¿Cuál es la distribución de presión alrededor de un ala supersónica?

En vuelo subsónico, la sustentación se manifiesta al 25% de la cuerda, pero cambia al 50% de la cuerda cuando el avión se vuelve supersónico.

Preguntarme sobre eso me hizo pensar que la razón podría ser que hay alta presión en frente del punto superior del ala como en la parte inferior en frente del punto bajo, y baja presión detrás del punto bajo de el ala como si estuviera detrás del punto superior.

Suponiendo un perfil de ala biconvexo simétrico, eso pondría el centro de sustentación en el 50% de la cuerda.

Un ala biconvexa simétrica que avanza en línea recta no produciría sustentación, por lo que debe colocarse en ángulo para compensar el peso del avión y el Mach-tuck, pero aún así la sustentación se manifestaría al 50% de la cuerda "visto mi manera" - y eso se hace más y más cuanto más rápido va el avión a medida que el AoA se acerca a 0.

Un par de preguntas adicionales: ¿en qué AoA está un caza (F-16/18/22/35/Rafaele/Typhoon/Gripen) volando en vuelo supersónico bajo (M 1.3) y alto (M 1.8)?

¿Los luchadores tienen alas biconvexas simétricas o sus alas tienen una comba?

Estoy confundido con tu pregunta. Es: ¿Cuál es la distribución de presión alrededor de un ala supersónica? o es ¿Los luchadores tienen alas biconvexas simétricas o sus alas tienen una comba?
Perdón por no volver hasta ahora, he estado ocupado.... DeltaLima, son ambas cosas, pero supongo que se ha respondido, y probablemente debería haber sido preguntado por separado....

Respuestas (2)

Normalmente, las alas de combate supersónicas para las que se publica información aerodinámica utilizan una sección muy delgada de 6 dígitos NACA con muy poca inclinación, como

Aircraft                root airfoil      tip airfoil
McDonnell Douglas F-15  NACA 64A006.6     NACA 64A203
General Dynamics F-16   NACA 64A204       NACA 64A204
Lockheed-Martin F-22    NACA 64A?05.92    NACA 64A?04.29

Esta información es de The Incomplete Guide to Airfoil Usage de Dave Lednicer. Como puede ver, el F-16 usa camber en todas partes, indicado por el coeficiente de sustentación de diseño de 0.2 del perfil aerodinámico, mientras que el F-15 usa un perfil aerodinámico de raíz sin combadura.

Esos perfiles aerodinámicos se eligen porque el flujo alrededor de ellos a una velocidad de vuelo supersónico todavía está muy influenciado por las características del flujo subsónico, siempre que el barrido del ala permita un borde de ataque subsónico. Esto produce succión en la nariz y el flujo alrededor de las puntas de las alas perturba las características del flujo supersónico puro incluso cuando el borde de ataque es supersónico.

En esta respuesta se explica cómo se ve el flujo idealizado alrededor de una superficie aerodinámica supersónica .

El ángulo de ataque en un vuelo supersónico depende de la densidad del aire y el factor de carga, pero generalmente es de unos pocos grados porque la resistencia aumenta con el cuadrado del ángulo de ataque. En otras palabras, si el avión vuela con un ángulo de ataque alto, desacelera rápidamente a una velocidad subsónica.

El ángulo de ataque en vuelo recto depende de la altitud, la carga alar y la relación de aspecto y crece con la disminución de la densidad del aire. Normalmente, a bajo nivel, el límite máximo de presión dinámica y el empuje del motor solo permitirán velocidades supersónicas muy bajas, alrededor de Mach 1,1 a 1,3. Solo por encima de los 20.000 pies, la envolvente se gastará lo suficiente como para hacer posible el vuelo a Mach 1.8.

Para una carga alar típica de metro S = 300 kg/m² y Mach 1,3 a 10 000 pies (densidad del aire ρ = 0,9 kg/m³, velocidad del sonido a = 330 m/s) el ángulo de ataque es

α = 2 ⋅ metro ⋅ gramo ρ ⋅ ( METRO a C h ⋅ a ) 2 ⋅ S ⋅ C L α ≈ 0.5 °
con una pendiente de curva de sustentación típica de un ala supersónica de C L α = 4.

Gracias, y la parte de la pregunta sobre el "ángulo de ataque en vuelo supersónico" tenía en mente volar en línea recta, cuánto AoA hace un caza cargado (F-16/18/22/35/Rafaele/Typhoon/Gripen o similares) tienen en M 1.3 y 1.8 yendo directamente hacia adelante....? Por supuesto, depende de lo que sea "Cargado", así que digamos que armado con lo que un F-22 puede llevar internamente (8 misiles A2A) y 3/4 del tanque lleno de gasolina, ha gastado algo de tiempo para llegar a la altitud...; - )
Una pregunta sobre la carga alar que mencionas m*g/S, pero entonces las unidades son N/m2, ¿verdad? Por lo general, se expresa en kg/m2, creo.
@ROIMaison Por supuesto que tienes razón. ¡Gracias por detectar esto!

En general, los aviones de combate tienen alas combadas. La mayoría de los aviones de combate que utilizan la serie NACA 6 fueron diseñados para baja resistencia a velocidades transónicas, ya que es donde pasan la mayor parte de su vuelo.

Tome el ala del F-15 Eagle, por ejemplo. La raíz del ala es simétrica, mientras que se comba hacia el exterior. Según el informe sobre el análisis CAP-TSD de la aeronave F-15 :

La raíz del ala es un perfil aerodinámico simétrico de 6 por ciento de espesor. El ala disminuye en grosor hacia la punta, que es un perfil aerodinámico altamente combado en un 3 por ciento. El ala del F-15 tiene una inclinación cónica fuera de la borda del 20 por ciento de la ubicación semi-span.

ala F-15

Forma aerodinámica del ala F-15; imagen del análisis CAP-TSD del avión F-15

Hay una serie de razones para usar camber: la mayor parte de su vuelo es a velocidades subsónicas de todos modos y tener un perfil aerodinámico camber ayuda a mantener la aeronave más o menos nivelada , ya que el ángulo de ataque es de solo unos pocos grados de todos modos; cualquier aumento adicional incurrirá en una penalización por arrastre debido a las velocidades involucradas.

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