Aerodinámica básica para pilotos: sustentación (I)

Cuando el aire fluye alrededor de un perfil aerodinámico, se establece un diferencial de presión entre las superficies superior e inferior que genera una fuerza. El componente de esta fuerza que actúa perpendicular al flujo de aire relativo se conoce como sustentación, mientras que el componente que actúa en la misma dirección que el flujo de aire relativo es la resistencia. Vamos a considerar los principios detrás de la producción de estas fuerzas aerodinámicas. 

Flujo de aire 

Para comprender completamente cómo actúan las fuerzas aerodinámicas de sustentación y resistencia en una aeronave, primero es necesario estudiar el efecto de la aeronave en el flujo de aire a medida que pasa sobre las superficies de la aeronave. Es importante tener en cuenta que, al considerar la interacción entre una aeronave y el flujo de aire que pasa sobre ella, no importa si se considera que la aeronave se mueve por el aire (como es el caso cuando una aeronave está en el aire) o si el aire fluye sobre un avión estacionario (como sería el caso en un túnel de viento), ya que el resultado será el mismo. Lo realmente importante es el movimiento relativo entre el avión y el aire que lo rodea. El flujo de aire puede ser aerodinámico (fluido o laminar) o de naturaleza turbulenta. 

Flujo de aire aerodinámico laminar 

El flujo aerodinámico existe cuando las moléculas sucesivas siguen un camino constante. En este tipo de flujo, todas las moléculas fluyen en un patrón ordenado a lo largo de líneas de flujo alrededor del objeto (DIAGRAMA 1).

En cualquier punto dado de la línea de corriente, las moléculas experimentarán las mismas velocidades y presiones que las moléculas anteriores, aunque estos valores pueden variar de un punto a otro a lo largo de la línea de corriente. 

La velocidad del flujo está indicada por la separación de las líneas de la corriente. Una separación mayor de las líneas de corriente significa que el aire es más lento, mientras que unas líneas más juntas significa un aumento en la velocidad. Cuando las líneas de flujo fluyen suavemente sin mezclarse, el flujo se describe como laminar. En general, el flujo laminar es el patrón de flujo ideal alrededor de una aeronave y es deseable en la mayoría de las fases de vuelo. El flujo aerodinámico ocurre cuando las corrientes de moléculas pasan sobre la superficie de la aeronave con un cambio de dirección lo más suave posible. Cuando hay un cambio brusco en la dirección del flujo de aire, el flujo de la línea de corriente se rompe y se convierte en flujo turbulento. 

Flujo turbulento 

El flujo turbulento ocurre cuando las moléculas sucesivas no siguen un patrón de flujo aerodinámico y, en cambio, viajan a lo largo de un camino bastante diferente de las moléculas anteriores (DIAGRAMA2). 

El flujo turbulento también se conoce como flujo inestable o remolino y produce energía desperdiciada. Por lo tanto, este tipo de flujo no es deseable en la mayoría de las fases de vuelo. Los factores que influyen en el cambio de flujo aerodinámico a flujo turbulento se considerarán más adelante. Debajo se puede ver una figura donde se compara el flujo de aire con pocas perturbaciones en un avión de altas prestaciones con la resistencia creada por los remolinos del flujo turbulento en una Cessna. 

Flujo de aire libre (FAL) 

El flujo de aire libre es aquel que está lo suficientemente lejos de una aeronave para no verse afectado por su presencia. 

Ecuación de la continuidad 

La ecuación de la continuidad se aplica solo al flujo aerodinámico o constante. La ecuación establece que, cuando un fluido fluye a través de una tubería, su masa debe permanecer constante, ya que esta no se puede crearse ni destruirse. Cuando el aire fluye a través de una tubería de área de sección transversal variable (tubo venturi), la masa de aire que ingresa en la tubería en un momento dado será igual a la masa de aire que sale de la tubería al mismo tiempo (DIAGRAMA 4). 

La masa del flujo de aire en cualquier punto de la tubería es, por lo tanto, el producto de la densidad (Rho), el área de la sección transversal (A) y la velocidad (V).

Flujo de aire masivo = ρ AV

Donde el flujo de masa de aire se expresa en kg/s y:

ρ = kg / m³

A = m²

V = m/s

Por lo tanto, en los tres puntos del tubo Venturi ilustrados en el DIAGRAMA, el flujo másico por unidad de tiempo debe ser el mismo. Esto da lugar a la siguiente ecuación:

r₁A₁V₁ = r₂A₂V₂ = r₃A₃V₃

Esta es la verdadera ecuación de continuidad que se aplica a los flujos de aire subsónicos y supersónicos, siempre que el flujo permanezca estable. A velocidades inferiores a 0.4 Mach, el aire puede considerarse incompresible y la densidad permanece constante. Por lo tanto, la densidad se puede eliminar de la ecuación. Esto da como resultado la ecuación de continuidad simplificada que se ve a continuación: 

Flujo de aire masivo = AV 

Para satisfacer la ecuación de continuidad, este valor debe permanecer constante en todos los puntos a lo largo de la tubería. Por lo tanto: 

Flujo de aire masivo = A1V1 = A2V2 = A3V3 

Por lo tanto, se puede ver que a medida que el área de la sección transversal se reduce hacia la garganta del tubo, para satisfacer la Ecuación de Continuidad simplificada, la velocidad del flujo debe aumentar. La velocidad es, por lo tanto, inversamente proporcional al área de la sección transversal, de modo que cualquier reducción en el área causará un aumento en la velocidad. Este efecto puede ilustrarse utilizando patrones de flujo aerodinámico (DIAGRAMA 5).

Obsérvese que, en la restricción, las líneas de corriente convergen a medida que aumenta la velocidad. 

Teorema de Bernoulli 

El teorema de Bernoulli utiliza el principio de conservación de la energía. El principio establece que cuando el fluido fluye a una velocidad constante a través de una tubería, su energía total permanece constante, ya que la energía no se puede crear ni destruir. En cualquier punto de la tubería, la energía total es una combinación de: 

• Energía potencial: energía debida a la altura o la posición.
• Energía de presión: energía debida a la presión.
• Energía cinética: energía debida al movimiento. 

Cuando se considera el flujo de aire alrededor de una aeronave, los cambios en la energía potencial son insignificantes y este término puede ignorarse. Por lo tanto, la energía total es igual a la suma de la energía de presión y la energía cinética. 

Energía de presión + Energía cinética = Energía total 

En aerodinámica, lo que más nos interesa es el flujo de masa de aire por unidad de volumen. La ecuación de Conservación de Energía, por lo tanto, está mejor expresada en términos de presión. Por ello, en cualquier punto de la tubería, la presión total deberá ser igual a la suma de la presión estática y la presión dinámica. 

Presión estática (PS) + Presión dinámica (½ r V²) = Presión total (PT) 

donde la presión se mide en pascales. 

Para satisfacer el principio de conservación de la energía, el valor de PT debe permanecer constante en todos los puntos a lo largo de la tubería. De esto se deduce que cualquier aumento en la presión dinámica irá acompañado de una caída en la presión estática y viceversa, para satisfacer el teorema de Bernoulli. Un aumento en la presión dinámica en el flujo incompresible solo puede ser causado por un aumento en la velocidad del flujo. Por lo tanto, en la garganta del tubo Venturi, donde la velocidad del flujo aumenta para satisfacer la ecuación de continuidad simplificada, la presión dinámica debe aumentar. Por ello, en la garganta del tubo, la presión estática debe caer para satisfacer el teorema de Bernoulli (DIAGRAMA 6).

  

 

Por otro lado, un aumento en el área de la sección transversal provocará una reducción en la velocidad, dando como resultado una caída en la presión dinámica y un aumento en la presión estática (DIAGRAMA 6). 

Por lo tanto, existe una relación definitiva entre la velocidad y la presión estática de acuerdo con la ecuación de continuidad y el Teorema de Bernoulli. En particular, el flujo de aire alrededor de una sección de perfil aerodinámico también se asemeja al flujo a través de un venturi (DIAGRAMA 7). 

El flujo sobre la superficie superior es representativo de una sección convergente (1), mientras que el flujo sobre la superficie inferior es representativo de una sección divergente (2). Las líneas de corriente indican un aumento de la velocidad sobre la superficie superior y una caída de la velocidad sobre la superficie inferior. Estos cambios de velocidad hacen que las presiones estáticas varíen, y el diferencial de presión resultante produce una fuerza aerodinámica conocida como la reacción total. La sustentación es el componente de esta reacción total a 90º del flujo de aire relativo. 

Flujo de aire alrededor de un perfil 

A medida que las líneas de corriente se acercan a un perfil aerodinámico, se desarrolla una línea de corriente divisoria. Esta línea de corriente separa el flujo que pasa por encima del flujo que pasa por debajo (DIAGRAMA 8). 

Si se considera un perfil aerodinámico con una inclinación positiva en algún ángulo de ataque positivo, esta línea divisoria se ralentiza a medida que se acerca al perfil aerodinámico y se detiene momentáneamente justo debajo del borde de ataque, formando lo que se llama un punto de remanso. También existe otro punto de remanso en la parte trasera del perfil aerodinámico. En estos puntos, la velocidad del flujo de aire se reduce a cero y la presión estática alcanza un valor máximo que es igual a la presión total en la corriente libre, ya que la presión total debe ser constante en cualquier parte del flujo de aire. Esto a veces se llama presión de remanso. Además, dado que el punto de remanso delantero está por debajo del borde de ataque, el flujo de aire que pasa sobre la superficie superior puede que inicialmente se desplace hacia adelante. 

Al mismo tiempo, el diferencial de presión (gradiente de presión negativa) asociado con la superficie superior también imparte aceleración al flujo y ayuda a atraer el aire localmente hacia arriba, produciendo lo que comúnmente se denomina flujo ascendente (DIAGRAMA 9). 

Además, en la parte trasera del perfil aerodinámico, el flujo de aire que se mueve más rápido sobre la superficie superior en relación con la superficie inferior tiende a forzar las líneas de corriente inferiores hacia abajo, produciendo un flujo descendente. 

Ángulo de ataque 

El ángulo de ataque (alfa) es el ángulo entre el flujo de aire relativo efectivo y la línea de acorde de un perfil aerodinámico (DIAGRAMA 10). El flujo de aire relativo efectivo es la suma vectorial de todos los flujos de aire que afectan el ala y no simplemente el flujo de aire relativo de la corriente libre; La importancia de esto quedará clara en las secciones posteriores de estas notas. 

Los cambios en el ángulo de ataque harán que la velocidad y la presión del flujo varíen a medida que el aire pasa sobre las superficies superior e inferior del perfil aerodinámico. 

Esto a su vez afectará el diferencial de presión que existe y la cantidad de sustentación desarrollada. 

Sin embargo, no se debe confundir Ángulo de ataque con Ángulo de incidencia. Por definición, el ángulo de incidencia es el ángulo en el que el ala se fija al fuselaje en relación con el eje longitudinal (DIAGRAMA 11). En el diagrama se ha exagerado este ángulo con fines didácticos. 

DIAGRAMA 11 ÁNGULO DE INCIDENCIA 

Nota: El ángulo de incidencia es fijo, pero el ángulo de ataque cambia en vuelo. 

Tampoco se debe confundir el ángulo de cabeceo o la actitud de cabeceo del avión con el ángulo de ataque. El ángulo de cabeceo se define como el ángulo entre el eje longitudinal del avión y la horizontal. Para cualquier ángulo de ataque dado, el ángulo de cabeceo puede variar (DIAGRAMA 12). 

De manera similar, para cualquier ángulo de cabeceo dado, el ángulo de ataque puede variar (DIAGRAMA 13).