馃敶✈️ 428. Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (3 parte) 馃殎
Fuente:
AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS BY
H. H. HURT, JR.
UNIVERSITY OF SOUTHERN CALIFORNIA
(NA VAIR 00-80T-80)
RENDIMIENTO DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE (TAKEOFF AND LANDING PERFORMANCE)
RENDIMIENTO DE DESPEGUE Y ATERRIZAJE / TAKEOFF AND LANDING PERFORMANCE
La mayor铆a de los accidentes causados por pilotos ocurren durante la fase de vuelo de despegue y aterrizaje. Debido a este hecho, el Aviador Naval debe estar familiarizado con todas las muchas variables que influyen en el rendimiento de despegue y aterrizaje y debe esforzarse por lograr t茅cnicas profesionales exactas de operaci贸n durante estas fases del vuelo.
El rendimiento de despegue y aterrizaje es una condici贸n de movimiento acelerado (accelerated motion). Por ejemplo, durante el despegue el avi贸n comienza a velocidad cero y acelera hasta la velocidad de despegue para llegar a estar en el aire (airborne). Durante el aterrizaje, el avi贸n toca tierra a la velocidad de aterrizaje y desacelera (o acelera negativamente) hasta velocidad cero para detenerse. De hecho, el rendimiento de aterrizaje podr铆a considerarse como un despegue en reverso para prop贸sitos de estudio. En cualquier caso, el despegue o aterrizaje se acelera entre velocidad cero y la velocidad de despegue o aterrizaje. Los factores importantes del rendimiento de despegue o aterrizaje son:
(1) La velocidad de despegue o aterrizaje (takeoff or landing velocity), que generalmente ser谩 una funci贸n de la velocidad de p茅rdida o velocidad m铆nima de vuelo, por ejemplo, 15 por ciento por encima de la velocidad de p茅rdida.
(2) La aceleraci贸n (acceleration) durante la carrera de despegue o aterrizaje. La aceleraci贸n experimentada por cualquier objeto var铆a directamente con el desequilibrio de fuerza e inversamente con la masa del objeto.
(3) La distancia de carrera de despegue o aterrizaje (takeoff or landing roll distance) es una funci贸n tanto de la aceleraci贸n como de la velocidad.
En el caso real, la distancia de despegue y aterrizaje est谩 relacionada con la velocidad y la aceleraci贸n de una manera muy compleja. La fuente principal de la complejidad es que las fuerzas que act煤an sobre el avi贸n durante el despegue o aterrizaje son dif铆ciles de definir con relaciones simples. Dado que la aceleraci贸n es una funci贸n de estas fuerzas, la aceleraci贸n es dif铆cil de definir de una manera simple y es una variable principal que afecta la distancia. Sin embargo, se puede hacer alguna simplificaci贸n para estudiar la relaci贸n b谩sica de aceleraci贸n, velocidad y distancia. Si bien la aceleraci贸n no es necesariamente constante o uniforme a lo largo de la carrera de despegue o aterrizaje, la suposici贸n de movimiento uniformemente acelerado facilitar谩 el estudio de las principales variables que afectan la distancia de despegue y aterrizaje.
De la f铆sica b谩sica, la relaci贸n de velocidad, aceleraci贸n y distancia para el movimiento uniformemente acelerado est谩 definida por la siguiente ecuaci贸n:
S = V^2 / 2a
donde
S = distancia de aceleraci贸n (acceleration distance), pies.
V = velocidad final (final velocity), pies por seg., despu茅s de acelerar uniformemente desde velocidad cero.
a = aceleraci贸n (acceleration), pies por seg.^2.
Esta ecuaci贸n podr铆a relacionar la distancia de despegue en t茅rminos de la velocidad de despegue y la aceleraci贸n cuando el avi贸n se acelera uniformemente desde velocidad cero a la velocidad final de despegue. Tambi茅n, esta expresi贸n podr铆a relacionar la distancia de aterrizaje en t茅rminos de la velocidad de aterrizaje y la desaceleraci贸n (negativamente) desde la velocidad de aterrizaje hasta una parada completa. Es importante notar que la distancia var铆a directamente como el cuadrado de la velocidad e inversamente como la aceleraci贸n.
Como ejemplo de esta relaci贸n, asuma que durante el despegue un avi贸n es acelerado uniformemente desde velocidad cero a una velocidad de despegue de 150 nudos (253.5 pies por seg.) con una aceleraci贸n de 6.434 pies por seg.^2 (o, 0.2g, dado que g = 32.17 pies por seg.^2). La distancia de despegue ser铆a:
S = (253.5)^2 / (2)(6.434)
= 5,000 pies.
Si la aceleraci贸n durante el despegue se redujera un 10 por ciento, la distancia de despegue aumentar铆a un 11.1 por ciento; si la velocidad de despegue se aumentara un 10 por ciento, la distancia de despegue aumentar铆a un 21 por ciento. Estas relaciones apuntan al hecho de que se debe hacer una contabilidad adecuada de la altitud, temperatura, peso bruto, viento, etc., porque cualquier elemento que afecte la aceleraci贸n o la velocidad de despegue tendr谩 un efecto definitivo en la distancia de despegue.
Si un avi贸n fuera a aterrizar a una velocidad de 150 nudos y fuera desacelerado uniformemente hasta detenerse con la misma aceleraci贸n de 0.2g, la distancia de parada de aterrizaje ser铆a de 5,000 pies. Sin embargo, no es necesariamente el caso que una aeronave pueda tener un rendimiento id茅ntico de despegue y aterrizaje, pero el principio ilustrado es que la distancia es una funci贸n de la velocidad y la aceleraci贸n. Como antes, una distancia de parada un 10 por ciento menor aumenta la distancia un 11.1 por ciento, y una velocidad de aterrizaje un 10 por ciento mayor aumenta la distancia de aterrizaje un 21 por ciento.
La relaci贸n general de velocidad, aceleraci贸n y distancia para el movimiento uniformemente acelerado se ilustra en la figura 2.31. En esta ilustraci贸n, la distancia de aceleraci贸n se muestra como una funci贸n de la velocidad para varios valores de aceleraci贸n.
RENDIMIENTO DE DESPEGUE / TAKEOFF PERFORMANCE
La distancia m铆nima de despegue es de inter茅s principal en la operaci贸n de cualquier aeronave porque define los requisitos de la pista. La distancia m铆nima de despegue se obtiene despegando a alguna velocidad segura m铆nima (minimum safe velocity) que permite un margen suficiente por encima de la p茅rdida y proporciona un control satisfactorio y una tasa de ascenso inicial. Generalmente, la velocidad de despegue es alg煤n porcentaje fijo de la velocidad de p茅rdida o velocidad m铆nima de control para el avi贸n en la configuraci贸n de despegue. Como tal, la velocidad de despegue se lograr谩 a alg煤n valor particular de coeficiente de sustentaci贸n y 谩ngulo de ataque. Dependiendo de las caracter铆sticas del avi贸n, la velocidad de despegue estar谩 en cualquier lugar desde 1.05 a 1.25 veces la velocidad de p茅rdida o velocidad m铆nima de control. Si se especifica la velocidad de despegue como 1.10 veces la velocidad de p茅rdida, el coeficiente de sustentaci贸n es el 82.6 por ciento de CLmax y el 谩ngulo de ataque y el coeficiente de sustentaci贸n para el despegue son valores fijos independientes del peso, altitud, viento, etc. Por lo tanto, un indicador de 谩ngulo de ataque puede ser una ayuda valiosa durante el despegue.
Para obtener la distancia m铆nima de despegue a la velocidad de despegue especificada, las fuerzas que act煤an sobre la aeronave deben proporcionar la aceleraci贸n m谩xima durante la carrera de despegue. Las diversas fuerzas que act煤an sobre la aeronave pueden no estar bajo el control del piloto y pueden ser necesarias diversas t茅cnicas en ciertos aviones para mantener la aceleraci贸n de despegue en el valor m谩s alto.
La figura 2.32 ilustra las diversas fuerzas que act煤an sobre la aeronave durante la carrera de despegue. El empuje de la planta motriz (powerplant thrust) es la fuerza principal para proporcionar la aceleraci贸n y, para la distancia de despegue m铆nima, el empuje de salida debe ser el m谩ximo. La sustentaci贸n y la resistencia (Lift and drag) se producen tan pronto como el avi贸n tiene velocidad y los valores de sustentaci贸n y resistencia dependen del 谩ngulo de ataque y la presi贸n din谩mica. La resistencia de rodadura (Rolling friction) resulta cuando hay una fuerza normal en las ruedas y la fuerza de fricci贸n es el producto de la fuerza normal y el coeficiente de fricci贸n de rodadura (coefficient of rolling friction). La fuerza normal que presiona las ruedas contra la superficie de la pista es el peso neto menos la sustentaci贸n mientras que el coeficiente de fricci贸n de rodadura es una funci贸n del tipo de neum谩tico y la textura de la superficie de la pista.
La aceleraci贸n del avi贸n en cualquier instante durante la carrera de despegue es una funci贸n de la fuerza neta de aceleraci贸n y la masa del avi贸n. De la segunda ley de movimiento de Newton:
a = Fn / M
o
a = g(Fn / W)
donde
a = aceleraci贸n, pies por seg.
Fn = fuerza neta de aceleraci贸n (net accelerating force), lbs.
W = peso (weight), lbs.
g = aceleraci贸n gravitacional = 32.17 pies por seg.^2
M = masa (mass), slugs = W/g
La fuerza neta de aceleraci贸n en el avi贸n, Fn, es la neta del empuje, T (thrust), resistencia, D (drag), y fricci贸n de rodadura, F (rolling friction). As铆, la aceleraci贸n en cualquier instante durante la carrera de despegue es:
a = (g/W)(T - D - F)
La figura 2.32 ilustra la variaci贸n t铆pica de las diversas fuerzas que act煤an sobre la aeronave a lo largo de la carrera de despegue. Si se asume que la aeronave est谩 en una actitud esencialmente constante durante la carrera de despegue, CL y CD son constantes y las fuerzas de sustentaci贸n y resistencia var铆an como el cuadrado de la velocidad. Para el caso de movimiento uniformemente acelerado, la distancia a lo largo de la carrera de despegue es proporcional tambi茅n al cuadrado de la velocidad, por lo tanto, la velocidad al cuadrado y la distancia pueden usarse casi sin贸nimamente.
As铆, la sustentaci贸n y la resistencia variar谩n linealmente con la presi贸n din谩mica (q) o V^2 desde el punto de inicio de la carrera de despegue. Como el coeficiente de fricci贸n de rodadura esencialmente no se ve afectado por la velocidad, la fricci贸n de rodadura variar谩 como la fuerza normal en las ruedas. A velocidad cero, la sustentaci贸n es igual a cero y la fuerza normal es igual al peso del avi贸n, pero, en el despegue la velocidad, la sustentaci贸n es igual al peso y la fuerza normal es cero. Por lo tanto, la fricci贸n de rodadura disminuye linealmente con q o V^2 desde el comienzo de la carrera de despegue y alcanza cero en el punto de despegue.
La fuerza total de retardo (total retarding force) en la aeronave es la suma de la resistencia y la fricci贸n de rodadura (D + F) y, para la mayor铆a de las configuraciones, esta suma es casi constante o cambia solo ligeramente durante la carrera de despegue. La fuerza neta de aceleraci贸n es entonces la diferencia entre el empuje de la planta motriz y la fuerza total de retardo,
Fn = T - D - F
La variaci贸n de la fuerza neta de aceleraci贸n a lo largo de la carrera de despegue se muestra en la figura 2.32. El avi贸n t铆pico propulsado por h茅lice demuestra una fuerza neta de aceleraci贸n que disminuye con la velocidad y la aceleraci贸n resultante es inicialmente alta pero disminuye a lo largo de la carrera de despegue. La fuerza neta de aceleraci贸n t铆pica del avi贸n a reacci贸n (jet) es esencialmente constante a lo largo de la carrera de despegue. Como resultado, el avi贸n turborreactor se comparar谩 estrechamente con el caso de movimiento uniformemente acelerado.
La t茅cnica del piloto requerida para lograr la aceleraci贸n m谩xima durante la carrera de despegue puede variar considerablemente entre configuraciones de aviones. En algunos casos, la aceleraci贸n m谩xima se obtendr谩 permitiendo que el avi贸n permanezca en la actitud de tres puntos a lo largo de la carrera hasta que el avi贸n simplemente alcanza la velocidad de vuelo nivelado-igual-al-peso y sale volando del suelo. Otros aviones pueden requerir la actitud de tres puntos hasta que se alcanza la velocidad de despegue y luego rotaci贸n al 谩ngulo de ataque de despegue para llegar a estar en el aire.
A煤n otras configuraciones pueden requerir rotaci贸n parcial o completa a la actitud de despegue antes de alcanzar la velocidad de despegue. En este caso, el procedimiento puede ser necesario para proporcionar una aceleraci贸n m谩xima menor (D + F) para lograr la aceleraci贸n m谩xima ya que un 谩ngulo de ataque excesivo causar谩 resistencia excesiva y obstaculizar谩 (o posiblemente impedir谩) un despegue exitoso. Tambi茅n, una rotaci贸n insuficiente puede proporcionar resistencia de rodadura a帽adida o requerir que el avi贸n acelere a alguna velocidad excesiva antes de llegar a estar en el aire.
En este sentido, un indicador de 谩ngulo de ataque es especialmente 煤til para condiciones de despegue nocturno o por instrumentos, as铆 como en el d铆a ordinario VFR. Los errores de aceleraci贸n del giro de actitud usualmente impiden una rotaci贸n de cabeceo precisa bajo estas condiciones.
FACTORES QUE AFECTAN EL RENDIMIENTO DE DESPEGUE / FACTORS AFFECTING TAKEOFF PERFORMANCE
Adem谩s de los factores importantes de la t茅cnica adecuada, muchas otras variables afectan el rendimiento de despegue de un avi贸n. Cualquier elemento que altere la velocidad de despegue o la aceleraci贸n durante la carrera de despegue afectar谩 la distancia de despegue. Para evaluar el efecto de las muchas variables, se asumir谩n las relaciones principales de movimiento uniformemente acelerado y se dar谩 consideraci贸n a aquellos efectos debidos a cualquier no-uniformidad de aceleraci贸n durante el proceso de despegue. Generalmente, en el caso de movimiento uniformemente acelerado, la distancia var铆a directamente con el cuadrado de la velocidad de despegue e inversamente como la aceleraci贸n de despegue.
S2/S1 = (V2^2/V1^2) x (a1/a2)
donde
S = distancia
V = velocidad
a = aceleraci贸n
condici贸n (1) aplica a alguna distancia de despegue conocida, S1, que era com煤n a alguna velocidad de despegue original, V1, y aceleraci贸n, a1.
condici贸n (2) aplica a alguna nueva distancia de despegue, S2, que es el resultado de alg煤n valor diferente de velocidad de despegue, V2, o aceleraci贸n, a2.
Con esta relaci贸n b谩sica, se puede aproximar el efecto de las muchas variables en la distancia de despegue.
El efecto del peso bruto (gross weight) en la distancia de despegue es grande y se debe hacer una consideraci贸n adecuada de este elemento en la predicci贸n de la distancia de despegue. El aumento del peso bruto puede considerarse que produce un efecto triple en el rendimiento de despegue: (1) mayor velocidad de despegue, (2) mayor masa a acelerar, y (3) mayor fuerza de retardo (D + F). Si el peso bruto aumenta, es necesaria una mayor velocidad para poner el avi贸n en el aire al coeficiente de sustentaci贸n de despegue. La relaci贸n de velocidad de despegue y peso bruto ser铆a la siguiente:
V2/V1 = raiz_cuadrada(W2/W1) (EAS o CAS)
donde
V1 = velocidad de despegue correspondiente a alg煤n peso original, W1
V2 = velocidad de despegue correspondiente a alg煤n peso diferente, W2
As铆, un avi贸n dado en la configuraci贸n de despegue a un peso bruto dado tendr谩 una velocidad de despegue espec铆fica (EAS o CAS) que es invariable con la altitud, temperatura, viento, etc. porque es necesario un cierto valor de q (presi贸n din谩mica) para proporcionar sustentaci贸n igual al peso en el CL de despegue. Como ejemplo del efecto de un cambio en el peso bruto, un aumento del 21 por ciento en el peso de despegue requerir谩 un aumento del 10 por ciento en la velocidad de despegue para soportar el mayor peso.
Un cambio en el peso bruto cambiar谩 la fuerza neta de aceleraci贸n, Fn, y cambiar谩 la masa, M, que est谩 siendo acelerada. Si el avi贸n tiene una relaci贸n empuje-peso relativamente alta, el cambio en la fuerza neta de aceleraci贸n es leve y el efecto principal en la aceleraci贸n se debe al cambio en la masa.
Para evaluar el efecto del peso bruto en la distancia de despegue, se utilizan las siguientes relaciones:
el efecto del peso en la velocidad de despegue es
V2/V1 = raiz_cuadrada(W2/W1) o (V2/V1)^2 = W2/W1
si se descuida el cambio en la fuerza neta de aceleraci贸n, el efecto del peso en la aceleraci贸n es
a1/a2 = W2/W1 o a1/a2 = W1/W2
el efecto de estos elementos en la distancia de despegue es
S2/S1 = (V2^2/V1^2) x (a1/a2)
o
S2/S1 = (W2/W1) x (W2/W1)
S2/S1 = (W2/W1)^2
(al menos este efecto porque el peso alterar谩 la fuerza neta de aceleraci贸n)
Este resultado aproxima el efecto del peso bruto en la distancia de despegue para aviones con relaciones empuje-peso relativamente altas. En efecto, la distancia de despegue variar谩 al menos como el cuadrado del peso bruto. Por ejemplo, un aumento del 10 por ciento en el peso bruto causar铆a:
un aumento del 5 por ciento en la velocidad de despegue
al menos una disminuci贸n del 9 por ciento en la aceleraci贸n
al menos un aumento del 21 por ciento en la distancia de despegue
Para el avi贸n con una relaci贸n empuje-peso alta, el aumento en la distancia de despegue ser铆a aproximadamente del 21 al 22 por ciento, pero, para el avi贸n con una relaci贸n empuje-peso relativamente baja, el aumento en la distancia de despegue ser铆a aproximadamente del 25 al 30 por ciento. Un efecto tan poderoso requiere una consideraci贸n adecuada del peso bruto al predecir la distancia de despegue.
El efecto del viento (wind) en la distancia de despegue es grande y tambi茅n se debe proporcionar una consideraci贸n adecuada al predecir la distancia de despegue. El efecto de un viento de cara (headwind) es permitir que el avi贸n alcance la velocidad de despegue a una velocidad terrestre (ground velocity) menor mientras que el efecto de un viento de cola (tailwind) es requerir que el avi贸n alcance una velocidad terrestre mayor para lograr la velocidad de despegue. El efecto del viento en la aceleraci贸n es relativamente peque帽o y, en su mayor parte, puede ser descuidado. Para evaluar el efecto del viento en la distancia de despegue, se utilizan las siguientes relaciones:
el efecto de un viento de cara es reducir la velocidad terrestre de despegue por la cantidad de la velocidad del viento de cara, Vw
V2 = V1 - Vw
el efecto del viento en la aceleraci贸n es despreciable,
a2 = a1 o a1/a2 = 1
el efecto de estos elementos en la distancia de despegue es
S2/S1 = (V2^2/V1^2) x (a1/a2)
S2/S1 = [(V1 - Vw)/V1]^2
o
S2/S1 = [1 - Vw/V1]^2
donde
S1 = distancia de despegue con viento cero
S2 = distancia de despegue en el viento de cara
Vw = velocidad del viento de cara
V1 = velocidad de despegue con viento cero o, simplemente, la velocidad del aire de despegue
Como resultado de esta relaci贸n, un viento de cara que es el 10 por ciento de la velocidad del aire de despegue reducir谩 la distancia de despegue un 19 por ciento. Sin embargo, un viento de cola (o viento de cara negativo) que es el 10 por ciento de la velocidad del aire de despegue aumentar谩 la distancia de despegue un 21 por ciento. En el caso donde la velocidad del viento de cara es el 50 por ciento de la velocidad de despegue, la distancia de despegue ser铆a aproximadamente el 25 por ciento de la distancia con viento cero (75 por ciento de reducci贸n).
El efecto del viento en la distancia de aterrizaje es id茅ntico al efecto general en la distancia de despegue. La figura 2.33 ilustra el cambio porcentual en la distancia de despegue o aterrizaje como una funci贸n de la relaci贸n de la velocidad del viento a la velocidad de despegue o aterrizaje.
El efecto de la pendiente de la pista en la distancia de despegue (The effect of runway slope on takeoff distance) se debe al componente del peso a lo largo de la trayectoria inclinada del avi贸n. Una pista con una pendiente del 1 por ciento proporcionar铆a un componente de fuerza igual al 1 por ciento del peso bruto. Por supuesto, una pendiente ascendente (upslope) contribuir铆a con un componente de fuerza retardadora mientras que una pendiente descendente (downslope) contribuir铆a con un componente de fuerza de aceleraci贸n.
Para el caso de la pendiente ascendente, el componente de fuerza retardadora se suma a la fricci贸n de arrastre y rodadura para reducir la fuerza neta de aceleraci贸n. Ordinariamente, una pendiente de pista del 1 por ciento puede causar un cambio del 2 al 4 por ciento en la distancia de despegue dependiendo de las caracter铆sticas del avi贸n. El avi贸n con la relaci贸n empuje-peso alta es el menos afectado mientras que el avi贸n con la relaci贸n empuje-peso baja es el m谩s afectado porque el componente de fuerza de la pendiente causa un cambio relativamente mayor en la fuerza neta de aceleraci贸n.
El efecto de la pendiente de la pista debe ser considerado al predecir la distancia de despegue pero el efecto es usualmente menor para la pista ordinaria con pendientes moderadas y aviones con relaciones empuje-peso moderadas. De hecho, las consideraciones de pendiente de la pista son de gran importancia solo cuando la pendiente de la pista es grande y el avi贸n tiene una aceleraci贸n intr铆nseca baja, es decir, relaci贸n empuje-peso baja. En el caso ordinario, la selecci贸n de la pista de despegue favorecer谩 la direcci贸n con una pendiente ascendente y viento de cara en lugar de la direcci贸n con una pendiente descendente y viento de cola.
El efecto de la velocidad de despegue adecuada (The effect of proper takeoff velocity) es importante cuando las longitudes de pista y las distancias de despegue son cr铆ticas. Las velocidades de despegue especificadas en el manual de vuelo son generalmente las velocidades m铆nimas seguras a las que el avi贸n puede llegar a estar en el aire. Cualquier intento de despegar antes de que la aeronave alcance la velocidad recomendada puede significar que la aeronave puede entrar en p茅rdida, ser dif铆cil de controlar, o tener una tasa de ascenso inicial muy baja. En algunos casos, un 谩ngulo de ataque excesivo puede no permitir que el avi贸n salga del efecto suelo. Por otro lado, una velocidad excesiva en el despegue puede mejorar la tasa de ascenso inicial...
... "sensaci贸n" del avi贸n, pero producir谩 un aumento indeseable en la distancia de despegue. Asumiendo que la aceleraci贸n no se ve esencialmente afectada, la distancia de despegue var铆a como el cuadrado de la velocidad de despegue.
S2/S1 = (V2/V1)^2
As铆, un exceso de velocidad del 10 por ciento aumentar铆a la distancia de despegue un 21 por ciento. En las condiciones de despegue m谩s cr铆ticas, tal aumento en la distancia de despegue ser铆a prohibitivo y el piloto debe adherirse a las velocidades recomendadas.
El efecto de la altitud de presi贸n y la temperatura ambiente (The effect of pressure altitude and ambient temperature) es definir principalmente la altitud de densidad (density altitude) y su efecto en el rendimiento de despegue. Si bien las correcciones subsiguientes son apropiadas para el efecto de la temperatura en el rendimiento de la planta motriz, la altitud de densidad define ciertos efectos en el rendimiento de despegue. Un aumento en la altitud de densidad puede producir un efecto doble en el rendimiento de despegue:
(1) mayor velocidad de despegue y (2) menor empuje y menor fuerza neta de aceleraci贸n. Si un peso y configuraci贸n de avi贸n dados son llevados a la altitud por encima del nivel del mar est谩ndar, el avi贸n todav铆a requerir谩 la misma presi贸n din谩mica para llegar a estar en el aire con el coeficiente de sustentaci贸n de despegue. As铆, el avi贸n en altitud despegar谩 a la misma velocidad equivalente (EAS) que al nivel del mar, pero debido a la densidad reducida, la velocidad verdadera (TAS) ser谩 mayor. De la aerodin谩mica b谩sica, la relaci贸n entre velocidad verdadera y velocidad equivalente es la siguiente:
TAS / EAS = 1 / raiz_cuadrada(sigma)
donde
TAS = velocidad verdadera (true airspeed)
EAS = velocidad equivalente (equivalent airspeed)
sigma = relaci贸n de densidad de altitud = rho/rho0
El efecto de la altitud de densidad en el empuje de la planta motriz depende mucho del tipo de planta motriz. Un aumento en la altitud por encima del nivel del mar est谩ndar traer谩 una disminuci贸n inmediata en la potencia de salida para el motor alternativo no sobrealimentado o sobrealimentado en tierra (ground boosted). Sin embargo, un aumento en la altitud por encima del nivel del mar est谩ndar no causar谩 una disminuci贸n en la potencia de salida para el motor alternativo sobrealimentado hasta que la altitud exceda la altitud cr铆tica.
Para aquellas plantas motrices que experimentan una ca铆da en el empuje con un aumento en la altitud, el efecto en la fuerza neta de aceleraci贸n y la aceleraci贸n puede ser aproximado asumiendo una variaci贸n directa con la densidad. En realidad, esta suposici贸n aproximar铆a estrechamente el efecto en aviones con altas relaciones empuje-peso. Esta relaci贸n ser铆a la siguiente:
a2/a1 = Fn2/Fn1 = rho/rho0 = sigma
donde
a1, Fn1 = aceleraci贸n y fuerza neta de aceleraci贸n correspondientes al nivel del mar
a2, Fn2 = aceleraci贸n y fuerza neta de aceleraci贸n correspondientes a la altitud
sigma = relaci贸n de densidad de altitud
Para evaluar el efecto de estos elementos en la distancia de despegue, se utilizan las siguientes relaciones:
si un aumento en la altitud no altera la aceleraci贸n, el efecto principal se deber铆a a la mayor TAS
S2/S1 = (V2^2/V1^2) x (a1/a2)
S2/S1 = 1/sigma
donde
S1 = distancia de despegue est谩ndar al nivel del mar
S2 = distancia de despegue en altitud
sigma = relaci贸n de densidad de altitud
si un aumento en la altitud reduce la aceleraci贸n adem谩s del aumento en TAS, los efectos combinados se aproximar铆an para el caso del avi贸n con alta aceleraci贸n intr铆nseca por lo siguiente:
S2/S1 = (V2^2/V1^2) x (a1/a2)
S2/S1 = (1/sigma) x (1/sigma)
S2/S1 = (1/sigma)^2
donde
S1 = distancia de despegue est谩ndar al nivel del mar
S2 = distancia de despegue en altitud
sigma = relaci贸n de densidad de altitud
Como resultado de estas relaciones, debe apreciarse que la altitud de densidad afectar谩 el rendimiento de despegue de una manera que depende mucho del tipo de planta motriz. El efecto de la altitud de densidad en la distancia de despegue puede apreciarse mediante la siguiente comparaci贸n:
TABLA 2-1. Efecto Aproximado de la Altitud en la Distancia de Despegue
| Altitud de densidad | 1/sigma | (1/sigma)^2 | Porcentaje de aumento en la distancia de despegue desde el nivel del mar est谩ndar | |
| Avi贸n motor alternativo sobrealimentado debajo de altitud cr铆tica | Avi贸n turborreactor relaci贸n alta (T/W) | |||
| Nivel del mar | 1.000 | 1.000 | 0 | 0 |
| 1,000 pies | .9711 | 1.0298 | 1.0605 | 2.98 |
| 2,000 pies | .9428 | 1.0605 | 1.125 | 6.05 |
| 3,000 pies | .9151 | 1.0928 | 1.195 | 9.28 |
| 4,000 pies | .8881 | 1.126 | 1.264 | 12.6 |
| 5,000 pies | .8617 | 1.1605 | 1.347 | 16.05 |
| 6,000 pies | .8359 | 1.1965 | 1.432 | 19.65 |
De la tabla anterior, se pueden derivar algunas reglas generales aproximadas para ilustrar las diferencias entre los diversos tipos de aviones. Un aumento de 1,000 pies en la altitud de densidad...
Imagen: image_838a57.png
...causar谩 estos aumentos aproximados en la distancia de despegue:
3 1/2 por ciento para el avi贸n con motor alternativo sobrealimentado cuando est谩 por debajo de la altitud cr铆tica
7 por ciento para el turborreactor con alta relaci贸n empuje-peso
10 por ciento para el turborreactor con baja relaci贸n empuje-peso
Estas relaciones aproximadas muestran que el avi贸n turborreactor es mucho m谩s sensible a la altitud de densidad que el avi贸n propulsado por motor alternativo (h茅lice). Esto debe ser apreciado por pilotos en transici贸n de tipos de h茅lice a tipos de jet (jet type airplanes). La contabilidad adecuada de la elevaci贸n de presi贸n (el campo es un sustituto pobre) y la temperatura es obligatoria para la predicci贸n precisa de la distancia de carrera de despegue.
Las condiciones m谩s cr铆ticas de rendimiento de despegue son el resultado de alguna combinaci贸n de alto peso bruto, altitud, temperatura, y viento desfavorable. En todos los casos, le corresponde al piloto hacer una predicci贸n precisa de la distancia de despegue a partir de los datos de rendimiento del Manual de Vuelo (Flight Handbook), independientemente de la pista disponible, y esforzarse por una t茅cnica de despegue profesional pulida.
En la predicci贸n de la distancia de despegue a partir de los datos del manual, deben darse las siguientes consideraciones primarias:
Avi贸n propulsado por motor alternativo (Reciprocating powered airplane)
(1) Altitud de presi贸n y temperatura—para definir el efecto de la distancia de altitud de densidad.
(2) Peso bruto—un gran efecto en la distancia.
(3) Humedad espec铆fica—para corregir la distancia de despegue por la p茅rdida de potencia asociada con el vapor de agua.
(4) Viento—un gran efecto debido al viento o componente de viento a lo largo de la pista.
Avi贸n propulsado por turbina (Turbine powered airplane)
(1) Altitud de presi贸n y temperatura—para definir el efecto de la altitud de densidad.
Imagen: image_838a1f.png
(2) Peso bruto.
(3) Temperatura—una correcci贸n adicional para tener en cuenta la p茅rdida de empuje asociada con las altas temperaturas de entrada al compresor.
Para esta correcci贸n la temperatura ambiente es apropiada en las condiciones de la pista en lugar de la temperatura ambiente en alguna ubicaci贸n distante.
(4) Viento.
Adem谩s, son necesarias correcciones para tener en cuenta la pendiente de la pista, eficiencias de potencia del motor, etc.
RENDIMIENTO DE MANIOBRA (MANEUVERING PERFORMANCE)
RENDIMIENTO DE MANIOBRA / MANEUVERING PERFORMANCE
Cuando el avi贸n est谩 en vuelo de giro, el avi贸n no est谩 en equilibrio est谩tico pues debe desarrollarse el desequilibrio de fuerza para producir la aceleraci贸n del giro. Durante un giro coordinado y estable (steady coordinated turn), la sustentaci贸n se inclina para producir un componente horizontal de fuerza para igualar la fuerza centr铆fuga del giro. Adem谩s, el giro estable se logra produciendo un componente vertical de sustentaci贸n que es igual al peso del avi贸n. La Figura 2.28 ilustra las fuerzas que act煤an sobre el avi贸n en un giro coordinado y estable.
Para el caso del giro coordinado y estable, el componente vertical de la sustentaci贸n debe igualar el peso de la aeronave para que no haya aceleraci贸n en la direcci贸n vertical. Este requisito conduce a la siguiente relaci贸n:
n = L / W
n = 1 / cos phi
n = sec phi
donde
n = factor de carga o "G" (load factor)
L = sustentaci贸n, lbs. (lift)
W = peso, lbs. (weight)
phi = 谩ngulo de alabeo, grados (bank angle)
De esta relaci贸n es evidente que el giro coordinado y estable requiere valores espec铆ficos de factor de carga, n, en varios 谩ngulos de alabeo, phi.
Por ejemplo, un 谩ngulo de alabeo de 60 grados requiere un factor de carga de 2.0 (cos 60 grados = 0.5 o sec 60 grados = 2.0) para proporcionar el giro coordinado y estable. Si el avi贸n estuviera en un alabeo de 60 grados y no se proporcionara sustentaci贸n para producir el factor de carga exacto de 2.0, el avi贸n estar铆a acelerando en la direcci贸n vertical as铆 como en la direcci贸n horizontal y el giro no ser铆a estable. Adem谩s, cualquier fuerza lateral (sideforce) en el avi贸n debido a deslizamiento (sideslip), etc., colocar铆a la fuerza aerodin谩mica resultante fuera del plano de simetr铆a perpendicular al eje lateral y el giro no estar铆a coordinado.
Como consecuencia de la sustentaci贸n aumentada requerida para producir el giro estable en un alabeo, la resistencia inducida se incrementa por encima de la incurrida por el vuelo estable, a nivel y con sustentaci贸n igual al peso. En un sentido, el giro aumenta el peso bruto requerido en vuelo nivelado. Las curvas de empuje total y potencia requerida en un giro estable aumentar谩n de la misma manera que el peso bruto aumentado en vuelo nivelado.
La figura 2.28 ilustra el efecto general del vuelo de giro en el empuje total y la potencia requerida. Por supuesto, el cambio en el empuje requerido a cualquier velocidad dada se debe al cambio en la resistencia inducida y la magnitud del cambio depende del valor de la resistencia inducida en vuelo nivelado y el 谩ngulo de alabeo en el vuelo de giro. Dado que la resistencia inducida var铆a generalmente como el cuadrado de CL, los siguientes datos proporcionan una ilustraci贸n del efecto del 谩ngulo de alabeo:
| 脕ngulo de alabeo, phi | Factor de carga, n | Aumento porcentual en resistencia inducida desde vuelo nivelado |
| 0 grados | 1.000 | 0 (por supuesto) |
| 15 grados | 1.036 | 7.2 |
| 30 grados | 1.154 | 33.3 |
| 45 grados | 1.414 | 100.0 |
| 60 grados | 2.000 | 300.0 |
Dado que la resistencia inducida predomina a bajas velocidades, los giros pronunciados a bajas velocidades pueden producir aumentos significativos en el empuje o potencia requerida para mantener la altitud. Por lo tanto, los giros pronunciados deben evitarse despu茅s del despegue, y especialmente durante una situaci贸n cr铆tica de potencia por fallo o mal funcionamiento de una planta motriz. La resistencia inducida grandemente aumentada es justo lo que importante —si no m谩s importante— como el aumento de la velocidad de p茅rdida en el vuelo de viraje. Es importante tambi茅n que cualquier giro sea bien coordinado para prevenir el aumento de resistencia asociado a un deslizamiento.
RENDIMIENTO DE GIRO / TURNING PERFORMANCE
El componente horizontal de la sustentaci贸n igualar谩 la fuerza centr铆fuga del vuelo de giro estable. Este hecho permite el desarrollo de las siguientes relaciones del rendimiento de giro:
radio de giro (turn radius)
r = V^2 / (11.26 tan phi)
donde
r = radio de giro, pies.
V = velocidad, nudos (TAS)
phi = 谩ngulo de alabeo, grados
tasa de giro (turn rate)
ROT = (1,091 tan phi) / V
donde
ROT = tasa de giro, grados por segundo.
phi = 谩ngulo de alabeo, grados
V = velocidad, nudos, TAS
Estas relaciones definen el radio de giro, r, y la tasa de giro, ROT, como funciones de dos variables principales: 谩ngulo de alabeo, phi, y velocidad, V (TAS). As铆, cuando el avi贸n se vuela en el giro coordinado y estable a valores espec铆ficos de 谩ngulo de alabeo y velocidad, la tasa de giro y el radio de giro son fijos e independientes del tipo de avi贸n. Como ejemplo, un avi贸n en un giro estable y coordinado a un 谩ngulo de alabeo de 45 grados y una velocidad de 250 nudos (TAS) tendr铆a el siguiente rendimiento de giro:
r = (250)^2 / (11.26)(1.000) (tan 45 grados = 1.000)
= 5,550 pies.
y
ROT = (1,091)(1.000) / 250
= 4.37 grados por seg.
Si el avi贸n mantuviera el mismo 谩ngulo de alabeo a 500 nudos (TAS), el radio de giro se cuadruplicar铆a (r = 22,200 pies) y la tasa de giro ser铆a la mitad del valor original (ROT = 2.19 grados por seg.).
Los valores de radio de giro y tasa de giro versus velocidad se muestran en la figura 2.29 para varios 谩ngulos de alabeo y los factores de carga correspondientes. Las condiciones son para el giro coordinado y estable a altitud constante, pero los resultados son aplicables para el vuelo en ascenso o descenso cuando el 谩ngulo de ascenso o descenso es relativamente peque帽o. Si bien el efecto de la altitud en el rendimiento de giro no es inmediatamente aparente en estas curvas, el efecto principal se apreciar谩 a medida que una velocidad verdadera (TAS) aumentada para una velocidad equivalente dada (EAS).
RENDIMIENTO T脕CTICO / TACTICAL PERFORMANCE
Muchas maniobras t谩cticas requieren el uso de la capacidad de giro m谩xima (maximum turning capability) del avi贸n. La capacidad de giro m谩xima de un avi贸n estar谩 definida por tres factores:
(1) Capacidad de sustentaci贸n m谩xima (Maximum lift capability). La combinaci贸n del coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo, CLmax, y la carga alar, W/S, definir谩 la capacidad del avi贸n para desarrollar aerodin谩micamente los factores de carga del vuelo de maniobra.
(2) L铆mites de resistencia operativa (Operating strength limits). Los l铆mites superiores de los factores de carga de maniobra que no da帽ar谩n la estructura primaria del avi贸n. Estos l铆mites no deben excederse en operaciones normales debido a la posibilidad de da帽o o fallo estructural.
(3) L铆mites de empuje o potencia (Thrust or power limits). Definir谩n la capacidad del avi贸n para girar a altitud constante. La condici贸n limitante ser铆a hasta que la resistencia aumentada por el factor de carga bajo y la resistencia inducida sea igual al empuje m谩ximo disponible de la planta motriz. Tal caso producir铆a la capacidad m谩xima de giro para mantener una altitud constante.
La primera ilustraci贸n de la figura 2.30 muestra c贸mo los l铆mites aerodin谩micos y estructurales definen el l铆mite de rendimiento de giro m谩ximo (maximum turning performance).
El l铆mite aerodin谩mico (aerodynamic limit) describe el radio de giro m铆nimo disponible para el avi贸n cuando se opera a CLmax. Cuando el avi贸n est谩 a la velocidad de p茅rdida en vuelo nivelado, toda la sustentaci贸n es necesaria para sostener la aeronave en vuelo y ninguna est谩 disponible para producir un giro estable. Por lo tanto, el radio de giro a la velocidad de p茅rdida es infinito.
A medida que la velocidad aumenta por encima de la velocidad de p茅rdida, el avi贸n a CLmax es capaz de desarrollar una sustentaci贸n mayor que el peso y producir un radio de giro finito. Por ejemplo, a una velocidad del doble de la velocidad de p茅rdida, el avi贸n a CLmax es capaz de desarrollar un factor de carga de cuatro y utilizar un 谩ngulo de alabeo de 75.5 grados (cos 75.5 grados = 0.25). El aumento continuo en la velocidad aumenta el factor de carga y el 谩ngulo de alabeo que est谩 disponible aerodin谩micamente pero, debido a la tasa del aumento en velocidad y el efecto b谩sico en el radio de giro, el radio de giro se acerca a un valor m铆nimo absoluto. Cuando CLmax no se ve afectado por la velocidad, el radio de giro m铆nimo aerodin谩mico se acerca a este valor absoluto, el cual es una funci贸n de CLmax, W/S, y sigma. En realidad, el 煤nico denominador com煤n del rendimiento de giro aerodin谩mico es la velocidad de p茅rdida del ala a nivel.
El l铆mite aerodin谩mico del radio de giro requiere que se utilice una mayor velocidad para producir factores de carga crecientes y mayores 谩ngulos de alabeo. Obviamente, velocidades muy altas requerir谩n factores de carga muy altos y el radio de giro m铆nimo aerodin谩mico absoluto requerir谩 un factor de carga infinito. Aumentar la velocidad por encima de la velocidad de p茅rdida eventualmente producir谩 el l铆mite del factor de carga y un aumento continuo en la velocidad por encima de este punto requerir谩 que el factor de carga y el 谩ngulo de alabeo se limiten para prevenir da帽os estructurales.
Cuando el factor de carga y el 谩ngulo de alabeo se mantienen constantes en el l铆mite estructural, el radio de giro var铆a como el cuadrado de la velocidad y aumenta r谩pidamente por encima del l铆mite aerodin谩mico. La intersecci贸n de las l铆neas del l铆mite aerodin谩mico y el l铆mite estructural es la "velocidad de maniobra (maneuver speed)". La velocidad de maniobra es la velocidad m铆nima necesaria para desarrollar aerodin谩micamente el factor de carga l铆mite (limit load factor).
A velocidades menores que la velocidad de maniobra, el factor de carga l铆mite no est谩 disponible aerodin谩micamente y el rendimiento de giro est谩 limitado aerodin谩micamente. A velocidades mayores que la velocidad de maniobra, el factor de carga aerodin谩mico m谩ximo no est谩 disponible y el rendimiento de giro est谩 limitado estructuralmente.
Cuando se conocen la velocidad de p茅rdida y el factor de carga l铆mite para una configuraci贸n particular, la velocidad de maniobra se relaciona mediante la siguiente expresi贸n:
Vp = Vs * raiz_cuadrada(n limit)
donde
Vp = velocidad de maniobra, nudos
Vs = velocidad de p茅rdida, nudos
n limit = factor de carga l铆mite
Por ejemplo, un avi贸n con un factor de carga l铆mite de 4.0 tendr铆a una velocidad de maniobra que es el doble de la velocidad de p茅rdida.
La l铆nea de l铆mite aerodin谩mico de la primera ilustraci贸n de la figura 2.30 es t铆pica de un avi贸n con un CLmax que es invariable con la velocidad. Si bien esto es aplicable para la mayor铆a de los aviones subs贸nicos, una diferencia considerable ser铆a t铆pica del avi贸n trans贸nico o supers贸nico en altitud. Los efectos de compresibilidad y los cambios en la potencia de control longitudinal pueden producir un CL m谩ximo disponible que var铆a con la velocidad y un radio de giro aerodin谩mico que no es un m铆nimo absoluto al m谩ximo de velocidad.
La segunda ilustraci贸n de la figura 2.30 describe el rendimiento de giro a altitud constante de un avi贸n. Cuando un avi贸n est谩 a gran altitud, el rendimiento de giro en el extremo de alta velocidad del rango de vuelo suele estar limitado por el empuje (thrust limited) en lugar de limitado estructuralmente. En vuelo a altitud constante, el empuje debe igualar la resistencia para mantener el equilibrio y, por lo tanto, el radio de giro a altitud constante es infinito a la velocidad m谩xima de nivel. Cualquier alabeo o giro a la velocidad m谩xima de vuelo nivelado incurrir铆a en una resistencia adicional y causar铆a que el avi贸n descendiera. Sin embargo, a medida que la velocidad se reduce por debajo de la velocidad m谩xima de vuelo nivelado, la resistencia par谩sita se reduce y permite que el aumento de resistencia inducida acomode giros moderados dentro del empuje m谩ximo disponible. As铆, las consideraciones de altitud constante aumentar谩n el radio de giro m铆nimo aerodin谩mico y definir谩n un radio particular por encima del l铆mite aerodin谩mico.
Cada uno de los tres factores limitantes (aerodin谩mico, estructural y de potencia) puede combinarse para definir el rendimiento de giro de un avi贸n. Generalmente, los l铆mites aerodin谩micos y de potencia predominan a gran altitud, mientras que los l铆mites aerodin谩micos y estructurales predominan a baja altitud. El conocimiento de este rendimiento de giro es particularmente necesario para la operaci贸n efectiva de tipos de aviones de combate e interceptores.
LANDING PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ATERRIZAJE
En muchos casos, la distancia de aterrizaje de un avi贸n definir谩 los requisitos de pista para las operaciones de vuelo. Esto es particularmente el caso de aviones jet de alta velocidad a bajas altitudes donde la distancia de aterrizaje es el problema m谩s que el rendimiento de despegue. La distancia m铆nima de aterrizaje se obtiene aterrizando a alguna velocidad segura m铆nima (minimum safe velocity) que permita suficiente margen por encima de la p茅rdida (stall) y proporcione control y capacidad satisfactorios para el escape (waveoff). Generalmente, la velocidad de aterrizaje es alg煤n porcentaje fijo de la velocidad de p茅rdida o velocidad m铆nima de control del avi贸n en la configuraci贸n de aterrizaje. Como tal, el aterrizaje se lograr谩 a alg煤n valor particular de coeficiente de sustentaci贸n (lift coefficient) y 谩ngulo de ataque (angle of attack). El valor exacto de CL (Coeficiente de Sustentaci贸n) y alfa ($\alpha$) para el aterrizaje depender谩 de las caracter铆sticas del avi贸n pero, una vez definido, los valores son independientes del peso, altitud, viento, etc.
Para obtener la distancia m铆nima de aterrizaje a la velocidad de aterrizaje especificada, las fuerzas que act煤an sobre el avi贸n deben proporcionar la m谩xima desaceleraci贸n (o aceleraci贸n negativa) durante la carrera de aterrizaje (landing roll). Las diversas fuerzas que act煤an sobre el avi贸n durante la carrera de aterrizaje pueden requerir varias t茅cnicas para mantener la desaceleraci贸n de aterrizaje en el valor m谩ximo.
La Figura 2.34 ilustra las fuerzas que act煤an sobre la aeronave durante la carrera de aterrizaje. El empuje (thrust) de la planta motriz debe ser un valor positivo m铆nimo, o, si se dispone de empuje reverso (reverse thrust), un valor negativo m谩ximo para una distancia de aterrizaje m铆nima. La sustentaci贸n (Lift) y la resistencia (drag) se producen siempre que el avi贸n tenga velocidad y los valores de sustentaci贸n y resistencia dependen de la presi贸n din谩mica y el 谩ngulo de ataque.
La fricci贸n de frenado (Braking friction) resulta cuando hay una fuerza normal en la rueda de frenado y superficies de fricci贸n y la fuerza de fricci贸n es el producto de la fuerza normal y el coeficiente de fricci贸n de frenado. La fuerza normal en las superficies de frenado es alguna parte del peso neto y la sustentaci贸n, es decir, alguna otra parte del peso neto puede estar distribuida a ruedas que no tienen frenos.
El coeficiente m谩ximo de fricci贸n de frenado es principalmente una funci贸n de la condici贸n de la superficie de la pista (seca, mojada, con hielo, etc.) y es bastante independiente del tipo de neum谩tico para condiciones ordinarias (pista de superficie dura y seca). Sin embargo, el coeficiente operativo de fricci贸n de frenado es controlado por el piloto mediante el uso de los frenos.
La aceleraci贸n del avi贸n durante la carrera de aterrizaje es negativa (desaceleraci贸n) y se considerar谩 que es en ese sentido. En cualquier instante durante la carrera de aterrizaje la aceleraci贸n es una funci贸n de la fuerza retardadora neta y la masa del avi贸n. De la segunda ley de movimiento de Newton:
a = Fr/M
o
a = g (Fr/W)
donde:
a = aceleraci贸n, pies por seg^2 (negativa)
Fr = fuerza retardadora neta (net retarding force), libras.
g = aceleraci贸n gravitacional, pies por seg^2
W = peso (weight), libras.
M = masa, slugs
= W/g
La fuerza retardadora neta en el avi贸n, Fr, es la red de la resistencia (drag), D, fricci贸n de frenado, F, y empuje (thrust), T. As铆, la aceleraci贸n (negativa) en cualquier instante durante la carrera de aterrizaje es:
a = (g/W) (D + F - T)
Forces during Landing Roll / Fuerzas durante la Carrera de Aterrizaje
La Figura 2.34 ilustra la variaci贸n t铆pica de las diversas fuerzas que act煤an sobre la aeronave a lo largo de la carrera de aterrizaje. Si se asume que la aeronave est谩 en un 谩ngulo de ataque esencialmente constante desde el punto de la toma de contacto (touchdown), CL (Coeficiente de Sustentaci贸n) y CD (Coeficiente de Resistencia) son constantes y las fuerzas de sustentaci贸n y resistencia variar谩n como el cuadrado de la velocidad. As铆, la sustentaci贸n y la resistencia disminuir谩n linealmente con q (presi贸n din谩mica) o V^2 (Velocidad al cuadrado) desde el punto de toma de contacto.
Si el coeficiente de frenado se mantiene en el valor m谩ximo, esta fuerza m谩xima de fricci贸n de frenado es esencialmente constante con la velocidad y la fuerza normal en las superficies de frenado. A medida que el avi贸n se acerca a una parada completa, la velocidad y la sustentaci贸n se acercan a cero y la fuerza normal en las ruedas se acerca al peso del avi贸n. En este punto, la fuerza de fricci贸n de frenado est谩 en un m谩ximo. Inmediatamente despu茅s de la toma de contacto, la sustentaci贸n es bastante grande y la fuerza normal en las ruedas es peque帽a. Como resultado, la fuerza de fricci贸n de frenado es peque帽a.
Un error com煤n en este punto es aplicar una presi贸n de freno excesiva sin suficiente fuerza normal en las ruedas. Esto puede desarrollar un derrape (skid) con una rueda bloqueada y causar que el neum谩tico estalle tan repentinamente que es necesario un uso juicioso de los frenos.
El coeficiente de fricci贸n de frenado puede alcanzar valores m谩ximos de 0.8 pero valores ordinarios cerca de 0.5 son t铆picos para la pista de superficie dura y seca. Por supuesto, una pista resbaladiza y con hielo puede reducir el coeficiente m谩ximo de fricci贸n de frenado a valores tan bajos como 0.2 o 0.1. Si todo el peso del avi贸n estuviera en las superficies de frenado, un coeficiente de fricci贸n de frenado de 0.5 producir铆a una desaceleraci贸n de 1/2 g, 16.1 pies por seg^2. La mayor铆a de los aviones en efecto suelo (ground effect) rara vez producen relaciones de sustentaci贸n-resistencia inferiores a 3 o 4.
Si la sustentaci贸n del avi贸n fuera igual al peso, una L/D = 4 producir铆a una desaceleraci贸n de 1/4 g, 8 pies por seg^2. Mediante esta comparaci贸n deber铆a ser evidente que la fricci贸n de frenado ofrece la posibilidad de una mayor desaceleraci贸n que el frenado aerodin谩mico (aerodynamic braking). Con este fin, la mayor铆a de los aviones que operan desde pistas de superficie dura y seca requerir谩n t茅cnicas particulares para obtener la distancia m铆nima de aterrizaje.
Generalmente, la t茅cnica implica bajar la rueda de nariz a la pista y retraer los flaps para aumentar la fuerza normal en las superficies de frenado. Mientras que el avi贸n puede proporcionar una mayor fuerza de fricci贸n de frenado para compensar la resistencia reducida y la fuerza retardadora neta aumenta.
La t茅cnica necesaria para la distancia m铆nima de aterrizaje puede ser alterada hasta cierto punto en ciertas situaciones. Por ejemplo, los aviones de baja relaci贸n de aspecto (low aspect ratio) con alto control longitudinal pueden crear una resistencia (drag) muy alta en las altas velocidades inmediatamente despu茅s de la toma de contacto. Si la configuraci贸n del tren de aterrizaje o el ajuste de incidencia del flap impide una gran reducci贸n de CL, la fuerza normal en las superficies de frenado y la capacidad de fuerza de fricci贸n de frenado son relativamente peque帽as.
As铆, en la parte inicial de alta velocidad de la carrera de aterrizaje, la desaceleraci贸n m谩xima se obtendr铆a creando la mayor resistencia aerodin谩mica posible. Para el momento en que el avi贸n ha disminuido a 70 u 80 por ciento de la velocidad de toma de contacto, la resistencia aerodin谩mica decae pero la acci贸n de frenado entonces ser谩 efectiva. Alguna forma de esta t茅cnica puede ser necesaria para lograr la distancia m铆nima para algunas configuraciones cuando el coeficiente de fricci贸n de frenado es bajo (pista mojada, con hielo) y la capacidad de fuerza de fricci贸n de frenado se reduce en relaci贸n con la resistencia aerodin谩mica del avi贸n.
Se debe hacer una distinci贸n entre las t茅cnicas para la distancia m铆nima de aterrizaje y una carrera de aterrizaje ordinaria con considerable exceso de pista disponible. La distancia m铆nima de aterrizaje se obtendr谩 creando un pico continuo de desaceleraci贸n del avi贸n. Esta condici贸n generalmente requiere un uso extensivo de los frenos para m谩xima desaceleraci贸n. Por otro lado, una carrera de aterrizaje ordinaria con considerable exceso de pista puede permitir un uso extensivo de la resistencia aerodin谩mica para minimizar el desgaste y deterioro de los neum谩ticos y frenos.
Si la resistencia aerodin谩mica es suficiente para causar la desaceleraci贸n del avi贸n, se puede usar en deferencia a los frenos en las primeras etapas de la carrera de aterrizaje, es decir, los frenos y los neum谩ticos sufren de un uso continuo y fuerte pero la resistencia aerodin谩mica es gratuita y no se desgasta con el uso. El uso de la resistencia aerodin谩mica es aplicable solo para la desaceleraci贸n hasta velocidades inferiores al 60 o 70 por ciento de la velocidad de toma de contacto. A baja velocidad, la resistencia aerodin谩mica es tan leve que es de poca utilidad y el frenado debe ser utilizado para producir la desaceleraci贸n continua del avi贸n.
El empuje (Powerplant thrust) no se ilustra en la figura 2.34 ya que hay tantas variaciones posibles. Dado que el objetivo durante la carrera de aterrizaje es desacelerar, el empuje de la planta motriz deber铆a ser el valor positivo m谩s peque帽o posible o el valor negativo m谩s grande posible. En el caso del avi贸n turborreactor (turbojet), el empuje en ralent铆 (idle) del motor es casi constante con la velocidad a lo largo de la carrera de aterrizaje.
El empuje en ralent铆 es de magnitud significativa en d铆as fr铆os debido a la baja temperatura del aire de entrada del compresor y la baja altitud de densidad. Desafortunadamente, tales condiciones atmosf茅ricas generalmente tienen el corolario de una mala acci贸n de frenado debido a hielo o agua en la pista. El empuje en ralent铆 puede producir un gran empuje negativo temprano en la carrera de aterrizaje pero el empuje negativo disminuye con la velocidad. El gran empuje negativo a alta velocidad es valioso para sumarse a la resistencia (drag) y fricci贸n de frenado para aumentar la fuerza retardadora neta.
Varios dispositivos pueden ser utilizados para proporcionar una mayor desaceleraci贸n del avi贸n o para minimizar el desgaste y deterioro de los neum谩ticos y frenos. El paraca铆das de frenado (drag parachute) puede proporcionar una gran fuerza retardadora a alto q (presi贸n din谩mica) y aumentar enormemente la desaceleraci贸n durante la parte inicial de la carrera de aterrizaje. Cabe se帽alar que la contribuci贸n del paraca铆das de frenado es importante solo durante la porci贸n de alta velocidad de la carrera de aterrizaje. Para m谩xima efectividad, el paraca铆das de frenado debe ser desplegado inmediatamente despu茅s de que el avi贸n haga contacto con la pista.
El empuje reverso (Reverse thrust) se obtiene girando el 谩ngulo de paso de la pala muy por debajo del tope de paso bajo y aplicando potencia del motor. La acci贸n es extraer una gran cantidad de impulso de la corriente de aire y as铆 crear empuje negativo. La magnitud del empuje reverso de las h茅lices es muy grande, especialmente en el caso del turboh茅lice (turboprop) donde una potencia de eje muy grande puede ser alimentada a la h茅lice. En el caso de empuje de h茅lice reverso, la efectividad m谩xima se logra mediante el uso inmediatamente despu茅s de que el avi贸n est谩 en contacto con la pista. La capacidad de empuje reverso es mayor a alta velocidad y, obviamente, cualquier retraso en producir desaceleraci贸n permite que la pista pase a un ritmo r谩pido.
El empuje reverso de los motores turborreactores usualmente emplear谩 alguna forma de 谩labes, cubos (buckets), o "conchas de almeja" (clamshells) en el escape para girar o dirigir los gases de escape hacia adelante. Siempre que la velocidad de salida es menor que la velocidad de entrada (o negativa), ocurre un cambio de momento negativo y se produce empuje negativo. El empuje de chorro reverso es valioso y efectivo pero no debe ser comparado con la capacidad de empuje reverso de una planta motriz de h茅lice comparable que tiene un alto empuje intr铆nseco a bajas velocidades. Al igual que con el empuje reverso de h茅lice, el empuje reverso de chorro (jet reverse thrust) debe ser aplicado inmediatamente despu茅s del contacto con el suelo para m谩xima efectividad en reducir la distancia de aterrizaje.
FACTORS AFFECTING LANDING PERFORMANCE / FACTORES QUE AFECTAN EL RENDIMIENTO DE ATERRIZAJE
Adem谩s de los factores importantes de la t茅cnica adecuada, muchas otras variables afectan el rendimiento de aterrizaje de un avi贸n. Cualquier elemento que altere la velocidad de aterrizaje o la desaceleraci贸n durante la carrera de aterrizaje afectar谩 la distancia de aterrizaje. Al igual que con el rendimiento de despegue, las relaciones del movimiento uniformemente acelerado se asumir谩n aplicables para estudiar los efectos principales en la distancia de aterrizaje. El caso de movimiento uniformemente desacelerado define la distancia de aterrizaje variando directamente como el cuadrado de la velocidad de aterrizaje e inversamente como la desaceleraci贸n durante la carrera de aterrizaje.
S2/S1 = (V2/V1)^2 x (a1/a2)
donde:
S1 = distancia de aterrizaje resultante de ciertos valores de velocidad de aterrizaje, V1, y desaceleraci贸n, a1
S2 = distancia de aterrizaje resultante de algunos valores diferentes de velocidad de aterrizaje, V2, o desaceleraci贸n, a2
Con esta relaci贸n, el efecto de las muchas variables en la distancia de aterrizaje puede ser aproximado.
El efecto del peso bruto (gross weight) en la distancia de aterrizaje es uno de los elementos principales que determinan la distancia de aterrizaje de un avi贸n. Un efecto de un peso bruto aumentado es que el avi贸n requerir谩 una mayor velocidad para soportar el avi贸n en el 谩ngulo de ataque de aterrizaje y coeficiente de sustentaci贸n. La relaci贸n de la velocidad de aterrizaje y el peso bruto ser铆a la siguiente:
V2/V1 = ra铆z cuadrada de (W2/W1) (Nota: EAS o CAS)
donde:
V1 = velocidad de aterrizaje correspondiente a alg煤n peso original, W1
V2 = velocidad de aterrizaje correspondiente a alg煤n peso diferente, W2
As铆, una configuraci贸n dada del avi贸n en el aterrizaje a un peso bruto dado tendr谩 una velocidad de aterrizaje espec铆fica (EAS o CAS) que es invariante con la altitud, temperatura, viento, etc., porque un cierto valor de q (presi贸n din谩mica) es necesario para proporcionar una sustentaci贸n igual al peso en el aterrizaje CL. Como ejemplo del efecto de un cambio en el peso bruto, un aumento del 21 por ciento en el peso requerir谩 un aumento del 10 por ciento en la velocidad de aterrizaje para soportar el mayor peso.
Cuando se consideran las distancias m铆nimas de aterrizaje, las fuerzas de fricci贸n de frenado predominan durante la carrera de aterrizaje, y para la mayor铆a de las configuraciones de aviones, la fricci贸n de frenado es la fuente principal de desaceleraci贸n. En este caso, un aumento en el peso bruto proporciona una mayor fuerza normal y una mayor fricci贸n de frenado para hacer frente a la masa aumentada. Adem谩s, la mayor velocidad de aterrizaje en el mismo CL y CD produce una resistencia promedio (average drag) que aument贸 en la misma proporci贸n que el peso aumentado. As铆, el peso bruto aumentado causa un aumento en la suma de la resistencia m谩s la fricci贸n de frenado y la aceleraci贸n esencialmente no se ve afectada.
Para evaluar el efecto del peso bruto en la distancia de aterrizaje, se utilizan las siguientes relaciones:
el efecto del peso sobre la velocidad de aterrizaje es
V2/V1 = ra铆z cuadrada de (W2/W1) o (V2/V1)^2 = W2/W1
si la fuerza retardadora neta aumenta en la misma proporci贸n que el peso, la aceleraci贸n no se ve afectada.
el efecto de estos elementos en la distancia de aterrizaje es,
S2/S1 = (V2/V1)^2 x (a1/a2)
o
S2/S1 = (W2/W1) x 1
S2/S1 = W2/W1
En efecto, la distancia m铆nima de aterrizaje variar谩 directamente como el peso bruto. Por ejemplo, un aumento del 10 por ciento en el peso bruto al aterrizaje causar铆a:
un aumento del 5 por ciento en la velocidad de aterrizaje
un aumento del 10 por ciento en la distancia de aterrizaje
Una contingencia del an谩lisis anterior es la relaci贸n entre el peso y la fuerza de fricci贸n de frenado. La fuerza m谩xima de fricci贸n de frenado es relativamente independiente del rango usual de fuerzas normales y velocidades de rodaje, por ejemplo, un aumento del 10 por ciento en la fuerza normal crear铆a un aumento similar del 10 por ciento en la fuerza de fricci贸n de frenado. Considera el caso de dos aviones del mismo tipo y posici贸n del centro de gravedad (c.g.) pero de diferentes pesos brutos. Si estos dos aviones est谩n rodando a lo largo de la pista a la misma velocidad a la cual las fuerzas aerodin谩micas son insignificantes, el uso del coeficiente m谩ximo de fricci贸n de frenado llevar谩 a ambos aviones a una parada en la misma distancia.
El avi贸n m谩s pesado tendr谩 la mayor masa para desacelerar pero la mayor fuerza normal proporcionar谩 una mayor fuerza de fricci贸n retardadora. Como resultado, ambos aviones tendr铆an id茅ntica desaceleraci贸n y distancias de parada id茅nticas desde una velocidad dada. Sin embargo, el avi贸n m谩s pesado tendr铆a una mayor energ铆a cin茅tica para ser disipada por los frenos y la principal diferencia entre los dos aviones a medida que llegan a una parada ser铆a que el avi贸n m谩s pesado tendr铆a los frenos m谩s calientes. Por lo tanto, uno de los factores de rendimiento de frenado es la capacidad de los frenos para disipar energ铆a sin desarrollar temperaturas excesivas y perder efectividad.
Para apreciar la efectividad de los frenos modernos, un avi贸n de 30,000 libras aterrizando a 175 nudos tiene una energ铆a cin茅tica de 41 millones de pies-libras en el instante de la toma de contacto. En un aterrizaje de distancia m铆nima, los frenos deben disipar la mayor parte de esta energ铆a cin茅tica y cada freno debe absorber una potencia de entrada de aproximadamente 1,200 h.p. durante 25 segundos. Tales requisitos para los frenos son extremos pero el ejemplo sirve para ilustrar los problemas de los frenos para aviones de alto rendimiento.
Mientras que un aumento del 10 por ciento en el peso de aterrizaje causa:
un aumento del 5 por ciento en la velocidad de aterrizaje
un aumento del 10 por ciento en la distancia de aterrizaje,
tambi茅n produce un aumento del 21 por ciento en la energ铆a cin茅tica del avi贸n que debe ser disipada durante la carrera de aterrizaje. Por lo tanto, los altos pesos de aterrizaje pueden acercarse a la capacidad de disipaci贸n de energ铆a de los frenos.
Effect of Wind and Altitude / Efecto del Viento y la Altitud
El efecto del viento (effect of wind) en la distancia de aterrizaje es grande y merece una consideraci贸n adecuada al predecir la distancia de aterrizaje. Dado que el avi贸n aterrizar谩 a una velocidad a茅rea (airspeed) particular independiente del viento, el efecto principal del viento en la distancia de aterrizaje se debe al cambio en la velocidad terrestre (ground velocity) a la cual el avi贸n toca tierra. El efecto del viento en la desaceleraci贸n durante la distancia de aterrizaje es id茅ntico al efecto en la distancia de despegue y se aproxima mediante la siguiente relaci贸n:
S2/S1 = [1 - (Vw/V1)]^2
donde
S1 = distancia de aterrizaje con viento cero
S2 = distancia de aterrizaje con viento de frente (headwind)
Vw = velocidad del viento de frente
V1 = velocidad de aterrizaje con viento cero o, simplemente, la velocidad a茅rea de aterrizaje
Como resultado de esta relaci贸n, un viento de frente que es el 10 por ciento de la velocidad a茅rea de aterrizaje reducir谩 la distancia de aterrizaje un 19 por ciento pero un viento de cola (tailwind) (o viento de frente negativo) que es el 10 por ciento de la velocidad de aterrizaje aumentar谩 la distancia de aterrizaje un 21 por ciento. La Figura 2.33 ilustra este efecto general.
El efecto de la pendiente de la pista (effect of runway slope) en la distancia de aterrizaje se debe a la componente del peso a lo largo de la trayectoria inclinada del avi贸n. La relaci贸n es id茅ntica al caso del rendimiento de despegue pero la magnitud del efecto no es tan grande. Si bien se debe tener en cuenta el efecto, los valores ordinarios de pendiente de pista no contribuyen a un gran efecto en la distancia de aterrizaje. Por esta raz贸n, la selecci贸n de la pista de aterrizaje favorecer谩 ordinariamente la direcci贸n con una pendiente descendente y viento de frente en lugar de una pendiente ascendente y viento de cola.
El efecto de la altitud de presi贸n y la temperatura ambiente (effect of pressure altitude and ambient temperature) es definir la altitud de densidad (density altitude) y su efecto en el rendimiento de aterrizaje. Un aumento en la altitud de densidad aumentar谩 la velocidad de aterrizaje pero no alterar谩 la fuerza retardadora neta. Si a un peso y configuraci贸n de avi贸n dados se les lleva a una altitud por encima del nivel del mar est谩ndar, el avi贸n a煤n requerir谩 la misma q (presi贸n din谩mica) para proporcionar una sustentaci贸n igual al peso en el CL de aterrizaje. As铆, el avi贸n en altitud aterrizar谩 a la misma velocidad a茅rea equivalente (EAS) que al nivel del mar pero, debido a la densidad reducida, la velocidad a茅rea verdadera (TAS) ser谩 mayor. La relaci贸n entre velocidad a茅rea verdadera y velocidad a茅rea equivalente es la siguiente:
TAS/EAS = 1 / ra铆z cuadrada de (sigma)
donde
TAS = velocidad a茅rea verdadera (true airspeed)
EAS = velocidad a茅rea equivalente (equivalent airspeed)
sigma = relaci贸n de densidad de altitud (altitude density ratio)
Dado que el avi贸n aterriza en altitud con el mismo peso y presi贸n din谩mica, la resistencia (drag) y la fricci贸n de frenado a lo largo de la carrera de aterrizaje tendr谩n los mismos valores que al nivel del mar. Mientras la condici贸n est茅 dentro de la capacidad de los frenos, la fuerza retardadora neta no cambia y la aceleraci贸n es la misma que con el aterrizaje al nivel del mar.
Para evaluar el efecto de la altitud de densidad en la distancia de aterrizaje, se utilizan las siguientes relaciones:
dado que un aumento en la altitud no altera la aceleraci贸n, el efecto se deber铆a a la mayor TAS
S2/S1 = (V2/V1)^2 x (a1/a2)
S2/S1 = 1 / sigma
donde
S1 = distancia de aterrizaje al nivel del mar est谩ndar
S2 = distancia de aterrizaje en altitud
sigma = relaci贸n de densidad de altitud
A partir de esta relaci贸n, la distancia m铆nima de aterrizaje a 5,000 pies (sigma = 0.8617) ser铆a un 16 por ciento mayor que la distancia m铆nima de aterrizaje al nivel del mar. El aumento aproximado en la distancia de aterrizaje con la altitud es aproximadamente 3 1/2 por ciento por cada 1,000 pies de altitud. Es necesaria una contabilidad adecuada de la altitud de densidad para predecir con precisi贸n la distancia de aterrizaje.
Excess Speed & Handbook Data / Exceso de Velocidad y Datos del Manual
El efecto de una velocidad de aterrizaje adecuada es importante cuando las longitudes de pista y las distancias de aterrizaje son cr铆ticas. Las velocidades de aterrizaje especificadas en el manual de vuelo son generalmente las velocidades m铆nimas seguras a las cuales el avi贸n puede ser aterrizado. Cualquier intento de aterrizar a una velocidad inferior a la especificada puede significar que el avi贸n entre en p茅rdida (stall), sea dif铆cil de controlar, o desarrolle altas tasas de descenso. Por otro lado, una velocidad excesiva en el aterrizaje puede mejorar la controlabilidad (especialmente en vientos cruzados) pero causar谩 un aumento indeseable en la distancia de aterrizaje. El efecto principal del exceso de velocidad de aterrizaje se describe mediante:
S2/S1 = (V2/V1)^2
As铆, un 10 por ciento de exceso de velocidad de aterrizaje causar铆a un aumento del 21 por ciento en la distancia de aterrizaje. El exceso de velocidad impone una mayor carga de trabajo a los frenos debido a la energ铆a cin茅tica adicional que debe disiparse. Adem谩s, la velocidad adicional causa un aumento de la resistencia (drag) y la sustentaci贸n en la actitud de tierra normal y la sustentaci贸n aumentada reducir谩 la fuerza normal en las superficies de frenado durante este rango de velocidades. La aceleraci贸n inmediatamente despu茅s de la toma de contacto puede sufrir y ser谩 m谩s probable que un neum谩tico pueda reventarse por frenar en este punto. Como resultado, un 10 por ciento de exceso de velocidad de aterrizaje causar谩 al menos un 21 por ciento de mayor distancia de aterrizaje.
Las condiciones m谩s cr铆ticas de rendimiento de aterrizaje son el resultado de alguna combinaci贸n de alto peso bruto, alta altitud de densidad y viento desfavorable. Estas condiciones producen los mayores requisitos de distancia de aterrizaje y proporcionan niveles cr铆ticos de disipaci贸n de energ铆a requerida de los frenos. En todos los casos, es necesario hacer una predicci贸n precisa de la distancia m铆nima de aterrizaje para comparar con la pista disponible. Una t茅cnica de aterrizaje pulida y profesional es necesaria porque la fase de aterrizaje del vuelo representa m谩s accidentes causados por pilotos que cualquier otra fase individual del vuelo. En la predicci贸n de la distancia m铆nima de aterrizaje a partir de los datos del manual, se deben dar las siguientes consideraciones:
(1) Altitud de presi贸n y temperatura—para definir el efecto de la altitud de densidad.
(2) Peso bruto—que define la CAS o EAS para el aterrizaje.
(3) Viento—un gran efecto debido al viento o componente de viento a lo largo de la pista.
(4) Pendiente de la pista—una correcci贸n relativamente peque帽a para valores ordinarios de pendiente de pista.
IMPORTANCE OF HANDBOOK PERFORMANCE DATA / IMPORTANCIA DE LOS DATOS DE RENDIMIENTO DEL MANUAL.
La secci贸n de rendimiento del manual de vuelo o suplemento del manual de vuelo contiene todos los datos operativos para el avi贸n. Por ejemplo, todos los datos espec铆ficos para el despegue, ascenso, alcance, resistencia (endurance), descenso y aterrizaje est谩n incluidos en esta secci贸n. El uso ordinario de estos datos en las operaciones de vuelo es obligatorio y se puede obtener un gran conocimiento y familiaridad con el avi贸n mediante el estudio de este material. Una familiaridad completa con las caracter铆sticas del avi贸n se puede obtener solo a trav茅s de un an谩lisis extenso y estudio de los datos del manual.
Chapter 3: HIGH SPEED AERODYNAMICS / Cap铆tulo 3: AERODIN脕MICA DE ALTA VELOCIDAD
Los desarrollos en aeronaves y plantas motrices han producido aviones de alto rendimiento con capacidades para vuelo de muy alta velocidad (very high speed flight). El estudio de la aerodin谩mica a estas velocidades de vuelo muy altas tiene muchas diferencias significativas respecto al estudio de la aerodin谩mica cl谩sica de baja velocidad. Por lo tanto, es bastante necesario que el Aviador Naval est茅 familiarizado con la naturaleza del flujo de aire de alta velocidad y las caracter铆sticas de las configuraciones de aviones de alto rendimiento.
GENERAL CONCEPTS AND SUPERSONIC FLOW PATTERNS / CONCEPTOS GENERALES Y PATRONES DE FLUJO SUPERS脫NICO
NATURE OF COMPRESSIBILITY / NATURALEZA DE LA COMPRESIBILIDAD
A bajas velocidades de vuelo, el estudio de la aerodin谩mica se simplifica enormemente por el hecho de que el aire puede experimentar cambios relativamente peque帽os en presi贸n con cambios solo insignificantes en la densidad. Este flujo de aire se denomina incompresible (incompressible) ya que el aire puede sufrir cambios en presi贸n sin cambios aparentes en densidad. Tal condici贸n de flujo de aire es an谩loga al flujo de agua, fluido hidr谩ulico, o cualquier otro fluido incompresible.
Sin embargo, a altas velocidades de vuelo, los cambios de presi贸n que tienen lugar son bastante grandes y ocurren cambios significativos en la densidad del aire. El estudio del flujo de aire a altas velocidades debe tener en cuenta estos cambios en la densidad del aire y debe considerar que el aire es compresible (compressible) y que habr谩 "efectos de compresibilidad".
Es importante notar que los efectos de compresibilidad no se limitan a velocidades de vuelo en y por encima de la velocidad del sonido. Dado que cualquier aeronave tendr谩 alguna forma aerodin谩mica y estar谩 desarrollando sustentaci贸n, habr谩 velocidades de flujo locales en las superficies que son mayores que la velocidad de vuelo. As铆, una aeronave puede experimentar efectos de compresibilidad a velocidades de vuelo muy por debajo de la velocidad del sonido. Dado que existe la posibilidad de tener flujos tanto subs贸nicos como supers贸nicos existiendo en la aeronave, es conveniente definir ciertos reg铆menes de vuelo. Estos reg铆menes se definen aproximadamente de la siguiente manera:
Subsonic / Subs贸nico—N煤meros de Mach por debajo de 0.75
Transonic / Trans贸nico—N煤meros de Mach desde 0.75 a 1.20
Supersonic / Supers贸nico—N煤meros de Mach desde 1.20 a 5.00
Hypersonic / Hipers贸nico—N煤meros de Mach por encima de 5.00
Si bien los n煤meros de Mach de vuelo utilizados para definir estos reg铆menes de vuelo son bastante aproximados, es importante apreciar los tipos de flujo existentes en cada 谩rea. En el r茅gimen subs贸nico es muy probable que exista un flujo de aire subs贸nico puro en todas las partes de la aeronave. En el r茅gimen trans贸nico es muy probable que el flujo sobre los componentes de la aeronave sea en parte subs贸nico y en parte supers贸nico. Los reg铆menes de vuelo supers贸nico e hipers贸nico proporcionar谩n velocidades de flujo supers贸nico definidas en todas las partes de la aeronave. Por supuesto, en vuelo supers贸nico habr谩 algunas porciones de la capa l铆mite (boundary layer) que son subs贸nicas, pero el flujo predominante es a煤n supers贸nico.
Las principales diferencias entre el flujo subs贸nico y supers贸nico se deben a la compresibilidad del flujo supers贸nico. As铆, cualquier cambio de velocidad o presi贸n de un flujo supers贸nico producir谩 un cambio relacionado de densidad, el cual debe ser considerado y contabilizado.
La Figura 3.2 proporciona una comparaci贸n de flujo incompresible y compresible a trav茅s de un tubo cerrado. Por supuesto, la condici贸n de continuidad debe existir en el flujo a trav茅s del tubo cerrado; el flujo de masa en cualquier estaci贸n a lo largo del tubo es constante. Esta calificaci贸n debe existir en ambos casos, compresible e incompresible.
El ejemplo de flujo incompresible subs贸nico se simplifica por el hecho de que la densidad del flujo es constante a lo largo del tubo. As铆, a medida que el flujo se acerca a una constricci贸n y las l铆neas de corriente (streamlines) convergen, la velocidad aumenta y la presi贸n est谩tica disminuye.
En otras palabras, una convergencia del tubo requiere una velocidad creciente para acomodar la continuidad del flujo. Adem谩s, a medida que el flujo subs贸nico entra en una secci贸n divergente del tubo, la velocidad disminuye y la presi贸n est谩tica aumenta, pero la densidad permanece sin cambios. El comportamiento del flujo incompresible subs贸nico es que una convergencia causa expansi贸n (presi贸n decreciente) mientras que una divergencia causa compresi贸n (presi贸n creciente).
El ejemplo de flujo compresible supers贸nico se complica por el hecho de que las variaciones de la densidad del flujo est谩n relacionadas con los cambios en velocidad y presi贸n est谩tica. El comportamiento del flujo compresible supers贸nico es que una convergencia causa compresi贸n mientras que una divergencia causa expansi贸n. As铆, a medida que el flujo supers贸nico se acerca a una constricci贸n y las l铆neas de corriente convergen, la velocidad disminuye y la presi贸n est谩tica aumenta. La continuidad del flujo m谩sico se mantiene por el aumento en la densidad del flujo que acompa帽a a la disminuci贸n en velocidad. A medida que el flujo compresible supers贸nico entra en una secci贸n divergente del tubo, la velocidad aumenta, la presi贸n est谩tica disminuye, y la densidad disminuye para acomodar la condici贸n de continuidad.
Los puntos de comparaci贸n anteriores se帽alan tres diferencias significativas entre el flujo supers贸nico compresible y el flujo subs贸nico incompresible.
(a) El flujo compresible incluye la variable adicional de la densidad del flujo.
(b) La convergencia del flujo causa expansi贸n del flujo incompresible pero compresi贸n del flujo compresible.
(c) La divergencia del flujo causa compresi贸n del flujo incompresible pero expansi贸n del flujo compresible.
Factor of Great Importance: Speed of Sound / Un factor de gran importancia: La Velocidad del Sonido
Un factor de gran importancia en el estudio del flujo de aire de alta velocidad es la velocidad a la que peque帽as perturbaciones de presi贸n se propagar谩n a trav茅s del aire y esta velocidad de propagaci贸n es 煤nicamente una funci贸n de la temperatura del aire. La tabla adjunta ilustra la variaci贸n de la velocidad del sonido en la atm贸sfera est谩ndar.
(Tabla 3-1: Variaci贸n de la Temperatura y Velocidad del Sonido con la Altitud en la Atm贸sfera Est谩ndar)
Altitude (Altitud): Nivel del mar, 5,000, 10,000... hasta 60,000 pies.
Temperature (Temperatura): En grados Farenheit y Cent铆grados.
Speed of sound (Velocidad del sonido): En Nudos (Knots). (Ej: Nivel del mar = 661.7 nudos).
A medida que un objeto se mueve a trav茅s de la masa de aire, ocurren cambios de velocidad y presi贸n que crean perturbaciones de presi贸n en el flujo de aire que rodea al objeto. Por supuesto, estas perturbaciones de presi贸n se propagan a trav茅s del aire a la velocidad del sonido. Si el objeto viaja a baja velocidad, las perturbaciones de presi贸n se propagan por delante del objeto y el flujo de aire es influenciado inmediatamente por delante del objeto por el campo de presi贸n en el objeto. En realidad, estas perturbaciones de presi贸n se transmiten en todas las direcciones y se extienden indefinidamente en todas las direcciones. Evidencia de esta "advertencia de presi贸n" (pressure warning) se ve en el patr贸n de flujo subs贸nico t铆pico de la figura 3.1 donde hay upwash (flujo ascendente) y cambio de direcci贸n del flujo muy por delante del borde de ataque.
Si el objeto est谩 viajando a alguna velocidad por encima de la velocidad del sonido, el aire delante del objeto no ser谩 influenciado por el campo de presi贸n en el objeto ya que las perturbaciones de presi贸n no pueden propagarse por delante del objeto. As铆, a medida que la velocidad de vuelo se acerca a la velocidad del sonido, ocurre un cambio bastante agudo y repentino en el borde de ataque y todos los cambios en velocidad y presi贸n tendr谩n lugar de manera bastante abrupta. El flujo de aire delante del objeto no es influenciado hasta que las part铆culas de aire son forzadas repentinamente fuera del camino por el objeto. Evidencia de este fen贸meno se ve en el patr贸n de flujo supers贸nico t铆pico de la figura 3.1.
La analog铆a de las ondas superficiales en el agua puede ayudar a aclarar estos fen贸menos. Dado que una onda superficial es simplemente la propagaci贸n de una perturbaci贸n de presi贸n, un barco movi茅ndose a una velocidad mucho menor que la velocidad de la onda no formar谩 una "onda de proa" (bow wave). A medida que la velocidad del barco se acerca a la velocidad de propagaci贸n de la onda, la onda de proa se formar谩 y se volver谩 m谩s fuerte a medida que la velocidad aumenta m谩s all谩 de la velocidad de la onda.
En este punto deber铆a volverse evidente que todos los efectos de compresibilidad dependen de la relaci贸n de la velocidad a茅rea con la velocidad del sonido. El t茅rmino utilizado para describir esta relaci贸n es el n煤mero de Mach, M, y se define como la relaci贸n de la velocidad a茅rea verdadera con la velocidad del sonido.
M = V / a
donde
M = N煤mero de Mach
V = velocidad a茅rea verdadera (true airspeed), nudos
a = velocidad del sonido, nudos
= a0 * raiz_cuadrada(theta)
a0 = velocidad del sonido en condiciones est谩ndar al nivel del mar, 661 nudos
theta = relaci贸n de temperatura = T / T0
TYPICAL SUPERSONIC FLOW PATTERNS / PATRONES T脥PICOS DE FLUJO SUPERS脫NICO
Cuando el flujo supers贸nico est谩 claramente establecido, todos los cambios en velocidad, presi贸n, densidad y direcci贸n del flujo, etc., tienen lugar de manera bastante repentina y en 谩reas relativamente confinadas. Las 谩reas de cambio de flujo son generalmente distintas y el fen贸meno se conoce como formaciones de "onda" (wave formations). Todas las ondas de compresi贸n ocurren repentinamente y son un desperdicio de energ铆a. Por lo tanto, las ondas de compresi贸n se distinguen por el repentino comportamiento de tipo "choque". Todas las ondas de expansi贸n no son tan repentinas en su ocurrencia y no son un desperdicio de energ铆a como las ondas de choque de compresi贸n. Esencialmente, hay tres tipos fundamentales de ondas formadas en flujo supers贸nico: (1) la onda de choque oblicua (oblique shock wave) (compresi贸n), (2) la onda de choque normal (normal shock wave) (compresi贸n), (3) la onda de expansi贸n (expansion wave) (sin choque).
OBLIQUE SHOCK WAVE / ONDA DE CHOQUE OBLICUA.
Considere el caso donde una corriente de aire supers贸nica se gira hacia el flujo de aire precedente (turned into the preceding airflow). Tal ser铆a el caso de un flujo supers贸nico "hacia una esquina" (into a corner) como se muestra en la figura 3.3. Una corriente de aire supers贸nica pasando a trav茅s de la onda de choque oblicua experimentar谩 estos cambios:
(1) La corriente de aire se ralentiza; la velocidad y el n煤mero de Mach detr谩s de la onda se reducen pero el flujo es a煤n supers贸nico.
(2) La direcci贸n del flujo se cambia para fluir a lo largo de la superficie.
(3) La presi贸n est谩tica de la corriente de aire detr谩s de la onda aumenta.
(4) La densidad de la corriente de aire detr谩s de la onda aumenta.
(5) Parte de la energ铆a disponible de la corriente de aire (indicada por la suma de la presi贸n din谩mica y est谩tica) se disipa y se convierte en energ铆a cal贸rica no disponible. Por lo tanto, la onda de choque es un desperdicio de energ铆a.
Un caso t铆pico de formaci贸n de onda de choque oblicua es el de una cu帽a apuntando hacia una corriente de aire supers贸nica. La onda de choque oblicua se formar谩 en cada superficie de la cu帽a y la inclinaci贸n de la onda de choque ser谩 una funci贸n del n煤mero de Mach de la corriente libre y el 谩ngulo de la cu帽a. A medida que el n煤mero de Mach de la corriente libre disminuye, el 谩ngulo de la onda de choque aumenta; a medida que el 谩ngulo de la cu帽a aumenta, el 谩ngulo de la onda de choque aumenta, y, si el 谩ngulo de la cu帽a se aumenta a cierta cantidad cr铆tica, la onda de choque se desprender谩 (detach) del borde de ataque de la cu帽a. Es importante notar que el desprendimiento de la onda de choque producir谩 flujo subs贸nico inmediatamente despu茅s de la porci贸n central de la onda de choque. La Figura 3.4 ilustra estos patrones de flujo t铆picos y el efecto del n煤mero de Mach y el 谩ngulo de cu帽a.
El flujo anterior a trav茅s de una cu帽a en una corriente de aire supers贸nica permitir铆a el flujo en dos dimensiones. Si se colocara un cono en una corriente de aire supers贸nica, el flujo de aire ocurrir铆a en tres dimensiones y habr铆a algunas diferencias notables en las caracter铆sticas del flujo. El flujo tridimensional para el mismo n煤mero de Mach y cambio de direcci贸n del flujo producir铆a una onda de choque m谩s d茅bil con menos cambio en presi贸n y densidad. Adem谩s, esta formaci贸n de onda c贸nica permite cambios en el flujo de aire que contin煤an ocurriendo m谩s all谩 del frente de onda y la fuerza de la onda var铆a con la distancia desde la superficie. La Figura 3.5 representa el flujo tridimensional t铆pico m谩s all谩 de un cono.
Las ondas de choque oblicuas pueden reflejarse como cualquier onda de presi贸n y este efecto se muestra en la figura 3.5. Esta reflexi贸n aparece l贸gica y necesaria ya que la onda original cambia la direcci贸n del flujo hacia la pared y la onda reflejada crea el cambio de flujo subsiguiente para causar que el flujo permanezca paralelo a la superficie. Este fen贸meno de reflexi贸n impone restricciones definidas en el tama帽o de un modelo en un t煤nel de viento ya que una onda reflejada de vuelta al modelo causar铆a una distribuci贸n de presi贸n no t铆pica del vuelo libre.
NORMAL SHOCK WAVE / ONDA DE CHOQUE NORMAL.
Si se coloca un objeto de nariz roma (blunt nosed) en una corriente de aire supers贸nica, la onda de choque que se forma se desprender谩 del borde de ataque. Esta onda separada tambi茅n ocurre cuando un 谩ngulo de cu帽a o cono excede alg煤n valor cr铆tico. Siempre que la onda de choque se forma perpendicular a la corriente de aire ascendente, la onda de choque se denomina una onda de choque "normal".
Cualquier objeto relativamente romo en una corriente de aire supers贸nica formar谩 una onda de choque normal inmediatamente delante del borde de ataque desacelerando la corriente de aire a subs贸nica para que la corriente de aire pueda sentir la presencia de la nariz roma y fluir a su alrededor. Una vez pasado el borde romo, el flujo puede permanecer subs贸nico o acelerar de nuevo a velocidad supers贸nica dependiendo de la forma de la nariz y el n煤mero de Mach de la corriente libre.
Adem谩s de la formaci贸n de ondas de choque normales descritas anteriormente, este mismo tipo de onda puede formarse de una manera completamente diferente cuando no hay objeto en la corriente de aire supers贸nica. Es particular que siempre que una corriente de aire supers贸nica se desacelera a subs贸nica sin un cambio en direcci贸n, se formar谩 una onda de choque normal como l铆mite entre las regiones supers贸nicas y subs贸nicas. Este es un hecho importante ya que las aeronaves usualmente encuentran algunos "efectos de compresibilidad" antes de que la velocidad de vuelo sea s贸nica.
La Figura 3.6 ilustra la manera en que un perfil aerodin谩mico a altas velocidades subs贸nicas tiene velocidades de flujo locales que son supers贸nicas. A medida que el flujo supers贸nico local se mueve hacia atr谩s, se forma una onda de choque normal que desacelera el flujo a subs贸nico. La transici贸n de flujo de subs贸nico a supers贸nico es suave y no est谩 acompa帽ada por ondas de choque si la transici贸n se hace gradualmente con una superficie suave. La transici贸n de flujo de supers贸nico a subs贸nico sin cambio de direcci贸n siempre forma una onda de choque normal.
Una corriente de aire supers贸nica pasando a trav茅s de una onda de choque normal experimentar谩 estos cambios:
(1) La corriente de aire se desacelera a subs贸nica; el n煤mero de Mach local detr谩s de la onda es aproximadamente igual al rec铆proco del n煤mero de Mach delante de la onda—por ejemplo, si el n煤mero de Mach delante de la onda es 1.25, el n煤mero de Mach del flujo detr谩s de la onda es aproximadamente 0.80.
(2) La direcci贸n del flujo de aire inmediatamente detr谩s de la onda no cambia.
(3) La presi贸n est谩tica de la corriente de aire detr谩s de la onda aumenta enormemente.
(4) La densidad de la corriente de aire detr谩s de la onda aumenta enormemente.
(5) La energ铆a de la corriente de aire (indicada por la presi贸n total—presi贸n din谩mica m谩s est谩tica) se reduce enormemente. La onda de choque normal es un gran desperdicio de energ铆a.
EXPANSION WAVE / ONDA DE EXPANSI脫N.
Si una corriente de aire supers贸nica fuera desviada de la corriente precedente "alrededor de una esquina" (around a corner) como se muestra en la figura 3.7, no se formar铆a una onda de choque. Los cambios repentinos en el flujo a excepci贸n de la esquina misma y por lo tanto en realidad no es una onda de "choque". Una corriente de aire supers贸nica pasando a trav茅s de una onda de expansi贸n experimentar谩 estos cambios:
(1) La corriente de aire se acelera; la velocidad y el n煤mero de Mach detr谩s de la onda son mayores.
(2) La direcci贸n del flujo cambia para fluir a lo largo de la superficie—siempre que no ocurra separaci贸n.
(3) La presi贸n est谩tica de la corriente de aire detr谩s de la onda disminuye.
(4) La densidad de la corriente de aire detr谩s de la onda disminuye.
(5) Dado que el flujo cambia de una manera m谩s bien gradual, no hay "choque" y no hay p茅rdida de energ铆a en la corriente de aire. La onda de expansi贸n no disipa energ铆a de la corriente de aire.
La onda de expansi贸n en tres dimensiones es un caso ligeramente diferente y la principal diferencia es la tendencia de la presi贸n est谩tica a continuar aumentando m谩s all谩 de la onda.
SECTIONS IN SUPERSONIC FLOW / SECCIONES EN FLUJO SUPERS脫NICO
Para apreciar el efecto de estas diversas formas de onda en las caracter铆sticas aerodin谩micas en flujo supers贸nico, inspeccione la figura 3.8. Las Partes (a) y (b) muestran el patr贸n de onda y la distribuci贸n de presi贸n resultante para una placa plana delgada (thin flat plate) en un 谩ngulo de ataque positivo. La corriente de aire que se mueve sobre la superficie superior pasa a trav茅s de una onda de expansi贸n en el borde de ataque y luego una onda de choque oblicua en el borde de salida.
As铆, existe una presi贸n de succi贸n uniforme sobre la superficie superior. La corriente de aire que se mueve por debajo de la placa plana pasa a trav茅s de una onda de choque oblicua en el borde de ataque y luego una onda de expansi贸n en el borde de salida. Esto produce una presi贸n positiva uniforme en la parte inferior de la secci贸n. Esta distribuci贸n de presi贸n en la superficie producir谩 una sustentaci贸n neta e incurrir谩 en una resistencia (drag) subsiguiente debido a la inclinaci贸n de la sustentaci贸n resultante respecto a la corriente libre.
Las Partes (c) y (d) de la figura 3.8 muestran el patr贸n de onda y la distribuci贸n de presi贸n resultante para un perfil aerodin谩mico de doble cu帽a (double wedge airfoil) a sustentaci贸n cero. La corriente de aire movi茅ndose sobre la superficie pasa a trav茅s de un choque oblicuo, un choque de expansi贸n, y otro choque oblicuo. La distribuci贸n de presi贸n resultante en las superficies no produce sustentaci贸n neta, pero la presi贸n aumentada en la mitad delantera de la cuerda junto con la presi贸n disminuida en la mitad trasera de la cuerda produce una "resistencia de onda" (wave drag).
Esta resistencia de onda es causada por los componentes de las fuerzas de presi贸n que son paralelas a la direcci贸n de la corriente libre. La resistencia de onda es adicional a la resistencia debida a la fricci贸n, separaci贸n, sustentaci贸n, etc., y puede ser una parte muy considerable de la resistencia total a altas velocidades supers贸nicas.
Las Partes (e) y (f) de la figura 3.8 ilustran el patr贸n de onda y la distribuci贸n de presi贸n resultante para la doble cu帽a a un peque帽o 谩ngulo de ataque positivo. La distribuci贸n de presi贸n neta produce una sustentaci贸n inclinada la cual es adicional a la resistencia de onda a sustentaci贸n cero. La parte (g) de la figura 3.8 muestra el patr贸n de onda para un perfil de arco circular (circular arc airfoil). Despu茅s de que el flujo de aire atraviesa la onda de choque oblicua en el borde de ataque, el flujo de aire sufre una expansi贸n gradual pero continua hasta que se encuentra la onda de choque del borde de salida.
La parte (h) de la figura 3.8 ilustra el patr贸n de onda en un perfil aerodin谩mico supers贸nico de nariz roma (blunt nose). Cuando la nariz es roma la onda debe desprenderse y convertirse en una onda de choque normal separada inmediatamente delante del borde de ataque. Por supuesto, esta forma de onda produce un 谩rea de flujo de aire subs贸nico en el borde de ataque con muy alta presi贸n y densidad detr谩s de la onda separada.
Los dibujos de la figura 3.8 ilustran los patrones t铆picos de flujo supers贸nico y se帽alan estos hechos concernientes a las superficies aerodin谩micas en flujo supers贸nico bidimensional:
(1) Todos los cambios en velocidad, presi贸n, densidad y direcci贸n del flujo tendr谩n lugar de manera bastante repentina a trav茅s de las diversas formas de onda. La forma del objeto y el cambio de direcci贸n de flujo requerido dictan el tipo y fuerza de la onda formada.
(2) Como siempre, la sustentaci贸n resulta de la distribuci贸n de presi贸n en una superficie y es la fuerza neta perpendicular a la direcci贸n de la corriente libre. Cualquier componente de la sustentaci贸n en una direcci贸n paralela a la corriente de viento ser谩 resistencia debida a la sustentaci贸n (drag due to lift).
(3) En vuelo supers贸nico, la resistencia a sustentaci贸n cero (zero lift drag) de un perfil aerodin谩mico de alg煤n grosor finito incluir谩 una "resistencia de onda" (wave drag). El grosor del perfil tendr谩 un efecto extremadamente poderoso sobre esta resistencia de onda ya que la resistencia de onda var铆a como el cuadrado de la relaci贸n de grosor (thickness ratio). La resistencia de onda se reduce 75 por ciento si el grosor se reduce 50 por ciento. Los bordes de ataque de las formas supers贸nicas deben ser afilados o la onda formada en el borde de ataque ser谩 una onda de choque fuerte y separada.
(4) Una vez que el flujo en el perfil aerodin谩mico es supers贸nico, el centro aerodin谩mico de la superficie se ubicar谩 aproximadamente en la posici贸n del 50 por ciento de la cuerda (50 percent chord position). Esto contrasta con la ubicaci贸n subs贸nica para el centro aerodin谩mico del 25 por ciento de la posici贸n de la cuerda. Cambios significativos en el trim aerodin谩mico y la estabilidad pueden ser encontrados en vuelo trans贸nico.
CONFIGURATION EFFECTS / EFECTOS DE CONFIGURACI脫N
TRANSONIC AND SUPERSONIC FLIGHT / VUELO TRANS脫NICO Y SUPERS脫NICO
Cualquier objeto en vuelo subs贸nico que tenga alg煤n grosor finito o est茅 produciendo sustentaci贸n tendr谩 velocidades locales en la superficie que son mayores que la velocidad de la corriente libre. Por lo tanto, los efectos de compresibilidad pueden esperarse que ocurran a velocidades de vuelo menores que la velocidad del sonido. El r茅gimen trans贸nico de velocidades de vuelo proporciona la oportunidad para flujos mixtos subs贸nicos y supers贸nicos y da cuenta de los primeros efectos significativos de compresibilidad.
Considere una forma de perfil aerodin谩mico convencional como se muestra en la figura 3.9. Si este perfil est谩 a un n煤mero de Mach de vuelo de 0.50 y un ligero 谩ngulo de ataque positivo, la velocidad m谩xima en la superficie ser谩 mayor que la velocidad de vuelo pero probablemente menos que la velocidad s贸nica. Suponga que un aumento en el n煤mero de Mach de vuelo a 0.72 producir铆a una primera evidencia de flujo s贸nico local. Esta condici贸n de velocidad de vuelo ser铆a la velocidad de vuelo m谩s alta posible sin flujo supers贸nico y se denominar铆a el "n煤mero de Mach cr铆tico" (critical Mach number). Punto de referencia importante para todos los efectos de compresibilidad encontrados en vuelo trans贸nico.
Por definici贸n, n煤mero de Mach cr铆tico es el "n煤mero de Mach de corriente libre que produce la primera evidencia de flujo s贸nico local". Por lo tanto, las ondas de choque, buffet (bataneo), separaci贸n del flujo de aire, etc., tienen lugar por encima del n煤mero de Mach cr铆tico. A medida que se excede el n煤mero de Mach cr铆tico, se crea un 谩rea de flujo de aire supers贸nico y se forma una onda de choque normal como el l铆mite entre el flujo supers贸nico y el flujo subs贸nico en la porci贸n trasera de la superficie del perfil.
El flujo de aire inducido por la formaci贸n de ondas de choque puede crear variaciones significativas en los coeficientes de fuerza aerodin谩mica. Cuando la velocidad de la corriente libre es mayor que el n煤mero de Mach cr铆tico, algunos efectos t铆picos en una secci贸n de perfil aerodin谩mico son los siguientes:
(1) Un aumento en el coeficiente de resistencia de la secci贸n para un coeficiente de sustentaci贸n de secci贸n dado.
(2) Una disminuci贸n en el coeficiente de sustentaci贸n de secci贸n para un 谩ngulo de ataque de secci贸n dado.
(3) Un cambio en el coeficiente de momento de cabeceo de secci贸n.
FORCE DIVERGENCE / DIVERGENCIA DE FUERZA.
Un punto de referencia generalmente se toma mediante un gr谩fico de coeficiente de resistencia versus n煤mero de Mach para un coeficiente de sustentaci贸n constante. Tal gr谩fico se muestra en la figura 3.10. El n煤mero de Mach que produce un cambio agudo en el coeficiente de resistencia se denomina el "n煤mero de Mach de divergencia de fuerza" (force divergence Mach number), y, para la mayor铆a de los perfiles, generalmente excede el n煤mero de Mach cr铆tico al menos entre un 5 y un 10 por ciento. Esta condici贸n tambi茅n se conoce como la "divergencia de resistencia" (drag divergence) o "aumento de resistencia" (drag rise).
PHENOMENA OF TRANSONIC FLIGHT / FEN脫MENOS DEL VUELO TRANS脫NICO.
Asociado con el "aumento de resistencia" (drag rise) est谩n los cambios de trim y estabilidad, el buffet (bataneo), y una disminuci贸n en la efectividad de la superficie de control. El buffet convencional de aler贸n, tim贸n y superficies de elevador sometidos a esta alta frecuencia de buffet puede producir momentos de bisagra indeseables. Por supuesto, si el buffet es bastante severo y prolongado, puede ocurrir da帽o estructural si esta operaci贸n es en violaci贸n de las limitaciones operativas.
Cuando ocurre la separaci贸n del flujo de aire en el ala debido a la formaci贸n de onda de choque, habr谩 una p茅rdida de sustentaci贸n y p茅rdida subsiguiente de downwash (flujo descendente) detr谩s del 谩rea afectada. Si las ondas de choque de las alas se forman de manera desigual debido a diferencias de forma f铆sica o deslizamiento (sideslip), se crear谩 un momento de balanceo en la direcci贸n de la p茅rdida inicial de sustentaci贸n y contribuir谩 a la dificultad de control ("ca铆da de ala" - wing drop).
Si la separaci贸n inducida por el choque ocurre sim茅tricamente cerca de la ra铆z del ala, una disminuci贸n en el downwash detr谩s de esta 谩rea es un corolario de la p茅rdida de sustentaci贸n. Una disminuci贸n en el downwash en la cola horizontal crear谩 un momento de picado y la aeronave se "meter谩 abajo" (tuck under).
Si estas condiciones ocurren en una forma de planta de ala en flecha (swept wing), el cambio del centro de presi贸n del ala contribuye al cambio de trim: el choque de la ra铆z del ala primero mueve el centro de presi贸n del ala hacia atr谩s y se suma al momento de picado; la formaci贸n de choque en las puntas de las alas primero mueve el centro de presi贸n hacia adelante y el momento de encabritamiento resultante y el cambio en el downwash pueden contribuir al "encabritamiento" (pitch up).
Dado que la mayor铆a de las dificultades del vuelo trans贸nico est谩n asociadas con la separaci贸n de flujo inducida por la onda de choque, cualquier medio para retrasar o aliviar la separaci贸n inducida por el choque mejorar谩 las caracter铆sticas aerodin谩micas. Una configuraci贸n de aeronave puede utilizar superficies delgadas de baja relaci贸n de aspecto (low aspect ratio) con ala en flecha (sweepback) para retrasar y reducir la magnitud de la divergencia trans贸nica.
Adem谩s, se pueden aplicar varios m茅todos de control de capa l铆mite, dispositivos de alta sustentaci贸n, generadores de v贸rtices (vortex generators), etc., para mejorar las caracter铆sticas trans贸nicas. Por ejemplo, la aplicaci贸n de generadores de v贸rtices a una superficie puede producir velocidades superficiales locales m谩s altas y aumentar la energ铆a cin茅tica de la capa l铆mite. As铆, ser谩 necesario un gradiente de presi贸n m谩s severo (onda de choque m谩s fuerte) para producir la separaci贸n del flujo de aire.
El efecto general de la amortiguaci贸n (damping) y contribuye menos a la amortiguaci贸n de las oscilaciones longitudinales de cabeceo. Estos efectos pueden volverse tan significativos a altos n煤meros de Mach que la aeronave podr铆a requerir estabilizaci贸n sint茅tica completa.
Como corolario del vuelo supers贸nico, la formaci贸n de ondas de choque en el avi贸n puede crear problemas especiales fuera de la vecindad inmediata de las superficies del avi贸n. Mientras que las ondas de choque a una gran distancia del avi贸n pueden ser bastante d茅biles, las ondas de presi贸n pueden conservar suficiente magnitud para crear una perturbaci贸n audible. As铆, los "estampidos s贸nicos" (sonic booms) ser谩n una consecuencia simple del vuelo supers贸nico.
La planta motriz de la aeronave para vuelo supers贸nico debe ser de salida de empuje relativamente alto. Adem谩s, en muchos casos puede ser necesario proporcionar a la planta motriz de respiraci贸n de aire configuraciones especiales de entrada (inlet configurations) que ralentizar谩n el flujo de aire a subs贸nico antes de llegar a la cara del compresor o c谩mara de combusti贸n. El calentamiento aerodin谩mico del vuelo supers贸nico puede proporcionar temperaturas cr铆ticas de entrada para el motor de turbina de gas, as铆 como temperaturas estructurales cr铆ticas.
TRANSONIC AND SUPERSONIC CONFIGURATIONS / CONFIGURACIONES TRANS脫NICAS Y SUPERS脫NICAS.
Las configuraciones de aeronaves desarrolladas para vuelo a alta velocidad tendr谩n diferencias significativas en forma y forma de planta cuando se comparan con aeronaves dise帽adas para vuelo a baja velocidad. Una de las diferencias sobresalientes estar谩 en la selecci贸n de perfiles aerodin谩micos para vuelo trans贸nico o supers贸nico.
AIRFOIL SECTIONS / SECCIONES DE PERFIL AERODIN脕MICO.
Deber铆a ser obvio que los perfiles aerodin谩micos para n煤meros de Mach de vuelo altos deber铆an tener un n煤mero de Mach cr铆tico alto, ya que el n煤mero de Mach cr铆tico define el l铆mite inferior para la formaci贸n de ondas de choque y la posterior divergencia de fuerza. Una complicaci贸n adicional a la selecci贸n del perfil es que se requiere un alto coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo y suficiente grosor para permitir la aplicaci贸n de dispositivos de alta sustentaci贸n. De lo contrario, se requerir铆a un 谩rea de ala excesiva para proporcionar maniobrabilidad y velocidades razonables de despegue y aterrizaje.
Sin embargo, si la consideraci贸n principal es el vuelo a alta velocidad, el perfil aerodin谩mico debe elegirse para tener el n煤mero de Mach cr铆tico pr谩ctico m谩s alto.
El N煤mero de Mach Cr铆tico ha sido definido como el n煤mero de Mach de vuelo que produce la primera evidencia de flujo s贸nico local. As铆, la forma del perfil y el coeficiente de sustentaci贸n—que determinan la presi贸n y la distribuci贸n de velocidad—tendr谩n un efecto profundo en el n煤mero de Mach cr铆tico. Las formas de perfil aerodin谩mico convencionales de baja velocidad tienen caracter铆sticas de compresibilidad relativamente pobres debido a las altas velocidades locales cerca del borde de ataque. Estas altas velocidades locales son inevitables si tanto el grosor m谩ximo como la curvatura (camber) est谩n bien adelante en la cuerda. Una mejora de las caracter铆sticas de compresibilidad se puede obtener moviendo los puntos de m谩xima curvatura y grosor hacia atr谩s en la cuerda.
Esto distribuir铆a la presi贸n y la velocidad m谩s uniformemente a lo largo de la cuerda y producir铆a una velocidad m谩xima m谩s baja para el mismo coeficiente de sustentaci贸n. Afortunadamente, la forma del perfil para proporcionar flujo laminar extenso y baja resistencia de perfil en vuelo subs贸nico de baja velocidad es favorable para vuelo a alta velocidad. La Figura 3.12 ilustra las distribuciones de presi贸n y la variaci贸n del n煤mero de Mach cr铆tico con el coeficiente de sustentaci贸n para una secci贸n convencional de baja velocidad y una secci贸n de alta velocidad.
Para obtener un n煤mero de Mach cr铆tico alto de un perfil a alg煤n coeficiente de sustentaci贸n bajo, la secci贸n debe tener:
(a) Baja relaci贸n de grosor (Low thickness ratio). El punto de grosor m谩ximo debe estar hacia atr谩s para suavizar la distribuci贸n de presi贸n.
(b) Baja curvatura (Low camber). La l铆nea de curvatura media debe ser conformada para ayudar a minimizar los picos de velocidad local.
Adem谩s, cuanto mayor sea el n煤mero de Mach requerido y m谩s curvatura se requiera, menor debe ser la relaci贸n de grosor y el radio del borde de ataque para disminuir la resistencia de onda.
La Figura 3.13 muestra los patrones de flujo para dos secciones de perfil aerodin谩mico supers贸nico b谩sico y proporciona las ecuaciones aproximadas para la pendiente de la curva de sustentaci贸n y resistencia. Dado que la resistencia de onda es el 煤nico factor de diferencia entre las dos secciones de perfil aerodin谩mico, note los factores de configuraci贸n que afectan la resistencia de onda. Para la misma relaci贸n de grosor, el perfil de arco circular tendr铆a un 谩ngulo de cu帽a m谩s grande formado entre las superficies superior e inferior en el borde de ataque. Al mismo n煤mero de Mach de vuelo, el 谩ngulo m谩s grande en el borde de ataque formar铆a una onda de choque m谩s fuerte en la nariz y causar铆a un mayor cambio de presi贸n en el perfil aerodin谩mico circular.
Este mismo principio se aplica al investigar el efecto del grosor del perfil. Note que los coeficientes de resistencia de onda para ambos perfiles var铆an como el CUADRADO de la relaci贸n de grosor (thickness ratio), por ejemplo, si la relaci贸n de grosor se duplicara, el coeficiente de resistencia de onda ser铆a cuatro veces mayor. Si el grosor se aumentara, el flujo de aire en el borde de ataque experimentar铆a un mayor cambio en direcci贸n y se formar铆a una onda de choque m谩s fuerte.
Esta poderosa variaci贸n de la resistencia de onda con la relaci贸n de grosor necesita el uso de perfiles aerodin谩micos muy delgados con bordes de ataque afilados para vuelo supers贸nico. Una consideraci贸n adicional es que las secciones de perfil aerodin谩mico delgadas favorecen el uso de relaciones de aspecto bajas (low aspect ratios) y alta conicidad (high taper) para obtener estructuras ligeras y preservar la rigidez y la rigidez.
El par谩metro ra铆z cuadrada de (M^2 - 1) aparece en el denominador de cada una de las ecuaciones para los coeficientes aerodin谩micos e indica una disminuci贸n en cada uno de estos coeficientes con un aumento en el n煤mero de Mach. Esencialmente, esto significa que cualquier superficie aerodin谩mica se vuelve menos sensible a los cambios en el 谩ngulo de ataque a n煤meros de Mach m谩s altos. La pendiente de la curva de sustentaci贸n disminuye con el n煤mero de Mach. La estabilidad direccional del estabilizador vertical y la estabilidad longitudinal de la cola horizontal del avi贸n experimentan el mismo efecto general.
EFECTOS DE LA FORMA EN PLANTA / PLANFORM EFFECTS
El desarrollo de superficies para alta velocidad implica la consideraci贸n de muchos elementos adem谩s de las secciones del perfil aerodin谩mico (airfoil). El ahusamiento (taper), la relaci贸n de aspecto (aspect ratio) y el flechamiento (sweepback) pueden producir efectos importantes en la aerodin谩mica de una superficie en vuelo de alta velocidad. El flechamiento (sweepback) produce una caracter铆stica inusual en alta velocidad de una superficie y tiene una base muy fundamental en la aerodin谩mica.
Un m茅todo sumamente simplificado para visualizar el efecto del flechamiento se muestra en la figura 3.14. El ala en flecha mostrada tiene la velocidad de la corriente (streamwise velocity) desglosada en un componente de velocidad perpendicular al borde de ataque y un componente paralelo al borde de ataque. El componente de velocidad perpendicular al borde de ataque es menor que la velocidad de la corriente libre (por el coseno del 谩ngulo de flechamiento) y es este componente de velocidad el que determina la magnitud de la distribuci贸n de presi贸n.
El componente de velocidad paralelo al borde de ataque podr铆a visualizarse como movi茅ndose a trav茅s de secciones constantes y, al hacerlo, no contribuye a la distribuci贸n de presi贸n en el ala en flecha. Por lo tanto, el flechamiento (sweep) de una superficie produce un efecto beneficioso en vuelo de alta velocidad ya que pueden obtenerse velocidades de vuelo m谩s altas antes de que los componentes de velocidad perpendiculares al borde de ataque produzcan condiciones cr铆ticas en el ala.
Esta es una de las ventajas m谩s importantes del flechamiento ya que hay un aumento en el n煤mero de Mach cr铆tico, el n煤mero de Mach de divergencia de fuerza (force divergence Mach number), y el n煤mero de Mach en el cual el aumento de resistencia (drag rise) alcanzar谩 su punto m谩ximo. En otras palabras, el flechamiento retrasar谩 el inicio de los efectos de compresibilidad.
Generalmente, el efecto del flechamiento del ala se aplicar谩 ya sea al flechamiento hacia atr谩s (sweep back) o hacia adelante (sweep forward). Mientras que el ala con flecha hacia adelante se ha utilizado en raras ocasiones, la inestabilidad aeroel谩stica de tal ala crea tal problema que el flechamiento hacia atr谩s es m谩s pr谩ctico para aplicaciones ordinarias.
Adem谩s del retraso del inicio de los efectos de compresibilidad, el flechamiento reducir谩 la magnitud de los cambios en los coeficientes de fuerza debido a la compresibilidad. Dado que el componente de velocidad perpendicular al borde de ataque es menor que la velocidad de la corriente libre, la magnitud de las fuerzas de presi贸n en el ala se reducir谩 (aproximadamente por el cuadrado del coseno del 谩ngulo de flechamiento). Dado que la divergencia de fuerza ocurre debido a cambios en la distribuci贸n de presi贸n, el uso de flechamiento "suavizar谩" la divergencia de fuerza.
Este efecto se ilustra en el gr谩fico de la figura 3.14 que muestra la variaci贸n t铆pica del coeficiente de resistencia (drag coefficient) con el n煤mero de Mach para varios 谩ngulos de flechamiento. El ala recta mostrada comienza el aumento de resistencia en M=0.70, alcanza un pico cerca de M=1.0, y comienza una ca铆da continua despu茅s de M=1.0. Note que el uso de flechamiento retrasa el aumento de resistencia a alg煤n n煤mero de Mach m谩s alto y reduce la magnitud del aumento de resistencia.
En vista de la discusi贸n precedente, el flechamiento hacia atr谩s (sweepback) tendr谩 las siguientes ventajas principales:
(1) El flechamiento retrasar谩 el inicio de todos los efectos de compresibilidad. El n煤mero de Mach cr铆tico y el n煤mero de Mach de divergencia de fuerza aumentar谩n ya que el componente de velocidad que afecta la distribuci贸n de presi贸n es menor que la velocidad de la corriente libre. Adem谩s, el pico de aumento de resistencia se retrasa a una velocidad supers贸nica m谩s alta —aproximadamente la velocidad aplicada al borde de ataque. Varios flechamientos aplicados a alas de relaci贸n de aspecto moderada producir谩n estos efectos aproximados en vuelo trans贸nico:
| 脕ngulo de flechamiento (A) | Porcentaje de aumento en el n煤mero de Mach cr铆tico | Porcentaje de aumento en el n煤mero de Mach pico de resistencia |
| 0° | 0 | 0 |
| 15° | 2 | 4 |
| 30° | 8 | 15 |
| 45° | 20 | 41 |
| 60° | 41 | 100 |
(2) El flechamiento reducir谩 la magnitud del cambio en los coeficientes de fuerza aerodin谩mica debido a la compresibilidad. Cualquier cambio en los coeficientes de resistencia, sustentaci贸n o momento ser谩 reducido por el uso de flechamiento. Varios 谩ngulos de flechamiento aplicados a alas de relaci贸n de aspecto moderada producir谩n estos efectos aproximados en vuelo trans贸nico:
| 脕ngulo de flechamiento (A) | Porcentaje de reducci贸n en aumento de resistencia | Porcentaje de reducci贸n en CLmax |
| 0° | 0 | 0 |
| 15° | 5 | 5 |
| 30° | 15 | 15 |
| 45° | 35 | 30 |
| 60° | 60 | 50 |
Estas ventajas de la reducci贸n de resistencia y preservaci贸n del coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo trans贸nico se ilustran en la figura 3.14.
As铆, el uso de flechamiento en una aeronave trans贸nica reducir谩 y retrasar谩 el aumento de resistencia y preservar谩 la maniobrabilidad de la aeronave en vuelo trans贸nico. Debe notarse que una peque帽a cantidad de flechamiento produce muy poco beneficio. Si el flechamiento va a ser utilizado en absoluto, al menos 30° a 35° deben ser usados para producir cualquier beneficio significativo. Note tambi茅n en la figura 3.14 que la cantidad de flechamiento requerida para retrasar el aumento de resistencia en vuelo supers贸nico es muy grande, por ejemplo, m谩s de 60° necesarios en M=2.0.
Por comparaci贸n de las curvas de resistencia a n煤meros de Mach altos, se apreciar谩 que un flechamiento extremadamente alto (y posiblemente impr谩ctico) es necesario para retrasar el aumento de resistencia y que la resistencia m谩s baja se obtiene con flechamiento cero. Por lo tanto, la forma en planta de un ala dise帽ada para operar continuamente a n煤meros de Mach altos tender谩 a ser muy delgada, de baja relaci贸n de aspecto (low aspect ratio) y sin flechamiento.
Una conclusi贸n inmediata es que el flechamiento es un dispositivo de mayor aplicaci贸n en el r茅gimen de vuelo trans贸nico.
Algunas de las ventajas menos significativas del flechamiento son las siguientes:
(1) La pendiente de la curva de sustentaci贸n del ala se reduce para una relaci贸n de aspecto dada. Esto se ilustra por la comparaci贸n de la curva de sustentaci贸n de la figura 3.15 para el ala recta y el ala en flecha. Cualquier reducci贸n de la pendiente de la curva de sustentaci贸n implica que el ala es menos sensible a cambios en el 谩ngulo de ataque. Este es un efecto beneficioso solo cuando se considera el efecto de las r谩fagas (gusts) y la turbulencia.
Dado que el ala en flecha tiene la pendiente de curva de sustentaci贸n m谩s baja ser谩 menos sensible a "golpes" (bumps) debidos a r谩fagas para una relaci贸n de aspecto y carga alar dadas. Esta es una consideraci贸n particular para la aeronave cuyo espectro de dise帽o de carga estructural tiene un efecto predominante de la carga de r谩faga (gust load), por ejemplo, tipos de transporte, carga y patrulla.
(2) "Divergencia" de una superficie es un problema aeroel谩stico que puede ocurrir a altas presiones din谩micas. La flexi贸n combinada y las deflexiones de torsi贸n interact煤an con las fuerzas aerodin谩micas para producir una falla repentina de la superficie a altas velocidades. El flechamiento hacia adelante (sweep forward) agravar谩 esta situaci贸n al "liderar" el ala hacia la corriente de aire y tiende a bajar la velocidad de divergencia.
Por otro lado, el flechamiento hacia atr谩s (sweepback) tiende a estabilizar la superficie al "arrastrarse" y tiende a elevar la velocidad de divergencia. Mediante esta tendencia, el flechamiento hacia atr谩s puede ser beneficioso en prevenir la divergencia dentro del rango de velocidad anticipado.
(3) El flechamiento contribuye ligeramente a la estabilidad est谩tica direccional —o estabilidad de veleta (weathercock stability)— de una aeronave. Este efecto puede ser apreciado mediante la inspecci贸n de la figura 3.15 la cual muestra el ala en flecha en una gui帽ada (yaw) o resbalamiento (sideslip). El ala hacia el viento tiene menos flechamiento y un ligero aumento en resistencia; el ala alejada del viento tiene m谩s flechamiento y menos resistencia. El efecto neto de estos cambios de fuerza es producir un momento de gui帽ada tendiendo a retornar la nariz hacia el viento relativo. Esta contribuci贸n de estabilidad direccional es usualmente peque帽a y de importancia solo en aeronaves sin cola.
(4) El flechamiento contribuye a la estabilidad lateral en el mismo sentido que el diedro. Cuando la aeronave de ala en flecha se coloca en un resbalamiento (sideslip), el ala hacia el viento experimenta un aumento en la sustentaci贸n ya que el flechamiento es menor y el ala alejada del viento produce menos sustentaci贸n ya que el flechamiento es mayor. Como se muestra en la figura 3.15, el ala en flecha experimenta cambios de sustentaci贸n y un momento de alabeo (rolling moment) subsecuente el cual tiende a enderezar la aeronave.
Esta contribuci贸n de estabilidad lateral depende del flechamiento y el coeficiente de sustentaci贸n del ala. Un ala altamente flechada operando a un alto coeficiente de sustentaci贸n usualmente experimenta tal exceso de estabilidad lateral que una adecuada controlabilidad puede ser un problema significativo. Como se muestra, el ala en flecha tiene ciertas ventajas importantes. Sin embargo, el uso de flechamiento produce ciertas desventajas inevitables que son importantes desde el punto de vista tanto del dise帽o del avi贸n como de las operaciones de vuelo. Las m谩s importantes de estas desventajas son las siguientes:
(1) Cuando el flechamiento se combina con ahusamiento (taper) hay una tendencia extremadamente poderosa para que el ala entre en p茅rdida primero en la punta (stall tip first). Este patr贸n de p茅rdida es muy indeseable ya que habr铆a poca advertencia de p茅rdida, una seria reducci贸n en la efectividad del control lateral, y el desplazamiento hacia adelante del centro de presi贸n contribuir铆a a un momento de "encabritamiento" (pitch up) o "aligeramiento de la fuerza en la palanca" (stick force lightening). El ahusamiento (taper) tiene su propio efecto de producir coeficientes de sustentaci贸n locales m谩s altos hacia la punta y uno de los efectos del flechamiento es muy similar. Todo el flujo ascendente (upwash) de las secciones interiores precedentes afecta las secciones exteriores del ala y la distribuci贸n de sustentaci贸n resultante solo del flechamiento es similar a la de alto ahusamiento.
Un efecto adicional es la tendencia a desarrollar un fuerte flujo en la envergadura (spanwise flow) de la capa l铆mite hacia la punta cuando el ala est谩 en coeficientes de sustentaci贸n altos. Este flujo en la envergadura produce una capa l铆mite de energ铆a relativamente baja cerca de la punta la cual puede ser f谩cilmente separada. El efecto combinado de ahusamiento y flechamiento presentan un problema considerable de p茅rdida de punta y esto se ilustra por los patrones de flujo de la figura 3.16.
El dise帽o para un alto rendimiento de velocidad puede dictar un alto flechamiento, mientras que la eficiencia estructural puede demandar una forma en planta altamente ahusada. Cuando tal es el caso, el ala puede requerir una extensa adaptaci贸n aerodin谩mica para proporcionar un patr贸n de p茅rdida adecuado y una distribuci贸n de sustentaci贸n en condici贸n de crucero que reduzca la resistencia debida a la sustentaci贸n (drag due to lift). Torsi贸n negativa en la punta (Wash-out of the tip), variaci贸n de la curvatura de la secci贸n (camber) a lo largo de la envergadura, vallas de flujo (flow fences), slats, extensiones del borde de ataque, etc., son dispositivos t铆picos utilizados para modificar el patr贸n de p茅rdida y minimizar la resistencia debida a la sustentaci贸n en condici贸n de crucero.
(2) Como se muestra por la curva de sustentaci贸n de la figura 3.15 el uso de flechamiento reducir谩 la pendiente de la curva de sustentaci贸n y el coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo subs贸nico. Es importante notar que este caso es definitivamente subs贸nico ya que el flechamiento puede usarse para mejorar la capacidad de maniobra trans贸nica. Varios 谩ngulos de flechamiento aplicados a alas de relaci贸n de aspecto moderada producen estas caracter铆sticas aproximadas en la sustentaci贸n subs贸nica:
| 脕ngulo de flechamiento (A) | Porcentaje de reducci贸n de CLmax subs贸nico y pendiente de curva de sustentaci贸n |
| 0° | 0 |
| 15° | 4 |
| 30° | 14 |
| 45° | 30 |
| 60° | 50 |
La reducci贸n del coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo a baja velocidad (que es en adici贸n a aquel perdido debido a la p茅rdida de punta) tiene implicaciones muy importantes en el dise帽o. Si la carga alar no se reduce, las velocidades de p茅rdida aumentan y la maniobrabilidad subs贸nica disminuye. Por otro lado, si la carga alar se reduce, el aumento en el 谩rea de superficie del ala puede reducir el beneficio anticipado del flechamiento en el r茅gimen de vuelo trans贸nico. Dado que los requerimientos de rendimiento predominan, ciertos aumentos de velocidades de p茅rdida, velocidades de despegue y velocidades de aterrizaje usualmente ser谩n aceptados.
Mientras que la reducci贸n de la pendiente de la curva de sustentaci贸n puede ser una ventaja para consideraciones de r谩fagas, el reducido cambio de sustentaci贸n debido a cambios en el 谩ngulo de ataque tiene ciertos efectos indeseables en vuelo subs贸nico. La reducida pendiente de la curva de sustentaci贸n del ala tiende a aumentar el 谩ngulo de ataque y complicar el problema del dise帽o del tren de aterrizaje y la visibilidad desde la cabina. Tambi茅n, la pendiente de la curva de sustentaci贸n m谩s baja reducir铆a la contribuci贸n a la estabilidad de un 谩rea de superficie de cola dada.
(3) El uso de flechamiento reducir谩 la efectividad de los dispositivos de borde de salida y dispositivos de alta sustentaci贸n. Un ejemplo t铆pico de este efecto es la aplicaci贸n de un flap ranurado simple sobre el 60 por ciento de la envergadura interior tanto a un ala recta como a un ala con 35° de flechamiento. El flap aplicado al ala recta produce un aumento en el coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo de aproximadamente 50 por ciento.
El mismo tipo de flap aplicado al ala en flecha produce un aumento en el coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo de aproximadamente 20 por ciento. Para producir alg煤n coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo razonable en un ala en flecha puede requerir quitar el flechamiento (unsweeping) de la l铆nea de bisagra del flap, aplicaci贸n de dispositivos de alta sustentaci贸n de borde de ataque tales como ranuras (slots) o slats, y posiblemente control de capa l铆mite.
(4) Como se describi贸 previamente, el flechamiento contribuye a la estabilidad lateral produciendo momentos de alabeo estables con el resbalamiento (sideslip). La contribuci贸n de estabilidad lateral del flechamiento var铆a con la cantidad de flechamiento del ala y el coeficiente de sustentaci贸n —gran flechamiento y altos coeficientes de sustentaci贸n produciendo una gran contribuci贸n a la estabilidad lateral. Mientras que la estabilidad es deseable, cualquier exceso de estabilidad reducir谩 la controlabilidad.
Para la mayor铆a de las configuraciones de aviones, alta estabilidad lateral es ni necesaria ni deseable, pero un control adecuado en alabeo es absolutamente necesario para buenas cualidades de vuelo. Un exceso de estabilidad lateral por el flechamiento puede agravar los problemas de "Balanceo Holand茅s" (Dutch roll) y producir control marginal durante el despegue y aterrizaje con viento cruzado donde la aeronave debe moverse en un resbalamiento controlado. Por lo tanto, no es inusual encontrar aeronaves de ala en flecha con diedro negativo y dispositivos de control lateral dise帽ados principalmente para cumplir con los requerimientos de despegue y aterrizaje con viento cruzado.
(5) La complejidad estructural y los problemas aeroel谩sticos creados por el flechamiento son de gran importancia. Primero, est谩 el efecto mostrado en la figura 3.17 de que el ala en flecha tiene una envergadura estructural mayor que un ala recta de la misma 谩rea y relaci贸n de aspecto. Este efecto aumenta el peso estructural del ala ya que mayor material de flexi贸n y corte debe ser distribuido en el ala para producir la misma resistencia de dise帽o. Un problema adicional es creado cerca de la ra铆z del ala y la estructura de "traspaso" (carry-through) debido a las grandes cargas de torsi贸n y la tendencia de la distribuci贸n de tensi贸n de flexi贸n de concentrarse hacia el borde de salida.
Tambi茅n mostrado en la figura 3.17 est谩 la influencia de la deflexi贸n del ala en la distribuci贸n de sustentaci贸n en la envergadura. La flexi贸n del ala produce rotaci贸n de la punta lo cual tiende a descargar la punta y mover el centro de presi贸n hacia adelante. As铆, el mismo efecto que tiende a disipar la divergencia puede hacer una contribuci贸n indeseable a la estabilidad longitudinal.
EFECTO DE LA RELACI脫N DE ASPECTO Y FORMA DE LA PUNTA / EFFECT OF ASPECT RATIO AND TIP SHAPE
Adem谩s del flechamiento del ala, las propiedades de la forma en planta tales como la relaci贸n de aspecto (aspect ratio), y la forma de la punta, pueden producir efectos significativos en las caracter铆sticas aerodin谩micas a altas velocidades. No hay un efecto particular de la relaci贸n de aspecto en el n煤mero de Mach cr铆tico a relaciones de aspecto altas o medias. La relaci贸n de aspecto debe ser menor de cuatro o cinco para producir cualquier cambio aparente en el n煤mero de Mach cr铆tico.
Este efecto se muestra para un perfil t铆pico de 9 por ciento de espesor en el gr谩fico de la figura 3.18. Note que relaciones de aspecto muy bajas son requeridas para causar un aumento significativo en el n煤mero de Mach cr铆tico. Relaciones de aspecto muy bajas crean extremos de flujo tridimensional y requieren un incremento subsecuente en la velocidad de la corriente libre para crear flujo s贸nico local. En realidad, las relaciones de aspecto extremadamente bajas requeridas para producir un alto n煤mero de Mach cr铆tico no son demasiado pr谩cticas. Generalmente, la ventaja de una baja relaci贸n de aspecto debe ser combinada con flechamiento y secciones de perfil de alta velocidad.
El ala rectangular delgada en flujo supers贸nico ilustra varios hechos importantes. Como se muestra en la figura 3.18, conos de Mach se forman en las puntas del ala rectangular y afectan la distribuci贸n de presi贸n resultante en el 谩rea dentro del cono. El v贸rtice se desarrolla dentro del cono de la punta debido al diferencial de presi贸n y la presi贸n promedio en el 谩rea dentro del cono es aproximadamente la mitad de la presi贸n entre los conos. El flujo tridimensional en el ala es entonces confinado al 谩rea dentro de los conos de punta, mientras que el 谩rea entre los conos experimenta flujo bidimensional puro.
Es importante darse cuenta de que el ala rectangular tridimensional en vuelo supers贸nico difiere grandemente de aquella de vuelo subs贸nico. Un ala de relaci贸n de aspecto finita en vuelo subs贸nico experimenta un flujo tridimensional que incluye los v贸rtices de punta, flujo descendente (downwash) detr谩s del ala, flujo ascendente (upwash) delante del ala, y velocidades inducidas locales a lo largo de la envergadura. Recuerde que las velocidades inducidas locales a lo largo de la envergadura del ala inclinar铆an el vector de sustentaci贸n hacia atr谩s relativo a la corriente libre y resultar铆an en "resistencia inducida" (induced drag).
Tal condici贸n no puede ser directamente correlacionada con el ala en flujo supers贸nico. El patr贸n de flujo para el ala rectangular de la figura 3.18 demuestra que el flujo tridimensional est谩 confinado a la punta, y flujo bidimensional puro existe en el 谩rea del ala entre los conos. Si las puntas del ala fueran a ser "recortadas" (raked) fuera de los conos de punta, el ala entera corresponder铆a a las condiciones bidimensionales (o de secci贸n).
Por lo tanto, para el ala en flujo supers贸nico, no existe flujo ascendente (upwash) delante del ala, efectos tridimensionales est谩n confinados a los conos, y no ocurren velocidades inducidas locales a lo largo de la envergadura entre los conos de punta resistencia supers贸nica debida a la sustentaci贸n es una funci贸n de la secci贸n y el 谩ngulo de ataque mientras que el coeficiente de resistencia inducida subs贸nico es una funci贸n del coeficiente de sustentaci贸n y la relaci贸n de aspecto.
Esta comparaci贸n hace obvio que el vuelo supers贸nico no demanda el uso de formas en planta de alta relaci贸n de aspecto t铆picas de aeronaves de baja velocidad. De hecho, baja relaci贸n de aspecto y alto ahusamiento son favorables desde el punto de vista de consideraciones estructurales si se usan secciones muy delgadas para minimizar la resistencia de onda (wave drag).
Si el flechamiento se aplica a la forma en planta del ala supers贸nica, la distribuci贸n de presi贸n ser谩 afectada por la ubicaci贸n del cono de Mach con respecto al borde de ataque. La figura 3.19 ilustra la distribuci贸n de presi贸n para la forma en planta de ala delta en vuelo supers贸nico con el borde de ataque detr谩s o delante del cono de Mach.
Cuando los componentes de velocidad perpendiculares al borde de ataque son todav铆a subs贸nicos aunque la corriente libre es supers贸nica, la distribuci贸n de presi贸n resultante se asemejar谩 grandemente a una forma de distribuci贸n de presi贸n subs贸nica para tal forma en planta.
Adaptar la forma del borde de ataque y la curvatura (camber) puede minimizar los componentes de la alta presi贸n de succi贸n del borde de ataque los cuales est谩n inclinados en la direcci贸n de la resistencia y la resistencia debida a la sustentaci贸n puede ser reducida. Si el borde de ataque est谩 delante del cono de Mach, el flujo sobre esa 谩rea corresponder谩 al flujo bidimensional supers贸nico y producir谩 presi贸n constante para esa porci贸n de la superficie entre el borde de ataque y el cono de Mach.
CONTROL SURFACES / SUPERFICIES DE CONTROL
El dise帽o de superficies de control para vuelo trans贸nico y supers贸nico implica muchas consideraciones importantes. Este hecho se ilustra mediante los patrones de flujo trans贸nico t铆picos de la figura 3.19. Las superficies de control del borde de salida (trailing edge) pueden verse afectadas adversamente por las ondas de choque (shock waves) formadas en vuelo por encima del n煤mero de Mach cr铆tico. Si el flujo de aire es separado por la onda de choque, el bataneo (buffet) resultante de la superficie de control puede ser muy objetable. Adem谩s del bataneo (buffet) de la superficie, el cambio en la distribuci贸n de la presi贸n debido a la separaci贸n y la ubicaci贸n de la onda de choque pueden crear cambios muy grandes en los momentos de bisagra (hinge moments).
Tales grandes cambios en los momentos de bisagra crean fuerzas de control muy indeseables y presentan la necesidad de un sistema de control "irreversible". Un sistema de control irreversible emplear铆a actuadores hidr谩ulicos o el茅ctricos potentes para mover las superficies bajo el control del piloto y las cargas aerodin谩micas desarrolladas en la superficie no podr铆an retroalimentarse al piloto. Por supuesto, las fuerzas de control adecuadas ser铆an sintetizadas por bungees, "resortes q" (q springs), contrapesos (bobweights), etc.
El vuelo trans贸nico y supers贸nico puede causar una reducci贸n notable en la efectividad de las superficies de control del borde de salida (trailing edge). La deflexi贸n de la superficie altera la distribuci贸n de presi贸n en la porci贸n fija as铆 como en la porci贸n m贸vil de la superficie. Esto es cierto hasta tal punto que una deflexi贸n del elevador del 40 por ciento de la cuerda produce un cambio de sustentaci贸n muy cercano al equivalente de un cambio de 1 grado en el ajuste del estabilizador. Sin embargo, si existe flujo supers贸nico en la superficie, una deflexi贸n de la superficie de control del borde de salida no puede influir en la distribuci贸n de presi贸n en el 谩rea supers贸nica por delante de la superficie de control m贸vil.
Esto es especialmente cierto en vuelo a alta velocidad supers贸nica donde el flujo supers贸nico existe sobre toda la cuerda y el cambio en la distribuci贸n de presi贸n se limita al 谩rea de la superficie de control. La reducci贸n en la efectividad de la superficie de control del borde de salida a velocidades trans贸nicas y supers贸nicas requiere el uso de una superficie totalmente m贸vil. La aplicaci贸n de la cola totalmente m贸vil (all movable tail) al estabilizador horizontal es lo m谩s usual ya que el aumento en la estabilidad longitudinal en vuelo supers贸nico requiere un alto grado de efectividad de control para lograr la controlabilidad requerida para las maniobras supers贸nicas.
SUPERSONIC ENGINE INLETS / TOMAS DE AIRE DE MOTORES SUPERS脫NICOS
El aire que entra en la secci贸n del compresor de un motor a reacci贸n o en la c谩mara de combusti贸n de un estatorreactor (ramjet) usualmente debe ser frenado a velocidad subs贸nica. Este proceso debe lograrse con el menor desperdicio posible de energ铆a. A velocidades de vuelo justo por encima de la velocidad del sonido, solo ligeras modificaciones a los dise帽os ordinarios de tomas de aire (inlet) subs贸nicas producen un rendimiento satisfactorio.
Sin embargo, a velocidades de vuelo supers贸nicas, el dise帽o de la toma de aire (inlet) debe frenar el aire con la serie de ondas de choque (shock waves) m谩s d茅biles posibles para minimizar las p茅rdidas de energ铆a y el aumento de temperatura. La Figura 3.20 ilustra algunas de las diversas formas de tomas de aire (inlets) o "difusores" (diffusers) supers贸nicos.
Uno de los tipos de toma de aire (inlet) menos complicados es el difusor de tipo de choque normal simple. Esta toma de aire (inlet) emplea una sola onda de choque normal en la entrada con una compresi贸n subs贸nica interna posterior. A n煤meros de Mach supers贸nicos bajos la fuerza de la onda de choque normal no es demasiado grande y este tipo de toma de aire (inlet) es bastante pr谩ctica.
A n煤meros de Mach supers贸nicos m谩s altos, la onda de choque normal 煤nica es muy fuerte y causa una gran reducci贸n en la presi贸n total recuperada por la toma de aire (inlet). Adem谩s, es necesario considerar que la energ铆a desperdiciada de la corriente de aire aparecer谩 como un aumento adicional indeseable en la temperatura del aire capturado por la toma de aire (inlet).
Si la corriente de aire supers贸nica puede ser capturada, las formaciones de ondas de choque ser谩n tragadas (swallowed) y una contracci贸n gradual reducir谩 la velocidad a justo por encima de la s贸nica. La secci贸n divergente subsiguiente puede entonces producir la onda de choque normal que frena la corriente de aire a subs贸nica. Una mayor expansi贸n contin煤a para frenar el aire a velocidades subs贸nicas m谩s bajas. Esta es la toma de aire (inlet) de tipo convergente-divergente mostrada en la figura 3.20.
Si la contracci贸n inicial es demasiado extrema para el n煤mero de Mach de la toma de aire (inlet), la formaci贸n de la onda de choque no ser谩 tragada y se mover谩 hacia el frente de la toma de aire (inlet). La ubicaci贸n externa de la onda de choque normal producir谩 flujo subs贸nico inmediatamente en la toma de aire (inlet). Dado que la corriente de aire se frena repentinamente a subs贸nica a trav茅s de una fuerte onda de choque normal, ocurrir谩 una mayor p茅rdida de energ铆a.
Otra forma de difusor emplea una onda de choque oblicua externa que frena la corriente de aire supers贸nica antes de que ocurra la onda de choque normal. Idealmente, la corriente de aire supers贸nica podr铆a ser frenada gradualmente a trav茅s de una serie de ondas de choque oblicuas muy d茅biles hasta una velocidad justo por encima de la velocidad s贸nica. Entonces la subsiguiente onda de choque normal a subs贸nico podr铆a ser bastante d茅bil. Tal combinaci贸n de las ondas m谩s d茅biles posibles resultar铆a en el menor desperdicio de energ铆a y la recuperaci贸n de presi贸n (pressure recovery) m谩s alta. La eficiencia de varios tipos de difusores se muestra en la figura 3.20 e ilustra este principio.
Una complicaci贸n obvia de la toma de aire (inlet) supers贸nica es que la forma 贸ptima es variable con la direcci贸n del flujo de entrada y el n煤mero de Mach. En otras palabras, para obtener la eficiencia y estabilidad de operaci贸n m谩s altas, la geometr铆a de la toma de aire (inlet) ser铆a diferente en cada n煤mero de Mach y 谩ngulo de ataque de vuelo. Una aeronave militar supers贸nica t铆pica puede experimentar grandes variaciones en 谩ngulo de ataque, 谩ngulo de deslizamiento lateral (sideslip) y n煤mero de Mach de vuelo durante la operaci贸n normal. Estas grandes variaciones en las condiciones de flujo de la toma de aire (inlet) crean ciertas consideraciones importantes de dise帽o de la toma de aire (inlet):
(1) La toma de aire (inlet) deber铆a proporcionar la eficiencia pr谩ctica m谩s alta recuperada. La relaci贸n de la presi贸n total recuperada a la presi贸n total de la corriente de aire es una medida apropiada de esta eficiencia.
(2) La toma de aire (inlet) deber铆a coincidir con las demandas de la planta motriz para el flujo de aire. El flujo de aire capturado por la toma de aire (inlet) deber铆a coincidir con el necesario para la operaci贸n del motor.
(3) La operaci贸n de la toma de aire (inlet) en condiciones de vuelo distintas a la condici贸n de dise帽o no deber铆a causar una p茅rdida notable de eficiencia o exceso de resistencia aerodin谩mica (drag). La operaci贸n de la toma de aire (inlet) deber铆a ser estable y no permitir condiciones de "zumbido" (buzz) (una oscilaci贸n de la ubicaci贸n de la onda de choque posible durante la operaci贸n fuera de dise帽o).
Para desarrollar un dise帽o de toma de aire (inlet) bueno y estable, el rendimiento en la condici贸n de dise帽o puede verse comprometido. Una gran variaci贸n de las condiciones de flujo de la toma de aire (inlet) puede requerir caracter铆sticas geom茅tricas especiales para la toma de aire (inlet) o una geometr铆a de entrada de dise帽o completamente variable.
SUPERSONIC CONFIGURATIONS / CONFIGURACIONES SUPERS脫NICAS
Cuando todos los diversos componentes del avi贸n supers贸nico se desarrollan, las propiedades de configuraci贸n general m谩s probables ser谩n las siguientes:
(1) El ala (wing) ser谩 de bajo alargamiento (aspect ratio), tendr谩 una conicidad notable (taper), y tendr谩 flecha (sweepback) dependiendo del rango de velocidad de dise帽o. Las secciones del ala ser谩n de baja relaci贸n de espesor (thickness ratio) y requerir谩n bordes de ataque afilados.
(2) El fuselaje y las g贸ndolas (nacelles) ser谩n de alta relaci贸n de fineza (largos y delgados). La distribuci贸n de presi贸n supers贸nica puede crear sustentaci贸n y resistencia aerodin谩mica (drag) significativas y requiere la consideraci贸n de la contribuci贸n de estabilidad de estas superficies.
(3) Las superficies de cola (tail surfaces) ser谩n similares al ala—baja relaci贸n de aspecto, c贸nicas, y de secci贸n delgada con borde de ataque afilado. Los controles ser谩n totalmente motorizados y probablemente reversibles con todas las superficies m贸viles la configuraci贸n m谩s probable.
(4) Para reducir la resistencia por interferencia (interference drag) en vuelo trans贸nico y supers贸nico, la secci贸n transversal bruta de la aeronave puede estar "reglada por 谩rea" (area ruled) para aproximarse a la de alguna forma 贸ptima de alta velocidad.
Una de las cualidades m谩s importantes de las configuraciones de alta velocidad ser谩n las caracter铆sticas de vuelo a baja velocidad. La forma del ala en planta de bajo alargamiento (aspect ratio) y con flecha (swept) tiene la caracter铆stica de alta resistencia inducida (induced drag) a bajas velocidades de vuelo. Giros pronunciados, velocidades excesivamente bajas y aproximaciones sin potencia (power-off) pueden producir tasas de descenso extremadamente altas durante el aterrizaje. La flecha (sweepback) y el bajo alargamiento (aspect ratio) pueden causar un deterioro severo de las cualidades de manejo a velocidades por debajo de las recomendadas para el despegue y aterrizaje. Por otro lado, las alas delgadas con flecha (swept) a alta carga alar tendr谩n velocidades de aterrizaje relativamente altas. Cualquier exceso de esta velocidad aerodin谩mica b谩sicamente alta puede crear un requisito imposible de frenos, neum谩ticos y tren de aterrizaje. Estas caracter铆sticas requieren que el piloto tenga en cuenta la variaci贸n de las velocidades 贸ptimas con los cambios de peso y se adhiera a los procedimientos y t茅cnicas descritos en el manual de vuelo.
Cuando el aire fluye sobre cualquier superficie aerodin谩mica ocurren ciertas reducciones en la velocidad con los correspondientes aumentos en la temperatura. La mayor reducci贸n en la velocidad y aumento en la temperatura ocurrir谩 en los diversos puntos de estancamiento (stagnation points) en la aeronave. Por supuesto, cambios similares ocurren en otros puntos de la aeronave pero estas temperaturas pueden relacionarse con el aumento de temperatura de impacto (ram) en el punto de estancamiento.
Mientras que el vuelo subs贸nico no produce temperaturas de ninguna preocupaci贸n real, el vuelo supers贸nico puede producir temperaturas lo suficientemente altas como para ser de gran importancia para la estructura del avi贸n y la planta motriz. El gr谩fico de la figura 3.21 ilustra la variaci贸n del aumento de temperatura de impacto (ram) con la velocidad aerodin谩mica en la atm贸sfera est谩ndar.
El aumento de temperatura de impacto (ram) es independiente de la altitud y es una funci贸n de la velocidad verdadera (true airspeed). Las temperaturas reales ser铆an la suma del aumento de temperatura y la temperatura del aire ambiente. Por lo tanto, el vuelo a baja altitud a altos n煤meros de Mach producir谩 las temperaturas m谩s altas.
Adem谩s del efecto en el entorno de los miembros de la tripulaci贸n, el calentamiento aerodin谩mico crea problemas especiales para la estructura del avi贸n y la planta motriz. El efecto de la temperatura en la resistencia a corto plazo de tres materiales estructurales t铆picos se muestra en la figura 3.21.
Las temperaturas m谩s altas producen reducciones definidas en la resistencia de la aleaci贸n de aluminio y requieren el uso de aleaciones de titanio, aceros inoxidables, etc., a temperaturas muy altas. La exposici贸n continua a temperaturas elevadas produce reducciones adicionales de resistencia y magnifica los problemas de falla por "fluencia" (creep) y rigidez estructural.
El motor turborreactor (turbojet engine) se ve afectado negativamente por las altas temperaturas del aire de entrada al compresor. Dado que la salida de empuje del turborreactor es una funci贸n del flujo de combustible, las altas temperaturas de entrada al compresor reducen el flujo de combustible que puede usarse dentro de los l铆mites de temperatura de operaci贸n de la turbina. La reducci贸n en el rendimiento de los motores turborreactor con altas temperaturas de aire en el compresor requiere que el dise帽o de la toma de aire (inlet) produzca la eficiencia pr谩ctica m谩s alta y minimice el aumento de temperatura del aire entregado a la cara del compresor.
Las altas velocidades de vuelo y el flujo compresible dictan configuraciones de avi贸n que son muy diferentes del avi贸n subs贸nico ordinario. Para lograr una operaci贸n segura y eficiente, el piloto del avi贸n moderno de alta velocidad debe entender y apreciar las ventajas y desventajas de la configuraci贸n. Un conocimiento de la aerodin谩mica de alta velocidad contribuir谩 enormemente a este entendimiento.