Perché gli aerei si possono rompere in volo

Parlando di incidenti viene naturale pensare alla distruzione degli aerei come risultato di una caduta e del conseguente urto con il suolo;
quando invece, non di rado, i pezzi d'ala e di fusoliera che si trovano sparsi sul terreno dopo un incidente sono giunti al suolo già separati l'uno dall'altro in conseguenza di una rottura in volo delle strutture portanti dell'aereo.
Perché gli aerei si rompono in volo?
Che cosa possono fare i piloti perché ciò non avvenga?
Le cause del cedimento strutturale di un velivolo sono fondamentalmente tre:
il superamento dei limiti del fattore di carico,
l'affaticamento del materiale,
il superamento della velocità massima strutturale.
Mentre nel campo degli autocostruiti, e più ancora in quello degli ultraleggeri, parte della responsabilità delle rotture in volo può a volte essere attribuita al costruttore (che molto spesso è poi anche il pilota), il quale non ha saputo dimensionare convenientemente le strutture portanti, o ha usato materiali inadeguati;
nel campo degli aerei certificati dalle competenti autorità, che nei vari stati sorvegliano le costruzioni aeronautiche (RAl,FAA, Bureau Veritas, eccetera), la responsabilità delle rotture in volo ricade quasi esclusivamente sui piloti.
Direttamente sul singolo che subisce l'incidente, quando supera il fattore di carico limite o la velocità massima strutturale, oppure sulla schiera di piloti che nel tempo hanno abusato dell'aereo, quando la rottura delle strutture avviene per affaticamento del materiale.
Quando un aereo vola a velocità costante in volo rettilineo orizzontale, dal punto di vista del carico cui è sottoposta la struttura alare, è come se fosse fermo al suolo, appoggiato con l'ala su due cavalletti (figura 1):
la struttura alare è soggetta a un momento flettente dato dal prodotto del peso per la meta dell'apertura alare.

Il fattore di carico
È evidente che in queste condizioni, se si aumenta indefinitamente il peso dell'aereo, qualunque sia la robustezza della struttura alare, prima o poi essa è costretta a rompersi.
Poiché durante il volo, in seguito all'esecuzione di determinate manovre o all'incontro con correnti d'aria verticali e orizzontali, il carico cui potrebbe trovarsi sottoposta l'ala, e perciò la portanza che essa dovrebbe produrre per equilibrarlo,può aumentare in modo indefinito, è indispensabile che il costruttore, durante i calcoli di progetto, stabilisca qual è il carico massimo
ammissibile per la struttura che intende costruire, e lo renda poi noto al pilota affinché possa aver cura di manovrare in modo da non superarlo mai.
La grandezza scelta dai costruttori per esprimere il carico cui la struttura alare si trova sottoposta durante le varie condizioni di volo è il fattore di carico (n), che è un numero adimensionale ottenuto dal rapporto tra la portanza generata dall'ala (uguale al peso apparente
che deve equilibrare) e il peso dell'aereo :
n = portanza o peso apparente / peso.
Il fattore di carico assume valori positivi quando il peso e il peso apparente sono concordi in direzione e verso, come ad esempio durante le virate e le richiamate normali;
mentre assume valori negativi quando il peso apparente è rivolto in senso opposto al peso, come ad esempio durante il volo rovescio e tutte le manovre rovesce.
Quando l'aereo si trova in volo rettilineo orizzontale a velocità costante, il peso apparente è uguale al peso, e perciò n = 1.
Invece, ogni volta che l'aereo esegue una manovra di virata, di richiamata, di salita e discesa, o quando vola in aria turbolenta, il fattore di carico assume valori diversi da 1.

Fattore di contingenza
Il valore limite del fattore di carico fissato dal costruttore per ogni tipo di aereo è chiamato anche fattore di contingenza.
Di solito, per i monomotori e i bimotori leggeri dell'aviazione generale,il fattore di contingenza vale + 3.8 e - 1.5 per i velivoli di categoria normale, + 4.4 e -2 per i velivoli di categoria semiacrobatica, o utility, e può raggiungere + 6 e – 4 per quelli di categoria acrobatica.
Dato che quando I'aereo è in volo rettilineo orizzontale in aria calma, cioè quando è soggetto solo al proprio peso, il fattore di carico vale + 1, la variazione negativa del fattore di carico sopportabile dalla struttura è pressoché uguale a quella positiva.
I calcoli eseguiti dagli ingegneri aeronautici durante la progettazione, e le prove statiche e dinamiche cui vengono sottoposti i prototipi durante il lungo processo di certificazione, garantiscono che la struttura degli aerei non subirà deformazioni permanenti purchè non venga sottoposta a fattori di carico maggiori del fattore di contingenza.
Ciò vuol dire che i materiali di cui è fatto l'aereo sono dotati di un grado di elasticità tale da consentire alla struttura portante di deformarsi quando sottoposta a valori del fattore di carico uguali o minori del fattore di contingenza, e di riassumere la forma iniziale al cessare delle sollecitazioni.
Al fine di salvaguardare la sicurezza e garantire l'integrità dell'aereo anche quando venga occasionalmente sottoposto a sollecitazioni eccedenti il fattore di contingenza, il costruttore sovradimensiona opportunamente la struttura in modo che non si rompa prima del raggiungimento di un valore del fattore di carico conosciuto come fattore di robustezza, di solito fatto pari a 1,5 volte il fattore di contingenza (il fattore di robustezza è pertanto + 5,7 e 2,25 per la categoria normale, + 6,6 e - 3,5 per l'utility, e può raggiungere + 9 e - 6 per quella acrobatica).
Data la sua funzione, alla differenza fra il fattore di robustezza e il fattore di contingenza è dato il nome di coefficiente di sicurezza.
Grazie ad esso, quando l'aereo viene sottoposto a fattori di carico compresi fra il fattore di contingenza e il f attore di robustezza, la struttura, pur potendo subire deformazioni permanenti,
sopporta senza rompersi le sollecitazioni.
Trattandosi di un margine di sicurezza, è ovvio che i piloti non lo devono in alcun modo intaccare volontariamente portando I'aereo oltre il fattore di contingenza; cosa che, fra I'altro, causa I'immediata decadenza del certificato di navigabilità.
Perciò, sia per evitare di volare in modo illegale, sia, soprattutto, per evitare l'affaticamento del
materiale, i piloti devono denunciare agli addetti alla manutenzione l'effettuazione di ogni manovra che lasci anche solo sospettare il superamento del fattore di contingenza.

Effetti delle manovre
Prima di vedere con quali criteri i costruttori usano stabilire i limiti operativi degli aeromobili leggeri, vediamo qual è l'andamento del fattore di carico durante le varie manovre.
La virata
Si tenga presente che si considera di mantenere l'aereo in volo a quota costante, e perciò durante la manovra non ci dev'essere né salita né discesa.
Le due forze cui l'aereo è soggetto prima di iniziare la virata sono il peso Q e la portanza P,
uguali e opposte.
Quando gli alettoni portano I'ala ad assumere l'inclinazione j rispetto all'orizzonte (figura 2), la portanza P, sempre perpendicolare all'asse trasversale del velivolo, non si trova più direttamente opposta al peso.
Allora, per mantenere il volo a quota costante, si deve far aumentare la portanza P di un'entità
tale per cui la sua componente verticale Pv = Pcos(j) sia uguale e opposta al peso.
Quando l'ala è inclinata, oltre alla componente verticale Pv, la portanza ammette anche una componente orizzontale Po = Psen(j), che è appunto la forza che provoca il movimento di imbardata verso I'ala abbassata.
In altre parole Po è la forza che permette di virare: infatti, non appena gli alettoni fanno inclinare l'ala da un lato, il velivolo abbandona la sua traiettoria rettilinea per entrare in una traiettoria circolare.

Il moto circolare
La fisica insegna che , affinché un moto circolare possa perdurare, il sistema in esame deve essere immaginato come soggetto a due forze uguali e contrarie, che sono la forza centripeta che provoca la rotazione, e la forza centrifuga che la equilibra.
Nel sistema costituito dall'aereo in virata, Po è la forza centripeta:
non appena essa comincia ad agire facendo virare l'aereo,nasce per reazione la forza centrifuga Fc, di intensità uguale e di verso contrario alla forza centripeta.
La forza centrifuga Fc, componendosi con il peso Q, dà origine a una nuova forza Qa, chiamata peso apparente, che ha intensità uguale e direzione opposta alla portanza totale P.
Sempre facendo riferimento alla figura 2, si può osservare che aumentando l'angolo di inclinazione dell'ala j, l'aumento cui deve andare soggetta la portanza P per riuscire a dare una componente verticale Pv uguale e contraria al peso Q cresce rapidamente in modo proporzionale al coseno di j, fino ad arrivare a valore infinito quando j raggiungesse i 90°.
Perciò, quando si entra in virata, per mantenere la quota si deve far aumentare la portanza, o tramite un aumento di incidenza ottenuto tirando la barra, o tramite un aumento di velocità ottenuto con un aumento di potenza, o tramite un aumento simultaneo di entrambi i fattori.
L'aumento di portanza,facendo aumentare il numeratore del rapporto n = P/Q, si traduce immediatamente in un aumento del fattore di carico.
Contrariamente a quanto potrebbe sembrare, tale aumento è funzione solo dell'angolo di inclinazione laterale dell'ala, e non dipende ne dal peso dell'aereo, né dalla velocità di volo.
Il grafico di figura 3 illustra l'andamento del fattore di carico in funzione dell'angolo di inclinazione dell'ala.
Si può notare, per esempio, che con un'inclinazione di 60" il fattore di carico si raddoppia.
Ebbene, ciò avviene qualunque sia I'aereo, qualunque sia il suo peso, e qualunque sia la sua velocità.
La velocità influisce invece sulla virata modificandone il raggio in proporzione quadratica:
a parità di angolo di inclinazione dell'ala (e di quota), il raggio di virata si quadruplica quando la velocità raddoppia, e si riduce a un quarto quando la velocità si dimezza
Per contro, a parità di velocità (e di quota) , il raggio di virata aumenta o diminuisce rispettivamente al diminuire o all'aumentare dell'angolo di inclinazione dell'ala (in proporzione inversa al valore della tangente dell'angolo di inclinazione).
In base a quanto messo in evidenza dal grafico di figura 3, il massimo angolo di bank concesso agli aerei di categoria normale e semiacrobatica per non superare il fattore di contingenza durante le virate, è rispettivamente di circa 73° e 77°.

La richiamata
In richiamata (figura 4), il peso apparente è dato dalla somma del peso e della forza centrifuga.
Perciò aumenta in modo direttamente proporzionale al quadrato della velocità, e inversamente proporzionale al raggio di richiamata.
In conseguenza di ciò, l'uscita da un'affondata va fatta tanto più dolcemente (per aumentare il raggio), quanto maggiore è la velocità di volo.

La salita e la discesa
Come chiaramente messo in evidenza dalla figura 5, durante queste due fasi del volo il peso apparente è minore del peso.
Il peso apparente è infatti costituito dalla componente del peso Q1 = Qcos(b),e perciò n è minore di 1.
La portanza, dovendo essere uguale e opposta al peso apparente e non al peso, diminuisce perciò progressivamente all'aumentare dell'angolo di rampa, fino ad annullarsi quando l'aereo sale o scende in candela.
L’altra componente del peso Q2 – Qsen(b), parallela alla traiettoria di volo, viene equilibrata dalla trazione durante le salite, e dalla resistenza durante le discese.

Il volo in aria turbolenta
Un'altra situazione in cui il fattore di carico assume valori diversi da 1 è il volo in aria turbolenta. L'aumento, positivo o negativo, del fattore di carico si verifica quando l'aereo incontra raffiche di vento o correnti ascendenti e discendenti che fanno istantaneamente variare la velocità e I'angolo di incidenza dell'ala, e quindi il coefficiente di portanza, che a sua volta genera una variazione del peso apparente.
L'ampiezza delle variazioni del fattore di carico durante il volo in aria turbolenta è:
- inversamente proporzionale al peso dell'aereo,perché quanto maggiore è il peso, tanto maggiore è I'inerzia del velivolo, e quindi tanto minore è I'influenza delle raffiche;
- direttamente proporzionale alla velocità delle raffiche;
- direttamente proporzionale alla velocità di volo.
Durante il volo in aria turbolenta bisogna perciò diminuire la velocità, senza peraltro eccedere per non correre il rischio di stallare.
Per gli aerei di elevate prestazioni il costruttore offre al pilota il modo di scegliere la velocità più opportuna da mantenere in aria turbolenta in funzione delle condizioni di volo.
Per gli aerei leggeri la velocità di riferimento è la velocità di manovra.

Diagramma di manovra
Ogni volta che si esegue una manovra che induce un aumento del fattore di carico, come ad esempio la virata e la richiamata, si deve fare attenzione a non superare i valori limite prescritti
dal costruttore.
Ma si deve anche, per la propria sicurezza oltre che per l'integrità dell'aereo, fare attenzione alla velocità alla quale si eseguono le manovre,perché quando n è maggiore di 1, la velocità di stallo
aumenta.
Infatti, dato che la velocità di stallo Vs è espressa dalla relazione:
Vs = √(2p/ρSCpmax)
dove p è la portanza, ρ è la densità dell'aria, S è la superficie alare, e Cpmax è il coefficiente di portanza massimo, e dato che la portanza P deve sempre essere uguale al peso apparente Qa, la velocità di stallo in manovra è data dalla relazione:
Vsin (man) = √(2p/ρSCpmax)

La figura 6 mostra l'andamento della velocità di stallo in virata in funzione dell'angolo di inclinazione dell'ala.
Prendendo come esempio quanto avviene con angolo di inclinazione di 60°, quando n = 2 e perciò Qa = 2Q, dalla relazione precedente risulta che Vs in manovra è pari a √2.
Pertanto, ammesso di essere in volo con un aereo la cui velocità di stallo in volo livellato è pari a 100, lo stesso aereo in virata con inclinazione di 60°' stalla a 141.
Gli stalli eseguiti quando il fattore di carico è maggiore di uno, appunto perché avvengono a velocità maggiore del normale, sono chiamati stalli di alta velocità, o stalli accelerati.
In fase di progettazione il costruttore, dopo aver fissato i valori limite del fattore di carico n che gli servono per conferire alle strutture dell'aereo la robustezza necessaria per sopportarli durante le manovre di volo,avvalendosi del diagramma di manovra (linea grossa di figura 7) e del diagramma di raffica (linea sottile) ricava i valori delle velocità che delimitano l'inviluppo di volo, e li riporta sull'anemometro mediante le colorazioni standard.

Nel momento in cui l'ala stalla, essa cessa di generare portanza, e quindi il fattore di carico decresce repentinamente:
si può asserire che, in un certo senso, lo stallo è una valvola di sfogo del fattore di carico.
Un modo per prevenire il superamento del fattore di contingenza, è perciò quello di far stallare prima l'aereo.
La velocità che garantisce lo stallo al raggiungimento del fattore di carico limite si chiama velocità di manovra (Va).
Il suo valore non è riportato su l'anemometro,ma è richiesto che sia messo in evidenza con una targhetta da applicare al cruscotto dell'aereo.
Volendo,può essere calcolato moltiplicando il valore della Vs1 (limite inferiore dell'arco verde) per la radice quadrata del fattore di contingenza,pari a 1,95 quando n = 3,8.
Un aereo di categoria normale che abbia la Vs1 a 60 nodi, ha perciò la Va à 117 nodi.
Portando in stallo questo aereo durante una virata a 117 nodi, la sua struttura va soggetta a un
fattore di carico di 3,8, e per ottenere lo stallo il volantino deve essere tirato a fondo corsa.
Il costruttore utilizza la Va anche per dimensionare convenientemente le strutture dei comandi, che,oltre a dover sopportare i carichi aerodinamici cui vanno soggetti quando raggiungono la loro massima estensione, devono permettere al pilota di portarli a fondo corsa (purché a velocità pari o minori di Va) senza richiedere uno sforzo fisico sproporzionato.
Il diagramma di manovra è ottenuto portando in ordinate i valori del fattore di carico, e in ascisse i valori della velocità indicata.
Partendo da zero, il fattore di carico aumenta con funzione quadratica all'aumentare
della velocità, secondo l'andamento indicato dalle linee curve.
Quando n raggiunge il valore assegnato al fattore di contingenza, in ascisse si legge il valore della velocità di manovra.

Volando a velocità minori di Va, il pilota non può raggiungere il fattore di carico massimo in manovra, perché l'aereo stalla prima.
Invece, volando a velocità comprese nel tratto A-B del diagramma, il pilota non deve portare i comandi a fine corsa, perché l'aereo raggiunge e supera il fattore di contingenza prima che possa avvenire lo stallo;
anzi, man mano che la velocità cresce da A verso B, le manovre devono essere eseguite via via più dolcemente,pena il superamento del fattore di contingenza, e possibili deformazioni e/o rotture delle strutture dell'aereo.
In corrispondenza di B si trova la Vne, o velocità massima strutturale, fissata dal costruttore a un valore convenientemente minore di Vd, chiamata velocità di progetto in affondata, alla quale l'aereo viene spinto solo durante le prove di certificazione.
Come vedremo più avanti, il semplice superamento della Vne, anche senza eseguire manovre, può portare prima a deformazioni permanenti, e poi alla rottura delle strutture dell'aereo.
In corrispondenza del punto C del diagramma si trova la Vs1, alla quale l'aereo in configurazione pulita stalla quando sottoposto a 1 g (il suo peso).
La parte tratteggiata del diagramma riguarda il volo con i flap totalmente estesi.
In corrispondenza del punto D si legge pertanto la Vso, alla quale avviene lo stallo con n = 1 e con l'aereo in configurazione di atterraggio;
mentre in corrispondenza del punto E si legge il valore di Vfe, superando il quale le strutture dei flap si possono inizialmente deformare, e quindi rompere qualora si raggiungessero velocità molto maggiori.

Per valori negativi del fattore di carico si segue lo stesso criterio, e il diagramma di manovra viene chiuso al valore limite inferiore di n, dal punto F al punto G.

Il diagramma di raffica
Sappiamo che il superamento del fattore di contingenza può essere indotto non solo dalle manovre, ma anche dal volo in aria turbolenta.
Tracciando sul diagramma di manovra quattro semirette corrispondenti a intensità di raffica di 15 e 30 piedi al secondo, due con velocità discensionale e due con velocità ascensionale, si ottiene il diagramma di raffica.
In corrispondenza del punto G, in cui la raffica di maggiore intensità raggiunge prima uno dei limiti del fattore di carico, si legge il valore della velocità massima di operazione normale (Vno).
La quale rappresenta perciò la massima velocità alla quale l'aereo può sopportare una improvvisa raffica verticale di 30 piedi al secondo (9 m/s) senza superare il fattore di contingenza.
L'arco giallo dell'anemometro non deve pertanto essere penetrato a meno che l'aria non sia perfettamente calma.
Durante il volo in turbolenza, il valore di velocità da mantenere è bene che sia 10 o 15 nodi sotto la Va, e perciò 1,6 - 1 ,7 Vs1, onde evitare il superamento del fattore di contingenza per il sommarsi delle sollecitazioni indotte dalla turbolenza con quelle indotte dal pilota durante le
correzioni di assetto.
Non va dimenticato che il valore di Va, essendo funzione del valore della velocità di stallo, che a sua volta è funzione del peso, diminuisce progressivamente al diminuire del peso dell'aereo.

La fatica dei materiali
Sottoponendo un determinato materiale, nella fattispecie un metallo, a sollecitazioni continue o che si ripetono in modo ciclico, con l'andare del tempo la struttura cristallina del materiale subisce modificazioni che ne causano l'indebolimento,e possibilmente la rottura.
Esperimenti effettuati su campioni di metallo hanno messo in evidenza come, dopo un tempo più o meno lungo dall'inizio dell'applicazione della sollecitazione, la struttura cominci a criccarsi in alcuni punti critici;
continuando ad applicare la sollecitazione la cricca si allarga e si propaga lungo la sezione trasversale del campione, finché, quando la quantità di materiale rimasta integra non è più sufficiente per resistere al carico, cede improvvisamente e si rompe.
Ovviamente il tempo necessario per provocare la rottura è funzione dell'intensità della sollecitazione.
La resistenza alla fatica di un determinato materiale può essere quantificata mediante il numero di cicli di lavoro, o di sollecitazione, necessari per ottenere la rottura.
Come illustra la figura 8, sottoponendo un materiale a sollecitazioni di alta intensità, la rottura si verifica dopo un esiguo numero di cicli, mentre quando il materiale è sottoposto a sollecitazioni di piccola intensità, il numero di cicli necessari per arrivare alla rottura diventa praticamente illimitato.

Un costruttore che si appresta a progettare un nuovo aereo, al momento della scelta dei materiali da impiegare conosce già in linea di massima la loro resistenza alla fatica.
In base a questi dati, forniti dal produttore del materiale e dall'esperienza, il costruttore dimensiona opportunamente le varie parti della struttura portante, ipotizzando che, purché non vengano impiegate oltre i limiti di sollecitazione previsti, possano svolgere la loro funzione senza cedimenti per un certo periodo di tempo, o per un determinato numero di cicli.
I calcoli di progetto iniziali vengono poi convenientemente verificati e modificati durante la costruzione, in funzione dei risultati delle prove di resistenza alla fatica cui viene sottoposto il prototipo.
A certificazione avvenuta, il costruttore stabilisce gli intervalli di tempo alla scadenza dei quali ogni parte della struttura deve essere sottoposta a ispezione per rilevare la presenza di cricche o di altri danni, e/o gli intervalli di tempo alla scadenza dei quali deve comunque essere sostituita,quale che sia il suo stato di salute.
Questa è la ragione per cui ogni aereo deve essere regolarmente sottoposto a ispezione allo scadere degli intervalli prescritti, a prescindere dalla bontà di funzionamento delle sue parti.
Dal canto loro, i piloti devono fare in modo da impiegare gli aerei mantenendoli sempre entro i limiti strutturali stabiliti dal costruttore.
Diversamente la struttura portante, pur non presentando danni apparenti, si può progressivamente indebolire per affaticamento, fino a cedere all'improvviso e senza una ragione apparente, magari durante una normale manovra che genera sollecitazioni altrimenti sopportabilissime.

Quando si superano le velocità massime strutturali
Un aspetto particolarmente triste di questi incidenti è rappresentato dal fatto che molte volte il pilota vittima del cedimento strutturale non ne è anche il responsabile, essendosi la struttura indebolita durante precedenti abusi compiuti da altri piloti inosservanti dei limiti di impiego dell'aereo.
Descrivendo i diagrammi di manovra e di raffica di figura 7, abbiamo visto che le velocità strutturali di un aereo leggero sono la velocità di manovra (Va), la velocità massima di operazione normale (Vno), e la velocità massima strutturale assoluta (Vne).
Mentre le prime due sono intese a salvaguardare la struttura dell'aereo durante le manovre e/o durante il volo in aria turbolenta, la terza ha la funzione di salvaguardarla dai danni e/o dai cedimenti indotti dai cosiddetti effetti aeroelastici.
Gli effetti aeroelastici più pericolosi cui può andare soggetto un aereo in volo sono l'inversione degli alettoni, la divergenza, e l'autovibrazione conosciuta con il nome inglese di flutter.
Per dimensionare le strutture ai fini della loro salvaguardia dai danni degli effetti aeroelastici, il costruttore determina in fase di progetto una velocità limite chiamata velocità massima in affondata (Vd).
A questa velocità l'aereo viene spinto una sola volta durante le prove di certificazione del prototipo, per verificare appunto che la struttura abbia la capacità di resistere agli effetti aeroelastici senza subire deformazioni permanenti.
Dopodiché il costruttore stabilisce il valore della Vne ponendolo tra l'80 e il 90 per cento della Vd, così da introdurre un ulteriore margine di sicurezza.
La struttura di un aereo,perciò, oltre ad essere sufficientemente robusta da sopportare i carichi indotti dalle manovre e dall'incontro con la turbolenza, deve offrire un compromesso accettabile tra l'elasticità che le permette di deformarsi e riprendere la forma originaria quando sottoposta alle sollecitazioni ammesse, e la rigidità che le permette di non dar luogo agli effetti aeroelastici durante il volo a velocità minori della Vne.