¿Por qué el ángulo crítico de ataque no aumenta con la velocidad del aire? [duplicar]

Su escepticismo está justificado. El ángulo crítico de ataque (cAoA) puede crecer y reducirse al aumentar la velocidad aerodinámica. El crecimiento generalmente se debe a un número de Reynolds más alto, mientras que una reducción en el cAoA con el aumento de la velocidad es un efecto transsónico, por lo que depende del número de Mach de vuelo.

En un caso peculiar, esto ya se ha dicho que sucede a Mach 0,3, muy por debajo de lo que normalmente se considera transsónico.

Pero empecemos primero con los efectos del número de Reynolds.

Los lectores frecuentes de mis respuestas saben que en este punto recurro al libro Fluid Dynamic Lift de Sighard Hoerner , y esta vez no se sentirán decepcionados. En la sección 4, a partir de la página 4-12 de la edición de 1985, encontrará varios gráficos que resumen muchos datos de prueba. Hoerner usa c$_{lx}$para denotar el coeficiente de sustentación máximo, y aunque la pendiente de la curva de sustentación aumenta un poco con el número de Reynolds, este efecto es pequeño en comparación con la separación retrasada que ocurre con números de Reynolds más altos, por lo que sus datos muestran implícitamente que cAoA generalmente aumenta con la velocidad.

Aquí está la Figura 18, la gráfica para superficies aerodinámicas de 12% de espesor relativo:

El salto repentino en Re = 0.7$\times$10⁵ a 0.9$\times$10⁵ es causado por una transición anterior con mayor velocidad, por lo que un cAoA bajo causado por una separación laminar por debajo del número de Reynolds se reemplaza por una transición anterior y una separación retrasada de la capa límite ahora turbulenta más allá de ese número de Reynolds. Pero este es el reino de los aeromodelos pequeños.

El perfil aerodinámico Joukowsky altamente combado va en contra de la tendencia y muestra una reducción en la sustentación máxima entre Re = 10⁵ y 10⁶. Lo mismo ocurre con los perfiles aerodinámicos con un espesor relativo superior al 20% y se debe a su gran radio de punta. Hoerner escribe:

La relación nariz-radio del perfil aerodinámico es, por lo tanto, una influencia importante con respecto al número de Reynolds crítico de la sección, figura 17. Tenga en cuenta que las secciones con la curvatura más pequeña tienden a tener los números de Reynolds críticos más altos para el fuerte aumento de
c$_{lx}$.

Esos son los que están al final del grupo.

Si la pendiente de la curva de elevación de una sección 2D es 2π, el aumento en c$_{lx}$entre Re = 10⁶ y 10⁸ de 1.2 a 1.9 es equivalente a un aumento típico en el cAoA de más de 6°. Reste un grado por el aumento de la pendiente de la curva de elevación y aún tendrá un cambio de 5° cuando un cAoA típico en Re = 10⁶ en flujo 2D es de 12°. En realidad, tal rango de números de Reynolds significaría una relación de velocidad entre la velocidad de vuelo lenta y alta de 100. Las relaciones más realistas son 4, por lo que el cambio en cAoA en el rango de velocidad típico es bastante pequeño.

Ahora a la influencia del número de Mach de vuelo:

Nuevamente, la Figura 27 es una de un grupo que grafica c$_{lx}$sobre Mach, ver más abajo.

NACA 64-210 muestra una caída dramática por encima de Mach 0.2, entonces, ¿por qué culparía de esto a los efectos transónicos? Los perfiles aerodinámicos delgados con radios de nariz pequeños muestran picos de succión muy pronunciados en la nariz cerca de la pérdida, por lo que aquí el número de Mach local se vuelve realmente supersónico, mientras que el número de Mach de vuelo le haría ignorar los efectos de compresibilidad. Hoerner escribe:

En la primera décima parte de la cuerda en superficies aerodinámicas romas, se forman ondas de choque estacionarias similares a las ondas de choque más conocidas en la sección de popa de la superficie aerodinámica, excepto que su tamaño es un orden de magnitud menor. El familiar choque de tipo lambda con un débil choque hacia adelante y una meseta de presión, como se ilustra en la figura 26, se forma con una capa límite laminar. Con una capa límite turbulenta, el choque único con un fuerte aumento de presión y una burbuja en expansión se forma en la punta (25,b). Estas ondas de choque interactúan con la capa límite, provocando la separación y una reducción de c$_{lx}$como se ilustra en la figura (27).

Si desea leer mi explicación, pase a la segunda parte de esta respuesta .

Ahora, el cambio en cAoA, dado el perfil aerodinámico correcto, puede ser bastante dramático en el rango de velocidad realista de un avión rápido, por lo que no debe descuidarse.

Y por último, el caso peculiar insinuado anteriormente: una vez trabajé en un avión de entrenamiento que predije que tendría un coeficiente de sustentación máximo en configuración limpia de 1,28. Las pruebas de vuelo revelaron más tarde que podía alcanzar un coeficiente de sustentación máximo de 1,35 cerca del suelo, pero solo de 1,26 a 4000 m. La caída de la temperatura del aire entre el suelo y los 4000 m aumentaría el número de Mach y provocaría ondas de choque en el morro que no estaban presentes (o eran menos pronunciadas) cerca del suelo.

Sí

Una forma de obtener una mayor comprensión es ir a las herramientas de perfil aerodinámico y observar la sustentación frente al AoA de su perfil aerodinámico favorito (pruebe el Clark Y para empezar) y verá que los efectos del número de Reynolds generalmente ocurren en varios órdenes de magnitud , muy por fuera de la velocidad. envolvente de su avión.

Un poco como decir de 0 a Vne serían unos pocos centímetros en una escala Reynolds de 1 metro. El número de Reynolds es linealmente proporcional a V (no V$^2$), por lo que solo grandes cambios de velocidad en metros/segundo (y cuerda en metros) harán una diferencia notable.

Número de Reynolds = Velocidad × Cuerda/1,48 × 10$^-5$

El número de Reynolds y, por lo tanto, el AoA en pérdida, pueden considerarse aproximadamente iguales dentro de la envolvente de vuelo de una aeronave determinada (recreativo, subsónico bajo), siendo los efectos de maniobra (carga G en giros) mucho más críticos.