La capa límite del ala de un avión

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La capa límite del ala de un avión

La capa límite del ala de un avión

Capa Límite
La naturaleza viscosa del flujo de aire reduce la velocidad local en una superficie y es responsable de la fricción.

La capa de aire sobre la superficie del ala que es desacelerada o detenida por la viscosidad, es la capa límite.

Hay dos tipos diferentes de flujo de capa límite: laminar y turbulento.
Capa límite de flujo laminar
La capa límite laminar es un flujo muy suave, mientras que la capa límite turbulenta contiene remolinos o “giros”. El flujo laminar crea menos resistencia por fricción que el flujo turbulento, pero es menos estable.

El flujo de la capa límite sobre una superficie alar comienza como un flujo laminar suave. A medida que el flujo continúa hacia atrás desde el borde de ataque, la capa límite laminar aumenta de espesor.

Capa límite de flujo turbulento
A cierta distancia del borde de ataque, el flujo laminar suave se rompe y se produce una transición a flujo turbulento. Desde el punto de vista de la resistencia, es recomendable tener la transición de flujo laminar a turbulento tan atrasada en el ala como sea posible, o tener una gran cantidad de la superficie del ala dentro de la porción laminar de la capa límite. El flujo laminar de baja energía, sin embargo, tiende a romperse más rápidamente que la capa turbulenta.

Separación de la capa límite
Otro fenómeno asociado con el flujo viscoso es la separación. La separación se produce cuando el flujo de aire se separa del perfil. La progresión natural es de capa límite laminar a capa límite turbulenta y después a la separación del flujo de aire. La separación del flujo de aire produce mucha resistencia y en última instancia destruye la sustentación. El punto de separación de la capa límite se mueve hacia adelante en el ala cuando se incrementa el AOA.


Los generadores de vórtices se usan para retrasar o prevenir la separación de la capa límite inducida por onda de choque encontrada en vuelo transónico. Son pequeños perfiles de baja relación de aspecto colocados a unos 12° a 15° de AOA con la corriente de aire. Por lo general, separados unos cuantos centímetros de distancia 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 límite con el flujo de aire de alta energía encima de la superficie.

Esto produce mayor velocidad de la superficie y aumenta la energía de la capa límite. Por lo tanto, se necesita una onda de choque más fuerte para producir la separación del flujo de aire.

Ondas de choque
Cuando un avión vuela a velocidades subsónicas, el aire por delante es “advertido” de la llegada del avión por un cambio de presión transmitida por delante del avión a la velocidad del sonido. Debido a esta advertencia, el aire comienza a moverse a un costado antes de que el avión llegue y se prepara a dejarlo pasar fácilmente. Cuando la velocidad del avión alcanza la velocidad del sonido,
el cambio de presión ya no puede advertir el aire por delante porque el avión está a la velocidad de sus propias ondas de presión. Por el contrario, las partículas de aire se acumulan en la parte delantera del avión provocando una fuerte disminución en la velocidad del flujo directamente en frente del avión con el correspondiente aumento en la presión y la densidad.

A medida que aumenta la velocidad del avión más allá de la velocidad del sonido, aumenta la presión y la densidad del aire comprimido por delante, la zona de compresión se extiende a cierta distancia por delante del avión. En algún punto de la corriente de aire, las partículas de aire están completamente sin perturbar, no habiendo tenido aviso por adelantado del avance del avión, y en el siguiente instante las mismas partículas de aire se ven obligadas a someterse a cambios repentinos y drásticos en temperatura, presión, densidad y velocidad. El límite entre el aire sin perturbar y la región de aire comprimido se llama onda de choque o de “compresión”. Este mismo tipo de onda se forma cuando una corriente de aire supersónico se desacelera a subsónica sin un cambio de dirección, por ejemplo, cuando la corriente de aire se acelera a la velocidad del
sonido en la parte convexa de un ala, y luego se desacelera a velocidad subsónica a medida que se pasa el área de máxima curvatura. Una onda de choque se forma como límite entre las zonas supersónicas y subsónicas.

Cada vez que se forma una onda de choque perpendicular al flujo de aire, se le califica como 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 es frenada 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 es mucho mayor.
  • La energía de la corriente de aire (indicado por la presión total, dinámica más estática) se reduce grandemente.

La formación de ondas de choque causa un incremento 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 la velocidad de la corriente de aire se convierte en calor a medida que fluye a través de la onda es un factor que contribuye en el aumento de la resistencia, pero la resistencia resultante de la separación del flujo es mucho mayor. Si la onda de choque es fuerte, la capa límite puede no tener suficiente energía cinética para soportar la separación del flujo. La resistencia sufrida en la región transónica debido a la formación de ondas de choque y la separación del flujo se conoce como ” resistencia de onda”. Cuando la velocidad excede el número de Mach crítico en un 10 por ciento, la resistencia de onda aumenta rápidamente. Un aumento considerable de empuje (potencia) es necesario para aumentar la velocidad de vuelo más allá de este punto en el rango supersónico donde, dependiendo de la forma del perfil y el ángulo de ataque, la capa límite puede volverse a unir.

Ondas de choque normal se forman en la superficie superior del ala y forma un área adicional de flujo supersónico y una onda de choque normal en la superficie inferior. Cuando la velocidad de vuelo se aproxima a la velocidad del sonido, las áreas de flujo supersónico se agrandan y las ondas de choque se mueven más cerca del borde de fuga.


Asociado con “el aumento de resistencia” están el bataneo (conocido como bataneo de Mach), cambios en la estabilidad y compensación, y una disminución en la eficacia de la fuerza de control.

La pérdida de sustentación debida a la separación del flujo de aire resulta en una pérdida de la corriente descendente, y un cambio en la posición del centro de presión en el ala. La separación del flujo produce una estela turbulenta detrás del ala, lo que causa el bataneo (vibración) de la superficie de cola. El control de cabeceo provisto por el estabilizador horizontal depende de la corriente descendente detrás del ala. Por lo tanto, un aumento de la corriente descendente disminuye la eficacia de control del estabilizador horizontal, ya que aumenta efectivamente el ángulo de ataque que está viendo la superficie de cola. El movimiento del CP del ala afecta el momento de cabeceo del ala. Si el CP se mueve hacia atrás, se produce un momento de picado, y si se mueve hacia adelante, se produce un momento de nariz arriba.

Esta es la razón principal para el desarrollo de la configuración de la cola en T en muchas aeronaves propulsadas por turbina, lo que coloca al estabilizador horizontal tan lejos como sea práctico de la turbulencia de las alas.

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

 

En una aeronave de ala recta, el flujo de aire golpea el borde de ataque del ala a 90°, y su impacto produce presión y sustentación. Un ala en flecha es golpeada por el mismo flujo de aire en un ángulo inferior a 90°. Este flujo sobre el ala en flecha tiene el efecto de hacerle creer al ala que está volando más lento de lo que es realmente; por lo que se retrasa la formación de ondas de choque. Las ventajas de la flecha del ala incluyen un aumento de número de Mach crítico, número de Mach de divergencia, y el número de Mach en el que hace un pico el aumento de resistencia. En otras palabras, la flecha retrasa la aparición de los efectos de la compresibilidad.

El número de Mach, que produce un cambio brusco en el coeficiente de resistencia, se denomina número de Mach de “divergencia” y, para la mayoría de los perfiles, por lo general supera el número de Mach crítico en un 5 a 10 por ciento. A esta velocidad, la separación del flujo inducida por la formación de ondas de choque puede crear variaciones significativas en los coeficientes de resistencia, sustentación, o momento de cabeceo. Además de la demora en la aparición de los efectos de compresibilidad, la flecha reduce la magnitud de los cambios de los coeficientes de resistencia, sustentación o de los momentos. En otras palabras, el uso de la flecha “suaviza” la divergencia.

Una desventaja de alas en flecha es que tienden a la pérdida de sustentación en los extremos y no en las raíces de las alas.

Esto se debe a que la capa límite tiende a fluir hacia las puntas y separarse cerca de los bordes de ataque. Debido a que las puntas de un ala en flecha se encuentran atrasadas en las alas (detrás del CL), una pérdida de punta alar hace que el CL se mueva hacia adelante en el ala, forzando la nariz a subir aún más. La tendencia a la pérdida de punta es mayor cuando se combinan la flecha del ala y el estrechamiento en planta.

La situación de pérdida puede ser agravada por una configuración de cola en T, que ofrece poca o ninguna advertencia antes de la pérdida en forma de vibración de la superficie de control de cola.

La cola en T, al estar por encima de la estela del ala permanece efectiva incluso después de que el ala ha entrado en pérdida, permitiendo al piloto a conducir sin darse cuenta a una pérdida mayor a un AOA mucho mayor. Si las superficies de cola horizontales luego se sumergen en la estela del ala, el elevador puede perder toda eficacia, haciendo imposible reducir el cabeceo y salir de la pérdida. En los regímenes de pre-pérdida e inmediata post-pérdida, las cualidades de elevación/ resistencia de un avión de ala en flecha (en concreto, el enorme aumento en la resistencia a baja velocidad) puede causar una trayectoria de vuelo cada vez más descendente sin ningún cambio en la actitud de cabeceo, aumentando aún más el AOA. En esta situación, sin información fiable de AOA, una actitud de cabeceo abajo con una velocidad cada vez mayor no garantiza que se haya efectuado la recuperación, y el movimiento del elevador hacia arriba en esta etapa puede mantener el avión en pérdida.

Es una característica de los aviones con cola en T de cabecear hacia arriba sin control, cuando se entra en pérdida en actitudes extremas de nariz arriba, haciendo la recuperación difícil o violenta. El empujador de bastón de mando inhibe este tipo de pérdida. A aproximadamente un nudo por encima de la velocidad de pérdida, fuerzas de bastón pre-programadas mueven automáticamente el bastón hacia delante, previniendo el desarrollo de la pérdida. Un limitador de G también se
puede incorporar en el sistema para evitar que el cabeceo hacia abajo generado por el empujador imponga una carga excesiva en la aeronave. Un “stick shaker” (vibrador de bastón), por otro lado proporciona aviso de pérdida cuando la velocidad es de cinco a siete por ciento por encima de la velocidad de pérdida.

Límites de bataneo de Mach
El bataneo de Mach es una función de la velocidad del flujo del aire sobre el ala, no necesariamente la velocidad de la aeronave. Cada vez que se realiza una excesiva demanda de sustentación en el ala, ya sea por una velocidad demasiado alta o un AOA muy alto cerca del MMO, se produce el bataneo de “alta velocidad”.

También hay ocasiones en las que el bataneo se puede experimentar a una velocidad mucho más baja conocida como “bataneo de baja velocidad de Mach”. Un avión que vuela a una velocidad demasiado lenta para su peso y altitud necesitando un alto AOA es la situación más probable que cause un bataneo de baja velocidad de Mach. Este AOA muy alto tiene el efecto de aumentar la velocidad del flujo sobre el extradós del ala hasta que ocurran los mismos efectos de ondas de choque y bataneo como en la situación de bataneo de alta velocidad. El AOA de las alas tiene el mayor efecto en la inducción del bataneo de Mach, ya sea en los límites de alta o de baja velocidad de la aeronave.

Las condiciones que aumentan el AOA, la velocidad del flujo sobre el ala, y las posibilidades de bataneo de Mach son:

  • Grandes altitudes, cuanto más alto vuela un avión, más fino es el aire y mayor será al AOA requerido para producir la sustentación necesaria para mantener el nivel de vuelo.
  • Grandes pesos, cuanto más pesada la aeronave, mayor será la sustentación requerida al ala, y siendo todo lo demás constante, mayor será el AOA.
  • Carga G, un aumento en la carga G en el avión tiene el mismo efecto que el aumento del peso de la aeronave. Ya sea que el aumento de las fuerzas G es causada por giros, uso duro del control, o turbulencia, el efecto de aumentar el AOA del ala es el mismo.

Bibliografía.

U.S. Department of Transportation

Federal Aviation Administration

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