Entiendo que el ángulo crítico de ataque se ve afectado principalmente por la forma del perfil aerodinámico. Sin embargo, ¿la velocidad aerodinámica de la superficie aerodinámica o la densidad del aire afectan el ángulo crítico de ataque? Yo pensaría que la velocidad aerodinámica o la densidad del aire afectarían las propiedades del flujo laminar y podrían cambiar el ángulo crítico de ataque de esa superficie aerodinámica, quizás solo levemente.
Sí, a través del número de Reynolds.
El número de Reynolds es una función de la velocidad del aire y se utiliza para predecir la transición de flujo laminar a turbulento:
El ángulo crítico de ataque se ve afectado por la separación de la capa límite, que a su vez depende de las cualidades laminares o turbulentas de dicha capa.
Tenga en cuenta que el número de Reynolds de la capa no es el mismo que el número de Reynolds del ala, aunque están relacionados.
EDITAR: para visualizar el efecto, vea, por ejemplo, el siguiente gráfico (gracias @MikeY)
Selig et al. realizaron bastante trabajo experimental sobre el rendimiento a baja velocidad aerodinámica . en la UIUC , y su sitio web mantiene un catálogo importante de puntos de datos aerodinámicos.
Otro recurso que vale la pena consultar es Airfoiltools , que proporciona gráficos polares Xfoil para una amplia selección de perfiles aerodinámicos. Tenga en cuenta que la predicción de Xfoil de los puntos de separación de flujo es numérica y, por lo tanto, es posible que no converja con la realidad en todos los puntos.
Desde la perspectiva de un piloto, no. La pérdida se producirá en el AoA crítico a cualquier velocidad o altitud.
Los aviones vuelan porque la elevación es igual o mayor que el peso. Lift es el resultado de esta fórmula:
(ρ=densidad, v=velocidad aerodinámica, C L =coeficiente de sustentación, S=área superficial)
C L varía directamente con AOA. Cuanto más AoA, más C L ... hasta el punto donde la capa límite se separa y no se genera elevación. En ese punto se alcanza el máximo C L , o C Lmax . La relación entre AoA y C L se obtiene empíricamente para cada superficie aerodinámica.
Cuanta más cantidad de velocidad aerodinámica, más sustentación.
Y cuanto más AoA, más Cl, y por tanto, más Lift.
Pero más allá del ángulo crítico de ataque, independientemente de la velocidad aerodinámica, entras en pérdida.
Puedes pensar que puedes ir más allá del AoA y seguir volando y escalando, pero eso va a ser producto del empuje, que con la aceleración va a modificar la dirección del viento relativo. Recuerda que el AoA se mide contra el viento relativo, por lo que cuando aplicas empuje, estás modificando el "punto de vista" de tu ángulo.
Con respecto a la densidad o altitud, debe considerar la diferencia entre la velocidad aerodinámica real (TAS) y la velocidad aerodinámica indicada (IAS). Con un mismo IAS, a mayor altitud obtienes más TAS. Esto se debe a que IAS es función de la presión dinámica (q), que depende de la densidad (ρ):
Como puede ver en la ecuación, si reduce ρ o aumenta la altitud y aún mantiene su IAS, obtendrá más v (velocidad aerodinámica que genera la misma cantidad de sustentación).
Pero C L no depende de la densidad, y el C Lmax se obtiene con el mismo ángulo de ataque a diferentes altitudes.
sanchises