Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (3 parte)
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 mayoría 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 técnicas profesionales exactas de operación durante estas fases del vuelo.
El rendimiento de despegue y aterrizaje es una condición de movimiento acelerado (accelerated motion). Por ejemplo, durante el despegue el avión comienza a velocidad cero y acelera hasta la velocidad de despegue para llegar a estar en el aire (airborne). Durante el aterrizaje, el avión toca tierra a la velocidad de aterrizaje y desacelera (o acelera negativamente) hasta velocidad cero para detenerse. De hecho, el rendimiento de aterrizaje podría considerarse como un despegue en reverso para propósitos 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 será una función de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de vuelo, por ejemplo, 15 por ciento por encima de la velocidad de pérdida.
(2) La aceleración (acceleration) durante la carrera de despegue o aterrizaje. La aceleración experimentada por cualquier objeto varía 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 función tanto de la aceleración como de la velocidad.
En el caso real, la distancia de despegue y aterrizaje está relacionada con la velocidad y la aceleración de una manera muy compleja. La fuente principal de la complejidad es que las fuerzas que actúan sobre el avión durante el despegue o aterrizaje son difíciles de definir con relaciones simples. Dado que la aceleración es una función de estas fuerzas, la aceleración es difícil de definir de una manera simple y es una variable principal que afecta la distancia. Sin embargo, se puede hacer alguna simplificación para estudiar la relación básica de aceleración, velocidad y distancia. Si bien la aceleración no es necesariamente constante o uniforme a lo largo de la carrera de despegue o aterrizaje, la suposición de movimiento uniformemente acelerado facilitará el estudio de las principales variables que afectan la distancia de despegue y aterrizaje.
De la física básica, la relación de velocidad, aceleración y distancia para el movimiento uniformemente acelerado está definida por la siguiente ecuación:
S = V^2 / 2a
donde
S = distancia de aceleración (acceleration distance), pies.
V = velocidad final (final velocity), pies por seg., después de acelerar uniformemente desde velocidad cero.
a = aceleración (acceleration), pies por seg.^2.
Esta ecuación podría relacionar la distancia de despegue en términos de la velocidad de despegue y la aceleración cuando el avión se acelera uniformemente desde velocidad cero a la velocidad final de despegue. También, esta expresión podría relacionar la distancia de aterrizaje en términos de la velocidad de aterrizaje y la desaceleración (negativamente) desde la velocidad de aterrizaje hasta una parada completa. Es importante notar que la distancia varía directamente como el cuadrado de la velocidad e inversamente como la aceleración.
Como ejemplo de esta relación, asuma que durante el despegue un avión es acelerado uniformemente desde velocidad cero a una velocidad de despegue de 150 nudos (253.5 pies por seg.) con una aceleración de 6.434 pies por seg.^2 (o, 0.2g, dado que g = 32.17 pies por seg.^2). La distancia de despegue sería:
S = (253.5)^2 / (2)(6.434)
= 5,000 pies.
Si la aceleración durante el despegue se redujera un 10 por ciento, la distancia de despegue aumentaría un 11.1 por ciento; si la velocidad de despegue se aumentara un 10 por ciento, la distancia de despegue aumentaría 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 aceleración o la velocidad de despegue tendrá un efecto definitivo en la distancia de despegue.
Si un avión fuera a aterrizar a una velocidad de 150 nudos y fuera desacelerado uniformemente hasta detenerse con la misma aceleración de 0.2g, la distancia de parada de aterrizaje sería de 5,000 pies. Sin embargo, no es necesariamente el caso que una aeronave pueda tener un rendimiento idéntico de despegue y aterrizaje, pero el principio ilustrado es que la distancia es una función de la velocidad y la aceleración. 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 relación general de velocidad, aceleración y distancia para el movimiento uniformemente acelerado se ilustra en la figura 2.31. En esta ilustración, la distancia de aceleración se muestra como una función de la velocidad para varios valores de aceleración.
RENDIMIENTO DE DESPEGUE / TAKEOFF PERFORMANCE
La distancia mínima de despegue es de interés principal en la operación de cualquier aeronave porque define los requisitos de la pista. La distancia mínima de despegue se obtiene despegando a alguna velocidad segura mínima (minimum safe velocity) que permite un margen suficiente por encima de la pérdida y proporciona un control satisfactorio y una tasa de ascenso inicial. Generalmente, la velocidad de despegue es algún porcentaje fijo de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control para el avión en la configuración de despegue. Como tal, la velocidad de despegue se logrará a algún valor particular de coeficiente de sustentación y ángulo de ataque. Dependiendo de las características del avión, la velocidad de despegue estará en cualquier lugar desde 1.05 a 1.25 veces la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control. Si se especifica la velocidad de despegue como 1.10 veces la velocidad de pérdida, el coeficiente de sustentación es el 82.6 por ciento de CLmax y el ángulo de ataque y el coeficiente de sustentación para el despegue son valores fijos independientes del peso, altitud, viento, etc. Por lo tanto, un indicador de ángulo de ataque puede ser una ayuda valiosa durante el despegue.
Para obtener la distancia mínima de despegue a la velocidad de despegue especificada, las fuerzas que actúan sobre la aeronave deben proporcionar la aceleración máxima durante la carrera de despegue. Las diversas fuerzas que actúan sobre la aeronave pueden no estar bajo el control del piloto y pueden ser necesarias diversas técnicas en ciertos aviones para mantener la aceleración de despegue en el valor más alto.
La figura 2.32 ilustra las diversas fuerzas que actúan sobre la aeronave durante la carrera de despegue. El empuje de la planta motriz (powerplant thrust) es la fuerza principal para proporcionar la aceleración y, para la distancia de despegue mínima, el empuje de salida debe ser el máximo. La sustentación y la resistencia (Lift and drag) se producen tan pronto como el avión tiene velocidad y los valores de sustentación y resistencia dependen del ángulo de ataque y la presión dinámica. La resistencia de rodadura (Rolling friction) resulta cuando hay una fuerza normal en las ruedas y la fuerza de fricción es el producto de la fuerza normal y el coeficiente de fricción 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 sustentación mientras que el coeficiente de fricción de rodadura es una función del tipo de neumático y la textura de la superficie de la pista.
La aceleración del avión en cualquier instante durante la carrera de despegue es una función de la fuerza neta de aceleración y la masa del avión. De la segunda ley de movimiento de Newton:
a = Fn / M
o
a = g(Fn / W)
donde
a = aceleración, pies por seg.
Fn = fuerza neta de aceleración (net accelerating force), lbs.
W = peso (weight), lbs.
g = aceleración gravitacional = 32.17 pies por seg.^2
M = masa (mass), slugs = W/g
La fuerza neta de aceleración en el avión, Fn, es la neta del empuje, T (thrust), resistencia, D (drag), y fricción de rodadura, F (rolling friction). Así, la aceleración en cualquier instante durante la carrera de despegue es:
a = (g/W)(T - D - F)
La figura 2.32 ilustra la variación típica de las diversas fuerzas que actúan sobre la aeronave a lo largo de la carrera de despegue. Si se asume que la aeronave está en una actitud esencialmente constante durante la carrera de despegue, CL y CD son constantes y las fuerzas de sustentación y resistencia varían 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 también al cuadrado de la velocidad, por lo tanto, la velocidad al cuadrado y la distancia pueden usarse casi sinónimamente.
Así, la sustentación y la resistencia variarán linealmente con la presión dinámica (q) o V^2 desde el punto de inicio de la carrera de despegue. Como el coeficiente de fricción de rodadura esencialmente no se ve afectado por la velocidad, la fricción de rodadura variará como la fuerza normal en las ruedas. A velocidad cero, la sustentación es igual a cero y la fuerza normal es igual al peso del avión, pero, en el despegue la velocidad, la sustentación es igual al peso y la fuerza normal es cero. Por lo tanto, la fricción 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 fricción de rodadura (D + F) y, para la mayoría de las configuraciones, esta suma es casi constante o cambia solo ligeramente durante la carrera de despegue. La fuerza neta de aceleración es entonces la diferencia entre el empuje de la planta motriz y la fuerza total de retardo,
Fn = T - D - F
La variación de la fuerza neta de aceleración a lo largo de la carrera de despegue se muestra en la figura 2.32. El avión típico propulsado por hélice demuestra una fuerza neta de aceleración que disminuye con la velocidad y la aceleración resultante es inicialmente alta pero disminuye a lo largo de la carrera de despegue. La fuerza neta de aceleración típica del avión a reacción (jet) es esencialmente constante a lo largo de la carrera de despegue. Como resultado, el avión turborreactor se comparará estrechamente con el caso de movimiento uniformemente acelerado.
La técnica del piloto requerida para lograr la aceleración máxima durante la carrera de despegue puede variar considerablemente entre configuraciones de aviones. En algunos casos, la aceleración máxima se obtendrá permitiendo que el avión permanezca en la actitud de tres puntos a lo largo de la carrera hasta que el avión 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 rotación al ángulo de ataque de despegue para llegar a estar en el aire.
Aún otras configuraciones pueden requerir rotación 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 aceleración máxima menor (D + F) para lograr la aceleración máxima ya que un ángulo de ataque excesivo causará resistencia excesiva y obstaculizará (o posiblemente impedirá) un despegue exitoso. También, una rotación insuficiente puede proporcionar resistencia de rodadura añadida o requerir que el avión acelere a alguna velocidad excesiva antes de llegar a estar en el aire.
En este sentido, un indicador de ángulo de ataque es especialmente útil para condiciones de despegue nocturno o por instrumentos, así como en el día ordinario VFR. Los errores de aceleración del giro de actitud usualmente impiden una rotación de cabeceo precisa bajo estas condiciones.
FACTORES QUE AFECTAN EL RENDIMIENTO DE DESPEGUE / FACTORS AFFECTING TAKEOFF PERFORMANCE
Además de los factores importantes de la técnica adecuada, muchas otras variables afectan el rendimiento de despegue de un avión. Cualquier elemento que altere la velocidad de despegue o la aceleración durante la carrera de despegue afectará la distancia de despegue. Para evaluar el efecto de las muchas variables, se asumirán las relaciones principales de movimiento uniformemente acelerado y se dará consideración a aquellos efectos debidos a cualquier no-uniformidad de aceleración durante el proceso de despegue. Generalmente, en el caso de movimiento uniformemente acelerado, la distancia varía directamente con el cuadrado de la velocidad de despegue e inversamente como la aceleración de despegue.
S2/S1 = (V2^2/V1^2) x (a1/a2)
donde
S = distancia
V = velocidad
a = aceleración
condición (1) aplica a alguna distancia de despegue conocida, S1, que era común a alguna velocidad de despegue original, V1, y aceleración, a1.
condición (2) aplica a alguna nueva distancia de despegue, S2, que es el resultado de algún valor diferente de velocidad de despegue, V2, o aceleración, a2.
Con esta relación básica, 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 consideración adecuada de este elemento en la predicción 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 avión en el aire al coeficiente de sustentación de despegue. La relación de velocidad de despegue y peso bruto sería la siguiente:
V2/V1 = raiz_cuadrada(W2/W1) (EAS o CAS)
donde
V1 = velocidad de despegue correspondiente a algún peso original, W1
V2 = velocidad de despegue correspondiente a algún peso diferente, W2
Así, un avión dado en la configuración de despegue a un peso bruto dado tendrá una velocidad de despegue específica (EAS o CAS) que es invariable con la altitud, temperatura, viento, etc. porque es necesario un cierto valor de q (presión dinámica) para proporcionar sustentación 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 requerirá un aumento del 10 por ciento en la velocidad de despegue para soportar el mayor peso.
Un cambio en el peso bruto cambiará la fuerza neta de aceleración, Fn, y cambiará la masa, M, que está siendo acelerada. Si el avión tiene una relación empuje-peso relativamente alta, el cambio en la fuerza neta de aceleración es leve y el efecto principal en la aceleración 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 aceleración, el efecto del peso en la aceleración 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 alterará la fuerza neta de aceleración)
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 variará al menos como el cuadrado del peso bruto. Por ejemplo, un aumento del 10 por ciento en el peso bruto causaría:
un aumento del 5 por ciento en la velocidad de despegue
al menos una disminución del 9 por ciento en la aceleración
al menos un aumento del 21 por ciento en la distancia de despegue
Para el avión con una relación empuje-peso alta, el aumento en la distancia de despegue sería aproximadamente del 21 al 22 por ciento, pero, para el avión con una relación empuje-peso relativamente baja, el aumento en la distancia de despegue sería aproximadamente del 25 al 30 por ciento. Un efecto tan poderoso requiere una consideración adecuada del peso bruto al predecir la distancia de despegue.
El efecto del viento (wind) en la distancia de despegue es grande y también se debe proporcionar una consideración adecuada al predecir la distancia de despegue. El efecto de un viento de cara (headwind) es permitir que el avión 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 avión alcance una velocidad terrestre mayor para lograr la velocidad de despegue. El efecto del viento en la aceleración es relativamente pequeño 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 aceleración 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 relación, un viento de cara que es el 10 por ciento de la velocidad del aire de despegue reducirá 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 aumentará 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 sería aproximadamente el 25 por ciento de la distancia con viento cero (75 por ciento de reducción).
El efecto del viento en la distancia de aterrizaje es idéntico 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 función de la relación 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 avión. Una pista con una pendiente del 1 por ciento proporcionaría un componente de fuerza igual al 1 por ciento del peso bruto. Por supuesto, una pendiente ascendente (upslope) contribuiría con un componente de fuerza retardadora mientras que una pendiente descendente (downslope) contribuiría con un componente de fuerza de aceleración.
Para el caso de la pendiente ascendente, el componente de fuerza retardadora se suma a la fricción de arrastre y rodadura para reducir la fuerza neta de aceleración. 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 características del avión. El avión con la relación empuje-peso alta es el menos afectado mientras que el avión con la relación empuje-peso baja es el más afectado porque el componente de fuerza de la pendiente causa un cambio relativamente mayor en la fuerza neta de aceleración.
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 avión tiene una aceleración intrínseca baja, es decir, relación empuje-peso baja. En el caso ordinario, la selección de la pista de despegue favorecerá la dirección con una pendiente ascendente y viento de cara en lugar de la dirección 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 críticas. Las velocidades de despegue especificadas en el manual de vuelo son generalmente las velocidades mínimas seguras a las que el avión 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 pérdida, ser difícil de controlar, o tener una tasa de ascenso inicial muy baja. En algunos casos, un ángulo de ataque excesivo puede no permitir que el avión salga del efecto suelo. Por otro lado, una velocidad excesiva en el despegue puede mejorar la tasa de ascenso inicial...
... "sensación" del avión, pero producirá un aumento indeseable en la distancia de despegue. Asumiendo que la aceleración no se ve esencialmente afectada, la distancia de despegue varía como el cuadrado de la velocidad de despegue.
S2/S1 = (V2/V1)^2
Así, un exceso de velocidad del 10 por ciento aumentaría la distancia de despegue un 21 por ciento. En las condiciones de despegue más críticas, tal aumento en la distancia de despegue sería prohibitivo y el piloto debe adherirse a las velocidades recomendadas.
El efecto de la altitud de presión 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 aceleración. Si un peso y configuración de avión dados son llevados a la altitud por encima del nivel del mar estándar, el avión todavía requerirá la misma presión dinámica para llegar a estar en el aire con el coeficiente de sustentación de despegue. Así, el avión en altitud despegará a la misma velocidad equivalente (EAS) que al nivel del mar, pero debido a la densidad reducida, la velocidad verdadera (TAS) será mayor. De la aerodinámica básica, la relación 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 = relación 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 estándar traerá una disminución 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 estándar no causará una disminución en la potencia de salida para el motor alternativo sobrealimentado hasta que la altitud exceda la altitud crítica.
Para aquellas plantas motrices que experimentan una caída en el empuje con un aumento en la altitud, el efecto en la fuerza neta de aceleración y la aceleración puede ser aproximado asumiendo una variación directa con la densidad. En realidad, esta suposición aproximaría estrechamente el efecto en aviones con altas relaciones empuje-peso. Esta relación sería la siguiente:
a2/a1 = Fn2/Fn1 = rho/rho0 = sigma
donde
a1, Fn1 = aceleración y fuerza neta de aceleración correspondientes al nivel del mar
a2, Fn2 = aceleración y fuerza neta de aceleración correspondientes a la altitud
sigma = relación 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 aceleración, el efecto principal se debería a la mayor TAS
S2/S1 = (V2^2/V1^2) x (a1/a2)
S2/S1 = 1/sigma
donde
S1 = distancia de despegue estándar al nivel del mar
S2 = distancia de despegue en altitud
sigma = relación de densidad de altitud
si un aumento en la altitud reduce la aceleración además del aumento en TAS, los efectos combinados se aproximarían para el caso del avión con alta aceleración intrínseca 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 estándar al nivel del mar
S2 = distancia de despegue en altitud
sigma = relación de densidad de altitud
Como resultado de estas relaciones, debe apreciarse que la altitud de densidad afectará 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 comparación:
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 estándar | |
| Avión motor alternativo sobrealimentado debajo de altitud crítica | Avión turborreactor relación 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
...causará estos aumentos aproximados en la distancia de despegue:
3 1/2 por ciento para el avión con motor alternativo sobrealimentado cuando está por debajo de la altitud crítica
7 por ciento para el turborreactor con alta relación empuje-peso
10 por ciento para el turborreactor con baja relación empuje-peso
Estas relaciones aproximadas muestran que el avión turborreactor es mucho más sensible a la altitud de densidad que el avión propulsado por motor alternativo (hélice). Esto debe ser apreciado por pilotos en transición de tipos de hélice a tipos de jet (jet type airplanes). La contabilidad adecuada de la elevación de presión (el campo es un sustituto pobre) y la temperatura es obligatoria para la predicción precisa de la distancia de carrera de despegue.
Las condiciones más críticas de rendimiento de despegue son el resultado de alguna combinación de alto peso bruto, altitud, temperatura, y viento desfavorable. En todos los casos, le corresponde al piloto hacer una predicción 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 técnica de despegue profesional pulida.
En la predicción de la distancia de despegue a partir de los datos del manual, deben darse las siguientes consideraciones primarias:
Avión propulsado por motor alternativo (Reciprocating powered airplane)
(1) Altitud de presión y temperatura—para definir el efecto de la distancia de altitud de densidad.
(2) Peso bruto—un gran efecto en la distancia.
(3) Humedad específica—para corregir la distancia de despegue por la pérdida 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.
Avión propulsado por turbina (Turbine powered airplane)
(1) Altitud de presión y temperatura—para definir el efecto de la altitud de densidad.
Imagen: image_838a1f.png
(2) Peso bruto.
(3) Temperatura—una corrección adicional para tener en cuenta la pérdida de empuje asociada con las altas temperaturas de entrada al compresor.
Para esta corrección la temperatura ambiente es apropiada en las condiciones de la pista en lugar de la temperatura ambiente en alguna ubicación distante.
(4) Viento.
Además, 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 avión está en vuelo de giro, el avión no está en equilibrio estático pues debe desarrollarse el desequilibrio de fuerza para producir la aceleración del giro. Durante un giro coordinado y estable (steady coordinated turn), la sustentación se inclina para producir un componente horizontal de fuerza para igualar la fuerza centrífuga del giro. Además, el giro estable se logra produciendo un componente vertical de sustentación que es igual al peso del avión. La Figura 2.28 ilustra las fuerzas que actúan sobre el avión en un giro coordinado y estable.
Para el caso del giro coordinado y estable, el componente vertical de la sustentación debe igualar el peso de la aeronave para que no haya aceleración en la dirección vertical. Este requisito conduce a la siguiente relación:
n = L / W
n = 1 / cos phi
n = sec phi
donde
n = factor de carga o "G" (load factor)
L = sustentación, lbs. (lift)
W = peso, lbs. (weight)
phi = ángulo de alabeo, grados (bank angle)
De esta relación es evidente que el giro coordinado y estable requiere valores específicos de factor de carga, n, en varios ángulos de alabeo, phi.
Por ejemplo, un ángulo 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 avión estuviera en un alabeo de 60 grados y no se proporcionara sustentación para producir el factor de carga exacto de 2.0, el avión estaría acelerando en la dirección vertical así como en la dirección horizontal y el giro no sería estable. Además, cualquier fuerza lateral (sideforce) en el avión debido a deslizamiento (sideslip), etc., colocaría la fuerza aerodinámica resultante fuera del plano de simetría perpendicular al eje lateral y el giro no estaría coordinado.
Como consecuencia de la sustentación 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 sustentación 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 aumentarán 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 ángulo de alabeo en el vuelo de giro. Dado que la resistencia inducida varía generalmente como el cuadrado de CL, los siguientes datos proporcionan una ilustración del efecto del ángulo de alabeo:
| Ángulo 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 después del despegue, y especialmente durante una situación crítica de potencia por fallo o mal funcionamiento de una planta motriz. La resistencia inducida grandemente aumentada es justo lo que importante —si no más importante— como el aumento de la velocidad de pérdida en el vuelo de viraje. Es importante también 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 sustentación igualará la fuerza centrífuga 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 = ángulo de alabeo, grados
tasa de giro (turn rate)
ROT = (1,091 tan phi) / V
donde
ROT = tasa de giro, grados por segundo.
phi = ángulo 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: ángulo de alabeo, phi, y velocidad, V (TAS). Así, cuando el avión se vuela en el giro coordinado y estable a valores específicos de ángulo de alabeo y velocidad, la tasa de giro y el radio de giro son fijos e independientes del tipo de avión. Como ejemplo, un avión en un giro estable y coordinado a un ángulo de alabeo de 45 grados y una velocidad de 250 nudos (TAS) tendría 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 avión mantuviera el mismo ángulo de alabeo a 500 nudos (TAS), el radio de giro se cuadruplicaría (r = 22,200 pies) y la tasa de giro sería 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 ángulos 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 ángulo de ascenso o descenso es relativamente pequeño. Si bien el efecto de la altitud en el rendimiento de giro no es inmediatamente aparente en estas curvas, el efecto principal se apreciará a medida que una velocidad verdadera (TAS) aumentada para una velocidad equivalente dada (EAS).
RENDIMIENTO TÁCTICO / TACTICAL PERFORMANCE
Muchas maniobras tácticas requieren el uso de la capacidad de giro máxima (maximum turning capability) del avión. La capacidad de giro máxima de un avión estará definida por tres factores:
(1) Capacidad de sustentación máxima (Maximum lift capability). La combinación del coeficiente de sustentación máximo, CLmax, y la carga alar, W/S, definirá la capacidad del avión para desarrollar aerodinámicamente los factores de carga del vuelo de maniobra.
(2) Límites de resistencia operativa (Operating strength limits). Los límites superiores de los factores de carga de maniobra que no dañarán la estructura primaria del avión. Estos límites no deben excederse en operaciones normales debido a la posibilidad de daño o fallo estructural.
(3) Límites de empuje o potencia (Thrust or power limits). Definirán la capacidad del avión para girar a altitud constante. La condición limitante sería hasta que la resistencia aumentada por el factor de carga bajo y la resistencia inducida sea igual al empuje máximo disponible de la planta motriz. Tal caso produciría la capacidad máxima de giro para mantener una altitud constante.
La primera ilustración de la figura 2.30 muestra cómo los límites aerodinámicos y estructurales definen el límite de rendimiento de giro máximo (maximum turning performance).
El límite aerodinámico (aerodynamic limit) describe el radio de giro mínimo disponible para el avión cuando se opera a CLmax. Cuando el avión está a la velocidad de pérdida en vuelo nivelado, toda la sustentación es necesaria para sostener la aeronave en vuelo y ninguna está disponible para producir un giro estable. Por lo tanto, el radio de giro a la velocidad de pérdida es infinito.
A medida que la velocidad aumenta por encima de la velocidad de pérdida, el avión a CLmax es capaz de desarrollar una sustentación mayor que el peso y producir un radio de giro finito. Por ejemplo, a una velocidad del doble de la velocidad de pérdida, el avión a CLmax es capaz de desarrollar un factor de carga de cuatro y utilizar un ángulo 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 ángulo de alabeo que está disponible aerodinámicamente pero, debido a la tasa del aumento en velocidad y el efecto básico en el radio de giro, el radio de giro se acerca a un valor mínimo absoluto. Cuando CLmax no se ve afectado por la velocidad, el radio de giro mínimo aerodinámico se acerca a este valor absoluto, el cual es una función de CLmax, W/S, y sigma. En realidad, el único denominador común del rendimiento de giro aerodinámico es la velocidad de pérdida del ala a nivel.
El límite aerodinámico del radio de giro requiere que se utilice una mayor velocidad para producir factores de carga crecientes y mayores ángulos de alabeo. Obviamente, velocidades muy altas requerirán factores de carga muy altos y el radio de giro mínimo aerodinámico absoluto requerirá un factor de carga infinito. Aumentar la velocidad por encima de la velocidad de pérdida eventualmente producirá el límite del factor de carga y un aumento continuo en la velocidad por encima de este punto requerirá que el factor de carga y el ángulo de alabeo se limiten para prevenir daños estructurales.
Cuando el factor de carga y el ángulo de alabeo se mantienen constantes en el límite estructural, el radio de giro varía como el cuadrado de la velocidad y aumenta rápidamente por encima del límite aerodinámico. La intersección de las líneas del límite aerodinámico y el límite estructural es la "velocidad de maniobra (maneuver speed)". La velocidad de maniobra es la velocidad mínima necesaria para desarrollar aerodinámicamente el factor de carga límite (limit load factor).
A velocidades menores que la velocidad de maniobra, el factor de carga límite no está disponible aerodinámicamente y el rendimiento de giro está limitado aerodinámicamente. A velocidades mayores que la velocidad de maniobra, el factor de carga aerodinámico máximo no está disponible y el rendimiento de giro está limitado estructuralmente.
Cuando se conocen la velocidad de pérdida y el factor de carga límite para una configuración particular, la velocidad de maniobra se relaciona mediante la siguiente expresión:
Vp = Vs * raiz_cuadrada(n limit)
donde
Vp = velocidad de maniobra, nudos
Vs = velocidad de pérdida, nudos
n limit = factor de carga límite
Por ejemplo, un avión con un factor de carga límite de 4.0 tendría una velocidad de maniobra que es el doble de la velocidad de pérdida.
La línea de límite aerodinámico de la primera ilustración de la figura 2.30 es típica de un avión con un CLmax que es invariable con la velocidad. Si bien esto es aplicable para la mayoría de los aviones subsónicos, una diferencia considerable sería típica del avión transónico o supersónico en altitud. Los efectos de compresibilidad y los cambios en la potencia de control longitudinal pueden producir un CL máximo disponible que varía con la velocidad y un radio de giro aerodinámico que no es un mínimo absoluto al máximo de velocidad.
La segunda ilustración de la figura 2.30 describe el rendimiento de giro a altitud constante de un avión. Cuando un avión está 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 máxima de nivel. Cualquier alabeo o giro a la velocidad máxima de vuelo nivelado incurriría en una resistencia adicional y causaría que el avión descendiera. Sin embargo, a medida que la velocidad se reduce por debajo de la velocidad máxima de vuelo nivelado, la resistencia parásita se reduce y permite que el aumento de resistencia inducida acomode giros moderados dentro del empuje máximo disponible. Así, las consideraciones de altitud constante aumentarán el radio de giro mínimo aerodinámico y definirán un radio particular por encima del límite aerodinámico.
Cada uno de los tres factores limitantes (aerodinámico, estructural y de potencia) puede combinarse para definir el rendimiento de giro de un avión. Generalmente, los límites aerodinámicos y de potencia predominan a gran altitud, mientras que los límites aerodinámicos y estructurales predominan a baja altitud. El conocimiento de este rendimiento de giro es particularmente necesario para la operación efectiva de tipos de aviones de combate e interceptores.
LANDING PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ATERRIZAJE
En muchos casos, la distancia de aterrizaje de un avión definirá 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 más que el rendimiento de despegue. La distancia mínima de aterrizaje se obtiene aterrizando a alguna velocidad segura mínima (minimum safe velocity) que permita suficiente margen por encima de la pérdida (stall) y proporcione control y capacidad satisfactorios para el escape (waveoff). Generalmente, la velocidad de aterrizaje es algún porcentaje fijo de la velocidad de pérdida o velocidad mínima de control del avión en la configuración de aterrizaje. Como tal, el aterrizaje se logrará a algún valor particular de coeficiente de sustentación (lift coefficient) y ángulo de ataque (angle of attack). El valor exacto de CL (Coeficiente de Sustentación) y alfa ($\alpha$) para el aterrizaje dependerá de las características del avión pero, una vez definido, los valores son independientes del peso, altitud, viento, etc.
Para obtener la distancia mínima de aterrizaje a la velocidad de aterrizaje especificada, las fuerzas que actúan sobre el avión deben proporcionar la máxima desaceleración (o aceleración negativa) durante la carrera de aterrizaje (landing roll). Las diversas fuerzas que actúan sobre el avión durante la carrera de aterrizaje pueden requerir varias técnicas para mantener la desaceleración de aterrizaje en el valor máximo.
La Figura 2.34 ilustra las fuerzas que actúan sobre la aeronave durante la carrera de aterrizaje. El empuje (thrust) de la planta motriz debe ser un valor positivo mínimo, o, si se dispone de empuje reverso (reverse thrust), un valor negativo máximo para una distancia de aterrizaje mínima. La sustentación (Lift) y la resistencia (drag) se producen siempre que el avión tenga velocidad y los valores de sustentación y resistencia dependen de la presión dinámica y el ángulo de ataque.
La fricción de frenado (Braking friction) resulta cuando hay una fuerza normal en la rueda de frenado y superficies de fricción y la fuerza de fricción es el producto de la fuerza normal y el coeficiente de fricción de frenado. La fuerza normal en las superficies de frenado es alguna parte del peso neto y la sustentación, es decir, alguna otra parte del peso neto puede estar distribuida a ruedas que no tienen frenos.
El coeficiente máximo de fricción de frenado es principalmente una función de la condición de la superficie de la pista (seca, mojada, con hielo, etc.) y es bastante independiente del tipo de neumático para condiciones ordinarias (pista de superficie dura y seca). Sin embargo, el coeficiente operativo de fricción de frenado es controlado por el piloto mediante el uso de los frenos.
La aceleración del avión durante la carrera de aterrizaje es negativa (desaceleración) y se considerará que es en ese sentido. En cualquier instante durante la carrera de aterrizaje la aceleración es una función de la fuerza retardadora neta y la masa del avión. De la segunda ley de movimiento de Newton:
a = Fr/M
o
a = g (Fr/W)
donde:
a = aceleración, pies por seg^2 (negativa)
Fr = fuerza retardadora neta (net retarding force), libras.
g = aceleración gravitacional, pies por seg^2
W = peso (weight), libras.
M = masa, slugs
= W/g
La fuerza retardadora neta en el avión, Fr, es la red de la resistencia (drag), D, fricción de frenado, F, y empuje (thrust), T. Así, la aceleración (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 variación típica de las diversas fuerzas que actúan sobre la aeronave a lo largo de la carrera de aterrizaje. Si se asume que la aeronave está en un ángulo de ataque esencialmente constante desde el punto de la toma de contacto (touchdown), CL (Coeficiente de Sustentación) y CD (Coeficiente de Resistencia) son constantes y las fuerzas de sustentación y resistencia variarán como el cuadrado de la velocidad. Así, la sustentación y la resistencia disminuirán linealmente con q (presión dinámica) o V^2 (Velocidad al cuadrado) desde el punto de toma de contacto.
Si el coeficiente de frenado se mantiene en el valor máximo, esta fuerza máxima de fricción de frenado es esencialmente constante con la velocidad y la fuerza normal en las superficies de frenado. A medida que el avión se acerca a una parada completa, la velocidad y la sustentación se acercan a cero y la fuerza normal en las ruedas se acerca al peso del avión. En este punto, la fuerza de fricción de frenado está en un máximo. Inmediatamente después de la toma de contacto, la sustentación es bastante grande y la fuerza normal en las ruedas es pequeña. Como resultado, la fuerza de fricción de frenado es pequeña.
Un error común en este punto es aplicar una presión de freno excesiva sin suficiente fuerza normal en las ruedas. Esto puede desarrollar un derrape (skid) con una rueda bloqueada y causar que el neumático estalle tan repentinamente que es necesario un uso juicioso de los frenos.
El coeficiente de fricción de frenado puede alcanzar valores máximos de 0.8 pero valores ordinarios cerca de 0.5 son típicos para la pista de superficie dura y seca. Por supuesto, una pista resbaladiza y con hielo puede reducir el coeficiente máximo de fricción de frenado a valores tan bajos como 0.2 o 0.1. Si todo el peso del avión estuviera en las superficies de frenado, un coeficiente de fricción de frenado de 0.5 produciría una desaceleración de 1/2 g, 16.1 pies por seg^2. La mayoría de los aviones en efecto suelo (ground effect) rara vez producen relaciones de sustentación-resistencia inferiores a 3 o 4.
Si la sustentación del avión fuera igual al peso, una L/D = 4 produciría una desaceleración de 1/4 g, 8 pies por seg^2. Mediante esta comparación debería ser evidente que la fricción de frenado ofrece la posibilidad de una mayor desaceleración que el frenado aerodinámico (aerodynamic braking). Con este fin, la mayoría de los aviones que operan desde pistas de superficie dura y seca requerirán técnicas particulares para obtener la distancia mínima de aterrizaje.
Generalmente, la técnica 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 avión puede proporcionar una mayor fuerza de fricción de frenado para compensar la resistencia reducida y la fuerza retardadora neta aumenta.
La técnica necesaria para la distancia mínima de aterrizaje puede ser alterada hasta cierto punto en ciertas situaciones. Por ejemplo, los aviones de baja relación de aspecto (low aspect ratio) con alto control longitudinal pueden crear una resistencia (drag) muy alta en las altas velocidades inmediatamente después de la toma de contacto. Si la configuración del tren de aterrizaje o el ajuste de incidencia del flap impide una gran reducción de CL, la fuerza normal en las superficies de frenado y la capacidad de fuerza de fricción de frenado son relativamente pequeñas.
Así, en la parte inicial de alta velocidad de la carrera de aterrizaje, la desaceleración máxima se obtendría creando la mayor resistencia aerodinámica posible. Para el momento en que el avión ha disminuido a 70 u 80 por ciento de la velocidad de toma de contacto, la resistencia aerodinámica decae pero la acción de frenado entonces será efectiva. Alguna forma de esta técnica puede ser necesaria para lograr la distancia mínima para algunas configuraciones cuando el coeficiente de fricción de frenado es bajo (pista mojada, con hielo) y la capacidad de fuerza de fricción de frenado se reduce en relación con la resistencia aerodinámica del avión.
Se debe hacer una distinción entre las técnicas para la distancia mínima de aterrizaje y una carrera de aterrizaje ordinaria con considerable exceso de pista disponible. La distancia mínima de aterrizaje se obtendrá creando un pico continuo de desaceleración del avión. Esta condición generalmente requiere un uso extensivo de los frenos para máxima desaceleración. Por otro lado, una carrera de aterrizaje ordinaria con considerable exceso de pista puede permitir un uso extensivo de la resistencia aerodinámica para minimizar el desgaste y deterioro de los neumáticos y frenos.
Si la resistencia aerodinámica es suficiente para causar la desaceleración del avión, se puede usar en deferencia a los frenos en las primeras etapas de la carrera de aterrizaje, es decir, los frenos y los neumáticos sufren de un uso continuo y fuerte pero la resistencia aerodinámica es gratuita y no se desgasta con el uso. El uso de la resistencia aerodinámica es aplicable solo para la desaceleración hasta velocidades inferiores al 60 o 70 por ciento de la velocidad de toma de contacto. A baja velocidad, la resistencia aerodinámica es tan leve que es de poca utilidad y el frenado debe ser utilizado para producir la desaceleración continua del avión.
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 debería ser el valor positivo más pequeño posible o el valor negativo más grande posible. En el caso del avión turborreactor (turbojet), el empuje en ralentí (idle) del motor es casi constante con la velocidad a lo largo de la carrera de aterrizaje.
El empuje en ralentí es de magnitud significativa en días fríos debido a la baja temperatura del aire de entrada del compresor y la baja altitud de densidad. Desafortunadamente, tales condiciones atmosféricas generalmente tienen el corolario de una mala acción de frenado debido a hielo o agua en la pista. El empuje en ralentí 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 fricción de frenado para aumentar la fuerza retardadora neta.
Varios dispositivos pueden ser utilizados para proporcionar una mayor desaceleración del avión o para minimizar el desgaste y deterioro de los neumáticos y frenos. El paracaídas de frenado (drag parachute) puede proporcionar una gran fuerza retardadora a alto q (presión dinámica) y aumentar enormemente la desaceleración durante la parte inicial de la carrera de aterrizaje. Cabe señalar que la contribución del paracaídas de frenado es importante solo durante la porción de alta velocidad de la carrera de aterrizaje. Para máxima efectividad, el paracaídas de frenado debe ser desplegado inmediatamente después de que el avión haga contacto con la pista.
El empuje reverso (Reverse thrust) se obtiene girando el ángulo de paso de la pala muy por debajo del tope de paso bajo y aplicando potencia del motor. La acción es extraer una gran cantidad de impulso de la corriente de aire y así crear empuje negativo. La magnitud del empuje reverso de las hélices es muy grande, especialmente en el caso del turbohélice (turboprop) donde una potencia de eje muy grande puede ser alimentada a la hélice. En el caso de empuje de hélice reverso, la efectividad máxima se logra mediante el uso inmediatamente después de que el avión está en contacto con la pista. La capacidad de empuje reverso es mayor a alta velocidad y, obviamente, cualquier retraso en producir desaceleración permite que la pista pase a un ritmo rápido.
El empuje reverso de los motores turborreactores usualmente empleará alguna forma de álabes, 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 hélice comparable que tiene un alto empuje intrínseco a bajas velocidades. Al igual que con el empuje reverso de hélice, el empuje reverso de chorro (jet reverse thrust) debe ser aplicado inmediatamente después del contacto con el suelo para máxima efectividad en reducir la distancia de aterrizaje.
FACTORS AFFECTING LANDING PERFORMANCE / FACTORES QUE AFECTAN EL RENDIMIENTO DE ATERRIZAJE
Además de los factores importantes de la técnica adecuada, muchas otras variables afectan el rendimiento de aterrizaje de un avión. Cualquier elemento que altere la velocidad de aterrizaje o la desaceleración durante la carrera de aterrizaje afectará la distancia de aterrizaje. Al igual que con el rendimiento de despegue, las relaciones del movimiento uniformemente acelerado se asumirán 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 desaceleración 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 desaceleración, a1
S2 = distancia de aterrizaje resultante de algunos valores diferentes de velocidad de aterrizaje, V2, o desaceleración, a2
Con esta relación, 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 avión. Un efecto de un peso bruto aumentado es que el avión requerirá una mayor velocidad para soportar el avión en el ángulo de ataque de aterrizaje y coeficiente de sustentación. La relación de la velocidad de aterrizaje y el peso bruto sería la siguiente:
V2/V1 = raíz cuadrada de (W2/W1) (Nota: EAS o CAS)
donde:
V1 = velocidad de aterrizaje correspondiente a algún peso original, W1
V2 = velocidad de aterrizaje correspondiente a algún peso diferente, W2
Así, una configuración dada del avión en el aterrizaje a un peso bruto dado tendrá una velocidad de aterrizaje específica (EAS o CAS) que es invariante con la altitud, temperatura, viento, etc., porque un cierto valor de q (presión dinámica) es necesario para proporcionar una sustentación 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 requerirá un aumento del 10 por ciento en la velocidad de aterrizaje para soportar el mayor peso.
Cuando se consideran las distancias mínimas de aterrizaje, las fuerzas de fricción de frenado predominan durante la carrera de aterrizaje, y para la mayoría de las configuraciones de aviones, la fricción de frenado es la fuente principal de desaceleración. En este caso, un aumento en el peso bruto proporciona una mayor fuerza normal y una mayor fricción de frenado para hacer frente a la masa aumentada. Además, la mayor velocidad de aterrizaje en el mismo CL y CD produce una resistencia promedio (average drag) que aumentó en la misma proporción que el peso aumentado. Así, el peso bruto aumentado causa un aumento en la suma de la resistencia más la fricción de frenado y la aceleración 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 = raíz cuadrada de (W2/W1) o (V2/V1)^2 = W2/W1
si la fuerza retardadora neta aumenta en la misma proporción que el peso, la aceleración 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 mínima de aterrizaje variará directamente como el peso bruto. Por ejemplo, un aumento del 10 por ciento en el peso bruto al aterrizaje causaría:
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 análisis anterior es la relación entre el peso y la fuerza de fricción de frenado. La fuerza máxima de fricción 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 crearía un aumento similar del 10 por ciento en la fuerza de fricción de frenado. Considera el caso de dos aviones del mismo tipo y posición del centro de gravedad (c.g.) pero de diferentes pesos brutos. Si estos dos aviones están rodando a lo largo de la pista a la misma velocidad a la cual las fuerzas aerodinámicas son insignificantes, el uso del coeficiente máximo de fricción de frenado llevará a ambos aviones a una parada en la misma distancia.
El avión más pesado tendrá la mayor masa para desacelerar pero la mayor fuerza normal proporcionará una mayor fuerza de fricción retardadora. Como resultado, ambos aviones tendrían idéntica desaceleración y distancias de parada idénticas desde una velocidad dada. Sin embargo, el avión más pesado tendría una mayor energía cinética para ser disipada por los frenos y la principal diferencia entre los dos aviones a medida que llegan a una parada sería que el avión más pesado tendría los frenos más calientes. Por lo tanto, uno de los factores de rendimiento de frenado es la capacidad de los frenos para disipar energía sin desarrollar temperaturas excesivas y perder efectividad.
Para apreciar la efectividad de los frenos modernos, un avión de 30,000 libras aterrizando a 175 nudos tiene una energía cinética de 41 millones de pies-libras en el instante de la toma de contacto. En un aterrizaje de distancia mínima, los frenos deben disipar la mayor parte de esta energía cinética 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,
también produce un aumento del 21 por ciento en la energía cinética del avión que debe ser disipada durante la carrera de aterrizaje. Por lo tanto, los altos pesos de aterrizaje pueden acercarse a la capacidad de disipación de energía 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 consideración adecuada al predecir la distancia de aterrizaje. Dado que el avión aterrizará a una velocidad aérea (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 avión toca tierra. El efecto del viento en la desaceleración durante la distancia de aterrizaje es idéntico al efecto en la distancia de despegue y se aproxima mediante la siguiente relación:
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 aérea de aterrizaje
Como resultado de esta relación, un viento de frente que es el 10 por ciento de la velocidad aérea de aterrizaje reducirá 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 aumentará 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 avión. La relación es idéntica 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 razón, la selección de la pista de aterrizaje favorecerá ordinariamente la dirección con una pendiente descendente y viento de frente en lugar de una pendiente ascendente y viento de cola.
El efecto de la altitud de presión 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 aumentará la velocidad de aterrizaje pero no alterará la fuerza retardadora neta. Si a un peso y configuración de avión dados se les lleva a una altitud por encima del nivel del mar estándar, el avión aún requerirá la misma q (presión dinámica) para proporcionar una sustentación igual al peso en el CL de aterrizaje. Así, el avión en altitud aterrizará a la misma velocidad aérea equivalente (EAS) que al nivel del mar pero, debido a la densidad reducida, la velocidad aérea verdadera (TAS) será mayor. La relación entre velocidad aérea verdadera y velocidad aérea equivalente es la siguiente:
TAS/EAS = 1 / raíz cuadrada de (sigma)
donde
TAS = velocidad aérea verdadera (true airspeed)
EAS = velocidad aérea equivalente (equivalent airspeed)
sigma = relación de densidad de altitud (altitude density ratio)
Dado que el avión aterriza en altitud con el mismo peso y presión dinámica, la resistencia (drag) y la fricción de frenado a lo largo de la carrera de aterrizaje tendrán los mismos valores que al nivel del mar. Mientras la condición esté dentro de la capacidad de los frenos, la fuerza retardadora neta no cambia y la aceleración 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 aceleración, el efecto se debería 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 estándar
S2 = distancia de aterrizaje en altitud
sigma = relación de densidad de altitud
A partir de esta relación, la distancia mínima de aterrizaje a 5,000 pies (sigma = 0.8617) sería un 16 por ciento mayor que la distancia mínima 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 precisión 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 críticas. Las velocidades de aterrizaje especificadas en el manual de vuelo son generalmente las velocidades mínimas seguras a las cuales el avión puede ser aterrizado. Cualquier intento de aterrizar a una velocidad inferior a la especificada puede significar que el avión entre en pérdida (stall), sea difícil 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 causará 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
Así, un 10 por ciento de exceso de velocidad de aterrizaje causaría 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 energía cinética adicional que debe disiparse. Además, la velocidad adicional causa un aumento de la resistencia (drag) y la sustentación en la actitud de tierra normal y la sustentación aumentada reducirá la fuerza normal en las superficies de frenado durante este rango de velocidades. La aceleración inmediatamente después de la toma de contacto puede sufrir y será más probable que un neumático pueda reventarse por frenar en este punto. Como resultado, un 10 por ciento de exceso de velocidad de aterrizaje causará al menos un 21 por ciento de mayor distancia de aterrizaje.
Las condiciones más críticas de rendimiento de aterrizaje son el resultado de alguna combinación de alto peso bruto, alta altitud de densidad y viento desfavorable. Estas condiciones producen los mayores requisitos de distancia de aterrizaje y proporcionan niveles críticos de disipación de energía requerida de los frenos. En todos los casos, es necesario hacer una predicción precisa de la distancia mínima de aterrizaje para comparar con la pista disponible. Una técnica de aterrizaje pulida y profesional es necesaria porque la fase de aterrizaje del vuelo representa más accidentes causados por pilotos que cualquier otra fase individual del vuelo. En la predicción de la distancia mínima de aterrizaje a partir de los datos del manual, se deben dar las siguientes consideraciones:
(1) Altitud de presión 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 corrección relativamente pequeña para valores ordinarios de pendiente de pista.
IMPORTANCE OF HANDBOOK PERFORMANCE DATA / IMPORTANCIA DE LOS DATOS DE RENDIMIENTO DEL MANUAL.
La sección de rendimiento del manual de vuelo o suplemento del manual de vuelo contiene todos los datos operativos para el avión. Por ejemplo, todos los datos específicos para el despegue, ascenso, alcance, resistencia (endurance), descenso y aterrizaje están incluidos en esta sección. El uso ordinario de estos datos en las operaciones de vuelo es obligatorio y se puede obtener un gran conocimiento y familiaridad con el avión mediante el estudio de este material. Una familiaridad completa con las características del avión se puede obtener solo a través de un análisis extenso y estudio de los datos del manual.
Chapter 3: HIGH SPEED AERODYNAMICS / Capítulo 3: AERODINÁMICA 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 aerodinámica a estas velocidades de vuelo muy altas tiene muchas diferencias significativas respecto al estudio de la aerodinámica clásica de baja velocidad. Por lo tanto, es bastante necesario que el Aviador Naval esté familiarizado con la naturaleza del flujo de aire de alta velocidad y las características de las configuraciones de aviones de alto rendimiento.
GENERAL CONCEPTS AND SUPERSONIC FLOW PATTERNS / CONCEPTOS GENERALES Y PATRONES DE FLUJO SUPERSÓNICO
NATURE OF COMPRESSIBILITY / NATURALEZA DE LA COMPRESIBILIDAD
A bajas velocidades de vuelo, el estudio de la aerodinámica se simplifica enormemente por el hecho de que el aire puede experimentar cambios relativamente pequeños en presión con cambios solo insignificantes en la densidad. Este flujo de aire se denomina incompresible (incompressible) ya que el aire puede sufrir cambios en presión sin cambios aparentes en densidad. Tal condición de flujo de aire es análoga al flujo de agua, fluido hidráulico, o cualquier otro fluido incompresible.
Sin embargo, a altas velocidades de vuelo, los cambios de presión 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 habrá "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 tendrá alguna forma aerodinámica y estará desarrollando sustentación, habrá velocidades de flujo locales en las superficies que son mayores que la velocidad de vuelo. Así, 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 subsónicos como supersónicos existiendo en la aeronave, es conveniente definir ciertos regímenes de vuelo. Estos regímenes se definen aproximadamente de la siguiente manera:
Subsonic / Subsónico—Números de Mach por debajo de 0.75
Transonic / Transónico—Números de Mach desde 0.75 a 1.20
Supersonic / Supersónico—Números de Mach desde 1.20 a 5.00
Hypersonic / Hipersónico—Números de Mach por encima de 5.00
Si bien los números de Mach de vuelo utilizados para definir estos regímenes de vuelo son bastante aproximados, es importante apreciar los tipos de flujo existentes en cada área. En el régimen subsónico es muy probable que exista un flujo de aire subsónico puro en todas las partes de la aeronave. En el régimen transónico es muy probable que el flujo sobre los componentes de la aeronave sea en parte subsónico y en parte supersónico. Los regímenes de vuelo supersónico e hipersónico proporcionarán velocidades de flujo supersónico definidas en todas las partes de la aeronave. Por supuesto, en vuelo supersónico habrá algunas porciones de la capa límite (boundary layer) que son subsónicas, pero el flujo predominante es aún supersónico.
Las principales diferencias entre el flujo subsónico y supersónico se deben a la compresibilidad del flujo supersónico. Así, cualquier cambio de velocidad o presión de un flujo supersónico producirá un cambio relacionado de densidad, el cual debe ser considerado y contabilizado.
La Figura 3.2 proporciona una comparación de flujo incompresible y compresible a través de un tubo cerrado. Por supuesto, la condición de continuidad debe existir en el flujo a través del tubo cerrado; el flujo de masa en cualquier estación a lo largo del tubo es constante. Esta calificación debe existir en ambos casos, compresible e incompresible.
El ejemplo de flujo incompresible subsónico se simplifica por el hecho de que la densidad del flujo es constante a lo largo del tubo. Así, a medida que el flujo se acerca a una constricción y las líneas de corriente (streamlines) convergen, la velocidad aumenta y la presión estática disminuye.
En otras palabras, una convergencia del tubo requiere una velocidad creciente para acomodar la continuidad del flujo. Además, a medida que el flujo subsónico entra en una sección divergente del tubo, la velocidad disminuye y la presión estática aumenta, pero la densidad permanece sin cambios. El comportamiento del flujo incompresible subsónico es que una convergencia causa expansión (presión decreciente) mientras que una divergencia causa compresión (presión creciente).
El ejemplo de flujo compresible supersónico se complica por el hecho de que las variaciones de la densidad del flujo están relacionadas con los cambios en velocidad y presión estática. El comportamiento del flujo compresible supersónico es que una convergencia causa compresión mientras que una divergencia causa expansión. Así, a medida que el flujo supersónico se acerca a una constricción y las líneas de corriente convergen, la velocidad disminuye y la presión estática aumenta. La continuidad del flujo másico se mantiene por el aumento en la densidad del flujo que acompaña a la disminución en velocidad. A medida que el flujo compresible supersónico entra en una sección divergente del tubo, la velocidad aumenta, la presión estática disminuye, y la densidad disminuye para acomodar la condición de continuidad.
Los puntos de comparación anteriores señalan tres diferencias significativas entre el flujo supersónico compresible y el flujo subsónico incompresible.
(a) El flujo compresible incluye la variable adicional de la densidad del flujo.
(b) La convergencia del flujo causa expansión del flujo incompresible pero compresión del flujo compresible.
(c) La divergencia del flujo causa compresión del flujo incompresible pero expansión 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 pequeñas perturbaciones de presión se propagarán a través del aire y esta velocidad de propagación es únicamente una función de la temperatura del aire. La tabla adjunta ilustra la variación de la velocidad del sonido en la atmósfera estándar.
(Tabla 3-1: Variación de la Temperatura y Velocidad del Sonido con la Altitud en la Atmósfera Estándar)
Altitude (Altitud): Nivel del mar, 5,000, 10,000... hasta 60,000 pies.
Temperature (Temperatura): En grados Farenheit y Centígrados.
Speed of sound (Velocidad del sonido): En Nudos (Knots). (Ej: Nivel del mar = 661.7 nudos).
A medida que un objeto se mueve a través de la masa de aire, ocurren cambios de velocidad y presión que crean perturbaciones de presión en el flujo de aire que rodea al objeto. Por supuesto, estas perturbaciones de presión se propagan a través del aire a la velocidad del sonido. Si el objeto viaja a baja velocidad, las perturbaciones de presión se propagan por delante del objeto y el flujo de aire es influenciado inmediatamente por delante del objeto por el campo de presión en el objeto. En realidad, estas perturbaciones de presión se transmiten en todas las direcciones y se extienden indefinidamente en todas las direcciones. Evidencia de esta "advertencia de presión" (pressure warning) se ve en el patrón de flujo subsónico típico de la figura 3.1 donde hay upwash (flujo ascendente) y cambio de dirección del flujo muy por delante del borde de ataque.
Si el objeto está viajando a alguna velocidad por encima de la velocidad del sonido, el aire delante del objeto no será influenciado por el campo de presión en el objeto ya que las perturbaciones de presión no pueden propagarse por delante del objeto. Así, 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 presión tendrán lugar de manera bastante abrupta. El flujo de aire delante del objeto no es influenciado hasta que las partículas de aire son forzadas repentinamente fuera del camino por el objeto. Evidencia de este fenómeno se ve en el patrón de flujo supersónico típico de la figura 3.1.
La analogía de las ondas superficiales en el agua puede ayudar a aclarar estos fenómenos. Dado que una onda superficial es simplemente la propagación de una perturbación de presión, un barco moviéndose a una velocidad mucho menor que la velocidad de la onda no formará una "onda de proa" (bow wave). A medida que la velocidad del barco se acerca a la velocidad de propagación de la onda, la onda de proa se formará y se volverá más fuerte a medida que la velocidad aumenta más allá de la velocidad de la onda.
En este punto debería volverse evidente que todos los efectos de compresibilidad dependen de la relación de la velocidad aérea con la velocidad del sonido. El término utilizado para describir esta relación es el número de Mach, M, y se define como la relación de la velocidad aérea verdadera con la velocidad del sonido.
M = V / a
donde
M = Número de Mach
V = velocidad aérea verdadera (true airspeed), nudos
a = velocidad del sonido, nudos
= a0 * raiz_cuadrada(theta)
a0 = velocidad del sonido en condiciones estándar al nivel del mar, 661 nudos
theta = relación de temperatura = T / T0
TYPICAL SUPERSONIC FLOW PATTERNS / PATRONES TÍPICOS DE FLUJO SUPERSÓNICO
Cuando el flujo supersónico está claramente establecido, todos los cambios en velocidad, presión, densidad y dirección del flujo, etc., tienen lugar de manera bastante repentina y en áreas relativamente confinadas. Las áreas de cambio de flujo son generalmente distintas y el fenómeno se conoce como formaciones de "onda" (wave formations). Todas las ondas de compresión ocurren repentinamente y son un desperdicio de energía. Por lo tanto, las ondas de compresión se distinguen por el repentino comportamiento de tipo "choque". Todas las ondas de expansión no son tan repentinas en su ocurrencia y no son un desperdicio de energía como las ondas de choque de compresión. Esencialmente, hay tres tipos fundamentales de ondas formadas en flujo supersónico: (1) la onda de choque oblicua (oblique shock wave) (compresión), (2) la onda de choque normal (normal shock wave) (compresión), (3) la onda de expansión (expansion wave) (sin choque).
OBLIQUE SHOCK WAVE / ONDA DE CHOQUE OBLICUA.
Considere el caso donde una corriente de aire supersónica se gira hacia el flujo de aire precedente (turned into the preceding airflow). Tal sería el caso de un flujo supersónico "hacia una esquina" (into a corner) como se muestra en la figura 3.3. Una corriente de aire supersónica pasando a través de la onda de choque oblicua experimentará estos cambios:
(1) La corriente de aire se ralentiza; la velocidad y el número de Mach detrás de la onda se reducen pero el flujo es aún supersónico.
(2) La dirección del flujo se cambia para fluir a lo largo de la superficie.
(3) La presión estática de la corriente de aire detrás de la onda aumenta.
(4) La densidad de la corriente de aire detrás de la onda aumenta.
(5) Parte de la energía disponible de la corriente de aire (indicada por la suma de la presión dinámica y estática) se disipa y se convierte en energía calórica no disponible. Por lo tanto, la onda de choque es un desperdicio de energía.
Un caso típico de formación de onda de choque oblicua es el de una cuña apuntando hacia una corriente de aire supersónica. La onda de choque oblicua se formará en cada superficie de la cuña y la inclinación de la onda de choque será una función del número de Mach de la corriente libre y el ángulo de la cuña. A medida que el número de Mach de la corriente libre disminuye, el ángulo de la onda de choque aumenta; a medida que el ángulo de la cuña aumenta, el ángulo de la onda de choque aumenta, y, si el ángulo de la cuña se aumenta a cierta cantidad crítica, la onda de choque se desprenderá (detach) del borde de ataque de la cuña. Es importante notar que el desprendimiento de la onda de choque producirá flujo subsónico inmediatamente después de la porción central de la onda de choque. La Figura 3.4 ilustra estos patrones de flujo típicos y el efecto del número de Mach y el ángulo de cuña.
El flujo anterior a través de una cuña en una corriente de aire supersónica permitiría el flujo en dos dimensiones. Si se colocara un cono en una corriente de aire supersónica, el flujo de aire ocurriría en tres dimensiones y habría algunas diferencias notables en las características del flujo. El flujo tridimensional para el mismo número de Mach y cambio de dirección del flujo produciría una onda de choque más débil con menos cambio en presión y densidad. Además, esta formación de onda cónica permite cambios en el flujo de aire que continúan ocurriendo más allá del frente de onda y la fuerza de la onda varía con la distancia desde la superficie. La Figura 3.5 representa el flujo tridimensional típico más allá de un cono.
Las ondas de choque oblicuas pueden reflejarse como cualquier onda de presión y este efecto se muestra en la figura 3.5. Esta reflexión aparece lógica y necesaria ya que la onda original cambia la dirección 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 fenómeno de reflexión impone restricciones definidas en el tamaño de un modelo en un túnel de viento ya que una onda reflejada de vuelta al modelo causaría una distribución de presión no típica 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 supersónica, la onda de choque que se forma se desprenderá del borde de ataque. Esta onda separada también ocurre cuando un ángulo de cuña o cono excede algún valor crítico. 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 supersónica formará una onda de choque normal inmediatamente delante del borde de ataque desacelerando la corriente de aire a subsónica 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 subsónico o acelerar de nuevo a velocidad supersónica dependiendo de la forma de la nariz y el número de Mach de la corriente libre.
Además de la formación 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 supersónica. Es particular que siempre que una corriente de aire supersónica se desacelera a subsónica sin un cambio en dirección, se formará una onda de choque normal como límite entre las regiones supersónicas y subsónicas. Este es un hecho importante ya que las aeronaves usualmente encuentran algunos "efectos de compresibilidad" antes de que la velocidad de vuelo sea sónica.
La Figura 3.6 ilustra la manera en que un perfil aerodinámico a altas velocidades subsónicas tiene velocidades de flujo locales que son supersónicas. A medida que el flujo supersónico local se mueve hacia atrás, se forma una onda de choque normal que desacelera el flujo a subsónico. La transición de flujo de subsónico a supersónico es suave y no está acompañada por ondas de choque si la transición se hace gradualmente con una superficie suave. La transición de flujo de supersónico a subsónico sin cambio de dirección siempre forma una onda de choque normal.
Una corriente de aire supersónica pasando a través de una onda de choque normal experimentará estos cambios:
(1) La corriente de aire se desacelera a subsónica; el número de Mach local detrás de la onda es aproximadamente igual al recíproco del número de Mach delante de la onda—por ejemplo, si el número de Mach delante de la onda es 1.25, el número de Mach del flujo detrás de la onda es aproximadamente 0.80.
(2) La dirección del flujo de aire inmediatamente detrás de la onda no cambia.
(3) La presión estática de la corriente de aire detrás de la onda aumenta enormemente.
(4) La densidad de la corriente de aire detrás de la onda aumenta enormemente.
(5) La energía de la corriente de aire (indicada por la presión total—presión dinámica más estática) se reduce enormemente. La onda de choque normal es un gran desperdicio de energía.
EXPANSION WAVE / ONDA DE EXPANSIÓN.
Si una corriente de aire supersónica fuera desviada de la corriente precedente "alrededor de una esquina" (around a corner) como se muestra en la figura 3.7, no se formaría una onda de choque. Los cambios repentinos en el flujo a excepción de la esquina misma y por lo tanto en realidad no es una onda de "choque". Una corriente de aire supersónica pasando a través de una onda de expansión experimentará estos cambios:
(1) La corriente de aire se acelera; la velocidad y el número de Mach detrás de la onda son mayores.
(2) La dirección del flujo cambia para fluir a lo largo de la superficie—siempre que no ocurra separación.
(3) La presión estática de la corriente de aire detrás de la onda disminuye.
(4) La densidad de la corriente de aire detrás de la onda disminuye.
(5) Dado que el flujo cambia de una manera más bien gradual, no hay "choque" y no hay pérdida de energía en la corriente de aire. La onda de expansión no disipa energía de la corriente de aire.
La onda de expansión en tres dimensiones es un caso ligeramente diferente y la principal diferencia es la tendencia de la presión estática a continuar aumentando más allá de la onda.
SECTIONS IN SUPERSONIC FLOW / SECCIONES EN FLUJO SUPERSÓNICO
Para apreciar el efecto de estas diversas formas de onda en las características aerodinámicas en flujo supersónico, inspeccione la figura 3.8. Las Partes (a) y (b) muestran el patrón de onda y la distribución de presión resultante para una placa plana delgada (thin flat plate) en un ángulo de ataque positivo. La corriente de aire que se mueve sobre la superficie superior pasa a través de una onda de expansión en el borde de ataque y luego una onda de choque oblicua en el borde de salida.
Así, existe una presión de succión uniforme sobre la superficie superior. La corriente de aire que se mueve por debajo de la placa plana pasa a través de una onda de choque oblicua en el borde de ataque y luego una onda de expansión en el borde de salida. Esto produce una presión positiva uniforme en la parte inferior de la sección. Esta distribución de presión en la superficie producirá una sustentación neta e incurrirá en una resistencia (drag) subsiguiente debido a la inclinación de la sustentación resultante respecto a la corriente libre.
Las Partes (c) y (d) de la figura 3.8 muestran el patrón de onda y la distribución de presión resultante para un perfil aerodinámico de doble cuña (double wedge airfoil) a sustentación cero. La corriente de aire moviéndose sobre la superficie pasa a través de un choque oblicuo, un choque de expansión, y otro choque oblicuo. La distribución de presión resultante en las superficies no produce sustentación neta, pero la presión aumentada en la mitad delantera de la cuerda junto con la presión 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 presión que son paralelas a la dirección de la corriente libre. La resistencia de onda es adicional a la resistencia debida a la fricción, separación, sustentación, etc., y puede ser una parte muy considerable de la resistencia total a altas velocidades supersónicas.
Las Partes (e) y (f) de la figura 3.8 ilustran el patrón de onda y la distribución de presión resultante para la doble cuña a un pequeño ángulo de ataque positivo. La distribución de presión neta produce una sustentación inclinada la cual es adicional a la resistencia de onda a sustentación cero. La parte (g) de la figura 3.8 muestra el patrón de onda para un perfil de arco circular (circular arc airfoil). Después de que el flujo de aire atraviesa la onda de choque oblicua en el borde de ataque, el flujo de aire sufre una expansión 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 patrón de onda en un perfil aerodinámico supersónico 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 área de flujo de aire subsónico en el borde de ataque con muy alta presión y densidad detrás de la onda separada.
Los dibujos de la figura 3.8 ilustran los patrones típicos de flujo supersónico y señalan estos hechos concernientes a las superficies aerodinámicas en flujo supersónico bidimensional:
(1) Todos los cambios en velocidad, presión, densidad y dirección del flujo tendrán lugar de manera bastante repentina a través de las diversas formas de onda. La forma del objeto y el cambio de dirección de flujo requerido dictan el tipo y fuerza de la onda formada.
(2) Como siempre, la sustentación resulta de la distribución de presión en una superficie y es la fuerza neta perpendicular a la dirección de la corriente libre. Cualquier componente de la sustentación en una dirección paralela a la corriente de viento será resistencia debida a la sustentación (drag due to lift).
(3) En vuelo supersónico, la resistencia a sustentación cero (zero lift drag) de un perfil aerodinámico de algún grosor finito incluirá una "resistencia de onda" (wave drag). El grosor del perfil tendrá un efecto extremadamente poderoso sobre esta resistencia de onda ya que la resistencia de onda varía como el cuadrado de la relación 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 supersónicas deben ser afilados o la onda formada en el borde de ataque será una onda de choque fuerte y separada.
(4) Una vez que el flujo en el perfil aerodinámico es supersónico, el centro aerodinámico de la superficie se ubicará aproximadamente en la posición del 50 por ciento de la cuerda (50 percent chord position). Esto contrasta con la ubicación subsónica para el centro aerodinámico del 25 por ciento de la posición de la cuerda. Cambios significativos en el trim aerodinámico y la estabilidad pueden ser encontrados en vuelo transónico.
CONFIGURATION EFFECTS / EFECTOS DE CONFIGURACIÓN
TRANSONIC AND SUPERSONIC FLIGHT / VUELO TRANSÓNICO Y SUPERSÓNICO
Cualquier objeto en vuelo subsónico que tenga algún grosor finito o esté produciendo sustentación tendrá 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 régimen transónico de velocidades de vuelo proporciona la oportunidad para flujos mixtos subsónicos y supersónicos y da cuenta de los primeros efectos significativos de compresibilidad.
Considere una forma de perfil aerodinámico convencional como se muestra en la figura 3.9. Si este perfil está a un número de Mach de vuelo de 0.50 y un ligero ángulo de ataque positivo, la velocidad máxima en la superficie será mayor que la velocidad de vuelo pero probablemente menos que la velocidad sónica. Suponga que un aumento en el número de Mach de vuelo a 0.72 produciría una primera evidencia de flujo sónico local. Esta condición de velocidad de vuelo sería la velocidad de vuelo más alta posible sin flujo supersónico y se denominaría el "número de Mach crítico" (critical Mach number). Punto de referencia importante para todos los efectos de compresibilidad encontrados en vuelo transónico.
Por definición, número de Mach crítico es el "número de Mach de corriente libre que produce la primera evidencia de flujo sónico local". Por lo tanto, las ondas de choque, buffet (bataneo), separación del flujo de aire, etc., tienen lugar por encima del número de Mach crítico. A medida que se excede el número de Mach crítico, se crea un área de flujo de aire supersónico y se forma una onda de choque normal como el límite entre el flujo supersónico y el flujo subsónico en la porción trasera de la superficie del perfil.
El flujo de aire inducido por la formación de ondas de choque puede crear variaciones significativas en los coeficientes de fuerza aerodinámica. Cuando la velocidad de la corriente libre es mayor que el número de Mach crítico, algunos efectos típicos en una sección de perfil aerodinámico son los siguientes:
(1) Un aumento en el coeficiente de resistencia de la sección para un coeficiente de sustentación de sección dado.
(2) Una disminución en el coeficiente de sustentación de sección para un ángulo de ataque de sección dado.
(3) Un cambio en el coeficiente de momento de cabeceo de sección.
FORCE DIVERGENCE / DIVERGENCIA DE FUERZA.
Un punto de referencia generalmente se toma mediante un gráfico de coeficiente de resistencia versus número de Mach para un coeficiente de sustentación constante. Tal gráfico se muestra en la figura 3.10. El número de Mach que produce un cambio agudo en el coeficiente de resistencia se denomina el "número de Mach de divergencia de fuerza" (force divergence Mach number), y, para la mayoría de los perfiles, generalmente excede el número de Mach crítico al menos entre un 5 y un 10 por ciento. Esta condición también se conoce como la "divergencia de resistencia" (drag divergence) o "aumento de resistencia" (drag rise).
PHENOMENA OF TRANSONIC FLIGHT / FENÓMENOS DEL VUELO TRANSÓNICO.
Asociado con el "aumento de resistencia" (drag rise) están los cambios de trim y estabilidad, el buffet (bataneo), y una disminución en la efectividad de la superficie de control. El buffet convencional de alerón, timón 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 daño estructural si esta operación es en violación de las limitaciones operativas.
Cuando ocurre la separación del flujo de aire en el ala debido a la formación de onda de choque, habrá una pérdida de sustentación y pérdida subsiguiente de downwash (flujo descendente) detrás del área afectada. Si las ondas de choque de las alas se forman de manera desigual debido a diferencias de forma física o deslizamiento (sideslip), se creará un momento de balanceo en la dirección de la pérdida inicial de sustentación y contribuirá a la dificultad de control ("caída de ala" - wing drop).
Si la separación inducida por el choque ocurre simétricamente cerca de la raíz del ala, una disminución en el downwash detrás de esta área es un corolario de la pérdida de sustentación. Una disminución en el downwash en la cola horizontal creará un momento de picado y la aeronave se "meterá abajo" (tuck under).
Si estas condiciones ocurren en una forma de planta de ala en flecha (swept wing), el cambio del centro de presión del ala contribuye al cambio de trim: el choque de la raíz del ala primero mueve el centro de presión del ala hacia atrás y se suma al momento de picado; la formación de choque en las puntas de las alas primero mueve el centro de presión hacia adelante y el momento de encabritamiento resultante y el cambio en el downwash pueden contribuir al "encabritamiento" (pitch up).
Dado que la mayoría de las dificultades del vuelo transónico están asociadas con la separación de flujo inducida por la onda de choque, cualquier medio para retrasar o aliviar la separación inducida por el choque mejorará las características aerodinámicas. Una configuración de aeronave puede utilizar superficies delgadas de baja relación de aspecto (low aspect ratio) con ala en flecha (sweepback) para retrasar y reducir la magnitud de la divergencia transónica.
Además, se pueden aplicar varios métodos de control de capa límite, dispositivos de alta sustentación, generadores de vórtices (vortex generators), etc., para mejorar las características transónicas. Por ejemplo, la aplicación de generadores de vórtices a una superficie puede producir velocidades superficiales locales más altas y aumentar la energía cinética de la capa límite. Así, será necesario un gradiente de presión más severo (onda de choque más fuerte) para producir la separación del flujo de aire.
El efecto general de la amortiguación (damping) y contribuye menos a la amortiguación de las oscilaciones longitudinales de cabeceo. Estos efectos pueden volverse tan significativos a altos números de Mach que la aeronave podría requerir estabilización sintética completa.
Como corolario del vuelo supersónico, la formación de ondas de choque en el avión puede crear problemas especiales fuera de la vecindad inmediata de las superficies del avión. Mientras que las ondas de choque a una gran distancia del avión pueden ser bastante débiles, las ondas de presión pueden conservar suficiente magnitud para crear una perturbación audible. Así, los "estampidos sónicos" (sonic booms) serán una consecuencia simple del vuelo supersónico.
La planta motriz de la aeronave para vuelo supersónico debe ser de salida de empuje relativamente alto. Además, en muchos casos puede ser necesario proporcionar a la planta motriz de respiración de aire configuraciones especiales de entrada (inlet configurations) que ralentizarán el flujo de aire a subsónico antes de llegar a la cara del compresor o cámara de combustión. El calentamiento aerodinámico del vuelo supersónico puede proporcionar temperaturas críticas de entrada para el motor de turbina de gas, así como temperaturas estructurales críticas.
TRANSONIC AND SUPERSONIC CONFIGURATIONS / CONFIGURACIONES TRANSÓNICAS Y SUPERSÓNICAS.
Las configuraciones de aeronaves desarrolladas para vuelo a alta velocidad tendrán diferencias significativas en forma y forma de planta cuando se comparan con aeronaves diseñadas para vuelo a baja velocidad. Una de las diferencias sobresalientes estará en la selección de perfiles aerodinámicos para vuelo transónico o supersónico.
AIRFOIL SECTIONS / SECCIONES DE PERFIL AERODINÁMICO.
Debería ser obvio que los perfiles aerodinámicos para números de Mach de vuelo altos deberían tener un número de Mach crítico alto, ya que el número de Mach crítico define el límite inferior para la formación de ondas de choque y la posterior divergencia de fuerza. Una complicación adicional a la selección del perfil es que se requiere un alto coeficiente de sustentación máximo y suficiente grosor para permitir la aplicación de dispositivos de alta sustentación. De lo contrario, se requeriría un área de ala excesiva para proporcionar maniobrabilidad y velocidades razonables de despegue y aterrizaje.
Sin embargo, si la consideración principal es el vuelo a alta velocidad, el perfil aerodinámico debe elegirse para tener el número de Mach crítico práctico más alto.
El Número de Mach Crítico ha sido definido como el número de Mach de vuelo que produce la primera evidencia de flujo sónico local. Así, la forma del perfil y el coeficiente de sustentación—que determinan la presión y la distribución de velocidad—tendrán un efecto profundo en el número de Mach crítico. Las formas de perfil aerodinámico convencionales de baja velocidad tienen características 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 máximo como la curvatura (camber) están bien adelante en la cuerda. Una mejora de las características de compresibilidad se puede obtener moviendo los puntos de máxima curvatura y grosor hacia atrás en la cuerda.
Esto distribuiría la presión y la velocidad más uniformemente a lo largo de la cuerda y produciría una velocidad máxima más baja para el mismo coeficiente de sustentación. Afortunadamente, la forma del perfil para proporcionar flujo laminar extenso y baja resistencia de perfil en vuelo subsónico de baja velocidad es favorable para vuelo a alta velocidad. La Figura 3.12 ilustra las distribuciones de presión y la variación del número de Mach crítico con el coeficiente de sustentación para una sección convencional de baja velocidad y una sección de alta velocidad.
Para obtener un número de Mach crítico alto de un perfil a algún coeficiente de sustentación bajo, la sección debe tener:
(a) Baja relación de grosor (Low thickness ratio). El punto de grosor máximo debe estar hacia atrás para suavizar la distribución de presión.
(b) Baja curvatura (Low camber). La línea de curvatura media debe ser conformada para ayudar a minimizar los picos de velocidad local.
Además, cuanto mayor sea el número de Mach requerido y más curvatura se requiera, menor debe ser la relación 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 aerodinámico supersónico básico y proporciona las ecuaciones aproximadas para la pendiente de la curva de sustentación y resistencia. Dado que la resistencia de onda es el único factor de diferencia entre las dos secciones de perfil aerodinámico, note los factores de configuración que afectan la resistencia de onda. Para la misma relación de grosor, el perfil de arco circular tendría un ángulo de cuña más grande formado entre las superficies superior e inferior en el borde de ataque. Al mismo número de Mach de vuelo, el ángulo más grande en el borde de ataque formaría una onda de choque más fuerte en la nariz y causaría un mayor cambio de presión en el perfil aerodinámico 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 varían como el CUADRADO de la relación de grosor (thickness ratio), por ejemplo, si la relación de grosor se duplicara, el coeficiente de resistencia de onda sería cuatro veces mayor. Si el grosor se aumentara, el flujo de aire en el borde de ataque experimentaría un mayor cambio en dirección y se formaría una onda de choque más fuerte.
Esta poderosa variación de la resistencia de onda con la relación de grosor necesita el uso de perfiles aerodinámicos muy delgados con bordes de ataque afilados para vuelo supersónico. Una consideración adicional es que las secciones de perfil aerodinámico 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 parámetro raíz cuadrada de (M^2 - 1) aparece en el denominador de cada una de las ecuaciones para los coeficientes aerodinámicos e indica una disminución en cada uno de estos coeficientes con un aumento en el número de Mach. Esencialmente, esto significa que cualquier superficie aerodinámica se vuelve menos sensible a los cambios en el ángulo de ataque a números de Mach más altos. La pendiente de la curva de sustentación disminuye con el número de Mach. La estabilidad direccional del estabilizador vertical y la estabilidad longitudinal de la cola horizontal del avión experimentan el mismo efecto general.
EFECTOS DE LA FORMA EN PLANTA / PLANFORM EFFECTS
El desarrollo de superficies para alta velocidad implica la consideración de muchos elementos además de las secciones del perfil aerodinámico (airfoil). El ahusamiento (taper), la relación de aspecto (aspect ratio) y el flechamiento (sweepback) pueden producir efectos importantes en la aerodinámica de una superficie en vuelo de alta velocidad. El flechamiento (sweepback) produce una característica inusual en alta velocidad de una superficie y tiene una base muy fundamental en la aerodinámica.
Un método 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 ángulo de flechamiento) y es este componente de velocidad el que determina la magnitud de la distribución de presión.
El componente de velocidad paralelo al borde de ataque podría visualizarse como moviéndose a través de secciones constantes y, al hacerlo, no contribuye a la distribución de presión 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 más altas antes de que los componentes de velocidad perpendiculares al borde de ataque produzcan condiciones críticas en el ala.
Esta es una de las ventajas más importantes del flechamiento ya que hay un aumento en el número de Mach crítico, el número de Mach de divergencia de fuerza (force divergence Mach number), y el número de Mach en el cual el aumento de resistencia (drag rise) alcanzará su punto máximo. En otras palabras, el flechamiento retrasará el inicio de los efectos de compresibilidad.
Generalmente, el efecto del flechamiento del ala se aplicará ya sea al flechamiento hacia atrás (sweep back) o hacia adelante (sweep forward). Mientras que el ala con flecha hacia adelante se ha utilizado en raras ocasiones, la inestabilidad aeroelástica de tal ala crea tal problema que el flechamiento hacia atrás es más práctico para aplicaciones ordinarias.
Además del retraso del inicio de los efectos de compresibilidad, el flechamiento reducirá 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 presión en el ala se reducirá (aproximadamente por el cuadrado del coseno del ángulo de flechamiento). Dado que la divergencia de fuerza ocurre debido a cambios en la distribución de presión, el uso de flechamiento "suavizará" la divergencia de fuerza.
Este efecto se ilustra en el gráfico de la figura 3.14 que muestra la variación típica del coeficiente de resistencia (drag coefficient) con el número de Mach para varios ángulos 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 caída continua después de M=1.0. Note que el uso de flechamiento retrasa el aumento de resistencia a algún número de Mach más alto y reduce la magnitud del aumento de resistencia.
En vista de la discusión precedente, el flechamiento hacia atrás (sweepback) tendrá las siguientes ventajas principales:
(1) El flechamiento retrasará el inicio de todos los efectos de compresibilidad. El número de Mach crítico y el número de Mach de divergencia de fuerza aumentarán ya que el componente de velocidad que afecta la distribución de presión es menor que la velocidad de la corriente libre. Además, el pico de aumento de resistencia se retrasa a una velocidad supersónica más alta —aproximadamente la velocidad aplicada al borde de ataque. Varios flechamientos aplicados a alas de relación de aspecto moderada producirán estos efectos aproximados en vuelo transónico:
| Ángulo de flechamiento (A) | Porcentaje de aumento en el número de Mach crítico | Porcentaje de aumento en el número de Mach pico de resistencia |
| 0° | 0 | 0 |
| 15° | 2 | 4 |
| 30° | 8 | 15 |
| 45° | 20 | 41 |
| 60° | 41 | 100 |
(2) El flechamiento reducirá la magnitud del cambio en los coeficientes de fuerza aerodinámica debido a la compresibilidad. Cualquier cambio en los coeficientes de resistencia, sustentación o momento será reducido por el uso de flechamiento. Varios ángulos de flechamiento aplicados a alas de relación de aspecto moderada producirán estos efectos aproximados en vuelo transónico:
| Ángulo de flechamiento (A) | Porcentaje de reducción en aumento de resistencia | Porcentaje de reducción en CLmax |
| 0° | 0 | 0 |
| 15° | 5 | 5 |
| 30° | 15 | 15 |
| 45° | 35 | 30 |
| 60° | 60 | 50 |
Estas ventajas de la reducción de resistencia y preservación del coeficiente de sustentación máximo transónico se ilustran en la figura 3.14.
Así, el uso de flechamiento en una aeronave transónica reducirá y retrasará el aumento de resistencia y preservará la maniobrabilidad de la aeronave en vuelo transónico. Debe notarse que una pequeña 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 también en la figura 3.14 que la cantidad de flechamiento requerida para retrasar el aumento de resistencia en vuelo supersónico es muy grande, por ejemplo, más de 60° necesarios en M=2.0.
Por comparación de las curvas de resistencia a números de Mach altos, se apreciará que un flechamiento extremadamente alto (y posiblemente impráctico) es necesario para retrasar el aumento de resistencia y que la resistencia más baja se obtiene con flechamiento cero. Por lo tanto, la forma en planta de un ala diseñada para operar continuamente a números de Mach altos tenderá a ser muy delgada, de baja relación de aspecto (low aspect ratio) y sin flechamiento.
Una conclusión inmediata es que el flechamiento es un dispositivo de mayor aplicación en el régimen de vuelo transónico.
Algunas de las ventajas menos significativas del flechamiento son las siguientes:
(1) La pendiente de la curva de sustentación del ala se reduce para una relación de aspecto dada. Esto se ilustra por la comparación de la curva de sustentación de la figura 3.15 para el ala recta y el ala en flecha. Cualquier reducción de la pendiente de la curva de sustentación implica que el ala es menos sensible a cambios en el ángulo de ataque. Este es un efecto beneficioso solo cuando se considera el efecto de las ráfagas (gusts) y la turbulencia.
Dado que el ala en flecha tiene la pendiente de curva de sustentación más baja será menos sensible a "golpes" (bumps) debidos a ráfagas para una relación de aspecto y carga alar dadas. Esta es una consideración particular para la aeronave cuyo espectro de diseño de carga estructural tiene un efecto predominante de la carga de ráfaga (gust load), por ejemplo, tipos de transporte, carga y patrulla.
(2) "Divergencia" de una superficie es un problema aeroelástico que puede ocurrir a altas presiones dinámicas. La flexión combinada y las deflexiones de torsión interactúan con las fuerzas aerodinámicas para producir una falla repentina de la superficie a altas velocidades. El flechamiento hacia adelante (sweep forward) agravará esta situación al "liderar" el ala hacia la corriente de aire y tiende a bajar la velocidad de divergencia.
Por otro lado, el flechamiento hacia atrás (sweepback) tiende a estabilizar la superficie al "arrastrarse" y tiende a elevar la velocidad de divergencia. Mediante esta tendencia, el flechamiento hacia atrás puede ser beneficioso en prevenir la divergencia dentro del rango de velocidad anticipado.
(3) El flechamiento contribuye ligeramente a la estabilidad estática direccional —o estabilidad de veleta (weathercock stability)— de una aeronave. Este efecto puede ser apreciado mediante la inspección de la figura 3.15 la cual muestra el ala en flecha en una guiñada (yaw) o resbalamiento (sideslip). El ala hacia el viento tiene menos flechamiento y un ligero aumento en resistencia; el ala alejada del viento tiene más flechamiento y menos resistencia. El efecto neto de estos cambios de fuerza es producir un momento de guiñada tendiendo a retornar la nariz hacia el viento relativo. Esta contribución de estabilidad direccional es usualmente pequeña 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 sustentación ya que el flechamiento es menor y el ala alejada del viento produce menos sustentación ya que el flechamiento es mayor. Como se muestra en la figura 3.15, el ala en flecha experimenta cambios de sustentación y un momento de alabeo (rolling moment) subsecuente el cual tiende a enderezar la aeronave.
Esta contribución de estabilidad lateral depende del flechamiento y el coeficiente de sustentación del ala. Un ala altamente flechada operando a un alto coeficiente de sustentación 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 diseño del avión como de las operaciones de vuelo. Las más 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 pérdida primero en la punta (stall tip first). Este patrón de pérdida es muy indeseable ya que habría poca advertencia de pérdida, una seria reducción en la efectividad del control lateral, y el desplazamiento hacia adelante del centro de presión contribuiría 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 sustentación locales más 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 distribución de sustentación 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 límite hacia la punta cuando el ala está en coeficientes de sustentación altos. Este flujo en la envergadura produce una capa límite de energía relativamente baja cerca de la punta la cual puede ser fácilmente separada. El efecto combinado de ahusamiento y flechamiento presentan un problema considerable de pérdida de punta y esto se ilustra por los patrones de flujo de la figura 3.16.
El diseño 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 adaptación aerodinámica para proporcionar un patrón de pérdida adecuado y una distribución de sustentación en condición de crucero que reduzca la resistencia debida a la sustentación (drag due to lift). Torsión negativa en la punta (Wash-out of the tip), variación de la curvatura de la sección (camber) a lo largo de la envergadura, vallas de flujo (flow fences), slats, extensiones del borde de ataque, etc., son dispositivos típicos utilizados para modificar el patrón de pérdida y minimizar la resistencia debida a la sustentación en condición de crucero.
(2) Como se muestra por la curva de sustentación de la figura 3.15 el uso de flechamiento reducirá la pendiente de la curva de sustentación y el coeficiente de sustentación máximo subsónico. Es importante notar que este caso es definitivamente subsónico ya que el flechamiento puede usarse para mejorar la capacidad de maniobra transónica. Varios ángulos de flechamiento aplicados a alas de relación de aspecto moderada producen estas características aproximadas en la sustentación subsónica:
| Ángulo de flechamiento (A) | Porcentaje de reducción de CLmax subsónico y pendiente de curva de sustentación |
| 0° | 0 |
| 15° | 4 |
| 30° | 14 |
| 45° | 30 |
| 60° | 50 |
La reducción del coeficiente de sustentación máximo a baja velocidad (que es en adición a aquel perdido debido a la pérdida de punta) tiene implicaciones muy importantes en el diseño. Si la carga alar no se reduce, las velocidades de pérdida aumentan y la maniobrabilidad subsónica disminuye. Por otro lado, si la carga alar se reduce, el aumento en el área de superficie del ala puede reducir el beneficio anticipado del flechamiento en el régimen de vuelo transónico. Dado que los requerimientos de rendimiento predominan, ciertos aumentos de velocidades de pérdida, velocidades de despegue y velocidades de aterrizaje usualmente serán aceptados.
Mientras que la reducción de la pendiente de la curva de sustentación puede ser una ventaja para consideraciones de ráfagas, el reducido cambio de sustentación debido a cambios en el ángulo de ataque tiene ciertos efectos indeseables en vuelo subsónico. La reducida pendiente de la curva de sustentación del ala tiende a aumentar el ángulo de ataque y complicar el problema del diseño del tren de aterrizaje y la visibilidad desde la cabina. También, la pendiente de la curva de sustentación más baja reduciría la contribución a la estabilidad de un área de superficie de cola dada.
(3) El uso de flechamiento reducirá la efectividad de los dispositivos de borde de salida y dispositivos de alta sustentación. Un ejemplo típico de este efecto es la aplicación 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 sustentación máximo de aproximadamente 50 por ciento.
El mismo tipo de flap aplicado al ala en flecha produce un aumento en el coeficiente de sustentación máximo de aproximadamente 20 por ciento. Para producir algún coeficiente de sustentación máximo razonable en un ala en flecha puede requerir quitar el flechamiento (unsweeping) de la línea de bisagra del flap, aplicación de dispositivos de alta sustentación de borde de ataque tales como ranuras (slots) o slats, y posiblemente control de capa límite.
(4) Como se describió previamente, el flechamiento contribuye a la estabilidad lateral produciendo momentos de alabeo estables con el resbalamiento (sideslip). La contribución de estabilidad lateral del flechamiento varía con la cantidad de flechamiento del ala y el coeficiente de sustentación —gran flechamiento y altos coeficientes de sustentación produciendo una gran contribución a la estabilidad lateral. Mientras que la estabilidad es deseable, cualquier exceso de estabilidad reducirá la controlabilidad.
Para la mayoría 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 Holandés" (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 diseñados principalmente para cumplir con los requerimientos de despegue y aterrizaje con viento cruzado.
(5) La complejidad estructural y los problemas aeroelásticos creados por el flechamiento son de gran importancia. Primero, está 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 área y relación de aspecto. Este efecto aumenta el peso estructural del ala ya que mayor material de flexión y corte debe ser distribuido en el ala para producir la misma resistencia de diseño. Un problema adicional es creado cerca de la raíz del ala y la estructura de "traspaso" (carry-through) debido a las grandes cargas de torsión y la tendencia de la distribución de tensión de flexión de concentrarse hacia el borde de salida.
También mostrado en la figura 3.17 está la influencia de la deflexión del ala en la distribución de sustentación en la envergadura. La flexión del ala produce rotación de la punta lo cual tiende a descargar la punta y mover el centro de presión hacia adelante. Así, el mismo efecto que tiende a disipar la divergencia puede hacer una contribución indeseable a la estabilidad longitudinal.
EFECTO DE LA RELACIÓN DE ASPECTO Y FORMA DE LA PUNTA / EFFECT OF ASPECT RATIO AND TIP SHAPE
Además del flechamiento del ala, las propiedades de la forma en planta tales como la relación de aspecto (aspect ratio), y la forma de la punta, pueden producir efectos significativos en las características aerodinámicas a altas velocidades. No hay un efecto particular de la relación de aspecto en el número de Mach crítico a relaciones de aspecto altas o medias. La relación de aspecto debe ser menor de cuatro o cinco para producir cualquier cambio aparente en el número de Mach crítico.
Este efecto se muestra para un perfil típico de 9 por ciento de espesor en el gráfico de la figura 3.18. Note que relaciones de aspecto muy bajas son requeridas para causar un aumento significativo en el número de Mach crítico. 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 sónico local. En realidad, las relaciones de aspecto extremadamente bajas requeridas para producir un alto número de Mach crítico no son demasiado prácticas. Generalmente, la ventaja de una baja relación de aspecto debe ser combinada con flechamiento y secciones de perfil de alta velocidad.
El ala rectangular delgada en flujo supersónico 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 distribución de presión resultante en el área dentro del cono. El vórtice se desarrolla dentro del cono de la punta debido al diferencial de presión y la presión promedio en el área dentro del cono es aproximadamente la mitad de la presión entre los conos. El flujo tridimensional en el ala es entonces confinado al área dentro de los conos de punta, mientras que el área entre los conos experimenta flujo bidimensional puro.
Es importante darse cuenta de que el ala rectangular tridimensional en vuelo supersónico difiere grandemente de aquella de vuelo subsónico. Un ala de relación de aspecto finita en vuelo subsónico experimenta un flujo tridimensional que incluye los vórtices de punta, flujo descendente (downwash) detrás 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 inclinarían el vector de sustentación hacia atrás relativo a la corriente libre y resultarían en "resistencia inducida" (induced drag).
Tal condición no puede ser directamente correlacionada con el ala en flujo supersónico. El patrón de flujo para el ala rectangular de la figura 3.18 demuestra que el flujo tridimensional está confinado a la punta, y flujo bidimensional puro existe en el área del ala entre los conos. Si las puntas del ala fueran a ser "recortadas" (raked) fuera de los conos de punta, el ala entera correspondería a las condiciones bidimensionales (o de sección).
Por lo tanto, para el ala en flujo supersónico, no existe flujo ascendente (upwash) delante del ala, efectos tridimensionales están confinados a los conos, y no ocurren velocidades inducidas locales a lo largo de la envergadura entre los conos de punta resistencia supersónica debida a la sustentación es una función de la sección y el ángulo de ataque mientras que el coeficiente de resistencia inducida subsónico es una función del coeficiente de sustentación y la relación de aspecto.
Esta comparación hace obvio que el vuelo supersónico no demanda el uso de formas en planta de alta relación de aspecto típicas de aeronaves de baja velocidad. De hecho, baja relación 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 supersónica, la distribución de presión será afectada por la ubicación del cono de Mach con respecto al borde de ataque. La figura 3.19 ilustra la distribución de presión para la forma en planta de ala delta en vuelo supersónico con el borde de ataque detrás o delante del cono de Mach.
Cuando los componentes de velocidad perpendiculares al borde de ataque son todavía subsónicos aunque la corriente libre es supersónica, la distribución de presión resultante se asemejará grandemente a una forma de distribución de presión subsónica para tal forma en planta.
Adaptar la forma del borde de ataque y la curvatura (camber) puede minimizar los componentes de la alta presión de succión del borde de ataque los cuales están inclinados en la dirección de la resistencia y la resistencia debida a la sustentación puede ser reducida. Si el borde de ataque está delante del cono de Mach, el flujo sobre esa área corresponderá al flujo bidimensional supersónico y producirá presión constante para esa porción de la superficie entre el borde de ataque y el cono de Mach.
CONTROL SURFACES / SUPERFICIES DE CONTROL
El diseño de superficies de control para vuelo transónico y supersónico implica muchas consideraciones importantes. Este hecho se ilustra mediante los patrones de flujo transónico típicos 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 número de Mach crítico. 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. Además del bataneo (buffet) de la superficie, el cambio en la distribución de la presión debido a la separación y la ubicación 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 emplearía actuadores hidráulicos o eléctricos potentes para mover las superficies bajo el control del piloto y las cargas aerodinámicas desarrolladas en la superficie no podrían retroalimentarse al piloto. Por supuesto, las fuerzas de control adecuadas serían sintetizadas por bungees, "resortes q" (q springs), contrapesos (bobweights), etc.
El vuelo transónico y supersónico puede causar una reducción notable en la efectividad de las superficies de control del borde de salida (trailing edge). La deflexión de la superficie altera la distribución de presión en la porción fija así como en la porción móvil de la superficie. Esto es cierto hasta tal punto que una deflexión del elevador del 40 por ciento de la cuerda produce un cambio de sustentación muy cercano al equivalente de un cambio de 1 grado en el ajuste del estabilizador. Sin embargo, si existe flujo supersónico en la superficie, una deflexión de la superficie de control del borde de salida no puede influir en la distribución de presión en el área supersónica por delante de la superficie de control móvil.
Esto es especialmente cierto en vuelo a alta velocidad supersónica donde el flujo supersónico existe sobre toda la cuerda y el cambio en la distribución de presión se limita al área de la superficie de control. La reducción en la efectividad de la superficie de control del borde de salida a velocidades transónicas y supersónicas requiere el uso de una superficie totalmente móvil. La aplicación de la cola totalmente móvil (all movable tail) al estabilizador horizontal es lo más usual ya que el aumento en la estabilidad longitudinal en vuelo supersónico requiere un alto grado de efectividad de control para lograr la controlabilidad requerida para las maniobras supersónicas.
SUPERSONIC ENGINE INLETS / TOMAS DE AIRE DE MOTORES SUPERSÓNICOS
El aire que entra en la sección del compresor de un motor a reacción o en la cámara de combustión de un estatorreactor (ramjet) usualmente debe ser frenado a velocidad subsónica. Este proceso debe lograrse con el menor desperdicio posible de energía. A velocidades de vuelo justo por encima de la velocidad del sonido, solo ligeras modificaciones a los diseños ordinarios de tomas de aire (inlet) subsónicas producen un rendimiento satisfactorio.
Sin embargo, a velocidades de vuelo supersónicas, el diseño de la toma de aire (inlet) debe frenar el aire con la serie de ondas de choque (shock waves) más débiles posibles para minimizar las pérdidas de energía y el aumento de temperatura. La Figura 3.20 ilustra algunas de las diversas formas de tomas de aire (inlets) o "difusores" (diffusers) supersónicos.
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 compresión subsónica interna posterior. A números de Mach supersónicos bajos la fuerza de la onda de choque normal no es demasiado grande y este tipo de toma de aire (inlet) es bastante práctica.
A números de Mach supersónicos más altos, la onda de choque normal única es muy fuerte y causa una gran reducción en la presión total recuperada por la toma de aire (inlet). Además, es necesario considerar que la energía desperdiciada de la corriente de aire aparecerá como un aumento adicional indeseable en la temperatura del aire capturado por la toma de aire (inlet).
Si la corriente de aire supersónica puede ser capturada, las formaciones de ondas de choque serán tragadas (swallowed) y una contracción gradual reducirá la velocidad a justo por encima de la sónica. La sección divergente subsiguiente puede entonces producir la onda de choque normal que frena la corriente de aire a subsónica. Una mayor expansión continúa para frenar el aire a velocidades subsónicas más bajas. Esta es la toma de aire (inlet) de tipo convergente-divergente mostrada en la figura 3.20.
Si la contracción inicial es demasiado extrema para el número de Mach de la toma de aire (inlet), la formación de la onda de choque no será tragada y se moverá hacia el frente de la toma de aire (inlet). La ubicación externa de la onda de choque normal producirá flujo subsónico inmediatamente en la toma de aire (inlet). Dado que la corriente de aire se frena repentinamente a subsónica a través de una fuerte onda de choque normal, ocurrirá una mayor pérdida de energía.
Otra forma de difusor emplea una onda de choque oblicua externa que frena la corriente de aire supersónica antes de que ocurra la onda de choque normal. Idealmente, la corriente de aire supersónica podría ser frenada gradualmente a través de una serie de ondas de choque oblicuas muy débiles hasta una velocidad justo por encima de la velocidad sónica. Entonces la subsiguiente onda de choque normal a subsónico podría ser bastante débil. Tal combinación de las ondas más débiles posibles resultaría en el menor desperdicio de energía y la recuperación de presión (pressure recovery) más alta. La eficiencia de varios tipos de difusores se muestra en la figura 3.20 e ilustra este principio.
Una complicación obvia de la toma de aire (inlet) supersónica es que la forma óptima es variable con la dirección del flujo de entrada y el número de Mach. En otras palabras, para obtener la eficiencia y estabilidad de operación más altas, la geometría de la toma de aire (inlet) sería diferente en cada número de Mach y ángulo de ataque de vuelo. Una aeronave militar supersónica típica puede experimentar grandes variaciones en ángulo de ataque, ángulo de deslizamiento lateral (sideslip) y número de Mach de vuelo durante la operación normal. Estas grandes variaciones en las condiciones de flujo de la toma de aire (inlet) crean ciertas consideraciones importantes de diseño de la toma de aire (inlet):
(1) La toma de aire (inlet) debería proporcionar la eficiencia práctica más alta recuperada. La relación de la presión total recuperada a la presión total de la corriente de aire es una medida apropiada de esta eficiencia.
(2) La toma de aire (inlet) debería coincidir con las demandas de la planta motriz para el flujo de aire. El flujo de aire capturado por la toma de aire (inlet) debería coincidir con el necesario para la operación del motor.
(3) La operación de la toma de aire (inlet) en condiciones de vuelo distintas a la condición de diseño no debería causar una pérdida notable de eficiencia o exceso de resistencia aerodinámica (drag). La operación de la toma de aire (inlet) debería ser estable y no permitir condiciones de "zumbido" (buzz) (una oscilación de la ubicación de la onda de choque posible durante la operación fuera de diseño).
Para desarrollar un diseño de toma de aire (inlet) bueno y estable, el rendimiento en la condición de diseño puede verse comprometido. Una gran variación de las condiciones de flujo de la toma de aire (inlet) puede requerir características geométricas especiales para la toma de aire (inlet) o una geometría de entrada de diseño completamente variable.
SUPERSONIC CONFIGURATIONS / CONFIGURACIONES SUPERSÓNICAS
Cuando todos los diversos componentes del avión supersónico se desarrollan, las propiedades de configuración general más probables serán las siguientes:
(1) El ala (wing) será de bajo alargamiento (aspect ratio), tendrá una conicidad notable (taper), y tendrá flecha (sweepback) dependiendo del rango de velocidad de diseño. Las secciones del ala serán de baja relación de espesor (thickness ratio) y requerirán bordes de ataque afilados.
(2) El fuselaje y las góndolas (nacelles) serán de alta relación de fineza (largos y delgados). La distribución de presión supersónica puede crear sustentación y resistencia aerodinámica (drag) significativas y requiere la consideración de la contribución de estabilidad de estas superficies.
(3) Las superficies de cola (tail surfaces) serán similares al ala—baja relación de aspecto, cónicas, y de sección delgada con borde de ataque afilado. Los controles serán totalmente motorizados y probablemente reversibles con todas las superficies móviles la configuración más probable.
(4) Para reducir la resistencia por interferencia (interference drag) en vuelo transónico y supersónico, la sección transversal bruta de la aeronave puede estar "reglada por área" (area ruled) para aproximarse a la de alguna forma óptima de alta velocidad.
Una de las cualidades más importantes de las configuraciones de alta velocidad serán las características de vuelo a baja velocidad. La forma del ala en planta de bajo alargamiento (aspect ratio) y con flecha (swept) tiene la característica 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 tendrán velocidades de aterrizaje relativamente altas. Cualquier exceso de esta velocidad aerodinámica básicamente alta puede crear un requisito imposible de frenos, neumáticos y tren de aterrizaje. Estas características requieren que el piloto tenga en cuenta la variación de las velocidades óptimas con los cambios de peso y se adhiera a los procedimientos y técnicas descritos en el manual de vuelo.
Cuando el aire fluye sobre cualquier superficie aerodinámica ocurren ciertas reducciones en la velocidad con los correspondientes aumentos en la temperatura. La mayor reducción en la velocidad y aumento en la temperatura ocurrirá 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 subsónico no produce temperaturas de ninguna preocupación real, el vuelo supersónico puede producir temperaturas lo suficientemente altas como para ser de gran importancia para la estructura del avión y la planta motriz. El gráfico de la figura 3.21 ilustra la variación del aumento de temperatura de impacto (ram) con la velocidad aerodinámica en la atmósfera estándar.
El aumento de temperatura de impacto (ram) es independiente de la altitud y es una función de la velocidad verdadera (true airspeed). Las temperaturas reales serían la suma del aumento de temperatura y la temperatura del aire ambiente. Por lo tanto, el vuelo a baja altitud a altos números de Mach producirá las temperaturas más altas.
Además del efecto en el entorno de los miembros de la tripulación, el calentamiento aerodinámico crea problemas especiales para la estructura del avión y la planta motriz. El efecto de la temperatura en la resistencia a corto plazo de tres materiales estructurales típicos se muestra en la figura 3.21.
Las temperaturas más altas producen reducciones definidas en la resistencia de la aleación de aluminio y requieren el uso de aleaciones de titanio, aceros inoxidables, etc., a temperaturas muy altas. La exposición 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 función del flujo de combustible, las altas temperaturas de entrada al compresor reducen el flujo de combustible que puede usarse dentro de los límites de temperatura de operación de la turbina. La reducción en el rendimiento de los motores turborreactor con altas temperaturas de aire en el compresor requiere que el diseño de la toma de aire (inlet) produzca la eficiencia práctica más 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 avión que son muy diferentes del avión subsónico ordinario. Para lograr una operación segura y eficiente, el piloto del avión moderno de alta velocidad debe entender y apreciar las ventajas y desventajas de la configuración. Un conocimiento de la aerodinámica de alta velocidad contribuirá enormemente a este entendimiento.