Aerodinámica básica para pilotos: sustentación (II)

Efecto del ángulo de ataque en el flujo de aire alrededor de un perfil

Si se coloca un perfil aerodinámico simétrico en una corriente de aire estable a un ángulo de ataque de cero grados, se formará un punto de remanso en el borde de ataque (DIAGRAMA 14). 

  

 Esto hará que la velocidad del flujo de aire por encima y por debajo del perfil aerodinámico aumente en cantidades iguales. De acuerdo con el teorema de Bernoulli, las presiones estáticas también caerán en cantidades iguales. Por consiguiente, no existirá presión diferencial y no se creará una sustentación neta.

Si el mismo perfil aerodinámico ahora recibe un ángulo de ataque positivo, el punto de remanso se moverá por debajo del punto de borde de ataque (DIAGRAMA 15). 

Esto provocará un flujo ascendente frente al perfil aerodinámico y se impartirá aceleración al flujo a medida que pasa sobre la superficie superior (efecto Venturi), lo que provoca la caída de la presión estática. Al mismo tiempo, el flujo de aire que pasa sobre la superficie inferior se reducirá en velocidad y la presión estática aumentará. Ahora existe un diferencial de presión y se genera sustentación.

Si ahora se coloca un perfil aerodinámico asimétrico (curvado positivamente) en la misma corriente de aire con ángulo de ataque nulo (cero grados), se formará un punto de estancamiento debajo del borde de ataque y se producirá un flujo ascendente (DIAGRAMA 16).

La velocidad del flujo de aire aumentará nuevamente sobre la superficie superior más curva y la presión estática disminuirá. Sobre la superficie inferior, la velocidad del flujo disminuirá ligeramente y la presión estática aumentará. Ahora existe un diferencial de presión y se genera sustentación. Al aumentar el ángulo de ataque del mismo perfil asimétrico, aumentará la cantidad de flujo ascendente antes del perfil aerodinámico. Esto ocurre porque el aire que fluye sobre la superficie superior ahora tiene que viajar una distancia mayor, y para mantener la ecuación de continuidad, la velocidad del flujo debe aumentar aún más (DIAGRAMA 17). 

  

De acuerdo con el teorema de Bernoulli, esto da una reducción adicional en la presión estática. Al mismo tiempo, la velocidad del flujo sobre la superficie inferior disminuye en mayor medida y la presión estática también aumenta. Ahora existe un mayor diferencial de presión y se genera más sustentación. Por lo tanto, el ángulo de ataque, junto con la forma del perfil aerodinámico son dos de los factores que afectan la producción de sustentación.

Distribuciones de presión en forma de cuerda sobre un perfil

Cuando el aire fluye alrededor de un perfil aerodinámico, hemos visto que ocurren cambios locales en la velocidad y la presión estática. La distribución de la presión es importante en aerodinámica, ya que determina la cantidad de sustentación generada. Además, cualquier momento de cabeceo y la resistencia producida por un perfil aerodinámico también se verán afectados. En la práctica, la distribución de presión real sobre las superficies superior e inferior de un perfil aerodinámico varía con los cambios en el ángulo de ataque, al igual que la diferencia de presión y la cantidad de sustentación desarrollada. Para apreciar estos efectos, es útil mostrar la distribución de presión real en forma de diagrama (DIAGRAMA 18).

En este tipo de representación, una serie de vectores de presión dibujados de manera normal (ortogonalmente) a la superficie del perfil aerodinámico se pueden unir en sus extremos para producir una envolvente o área de presión. Una flecha en cada línea que apunta hacia adentro representa una presión positiva, es decir, por encima de la presión estática de flujo libre, mientras que las que apuntan hacia afuera representan una presión negativa, es decir, por debajo de la presión estática de flujo libre.  

 DIAGRAMA 19 representa la distribución de presión a lo largo de la cuerda alrededor de un perfil aerodinámico asimétrico, y cómo se altera con los cambios en el ángulo de ataque. En un ángulo de ataque negativo pequeño (dibujo de la derecha), típicamente para un perfil aerodinámico de baja velocidad con curvatura positiva de menos de 4 °, los cambios de presión en las superficies superior e inferior de un perfil aerodinámico son iguales y no se desarrolla una sustentación neta. Esto se conoce como el ángulo de ataque de sustentación cero, y es negativo para las superficies aerodinámicas asimétricas, pero cero para las superficies aerodinámicas simétricas.

Con el aumento de los ángulos de ataque (más allá del ángulo de sustentación cero), el diferencial de presión se altera, y la disminución de la presión de la superficie superior supera con creces el aumento de la presión sobre la superficie inferior. La sustentación, por lo tanto, se produce principalmente debido a la presión diferencial sobre la superficie superior. Esto se demuestra por el hecho de que, a medida que aumenta el ángulo de ataque, el pico de la envolvente de presión negativa aumenta en altura y también se mueve hacia el borde de ataque. La sustentación aumenta de manera similar, y continúa haciéndolo hasta cierto ángulo, en este caso en algún lugar entre 16 ° y 20 °. Para los perfiles aerodinámicos convencionales de baja velocidad, este ángulo suele ser de aproximadamente 15 ° a 16 °, y se conoce como el ángulo crítico de ataque. Más allá de este ángulo, el flujo de la línea de corriente sobre la superficie superior se rompe, causando un aumento de la presión, y el flujo de aire se vuelve turbulento. La relación entre la velocidad y la presión estática ya no es aplicable más allá de este punto, ya que el teorema de Bernoulli solo se aplica al flujo aerodinámico no turbulento y se dice que el perfil aerodinámico está en pérdida.

Centro de presión

A diferencia de las gráficas de presión complicadas, es posible mostrar el efecto general de los cambios en la presión estática utilizando una sola fuerza aerodinámica (DIAGRAMA 20). 

Esta fuerza se llama reacción total (TR), y actúa a través de un único punto en la línea de la cuerda, llamada centro de presión (CP). El centro de presión puede definirse como el punto en la línea de cuerda donde debe actuar una sola fuerza, que tiene el mismo efecto que la suma de todas las fuerzas de presión individuales que actúan en el perfil aerodinámico.

A velocidades de crucero normales y ángulos de ataque positivos bajos, el centro de presión se coloca en la línea de la cuerda cerca del centro de un perfil aerodinámico. Con ángulos de ataque crecientes, el centro de presión se mueve hacia el borde de ataque, al igual que el pico de baja presión, y la reacción total aumenta en magnitud. A medida que el ángulo de ataque se aproxima al ángulo crítico, el centro de presión se mueve lentamente hacia atrás. Esto debe a un cambio en la distribución de la presión sobre la superficie inferior. Más allá del ángulo crítico, el pico de baja presión colapsa rápidamente, lo que hace que la magnitud de la reacción total disminuya y el centro de presión se mueva rápidamente hacia atrás, hacia el borde posterior. Cualquier reducción en el ángulo de ataque (suponiendo ángulos de ataque normales por debajo del ángulo crítico) hará que el centro de presión se mueva hacia atrás.

Como se señaló anteriormente, la reacción total es el resultado de los componentes de sustentación y resistencia (DIAGRAMA 5.21).

 COMPONENTES DE LA REACCIÓN TOTAL

 La sustentación actúa perpendicularmente al flujo de aire relativo, mientras que la resistencia actúa paralela y en la misma dirección que el flujo de aire relativo. Los dos componentes de sustentación y resistencia, por lo tanto, varían en tamaño a medida que se altera la magnitud y la dirección de la reacción total. La resistencia se tratará en detalle en el siguiente capítulo.

Momentos de cabeceo

Considere la distribución de presión alrededor de un perfil aerodinámico asimétrico en un ángulo de ataque que da sustentación cero (DIAGRAMA 22). 

La distribución de la presión da lo que es básicamente una pareja y, aunque no hay sustentación neta, se produce un momento de cabeceo. Esto se demuestra mejor al reemplazar las envolturas de presión de la superficie superior e inferior por presión individual separada

vectores Estos vectores actúan a través del centro de presión de las superficies superior e inferior, respectivamente, y representan la sustentación real que se genera a partir de cada uno. Los vectores de sustentación son de igual magnitud y sus líneas de acción no coinciden. El elevador desarrollado por la superficie superior actúa detrás del elevador desarrollado por la superficie inferior y, por lo tanto, produce un momento de cabeceo hacia abajo.

Si se coloca el mismo perfil aerodinámico en un ángulo de ataque que genera una sustentación positiva, la distribución de la presión se modificará en consecuencia (DIAGRAMA 23). 

La sustentación generada por la superficie superior ahora aumentará. La sustentación hacia abajo generada en la superficie inferior se reducirá y, eventualmente, la presión sobre la superficie inferior será mayor que la corriente estática libre y contribuirá a la sustentación general generada por el perfil aerodinámico. Ahora considere un perfil aerodinámico simétrico a cero grados de ángulo de ataque cuando no se está desarrollando sustentación (DIAGRAMA 24). 

Nuevamente, la sustentación que se está desarrollando por las superficies superior e inferior se puede representar mediante fuerzas de sustentación individuales (DIAGRAMA 25).

En este caso, las fuerzas de sustentación son de igual magnitud y ambas actúan a través del mismo centro de presión. Por lo tanto, no existe un momento de lanzamiento general.

Si el mismo perfil aerodinámico simétrico recibe ahora un ángulo de ataque positivo, se producirá un desequilibrio en los vectores de sustentación de la superficie superior e inferior, a medida que se desarrolla la sustentación positiva (DIAGRAMA 26). 

En este caso, los dos vectores de sustentación continúan actuando a través del mismo centro de presión y no dan lugar a ningún momento de cabeceo resultante. De ello se deduce que, a diferencia de los perfiles aerodinámicos asimétricos, los perfiles aerodinámicos simétricos no producen momentos de cabeceo en ningún ángulo de ataque

El centro aerodinámico

El Centro Aerodinámico (CA) es un punto fijo en la línea de la cuerda y se define como "el punto donde todos los cambios en la magnitud de la fuerza de sustentación tienen lugar efectivamente" y "el punto sobre el cual el momento de cabeceo permanecerá constante en ángulos normales de ataque ".

Existe un momento de cabeceo sobre el AC, el producto de una fuerza resultante de la sustentación en el centro de presión y un brazo (la distancia del CP al AC). Aumentar el ángulo de ataque aumentará la fuerza de sustentación, pero también moverá el CP hacia el AC acortando el brazo de la palanca, lo que hará que el AC permanezca igual.

La teoría del flujo de aire incomprensible en dos dimensiones predice que la CA estará en el punto de cuerda del 25% para cualquier perfil aerodinámico, independientemente de la inclinación, el grosor o el ángulo de ataque. El AC es un punto de referencia aerodinámico cuya aplicación más directa es la estabilidad longitudinal de una aeronave.  

DIAGRAMA 27 EL CENTRO AERODINÁMICO

DIAGRAMA 27 ilustra el efecto de aumentar  en el momento de lanzamiento. En los dos ángulos de ataque diferentes, el momento de lanzamiento M es el mismo con respecto al CA y, por lo tanto, sobre los ángulos de ataque de vuelo normales,

L1d1 = L2d2 = M

Por lo tanto, el aumento en la sustentación a medida que aumenta  se compensa con la reducción en el brazo de momento entre el centro de presión y el centro aerodinámico y el producto de los dos permanece constante. De hecho, para un perfil aerodinámico curvado, el momento de cabeceo sobre el centro aerodinámico es igual al momento de cabeceo de sustentación cero y siempre es hacia abajo.

Distribuciones de presión de Spanwise

Hasta ahora, la distribución de presión alrededor de un perfil aerodinámico solo se ha considerado en la dirección de los acordes, pero para comprender completamente cómo se desarrolla la sustentación por un perfil aerodinámico o ala, es necesario considerar, además, la distribución de presión en el tramo.

Anteriormente se estableció que a medida que el aire fluye alrededor de una sección de perfil aerodinámico, se establece un diferencial de presión sobre las superficies superior e inferior (DIAGRAMA 28).

 La superficie inferior de un ala está normalmente a una presión superior a la atmosférica, mientras que la superficie superior está a una presión inferior a la atmosférica. Más allá de las puntas de las alas, el aire está nominalmente a presión atmosférica. Esto provoca un flujo amplio de aire hacia afuera del fuselaje en la superficie inferior, y un flujo interno hacia el fuselaje en la superficie superior.

El aire ahora fluye tanto en la dirección de las cuerdas como de las luces. En el borde posterior del ala, donde se encuentran los dos flujos, se imparte un movimiento de torsión al aire y se forman una serie de vórtices. Estos se conocen como vórtices de borde de salida y disminuyen la fuerza desde la punta hasta la raíz. En la práctica, estos vórtices de borde de salida son inestables y se "enrollan" en los vórtices de punta de ala solos y fuertes en ambas alas.

Estos vórtices de punta de ala son causados ​​por el gradiente de presión en las puntas que produce un flujo de aire desde la superficie inferior a la superior y esto, junto con la velocidad de avance de la aeronave, da como resultado grandes vórtices concentrados.

Los vórtices de la punta del ala se mueven en dirección contrarrotativa y sus efectos se debilitan progresivamente hacia la raíz del ala (DIAGRAMA 29).

  

 El efecto neto de estos vórtices es desviar el flujo de aire relativo hacia abajo detrás del borde posterior y dentro del envergadura de las alas. Este efecto se conoce como

s indujo la corriente descendente y representa una aceleración; es decir, un cambio en la velocidad y dirección del flujo de aire.

En la práctica, el tamaño del vórtice determina la cantidad de flujo descendente y cuanto mayor es el vórtice, mayor es el flujo descendente (DIAGRAMA 30). 

La corriente descendente hace que el flujo de aire se desvíe hacia abajo desde la horizontal a través de un ángulo; conocido como el ángulo de la corriente descendente inducida (). Este efecto no solo es aparente detrás del ala, sino que también influye en el flujo de aire que se aproxima al ala, desviándola hacia arriba desde la horizontal a través del mismo ángulo (). El flujo de aire resultante se conoce como flujo de aire relativo efectivo (DIAGRAMA 31). 

La fuerza de sustentación resultante, que se considera que actúa perpendicular al flujo de aire relativo local, también se desvía hacia atrás a través del mismo ángulo, (). El ángulo de ataque que produce esta fuerza de sustentación se conoce como el ángulo de ataque efectivo (e), que es el ángulo entre la línea de cuerda y el flujo de aire relativo efectivo. Parte del elevador ahora actúa horizontalmente hacia atrás y tiende a retrasar el movimiento hacia adelante de la aeronave. Esta fuerza produce un componente de resistencia adicional; conocido como resistencia inducido, que se tratará en detalle en el capítulo sobre resistencia. Se deduce que no todo el elevador ahora actúa perpendicular al flujo de aire relativo de la corriente libre, como sería el caso sin presencia de flujo descendente. La cantidad de sustentación que actúa verticalmente hacia arriba se conoce como sustentación efectiva, y está determinada por el tamaño del ángulo de ataque efectivo. De ello se deduce que cuanto menor es el ángulo efectivo de ataque, mayor es la reducción de la sustentación. Por lo tanto, la cantidad de sustentación desarrollada por el ala disminuye en la dirección del tramo hacia las puntas de las alas, donde el vórtice y, por lo tanto, la corriente descendente es más fuerte (DIAGRAMA 32). 

Para recuperar el levantamiento perdido, el ángulo de ataque debe incrementarse aún más, dando un ángulo de ataque efectivo aumentado. Sin embargo, esto provocará un aumento correspondiente en el componente de resistencia.

Forma del ala y su efecto en el sustentación

La cantidad real de sustentación generada por un ala depende tanto del grado de la corriente descendente inducida, causada por los vórtices de la punta del ala, como de su distribución de presión en forma de cuerda. La sustentación real desarrollada por un ala, por lo tanto, depende, entre otras cosas, de su forma plana. Además, dado que las alas de un avión son simétricas con respecto a su línea central, es apropiado considerar la distribución de sustentación de solo un ala, denominada semi-tramo. 

DIAGRAMA 33 muestra cómo la distribución de sustentación varía sobre los semi-tramos de las alas cónicas, elípticas y rectangulares. La forma plana de un ala demuestra, por lo tanto, su contribución efectiva a la producción de sustentación.

La capacidad de sustentación de un ala también se ve afectada por su ángulo de ataque. En la práctica, es el ángulo de ataque efectivo de cada sección de tramo el que determina la cantidad real de sustentación desarrollada, y esto varía dependiendo de la fuerza de los vórtices de la punta del ala.

DIAGRAMA 34 EFECTO DE LA FORMA DE LA PLANFORMA DE ALA EN EL ÁNGULO EFECTIVO DE ATAQUE

DIAGRAMA 34 muestra cómo el ángulo de ataque efectivo de cada sección varía con la distancia desde la línea central del avión. Tenga en cuenta que el ángulo de ataque efectivo del ala de forma rectangular rectangular permanece bastante constante durante el primer 50% del semi-tramo, pero se reduce rápidamente a cero grados sobre el último 50%. En comparación, el ala de forma plana cónica muestra un ángulo de ataque efectivo creciente sobre el 70% del semi-tramo y una reducción a cero grados sobre el 30% final.

Esto muestra que el tamaño de un vórtice de punta de ala se ve directamente afectado por la longitud de una cuerda de alas, con el ala rectangular produciendo un vórtice mucho más grande que la sección cónica. Esto se debe a que un acorde de punta más ancho permite que fluya más aire hacia la superficie superior, intensificando así el tamaño del vórtice.

Con el ala de forma plana elíptica, se debe tener en cuenta que el ángulo efectivo de ataque permanece constante en todo el semi-tramo completo. Esto se debe a que este tipo de ala no tiene puntas de ala bien definidas y la corriente descendente inducida permanece constante en todo el tramo de ala (DIAGRAMA 35).

Como se vio anteriormente, la forma de la sección transversal de un ala también afecta la cantidad de sustentación desarrollada en cualquier ángulo de ataque. Por ejemplo, una sección aerodinámica curva o asimétrica desarrollará más sustentación en un ángulo de ataque dado que una sección aerodinámica simétrica. La efectividad de sustentación de un ala, por lo tanto, depende principalmente de la forma de la sección, la forma del plano y el ángulo efectivo de ataque. En la práctica, la forma del aerofoil y el ángulo de ataque se combinan con otros factores para formar el coeficiente de sustentación (CL). Se deduce que, dado que la forma de un ala normalmente es fijada por el diseñador, cualquier cambio en el coeficiente de sustentación se atribuirá principalmente a los cambios en el ángulo de ataque.

  

Variación del coeficiente de sustentación con ángulo de ataque

Para establecer el efecto del ángulo de ataque sobre la capacidad de sustentación de un ala, una gráfica del coeficiente de sustentación

contra el ángulo de ataque se puede trazar. Esto se conoce como curva de sustentación y se utiliza para resaltar una serie de características importantes de la superficie aerodinámica. La curva que se muestra es para una sección de perfil aerodinámico asimétrica, porque a un ángulo de ataque de cero grados existe un CL positivo y se está produciendo una sustentación positiva (DIAGRAMA 36).

Entre 0 ° y 12 ° de ángulo de ataque, el gráfico es una línea recta. Esto muestra que el coeficiente de sustentación y, por lo tanto, la sustentación es directamente proporcional al ángulo de ataque en esta región.

Por encima del ángulo de ataque de 12 °, la tasa de aumento de la sustentación se reduce y la curva finalmente forma un pico. Este pico representa el coeficiente máximo de sustentación (CLmáx), que para este perfil aerodinámico en particular ocurre en un ángulo de ataque de aproximadamente 15 °. Sin embargo, este ángulo varía con diferentes secciones de perfil aerodinámico, pero para la mayoría de las aeronaves ligeras este es un valor típico.

En ángulos de ataque más allá de este punto, la curva de sustentación cae rápidamente hacia abajo, lo que indica una caída significativa en el coeficiente de sustentación y, por lo tanto, la sustentación producida por el perfil aerodinámico. El perfil aerodinámico ahora está estancado y ya no puede producir una sustentación suficiente para mantener un vuelo recto y nivelado.

El ángulo de ataque al que se alcanza CLmax se conoce como el ángulo de ataque crítico (o a veces estancado) del perfil aerodinámico. Se considera que el rango de vuelo normal existe entre el ángulo de ataque de 0 ° y el ángulo crítico de ataque.

En la práctica, cada perfil aerodinámico posee su propia curva de sustentación y, por lo tanto, es posible comparar perfiles aerodinámicos asimétricos con perfiles simétricos (DIAGRAMA 37). 

Las curvas indican claramente que los perfiles aerodinámicos asimétricos producen más sustentación en cualquier ángulo de ataque dado, pero el ángulo crítico es más bajo, debido al mayor gradiente de presión adversa que causa una separación más temprana.