¿Qué sucede con el diferencial de presión del flujo de aire debajo y sobre el ala cuando se alcanza el ángulo crítico de ataque?

Si bien esto puede parecer bastante fácil, no es para un estudiante de grado 12 como yo.

Definitivamente no parece fácil. Se necesita una sólida formación en integración numérica, un buen conocimiento práctico de una biblioteca numérica y algo de tiempo de programación serio.

Hay una buena razón por la que todos, y me refiero a los ingenieros e investigadores aeronáuticos, solo usan XFoil . Y ese es solo el análisis básico: los cálculos 3D requieren paquetes de software aún más complejos, que cuestan grandes sumas de dinero (XFoil es gratuito).

Todos sabemos que el diferencial de presión es 1/2 ρ〖(v2-v1)〗^2, donde v2 es la velocidad del flujo de aire sobre el ala y v1 la velocidad del flujo de aire debajo del ala.

no hay un solo$v_1$y soltero$v_2$. solo hay$\vec{v}(x, y)$(limitado al análisis 2D como lo hace XFoil por simplicidad) que es diferente en cada punto. no puedes simplemente tomar$\alpha$y adivinar dos velocidades de él, porque la situación es más compleja que eso.

Recuerda eso:

1. ¡ El aire que fluye sobre el ala llega al borde de fuga en un tiempo significativamente más corto que el aire que fluye por debajo!
2. Una placa delgada y plana no es un ala particularmente buena, pero genera algo de sustentación.
3. En los números de Reynolds involucrados para aviones a gran escala, el flujo rara vez es laminar más allá del 20-30% de cuerda. La turbulencia aumenta la velocidad y, por lo tanto, disminuye la presión y aumenta la sustentación.
4. En un fluido viscoso, la velocidad debe ser continua en todas las coordenadas y eso incluye el límite, por lo que la capa que toca directamente la superficie no se mueve en relación con ella. La velocidad aumenta rápidamente en la capa límite . Las propiedades de esta capa límite son las que gobiernan si la corriente permanecerá unida o no.
5. No hay sustentación en un fluido no viscoso (= superfluido) y tampoco la habría en un fluido sin masa. Es decir, debe tener en cuenta tanto la inercia como la viscosidad para obtener cualquier resultado.

Básicamente, la única forma de calcular esto es mediante la evaluación de las ecuaciones de Navier-Stokes , que debe hacerse numéricamente y en una cuadrícula bastante fina para lograr una precisión útil.

Antes de la integración numérica, había algunos métodos analíticos más simples, como la teoría del perfil aerodinámico delgado , pero no funcionaban desde cero: algunos coeficientes deben medirse experimentalmente.

Cada vez que se alcanza el AoA crítico (AoA en el que la aeronave entra en pérdida), ¿cómo calculamos el diferencial de presión?

Igual que antes, integrando las ecuaciones de Navier-Stokes.