metros, al límite de su máxima altitud. A esa altura el aire es mucho menos denso, hay menos moléculas de aire y en consecuencia la sustentación del avión es mucho más crítica con la velocidad puesto que pasan menos moléculas a través de las alas. El avión tiene que moverse a mayor velocidad para generar la sustentación necesaria para mantener la nave a esta altitud. Hay que ir con cuidado puesto que la resistencia estructural de las alas del avión no soporta velocidades superiores al sonido ( mach 1), unos 340 m/s o 1225 km/h, es lo que se conoce como barrera del sonido, al nivel del mar. Con la altura esta velocidad disminuye, también como consecuencia de que hay menos moléculas i la temperatura es menor.A la altura de 11000 metros la velocidad del sonido es de 295 m/s o 1062 km/h. Al aumentar la altura se necesita mayor velocidad para conseguir la sustentación del ala pero no se puede sobrepasar la velocidad del sonido a esta altura. Hay que vigilar pues la velocidad a la que se mueve el avión respecto el aire. Si juntamos la variación con la altitud de la velocidad de sustentación y la velocidad del sonido aparece un problema. La velocidad de sustentación aumenta con la altitud y la velocidad del sonido disminuye con la altitud. A una altitud determinada las dos velocidades se juntan y el avión no puede volar por encima de esta altitud, esto es el coffin corner (rincón del ataúd). El avión entra en perdida por baja velocidad y alta velocidad al mismo tiempo.. Si metes potencia te acercas más a la velocidad del sonido, a la resistencia estructural de las alas. Bajas rápidamente para encontrar aire más denso, y velocidad de sustentación menor. Entonces aqui viene lo importante y el principal motivo de entrar en el coffin corner, y son los cambios de temperatura bruscos. Al cruzar el frente intertropical puedes tener una subida de temperatura de más de 20º (por tanto menos presión y menos densidad). En esta situación el avión va a intentar mantener la velocidad a base de motor. Si en ese momento no estás rápido, desconectas el piloto automatico y vuelas el avión a mano, bajando el morro y recuperando rápido la perdida, vas -como ya he dicho en un post anterior- a acabar en el fondo del mar con total seguridad. Saludos. Esto lo ha escrito en serio un piloto? Es una de las explicaciones más penosas del coffin corner que he leído en mucho tiempo. Cuando empieza a hablar de "moléculas de aire" he estado apunto de dejarlo, otro ademán me vino con eso de "velocidad de sustentación". Dejando de lado eso, sigo pensando que en el coffin corner, el lado derecho no viene por una, llamémoslo, "pérdida de alta", sino simplemente porque el motor no da para más o porque estructuralmente el avión no aguanta más allá. Cuando me dedicaba a sacar envueltas en mi anterior curro era así, pero no estoy al 100% seguro porque el UAV volaba a muy baja velocidad y el comportamiento es diferente. Jo macho me vais a hacer sacar la artilleria pesada. Por ahí tengo un libraco editado por el ejército americano que es la biblia de los términos de perfomance, le voy a echar un vistazo a ver... Saludos!! Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
amalahama Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Bueno ayer acabé la mini investigación a las 3 de la mañana y hoy me tenía que levantar a las 7 así que no pude escribir nada al respecto. Ahora que tengo un rato comento: Revisé algunos libros de performance (Roskam, Pamadi, Raymer...) y no encontré información sobre el coffin corner. Tampoco ni una palabra sobre las supuestas "pérdidas de alta". De todas maneras, en la wikipedia inglesa viene algo sobre el coffin corner: http://en.wikipedia.org/wiki/Coffin_corner_(aviation) As an airplane moves through the air faster, the airflow over parts of the wing will reach speeds that approach Mach 1.0. At such speeds, shock waves form in the air passing over the wings, drastically increasing the drag due to drag divergence, causing Mach buffet, or drastically changing the center of pressure, resulting in a nose-down moment called "mach tuck". The aircraft Mach number at which these effects appear is known as its critical Mach number, or Mach CRIT. The true airspeed corresponding to the critical Mach number generally decreases with altitude. The flight envelope is a plot of various curves representing the limits of the aircraft's true airspeed and altitude. Generally, the top-left boundary of the envelope is the curve representing stall speed, which increases as altitude increases. The top-right boundary of the envelope is the curve representing critical Mach number in true airspeed terms, which decreases as altitude increases. These curves typically intersect at some altitude. This intersection is the coffin corner, or more formally the Q corner.[2] Como véis ninguna mención a esa supuesta "pérdida de alta". Pero bueno como Wikipedia no es 100% "reliable", seguí buscando en mi biblioteca electrónica y encontré un viejo paper que tenía sobre la implementación de polares parabólicas dependientes del número de Mach. Realmente lo que interesa aquí es que en el paper hay una gráfica dónde se muestra el CL de pérdida del avión (en este caso un 767, y además de todo el avión y no sólo el perfil, con lo que es muy real) en función del número de Mach. La referencia del paper no la tengo aquí pero si ha alguien le interesa la pongo para que la busquéis por ahí (fácil sobre todo si sois estudiantes de universidad, ya que normalmente en las bibliotecas tienen acceso a las bases de datos con estos papers). Y además, como todos sabéis, en un vuelo rectilíneo a n=1 y uniforme se cumple que: L=W Osea 1/2*ro*V^2*Sref*CL=W Así que despejando el CL para saber qué CL hace falta para volar: CL=2*W/(ro*V^2*Sref) Pero V se puede poner en función del número de mach, siendo a la velocidad del sonido (en este caso a 35000 pies) CL=2*W/(ro*(M*a)^2*Sref) ro y a las podéis sacar de esta página http://www.aerospaceweb.org/design/scripts/atmosphere/ En realidad tengo todas las propiedades termodinámicas del aire ya implementadas como funciones en MATLAB, pero no tenía muchas ganas de ponerme a buscar dónde las tengo así que usé directamente los valores de la página (por supuesto, en Kg/m3 y m/s, respectivamente) Para la masa usé un peso medio de 9.81e5 N (es decir, 100 toneladas). y la Sref creo que eran 287 m2 o algo así. Total con todo eso y la digitalización de la gráfica de CL max en función del número de Mach saqué en un tris la siguiente gráfica Es bastante ilustrativa por si mismo, pero explico brevemente los puntos básicos: * A la izquierda, la línea roja esta sobre la línea azul. Eso quiere decir que el CL necesario para volar a esa velocidad está por encima del CL maximo que pueden dar las superficies aerodinámicas. Es decir, el avión no puede volar en esta zona, puesto que volaría más allá de la pérdida. El punto donde línea roja y azul se cortan es la mínima velocidad a la que la aeronave puede volar (a esa altura y peso) y es lo que conforma la línea izquierda de la envuelta de vuelo. *De aquí a la derecha tutto bene, línea roja por debajo de la azul lo cuál quiere decir que el avión puede volar sin problemas, al menos no sin pérdidas de sustentación. *Vemos que ya para Mach elevados, la curva de CL cae mucho, pero aún así el CL está por debajo. ¿Es posible qué ocurra una pérdida de alta?. La respuesta es: físicamente no es imposible. Puede pasar. Pero tal y cómo se ve en la gráfica, sólo pasaría para pesos muy elevados (para pesos mayores de 100000 Kg la gráfica roja se desplaza hacia arriba). Ayer probando sólo pesos cercanos al MTOW podrían inducir esta pérdida. Pero estamos obviando otro parámetro: el empuje. Aunque teóricamente esa pérdida pudiera existir a MTOW, probablemente los motores no den el empuje suficiente para poner el avión a M=0.86. Esto es, de forma más detallada, mi visión sobre el tema. Por eso creo que la susodicha "pérdida de alta" es poco probable y antes de llegar a ella el 330 se habría desintegrado encima del Atlántico Saludos!! Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
Ender Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Oye Ama, entonces (a ver si lo he entendido bien) la pérdida por alta en un caza (por ejemplo la típica pérdida por alta en un F-18 al encadenar toneles) no estaría determinada tanto por el peso (que en este caso podría ser 1/10 del 767 del ejemplo) sino que estaría definida por el empuje? :unsure: Se que el LEX tiene parte de "culpa" a estas altas velocidades, pero creo que mas por el "sincronismo" alabeo/cabeceo que se produce que por esto que estás comentando. ¿Influye en este caso estos parámetros que has comentado? :unsure: Por cierto, pónganle el plugin de LaTeX a este jombre en el foro ya!!! Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
amalahama Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Oye Ama, entonces (a ver si lo he entendido bien) la pérdida por alta en un caza (por ejemplo la típica pérdida por alta en un F-18 al encadenar toneles) no estaría determinada tanto por el peso (que en este caso podría ser 1/10 del 767 del ejemplo) sino que estaría definida por el empuje? :unsure: Se que el LEX tiene parte de "culpa" a estas altas velocidades, pero creo que mas por el "sincronismo" alabeo/cabeceo que se produce que por esto que estás comentando. ¿Influye en este caso estos parámetros que has comentado? :unsure: Por cierto, pónganle el plugin de LaTeX a este jombre en el foro ya!!! No, la pérdida se produce cuando el CL del avión está por encima del CLmax que pueden dar las superficies sustentadoras. Period. Esta definición básica da sin embargo mucho juego, pues CL es una variable adimensional que depende del factor de carga, del peso, de la densidad (hence la altura y temperatura ISA), de la velocidad y de la Sref (geometria variabla, flaps...) Lo qué digo simplemente es que en la gráfica falta otra línea que indique la máxima velocidad que el avión puede conseguir con los motores a toda potencia. Es decir, T=D Siendo T=1/2*ro*(M*a)^2*Sref*CD CD es una función del número de Mach y de la sustentación (las famosas polares), CD=CD(M,CL), así que para cada Mach, CD queda perfectamente definido. Para sacar la velocidad máxima, dibujarias la gráfica de D y de T frente al número de Mach para una altura concreta y el punto de corte te da la velocidad máxima. Pero es más complicado porque necesitas tener el comportamiento de T frente a la velocidad, que no es fácil, y además la polar deja de ser parabólica de coeficientes constantes cuando nos acercamos a M=1 así que el problema no es "baladí" y es un poco complicado de implementar. Tengo el programa que hice por ahí pero sólo tengo datos de cazas, no de aviones de pasajeros desgraciadamente. Total, lo que vengo a decir es que esa linea vertical que falta es la que te dice finalmente si la susodicha "pérdida de alta" es posible o no. Mi hipótesis es que por lo general esa línea vertical estará a la izquierda del segundo cruce de las curvas azul y roja, así que en vuelo recto y nivelado no podría nunca entrar en tal pérdida, sencillamente porque los motores no son lo suficiente potentes como para llevarlo a esa región. Además hay otro factor en juego: El límite estructural. De nuevo, si el límite estructural es M=0.86 por ejemplo y el segundo cruce se produce a M=0.9, el avión se desintegra antes de entrar en "pérdida por alta". Espero que haya quedado más claro Saludos!! P.D= El tema de los cazas es diferente porque al llevar perfiles optimizados para vuelo supersónico la caída de CL frente a Mach es mucho menor. Entonces esta pérdida, ahora sí, sería físicamente imposible (en vuelo nivelado). Saludos!! Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
skyblue Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Además hay otro factor en juego: El límite estructural. De nuevo, si el límite estructural es M=0.86 por ejemplo y el segundo cruce se produce a M=0.9, el avión se desintegra antes de entrar en "pérdida por alta". Espero que haya quedado más claro Saludos!! Vale, con las gráficas he entendido el porqué de todo, gracias por aclararlo. Estaba mirando ahora el manual del A-320 y veo que el MMO es de 0.82 a cualquier altitud por encima de 25000 pies. ¿Tan pequeño es el margen de velocidades hasta el máximo estructural? S¿upuestamente, los aviónes no deberían aguantar por encima de la máxima estructural sin romperse, aunque con deformaciones permanentes? Porque la verdad, de M.82 a M.90 yo creo que metiendo motores en TO/GA se debe poder hacer, y los pilotos al ver que la velocidad bajaba tanto noes raro que hayan metido TO/GA. Bueno, de hecho en ley normal el propio Airbus antes de meterlo en perdida metería TO/GA automaticamente y conectaría el autothrottle. Saludos!! Y planteate dar clase por alguna escuela por ahí, porque lo vales eh Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
skyblue Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 AÑADO: Sigo mirando el manual de Airbus, y viene una tabla para calcular el Low Speed Buffet y el High Speed Buffet. El ejemplo que trae la propia tabla, de un avión pesando 60000 quilos alabeando 52 grados (factor de carga 1,7) a 35000 ft tendría la perdida por baja a M.73 y por alta M.81... y este ultimo Mach es incluso menos que la MMO de M.82. Pero con pesos mayores se ve que el margen es muy pequeño, aún sin alabear ni nada. Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
Hijo de Arroz con Pollo Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 ¿Qué ecuación rige la caída de CL frente a M? Es que según mi libro de referencia y mis apuntes CL a un alfa dado aumenta ligeramente después de Mcr, disminuye hasta un poco mas del Mach de divergencia, aumenta hasta Mach 1 y, desde ahí, cae. Y estoy leyendo el Roskam pero lo único que veo es una gráfica cualitativa un tanto tosca y no viene nada de la (supuesta) recuperación de CL tras M de divergencia, ni de la determinación cuantitativa de la caída de CL máx. Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
amalahama Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 ¿Qué ecuación rige la caída de CL frente a M? Es que según mi libro de referencia y mis apuntes CL a un alfa dado aumenta ligeramente después de Mcr, disminuye hasta un poco mas del Mach de divergencia, aumenta hasta Mach 1 y, desde ahí, cae. Y estoy leyendo el Roskam pero lo único que veo es una gráfica cualitativa un tanto tosca y no viene nada de la (supuesta) recuperación de CL tras M de divergencia, ni de la determinación cuantitativa de la caída de CL máx. Te refieres al CLmax vs Mach? No hay una ecuación específica, la única manera de obtenerlo es por medio experimentales, específicamente ensayos en vuelo; quizás rezando a san pancracio puedas obtener una buena aproximación con ensayos en túnel y si te aproximas con CFD no juegues a la loteria porque ya te ha tocado... Son gráficas que no suelen aparecer en los libros, yo ya te digo, la del 767 la he conseguido de manera indirecta a través de un paper con referencias a documentos técnicos de Boeing. La gráfica a la que te refieres tiene toda la pinta de ser la de CD0 vs Mach. Para lo que tú comentas también habría que contemplar la variación con el número de Mach de la pendiante de la curva de sustentación y de del CL0 con el número de Mach, que si te soy sincero, no tengo ni idea ahora mismo de cómo es Skyblue, podrías poner una captura de las tablas a las que haces referencia en tus posts? Tienes la envuelta del A320 a mano? Saludos!! Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
Hijo de Arroz con Pollo Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 (edited) Mañana tengo que ir a una revisión precisamente de Aerodinámica (<_<) así que les preguntaré que de dónde se han sacado esa gráfica. Ahora que me doy cuenta es Cl no CL... Edited June 9, 2011 by Hijo de Arroz con Pollo Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
amalahama Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Mañana tengo que ir a una revisión precisamente de Aerodinámica (<_<) así que les preguntaré que de dónde se han sacado esa gráfica. Jo tio como odio las gráficas donde no se muestra claramente las unidades y los límites en cada eje <_< Así no se puede decir nada, pero parece que el efecto en CL es relativamente pequeño. Pero vamos que poner en una gráfica el CD para alfa constante... no es demasiado representativo, pq CD depende, a la vez, de la resistencia de onda, la parásita y la inducida, y con las fluctuaciones en el CL (y por ende en la inducida) no se ve bien el efecto de Prandtl-Glauert que si se hubiera puesto la CD0 frente a Mach. Suspéndeles coño Saludos!! Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
Hijo de Arroz con Pollo Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Qué mas quisiera yo que suspenderles... Me han suspendido a mí por no hacer unas prácticas que sí que he hecho así que... Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
skyblue Posted June 9, 2011 Report Share Posted June 9, 2011 Le he sacado una foto con el móvil, así que no se ve demasiado bien. Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
Tundra Posted June 10, 2011 Report Share Posted June 10, 2011 Según la wiki, el techo operativo son 12.500 mts, unos 41.000 pies. Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
amalahama Posted June 10, 2011 Report Share Posted June 10, 2011 Le he sacado una foto con el móvil, así que no se ve demasiado bien. Sí, eso son gráficas de buffet transónico, que no sólo dependen del número de Mach al que vuele el avión sino también del ángulo de ataque (y por ende, de la masa y el factor de carga) ya que a mayores ángulos de ataque, la corriente sobre el extradós perfil se acelera (de manera que haya más diferencia de velocidad entre extradós e intradós y la sustentación generada sea mayor) por lo que es de esperar ondas de choques más violentas y por tanto mayor buffet. De todas maneras el buffet transónico es hasta cierto punto seguro porque las alas deben de ser capaces de absorber la vibración (cuya frecuencia es lo suficientemente baja como para no ser autoexcitada, vamos, de no estar en resonancia con las frecuencias fundamentales de la estructura), es más una cuestión de confort. Mucho más peligroso es el flutter que se produce a baja cota y a alta velocidad, cuya frecuencia es mucho mayor, rondando la de resonancia, y que desintegra el avión en cuestión de milésimas. El Flutter suele ser el fenómeno que limita la velocidad máxima a baja cota. Saludos!! Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
skyblue Posted June 17, 2011 Report Share Posted June 17, 2011 Hoy en mi escuela, que suelen poner informes de accidentes aereos en el baño para que leas mientras cagas xD han puesto los nuevos datos que han salido del accidente de Air France. Esto es lo nuevo que se sabe. Por cierto, gracias por las explicaciones Amalahama _________ The pilots of Air France Flight 447 flew the aircraft into deep stall at 38,000 feet, never verbally acknowledged or corrected that condition, and the aircraft fell for more than three minutes at nearly 11,000 feet per minute into the Atlantic, killing all aboard, investigators said Friday. The jet maintained a nose up attitude -- along with an angle of attack greater than 35 degrees -- throughout a descent rate that translates to more than 122 miles per hour of vertical drop. "At no point" on the cockpit voice recorder "is the word stall ever mentioned," Chief Investigator Alain Bouillard said in an interview. The autopilot and auto-throttle disengaged and the pilots recognized failure of the Airbus A330's speed sensors. The pilots took manual control and the aircraft climbed. A stall warning sounded as the jet ascended rapidly from 35,000 to 37,500 feet and by 38,000 feet three stall warnings had activated. Less than two minutes after the autopilot disconnected, the aircraft was at approximately 35,000 feet, with full takeoff thrust selected; the angle of attack had exceeded 40 degrees and jet was falling at about -10,000 ft/min. The captain was not present in the cockpit as the incident began. The flight deck crew was flying at night over the ocean near storms where they expected turbulence. What they faced was an aircraft that suddenly disengaged both the autopilot and auto-throttles, and cockpit displays that delivered mismatched and rapidly changing airspeed values that ranged from at least 275 to 60 knots. Within seconds, the non-flying pilot stated, "So we've lost the speeds." Then he said, "Alternate law." Those two words mean, among other things, that the aircraft's angle-of-attack protections have been shut down. Before the captain entered the cockpit, the pitch and angle of attack of Flight 447 had both reached 16 degrees as it was hand-flown. The horizontal stabilizer had passed from 3 to about 13 degrees nose-up. The throttles had been set at full takeoff thrust and the aircraft had stalled. It was less than two minutes since the autopilot had disengaged. As the captain entered the cockpit, the aircraft's systems received airspeed values they deemed invalid, leading the airplane's systems to automatically shut off the stall warnings. The aircraft was still in full stall with the nose up, falling at -10,000 ft/min. Almost one minute into the stall, the pilots reduced engine thrust and temporarily made nose-down inputs that were not enough to break the stall. As the jet continued to fall, it rolled at times up to 40 degrees and turned more than 180 degrees to the right. Data shows that the pilot flying held the sidestick at the full left and nose-up stops for the entirety of one 30-second span, and that the airliner remained stalled until impact. There were as many as three pilots in the cockpit through the majority of the descent. The pilot flying as the event unfolded was the least experienced of the crew, with 3,000 hours of flight time. He was right-seat at the time. The flight's captain had almost 11,000 hours of experience. He was not in the cockpit as the incident began. The cockpit crew attempted to call him to the flight deck several times during the first minute after the airspeed sensors failed. He joined them less than two minutes after the autopilot disconnected. A second pilot, flying left seat, was given the controls in the flight's final minute. Aside from that information, BEA, the investigating agency, did not publish any cockpit conversation that took place during the last minute of the flight. The aircraft impacted the water at 16.2 degrees nose-up with a roll angle of 5.3 degrees to the left. The aircraft heading was 270 degrees (nearly opposite the planned route of flight) and the ground speed was 107 knots. The last recorded vertical speed was -10,912 ft/min. Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
kumvira Posted July 29, 2011 Report Share Posted July 29, 2011 (edited) http://www.bbc.co.uk/mundo/noticias/2011/07/110729_air_france_errores_pilotos_rg.shtml Este viernes un tercer informe de la Oficina de Investigaciones y Análisis (BEA, por sus siglas en francés) cuestionó la formación de los pilotos y su reacción durante el accidente tras estudiar la información registrada por las cajas negras halladas, casi de milagro, en el fondo del mar en mayo pasado. Entre los 216 pasajeros y 12 tripulantes que viajaban de Río de Janeiro a París figuraban 73 franceses, 58 brasileños y 26 alemanes. Algunos de las fallas, según el informe: Consignas poco claras: a las 02.02 de la madrugada, dos horas después del despegue, el comandante del aparato, de 58 años, se marchó a descansar y dejó a los dos copilotos, mucho menos experimentados, al mando del avión "sin especificar consignas claras". Los copilotos, de 31 y 32 años, tampoco tenían bien repartidas sus tareas, señala el informe. Apenas unos segundos antes del impacto, el primer copiloto tomó los mandos, pero era ya demasiado tarde. Pérdida de velocidad: según el documento ninguno de los dos copilotos identificó correctamente las indicaciones de pérdida de velocidad, a pesar de que una alarma sonó durante casi un minuto advirtiéndoles la situación. Air France defiende a los pilotos y dice que la alarma no funcionó bien. Según se desprende de la conversación entre los tres pilotos una vez que el comandante vuelve a la cabina, los copilotos no eran conscientes de que el avión se encontraba en caída libre. Una caída fatal, que duró tres minutos y medio. Entrenamiento deficiente: el informe señala además que los pilotos no habían recibido entrenamiento para manejar a gran altitud y ejecutaron una maniobra incorrecta, levantando la nariz del avión en vez de hacerlo descender para ganar velocidad, que es lo que se hace en esos casos. En base a la investigación, la BEA recomienda darles capacitación obligatoria a todos los pilotos para ayudarles a volar de forma manual y sortear pérdidas de altura. Piloto automático: esto no sería un error de los pilotos sino una falla técnica. Con base en varios incidentes previos, diversos expertos advirtieron desde 2009 que la caída del Airbus pudo ser consecuencia de un congelamiento de sus sensores de velocidad marca Pitot, del fabricante francés Thales y usada por los aviones Airbus. Pero eso solo no pudo haber sido la causa del accidente. La aerolínea reemplazó los sensores Pitot con un nuevo modelo después del accidente. Air France y Airbus están siendo investigados por homicidio voluntario. Air France y familiares, molestos En ningún momento se les informó a los pasajeros lo que estaba ocurriendo. Sin embargo, los errores de los pilotos no convencen a las familias. "Lo que está en juego económicamente supera la búsqueda de la verdad (...). La precipitación en acusar a los pilotos es muy sospechosa en la medida en que esas acusaciones se hicieron muy pronto, justo después de los primeros análisis de las cajas negras", dijo Robert Soulas, presidente de la asociación Entraide et Solidarité AF447 (Ayuda Mutua y Solidaridad). Investigador de la BEA, Alain Bouillard Investigadores de la BEA difundieron la tercera parte del informe sobre el accidente. "Las acusaciones contra los pilotos son inaceptables", afirmó Soulas, representante de familiares de 60 víctimas, que en 2009 presentaron una demanda ante la justicia francesa. Como explica el corresponsal de la BBC en París Hugh Schofield, el traslado de la responsabilidad a los pilotos -y por ende, no a la maquinaria- es una cuestión muy sensible, y Air France ya ha reaccionado con enojo. En un comunicado, la empresa indicó que "nada permite hasta ahora cuestionar las competencias técnicas de la tripulación" y dirigió el dedo acusador al fabricante, Airbus, pues, dice, las señales del sistema de alarma de pérdida en la cabina de mando eran confusas y entorpecieron el trabajo de los pilotos. Aún queda mucho por delante. Los familiares esperan para octubre la identificación completa de los 154 cuerpos recuperados desde el fondo del océano. Y la última palabra sobre las responsabilidades queda en manos de la justicia. Como recordó la ministra de Medio Ambiente y de Transporte, Nathalie Kosciusku-Morizet, a la radio RTL: "La BEA esclarece hechos, y sobre la base de estos hechos realiza recomendaciones. La responsabilidad de unos y otros es el papel de la Justicia". A las 2 horas, 10 minutos y 5 segundos del vuelo nocturno, el piloto automático dejó de funcionar. Suenan las alarmas. El copiloto dirige la nariz del avión hacia arriba."Tengo el control", dice, de acuerdo con las grabaciones. 02:10.16: el copiloto dice "hemos perdido la velocidad" cuando el avión comienza el ascenso. 2:10.50, el copiloto intenta varias veces llamar al capitán de regreso de su descanso ya que las alarmas empezaron a sonar de nuevo, esta vez por 54 segundos. El capitán llega alrededor de un minuto y medio después de la desconexión del piloto automático. 02:12.02, ambos copilotos dicen que no tienen más "indicaciones válidas" para volar. Las grabaciones terminan en 2:14.08, 4 minutos y 23 segundos después del primer aviso de pérdida de altura. Para mi una serie de desafortunadas coincidencias, la fundamental el haber subido para pasar por encima de la tormenta. Edited July 29, 2011 by kumvira Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
skyblue Posted July 30, 2011 Report Share Posted July 30, 2011 A mi me gusta mas leer la versión oficial, no me gusta nada como suena en la noticia eso de sondas marca pitot. Por si alguien quiere leer el informe oficial, aquí lo dejo. http://www.bea.aero/fr/enquetes/vol.af.447/note29juillet2011.en.pdf También lo tenéis en francés o portugués por si alguien no domina el francés. Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
fliper Posted July 31, 2011 Report Share Posted July 31, 2011 bueno, se supone que siempre es muy comodo echarle la culpa al muerto.... Quote Link to comment Share on other sites More sharing options...
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