¿Es el flujo de aire alguna vez laminar en la capa límite, cerca del borde de ataque del ala?

En aire quieto, cada capa límite comienza a ser laminar . La rapidez con la que pasa a una capa límite turbulenta depende de:

• el número local de Reynolds ,
• el gradiente de presión,
• barrido de alas y
• perturbaciones como errores, cabezas de remaches, ondulaciones o turbulencias .

El flujo de placa plana (sin cambios de presión) normalmente cambia a un número de Reynolds de alrededor de 400 000. Si se acelera el flujo, todas las velocidades en la dirección del flujo aumentan mientras que el flujo cruzado no se verá afectado, por lo que se estabiliza una capa límite laminar en el flujo acelerado. En los planeadores modernos, la superficie inferior es laminar en más del 80% de la cuerda en ángulos de ataque más altos, lo que puede corresponder a un número de Reynolds de 5.000.000 o más cuando finalmente se produce la transición.

Por otro lado, un aumento de presión en la dirección del flujo corresponde a una desaceleración en la dirección del flujo, por lo que cualquier movimiento perpendicular a la dirección del flujo crecerá en relación con la velocidad del flujo y, como consecuencia, la transición turbulenta se produce con bastante rapidez. El flujo del lado superior que pasa por el pico de succión cerca del borde de ataque es un candidato principal para la transición, y eso es lo que hace que el flujo alrededor del "perfil aerodinámico tradicional" se vuelva turbulento antes. El gráfico en su pregunta es engañoso porque el flujo del lado inferior del perfil aerodinámico tradicional debería ser tan laminar como el del perfil aerodinámico P-51 si la suavidad de la superficie de ambos es comparable.

¿Qué tan laminar era el ala P-51?

A la velocidad de vuelo del P-51 quedó muy poco flujo laminar; el efecto completo de los perfiles aerodinámicos laminares solo se puede explotar en números de Reynolds por debajo de 5,000,000. A números de Reynolds más altos, necesita gradientes progresivamente más pronunciados para mantener la capa límite laminar, de modo que el rango de ángulos de ataque donde es posible una capa límite laminar larga en ambos lados de una superficie aerodinámica (el cubo laminar) se vuelve cada vez más pequeño.

Sin embargo, la distribución "en la azotea" de los perfiles aerodinámicos NACA de 6 dígitos sí ayudó, porque les da un número de Mach crítico más alto que las distribuciones "con picos" de los perfiles aerodinámicos anteriores. El pico de succión cerca de la nariz de los perfiles aerodinámicos más antiguos conducirá a un flujo supersónico local a un número de Mach de vuelo más bajo y una mayor resistencia de los choques que seguirían. Sin embargo, lo más importante por su baja resistencia fue la superficie muy suave del ala del P-51 sin espacios por delante del larguero. Vea esta publicación rec.aviation.military para más detalles.

Medidas en el P-63

El Bell P-63 Kingcobra utilizó los primeros perfiles aerodinámicos laminares, el NACA 66(215)-116 en la base y el NACA 66(215)-21 en la punta. Las pruebas británicas de su ala sugieren que la calidad de construcción de las alas de metal de la época era insuficiente para mantener el flujo laminar. Del artículo de Wikipedia vinculado:

La RAE lo probó por primera vez en una configuración "tal como se entregó". El perfil aerodinámico del ala fue diseñado para soportar flujo laminar al 60% de la cuerda. En la configuración "tal como se entrega", se midió un perfil de resistencia que era representativo de la sección del ala con la transición de la capa límite en el borde de ataque (0% de flujo laminar). La reducción de la rugosidad de la superficie redujo el arrastre con coeficientes de sustentación bajos a un nivel representativo del flujo laminar al 35 % de la cuerda. Se realizaron mediciones de la ondulación de la superficie. Esto mostró amplitudes de onda máximas, por encima de la media, de aproximadamente 0,011 pulgadas (0,28 mm) en un lapso de dos pulgadas (5,1 cm). El criterio de ondulación estándar muestra que la altura crítica de la ola es de 0,0053 pulgadas (0,13 mm) para esta aplicación. Para reducir la ondulación, el personal de RAE desnudó el ala hasta dejarla completamente metálica. Luego se roció el ala con dos capas de pintura base y una capa de pintura tipo masilla. Una vez que la pintura estuvo seca, se lijó en la dirección de la cuerda, utilizando bloques de lijado, cuya curvatura coincidía con la curvatura de la superficie local. Esto se repitió varias veces. Luego se midió la ondulación de la superficie y se encontró que no era más de 0,005 pulgadas (0,13 mm). En vuelo, se encontró que esta configuración tiene un perfil de arrastre representativo de la transición de la capa límite al 60% de la cuerda. Esto les dio a los investigadores una idea de qué nivel de calidad de la superficie del ala se requería para obtener los beneficios de las superficies aerodinámicas de flujo laminar. Luego se midió la ondulación de la superficie y se encontró que no era más de 0,005 pulgadas (0,13 mm). En vuelo, se encontró que esta configuración tiene un perfil de arrastre representativo de la transición de la capa límite al 60% de la cuerda. Esto les dio a los investigadores una idea de qué nivel de calidad de la superficie del ala se requería para obtener los beneficios de las superficies aerodinámicas de flujo laminar. Luego se midió la ondulación de la superficie y se encontró que no era más de 0,005 pulgadas (0,13 mm). En vuelo, se encontró que esta configuración tiene un perfil de arrastre representativo de la transición de la capa límite al 60% de la cuerda. Esto les dio a los investigadores una idea de qué nivel de calidad de la superficie del ala se requería para obtener los beneficios de las superficies aerodinámicas de flujo laminar.

Influencia del barrido

El barrido del ala también dificultará el mantenimiento del flujo laminar. Como se explica aquí , en un ala en flecha solo se verá afectado el componente de velocidad perpendicular al ala, por lo que el flujo acelerado que pasa por el punto de estancamiento se curvará hacia adentro en un ala en flecha hacia atrás. Al mismo tiempo, la viscosidad ralentizará el flujo cerca de la piel del ala. La consecuencia es un giro en la distribución de velocidades sobre la capa límite, lo que desestabiliza el flujo laminar y conduce a una transición temprana.

Un C-172 con su superficie aerodinámica NACA de cuatro dígitos tiene la superficie superior con picos que hará que la capa límite se dispare muy pronto en la superficie superior. En la superficie inferior, el flujo laminar durará un poco más, pero se desestabilizará por los espacios en la superficie, por lo que la mayor parte del flujo en el C-172 es turbulento. En un avión comercial, el número de Reynolds es de decenas de millones, por lo que la transición será muy temprana y quedará muy poca fracción laminar. Esto se encuentra principalmente cerca de los bordes de ataque no barridos, como las góndolas del motor. Solo con tecnologías avanzadas como la succión de la capa límite será concebible que una parte más grande del ala de un avión pueda mantenerse laminar.

Transición y Separación

La separación laminar a veces ocurre cuando el flujo se separa poco después de pasar por la nariz, como en un perfil aerodinámico NACA de cinco dígitos o una pelota de golf sin hoyuelos . Esto conduce a una parada abrupta y es mejor evitarlo. Normalmente, la capa límite pasa al estado turbulento y permanece adherida hasta que la capa límite turbulenta se separa, ya sea en el borde de salida o progresivamente más adelante cuando el perfil aerodinámico se detiene.

A veces, la transición ocurre en una burbuja de separación laminar. El flujo de desaceleración que pasa por el pico de succión es frenado por la fricción cerca de la superficie, y ambos efectos se combinan para detener el flujo en algún punto. La capa límite se espesa, de modo que el aumento de presión se suspende momentáneamente y las oscilaciones de velocidad en la capa límite se amplifican de manera que los flujos cruzados se vuelven más intensos, mezclando las partes internas y externas de la capa límite. El perfil de velocidad se vuelve más completo y el flujo cerca de la pared vuelve a tomar velocidad, de modo que la separación desaparece y se reanuda el aumento de presión.

A continuación tracé los resultados de XFOIL para la distribución de presión alrededor del HQ-17 en Re = 1 Mio (el HQ-17 se usa en el planeador ASW-22 Open Class, por ejemplo). Las líneas negras discontinuas muestran la presión no viscosa, mientras que las líneas de colores muestran los resultados del flujo viscoso. En ambos lados verá una torcedura en las líneas de colores: aquí es donde está la burbuja de separación laminar.

Cuando el flujo se separa, la línea de presión se vuelve horizontal. Después de la transición, salta hacia abajo cerca de la línea no viscosa, lo que muestra cuánto más pronunciado es el gradiente de presión que tolerará una capa límite turbulenta. La reinserción se completa cuando el fuerte aumento de la presión ha hecho que la presión local vuelva a estar cerca del nivel no viscoso. Tenga en cuenta en el gráfico de perfil aerodinámico en la parte inferior que el espesor de la capa límite alcanza su punto máximo donde están las burbujas de separación.

Sí, la capa límite es laminar antes y dentro de la separación aquí. Este fenómeno ocurre a escala de modelos de aviones, planeadores y aviones GA pequeños (100 000 < Re < 5 000 000), pero está ausente en números de Reynolds más altos porque la transición ocurre antes de que se separe el flujo laminar.

El número de Reynolds es básicamente la relación entre las fuerzas viscosas y de inercia que actúan sobre el sistema. A números de Reynolds bajos, la fuerza viscosa es dominante en comparación con la fuerza de inercia y es al revés a números de Reynolds más altos.

El efecto de la viscosidad puede considerarse análogo a los amortiguadores en la suspensión de un automóvil. Si la amortiguación es buena, la suspensión se come cualquier bache en el camino y la conducción es suave. En el caso del flujo de fluidos, si el término viscoso es dominante (es decir, si el número de Reynolds es bajo), no se permite que crezcan las pequeñas perturbaciones en el campo de velocidad, causadas quizás por la aspereza de la superficie o las vibraciones, y el flujo es uniforme; sin embargo, a medida que aumenta el número de Reynolds, el amortiguamiento viscoso se reduce y las pequeñas perturbaciones en el campo del fluido pueden crecer y el flujo se vuelve errático, es decir, turbulento. El flujo también puede volverse inestable debido a la resonancia.

Es importante tener en cuenta que el flujo turbulento (que se encuentra en la mayoría de las alas de los aviones comerciales) es diferente del flujo separado. El flujo sobre la mayor parte del ala es turbulento, pero unido. El número de Reynolds de grandes aviones comerciales aumenta sobre el ala a razón de más de un millón por pie. En estos casos, el flujo es rara vez, si es que alguna vez, laminar. De hecho, Boeing admite :

No se espera que los aviones comerciales Boeing actuales tengan regiones significativas de flujo laminar, con la excepción de las góndolas 787 cerca del borde de entrada, como se diseñó expresamente. Puede haber regiones muy limitadas de flujo laminar cerca de los bordes de ataque de las alas, especialmente alas de flecha menor, como las que se usan en el 737 y el 757, y winglets combinados.