¿Cómo afecta la forma del ala a la estructura de choque?

Estoy tratando de entender cuál sería la estructura de choque 3D para un ala en flujo supersónico. Supongamos que tenemos un ala que está hecha de secciones transversales aerodinámicas de doble cuña.

Si vemos la estructura de choque sobre el perfil aerodinámico ( vista lateral ), se vería así:

Flujo supersónico sobre una superficie aerodinámica de doble cuña simétrica. Fuente: Houghton

Ahora bien, si nos fijamos en la vista superior, veríamos la siguiente estructura ( vista superior ):Estructura de impacto sobre la parte superior del ala. Fuente: Houghton

Preguntas:

  1. ¿El choque que se ve en la vista lateral (estructura de choque del perfil aerodinámico) está relacionado con el que se ve en la vista superior?
  2. ¿Cómo cambiaría la estructura de choque si el perfil aerodinámico se mantiene igual pero el ala se barre más? (Si puede mostrar algunos gráficos en 3D para la estructura de choque, ¡sería realmente útil!)
  3. ¿Puede explicar qué determina los ángulos de choque en esta imagen (es la forma de barrido o aerodinámica o ambas, y cuál es más dominante)?

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Respuestas (1)

¿El choque que se ve en la vista lateral (estructura de choque del perfil aerodinámico) está relacionado con el que se ve en la vista superior?

No, en absoluto. La primera imagen (perfil aerodinámico de vista lateral) muestra un ala sin barrido en flujo supersónico y no es muy precisa. Los ángulos de choque del amortiguador LE y del amortiguador TE deben ser idénticos .

La segunda imagen (vista superior del ala) muestra un ala en flecha un poco por encima de la velocidad del sonido (casi la mitad de la velocidad de la primera imagen). Aquí, el patrón de flujo alrededor del perfil aerodinámico es completamente subsónico (¡es por eso que el ala se barre !) y solo su punta más hacia adelante causará un choque que es casi recto porque la velocidad del flujo es solo un poco más alta que la velocidad del sonido.

¿Cómo cambiaría la estructura de choque si el perfil aerodinámico se mantiene igual pero el ala se barre más? (Si puede mostrar algunos gráficos en 3D para la estructura de choque, ¡sería realmente útil!)

Eso depende de la relación entre la velocidad y el ángulo de barrido. Siempre que el ángulo de barrido exceda el ángulo de choque, el flujo alrededor de la superficie aerodinámica se comporta como en el caso subsónico con una línea de estancamiento , flujo alrededor del borde de ataque redondo y sin ventiladores de expansión o arco de choque. Cuando el ángulo de choque es mayor , el perfil aerodinámico mostrará un patrón de flujo como en la imagen superior. Lo sentimos, ¡no hay tramas 3D sofisticadas!

¿Puede explicar qué determina los ángulos de choque en esta imagen (es la forma de barrido o aerodinámica o ambas, y cuál es más dominante)?

El primer y más importante factor para el ángulo de choque es la velocidad. Mach 1 causará un choque directo y velocidades más altas doblarán el choque hacia atrás en un choque oblicuo con un ángulo de choque. φ según la ecuación

φ = a r C C o s ( 1 METRO a )
Este ángulo se hará más pequeño a medida que aumenta la brusquedad del cuerpo que lo provoca.

diagrama de ángulo de choque

Diagrama de ángulo de choque (de Wikipedia, fuente ). El título es: Este gráfico muestra el ángulo de choque oblicuo, β, en función del ángulo de esquina, θ, para unas pocas líneas M1 constantes. La línea roja separa las soluciones fuertes y débiles. La línea azul representa el punto en el que el número de Mach aguas abajo se convierte en sónico. La tabla […] es válida para un gas diatómico ideal.

Explicación: M1 = número de Mach antes del choque, M2 = número de Mach después del choque. β es el ángulo del semicono tal que β + φ = 90°.

En consecuencia, el ángulo de los choques que emanan de ese T-38 muestra que vuela alrededor de Mach 1,09. En imágenes de Schlieren como esta, las áreas más oscuras indican mayor densidad y las más claras menor densidad. Las dos líneas oscuras que salen de la punta del fuselaje y los escapes del motor son los dos golpes de compresión que se escuchan como un doble estallido cuando un avión supersónico pasa por encima.

Si miramos la imagen del ala desde la vista superior, vemos que el barrido hace que la corriente libre supersónica gire en un ángulo finito (específicamente, el ángulo de barrido). Dado que un flujo supersónico girado sobre sí mismo genera una onda de choque, ¿puede explicar por qué el ángulo de barrido no cambiaría el choque que emana del borde de ataque del ala? Básicamente, ¿por qué el ángulo de choque está determinado por la fórmula que proporcionó (para Phi) (que es independiente del ángulo de barrido) y no por el gráfico que mostró?
@NickHill "vemos que el barrido hace que la corriente libre supersónica gire en un ángulo finito", ¿verdad? Ese dibujo no ayuda mucho. La foto de Schlieren con el T-38 es mucho mejor y aquí se ve el ángulo de impacto y se puede utilizar para determinar directamente la velocidad. El arco de choque tiene una punta ligeramente redondeada. El ángulo local cerca de la nariz es lo que se puede leer en el diagrama, el ángulo de campo lejano se da en la fórmula.
Supongamos que tenemos un ala voladora con cierto ángulo de barrido (lambda). ¿El choque que emana del ápice dependería en absoluto de lambda? Estoy un poco confundido acerca de por qué el ángulo de choque no cambiaría si el flujo cambia de dirección comenzando en el vértice del ala y gira sobre sí mismo. ¿Este giro del flujo no debería crear una onda de choque que dependa de lambda?
@NickHill: ¿Cómo debería funcionar eso? Los cambios de presión viajan con la velocidad del sonido, por lo que cualquier cambio en el aire no puede ocurrir antes del frente de choque, independientemente de lo que venga después del vértice, siempre que Lambda sea más grande que el cono de Mach. Simplemente no hay forma de que el ala pueda cambiar el ángulo de choque siempre que el barrido evite que lo haga.
Aclaré mi pregunta más aquí: Aviation.stackexchange.com/questions/79593/…
¿Cómo afecta la forma del ala a la estructura de choque?
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