Cap. 3 - Aerodinamica de alta velocidad.pdf

Capitulo Capi tulo III

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AEROD AER ODIINAM NAMIICA

DE ALT A

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prog pr ogre reso so op oper era ad o en las aerOllaves y en en de llod  llod er  er  hn   lIe lIeva vado do a q ue exislnn 'li~ i~o ones capnces de realizar vuelos de alta -velocidad . .

plan nla lass .  ' 'll "s   pla , I;,

)~II es eslu ludi dio o ! )~

de,, la aer de aerodin ina amic ica a de esl esle li lip po   prc prcsc scnl nla a sign si gnif ific icat atiiva vass dif  di f erendus erendus respeclo respecl o de In ae aerodin ina amic ica a c1asica. necesa esario rio,, por  10  tanto,, qu que e el Avind Avindor  or   j !Es nec 10''  tanto  Na  N aval este fnm fnmiiliarizado con In'   naturalczn d el flujo de alta velocidad y co con Ins car acacter ist isticas de co confi figu gur  r aci acion de aviones de alta  p~  p ~rfo rfor  r mance mance.

vuelo , d E ! E !   vuelo

l Il  Il..l-C ONCEPT  ONCEPT OS  M  AS 

GENER A LES

D E FLU  J O

 j j::

Y DIAGR A  A--

SUP ER  ERSON  SON  I CO CO

 J  Il  Il.l. .l.1 1-COMPRESIBI UD UD AD  AD..

' 

.

! 'A baj bajas as

veloc velo cid ida ades de vu vuelo,   el es estu tud dio de In   aerod  aerod innmic innmica se enc ncue uent ntra ra sim si mpl plif ifiicado  porr el he  po hecho de    qu que la musa de nire expe xper  r imenta cambios de pr presion relativnm ativnme ente pe,que ,q uefi fios os y va var  r iacio iacione ness desp de spre recia ciabl ble es de densidad. da d. Es Este te f1 f1u ujo de aire aire se llam llamn n   incompfc3ible incompfc3ible, d d  dd   oque el ai aire pucde suf rir cambio ioss de  pr   p r esion sin qu que e ap apa arez rezc can variaciones im por   p or tanles d e d ens nsid  id ad . Tall sil Ta silun unci cio on de dell f 1u jo aire es an annl nlo ogn a In de dell f 1ujo de ngua, f iu iu j  jo o hi hidraul draulico ico 0 clla lallqll qlliier  otr o f1l1ldo in·com pre  presi si ble  ble..

de

: Sin embargo, a al altas velocidades d e vuclo IoS   cambio cambios de pres resiion que tienen iu iug gar  so son n mayores y se se pr prod oduc ucen en var  va r iacio iacion nes signif ica ica-tiv ti vas en In d ensid ida ad del air ire e.   El estudio del nitj tjo o de aire a al alta tass vc vclloc ociidades debe tcncr  en cuenta csto y toss cambi ambio os consside con iderrar si el ncompre&ib &ible le 0  si exi air  ai r e es incompre xisslen "efe fedos dos de .com pre  presi si b  biilid ad". . t :

  VELOCIDAD. VELOCIDAD ., .

Un f aclo a clorr de gr  gr an im imp porta tan ncil illl en c!   esludio . del flu j  jo o d e ai aire re d e aH aHa a veJo Joci cida dad d es In velo elo-cidu ci dud d .d .del el   sonillo. sonillo. La vel eloci ocid  d ad  ad  d el e l so soni nido do In   veiocidad  veiocidad  co con n In lIt Itle le se pro pag  paga an pequef iri riss  perl  pe rlu urh rha acion ione es de prcsion :l lra rav vcs d el el aire: eslu esl u vclo loc cida dad  d  de. propagaci6n ,es funcio ion n sola sol amenle de In In temp mpcra cratu turra llb lbssolu luta ta d el aire re.. La-Tabl Tabla a com mo var aria ia In velocid ad  3-1   i1uslr n co dcl   soniclo soniclo en In atmos mosfe fera ra stan st anda dard  rd .

es

A medi did  d a que un o b jeta se   mlieve a   trnv~ trnv~s de In masn de aire, ocurr en en ca cam m bios de velocid ud y pr esio esion n q ue crean pert rtu urbaclo lon nes en el flu j  jo o de air aire   qu que circ rc\\lhd a al ob je  jetto. Estas  pc  p cr lurhaci lurhacion ones es d e pres resio ion n "s "se e pro propagan a tra traves d el air e a In vclo loci cida dad d dell so de son nid ido o. Si el objcto objct o se de dess pl  pllllza n po poe en ve veloc locida idad, d, Ins per -, turb tu rbuciol uciol1 1cs d c pre resi sion on se pro propl pl1g 1gan an ta tatn tnbi bicl cl1 1  pOl' dclnll dcl nlliie del misl1lo y   el el flujo de airc inlll1 in l1cd cdia iatm tmnc nclll llle e antterior an se'   ve infl influen uencind cindo o  pOl'' el campo de  presion  pOl d el cuerp erpo o. Eslull Jlcr lurbacion lurbacioncs de pres esi   ion sc trasmiten cn lada la dass dir direc eccio cionc nc~l ~l,, cxlc lcn ndie ien ndose, asl, in inde defi fi-nidll dll..l1 l1lc lcnt nte. e. Es Eslle "nnticip ipo o de pre presio ion n"   pucde verse en   eI ding dingra ram ma de f 1ujo 1 ujo su subs bson onic ico o Hp Hple leo o de In Lam amin ina a 3-1 -1,, don onde de ex exis isie ie em empu puje je ha haci cia a arri ba arri  ba   ycnm b  biio d e d irec recci cio on del f1ujo dela delan nte d el bo bord  rd e   de lll lllaq  aq llc. Si el objelo   vuela vuela   n una velo loc cid ida ad alg lgo o su pe  peII:io :ior  r  II lu d el so sonid  nid o, el fl flujo de  nir ire e que se enc encu uentra d elanle d el ob jet  jeto o no se se ";' ";'e afc fcdad  dad o por el campo d e   pre presi sior ori, i, yl ylii qu que e i llllSS , pcr   pcr lur  b  bacione acioness d e pr esion esion no pued en pro pn  pn-gar  ga r se por delunte   dell ohjel de elo o. Por  1 0 to tont nto o" n medid a q ue lu ve velo loci cida dad  d  se n pr oxi oxima a tn d el sonido nido,, se f orma orma una onda de cor  cor h pre  pressioh en el bo bor  r d  de   d 'c nt nta aq ue ue yen   conse consecu cuen enci cin n tOd  tO d 05 los camhios dc vc vcloc ociidu dud d y d e pre pressio ion n su suce ced de  br usca y repcnUnn nnmcn mcntte, El flu jo de   nire

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anterior  al ,ohjelo no se vc af eclado hasta que la ooda concentrada de presion   creada  por el mismo o b jelo o~liga r epentinamente a I~s partf culas de   aire a a partarse de su tr llyecto. En el   diagr ama Li pko d e f lujo SU~  per !,onico d e   la Lamina 3-1 se puede o bservsr 

eicrlos regimcnes de  vuelo.   Estos son a pr oximad amenle:

La analogi~ coo las ondas de superf icie en el agua puede ayudar a   nclar ar  cste fen6~   !lleoo. Dad o que tod a onda de su perf ide es simplementela propagacion d e una' per lurhncion d e presion, un· buq ue que navegue con una velocidad mucho menor que In vclocidad  de In onda no f ormara ninguna "ond a de pros". A med ida q u~ cl buq ue se oproxima ala   velod d ad de In ond a, se idform undo Ia. ooda 'de prpa, haciendose mayor  a med id a qUI;! In velocidad del buq ueaumcnta por'   sohre ~I valor de ,velocidad de la onda. 'l<:n este punto r esulta evidenle que lodos Iqs efec~os   d~ compr esi bilidud dependen de entre In velocidad  del Il~ f('!acion e;xistente , ohjcto y In v~locidad  del   sonido. El termino' lI~ad o par~ defi nir esLa   relacion es el Numer o , Mach. 10 M ", mole es la rclacion entre la veloci-, (f~~ ver d~   q er ll y la velocid ad del sonido: .

~

,Trane6nlco Supera6nlco

=

Numer us

= Numero8 =  NumcroB

Mach

de 0.75 a 1,20

MIlCh d e 1.20 a 5.00 Mach

mayor cB

que

5.00 1

Aun cuand o los Numer os l'rlach usadosi  para dennir  estos regimenes d e vuelo son: , bastantes a pr oximudos, es ill1 porlante o bser ~i , vur los   tipos d e flu jo exislentes. en' cada zona.: En   ell regimen su bsonico la mayor  parle del;   f1ujo de air e, en lod as las partes del avion,; . es subs
d if er encia exislcnlc enlr e e! y el supersonico, se debe a 12 , comprcsibilidad  del f1ujo supcrsonico.   POI' I ' tnnto, cualquicr  cambio en velocid ad  0 presi6rr : de un f1u jo su personico producira un cambiq ·; V r  e lativo de d ensid a   d que d e be   ser    teniao en M = a cucn La. : I 3-2 provee La Lumina una   cornpar aci0lf  I cnlr e f 1u jo com pr csible e incom pr ensible. e lf - !' M ;; Nlimer o Mach I un tu bo ccr rndo. Es evidente que debe   cxislirl . V::I; Velocid l?ld  verdad er a (nuaoe) couliuuid ad d e f I ujo a traves de! luho cerrud o~.! o sea q  u e el f1ujo de la masn de uir e cs consr  ~ ~ , Ve 'iocid4HI del sonido (nud os) tante en cuulquier parte del     tubo. Estu PI'O;"1 ''','' I - i a'0  r  ,/ila u  pied  ad
. La pr incipal flu jo subs6nico

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ci pnes stand ard  i (q61 nud os)

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del mar 

EI ejcmJ!lo
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Hlpefaonlco

este   fenomeno.

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. EI f1u,io compresible incluye In vari~cion nd i cional de densid ad del f1ujo.  

: b)

Laconvcr gcncia causa expansion del flu jo incomprcsible per o com presion d el f lu jo compr esible.

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comprcsi6n

El   ejem plo d e   flujo supersonico compresihIe sc com plica pOl' el hecho de que las variad ones en la dcnsidad del f lujo csti'm relnUannd as con   los cambios de velocidad y de lll'csion eslMien. Esto significQ que en un Hu jo sUJlcrsonico comprcsi ble una canvergcncia causa compresi6n, mienlr as que una (H .••. crgcncin causa expansion. Par 10 tanto. a 1l1ed ida que el f lu jo su pers6nico compresihle y la linens. 5 C a proximn n   unn eslrangulaci6n de corrientc convcr gen, In velocidnd disminuye y In presion cslatica uumenta; In conlinuidnd del f1ujo de In musa·   se mnnliene I)orquc el nUll1ento de  densidad se ve   acom]),'1nnd o pOl' \lna disminuci6n de velocidnd. A medidn que el f1ujo   supersonico   compr esihie   enlm 0 una secci6n diver gente del t\l bo, la velocidnd aumenta cstaUco y la presion disminuye para cumplir  con la condicion de c~r\tinuidad. i :Las   comparaciones anteriores seiialan tres diferencias significntivas entre flu jos compreai bles e   incompr esi bles:

i'

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produce

La divcrgencia causa compresion f1u jo incompr esible pero e:4:lJansi6n f1u jo' com presible. '

 I ll.1.2-FLUJOS

SUPEflSONICOS 

del del

T lP/COS 

iCuundo cl f 1ujo super sonico estn d ef inidamente esta blccid o, todos los   camhios de vela'cid n cl, presion, dCllsidad ,   direcci6n del f 1u jo, d e., tienen lugnr repcntinamente y en zonas r elativnmente pequeilns. Las areas d c cnm bio d el flu jo est{\Il generalll1cnte bien delimitadas y al f cn6meno se 10 menelonn como   d e formacion de "ond·as". 'fodas las ondas de C Olll pr esion se producen repentinamente y con  perdido de energia. De ahl que las ondas de compresi6n se distingan par   un "choque" r e pentino. : Lns ondas de expansion no llparecell tan r k jlenlinllmente   y no cnusan pcrdi
q ue). En un f1ujo su pen;6nico d iatintos tipos d e onda;

pueden  

In naturnleza

a par ccer  de In

DE

ALTA

VELOCIDAD

, I

.

onda for m ndn depcnde do In   corrienle d e nire y d e   lu forma del objelo que cau~a el cambia del flujo.·     En esencin son tres Iqs tl pos f undamentales de ond a que se forman en un i f1u jo 5upersonico: .

•

I

1)

Ondn   oblieua   de choq ue

(c bmpresi6n).

2)

Onda   normal   de choque

(cbmpresi6n).

3).

Onda

de   expansion

(no

h~y

choque~.

O NDA OBLICUA DE CHOQUE.   Consider emos el casu d e una cor riente 'supcrs6nica f1uyend o sobre 'una sll]Jerficie' en angulo como se mucslra en la Lamina 3-3. Una cdrriente de aire supersonico pasarldo a traves de una onda oblicun dc choque exper imeil.tan\ 10s siguien les combios: : 1).

La corrientc de Dir e es fr enad a; la ~eJocidad y el ntlmero MACH detn'ls de In anda se reducen, peru el f1ujo cs nun sll pcrs6nico.

La corricnle del flujo varta ''''', n 1 0. largo de In 5uperficie.

2)"-

3)-'

.:,.

Ln presion . aire aunlcnlri

par a

esl
;.;

de !

.1)   Ln

densidad de In c orriente aumenla detras de la on<1a.

.' 5)

f1ulr 

de

aife

Alga de In cnergia 'tr:insferihle. d e in corr icnlc dc  nir c   (sumn de pr esi6n eslatica y dinnmica) es disipada y trnnsfoniJatia cn energla d e calor  no. tr:msfcl'ihle ..   POI'   10 tanto In onda de choque es ulla pcrdida de energla.

Un casu lipico de for mncioll de ondn ohlictla de   choq ue es cl   de uJla cuna inlrod ticidll en ulla corr icate de  nir e super sonica. La' onda ohlicua de c1lOque se formrtni sahre amhr i~ car ns d e In   cuna y In illclinacion de In   (Jodil ser f!  funci6n del   ntl/HCrO MACH de la co'rr ienle y cl nngulo de ' In cuila. A mcdida que cl numero MACH de la c orriente de nire Iibtc aumenta, disll1inuye el {lI1guJo de   la onda de choquc; n medidn que aumcntn el angulo de cuna, se reduce cl {lI1gulo de la o nda de ~ho·.:. que, y si se aumenta el {lI1gulo d e   cufia hasta un   vulor    crltico, In onda d e choque s e des pegarn del horde de   alnque d e ·11l   cunn. Es iUl portante nolnr que In separ ation de la onda de chogne producira flujo'   silbs6nieo   inmcd inlnmente dclrus de 'Ia par te centr al de In 3-4 i1ustr a cstos onda d e choque. La Lamina f1ujos ti picos y el d ecto del huh1ero MACH y. d el ~nlJulo de cuilo. '

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I,

i

  4F;lWDI NAMICA

DE ALTA

VELOCIDAD ,

  AtiCIlHi.S tie lu formacion si cir eulu en forma de ondas normalc:>! EI f 1u jo mcncionado. s~li)Cr66nica~obr e una cuiia, f 1uira en d 08  de choquedescripta nnter iormente, estc mis~: dilhenciones. Si se colocnra un ,cono en la ,mo ti po de onda puede for mar se de unn cor riente su per s6n1ca, el f1u jo   d e aire seria monera tolalmente dislinla (euanuo no hay y habrio nlgururs d if erencins"ningun ohjclo en la corr  ienle de air e'   super -' tr idimencional noLa blcll en Ius car aeteristicas d el f lu jo. EI soniea>. Suecde que siempre que una cor ricn-' i f lu jo tr idimencional ( para cl mismo numero te su personica es fr enuda a un valor  s.ubs6-, : unu' MACH y eI   mismo cambio de  d irecci6n de nieo sin cambio de direcci6n, se for ma flujo) pr odu~ira una onda de choque mas onda normal de c hoque   a manera de limite q e, bil. COi j menor cam bio de presi6n y d ensientre la regi6n   supers6nica y In subsonica: d ad. Tam bien In formaci6n de ond a c6nica EsLe es un hecho imporlante, ya que lo~  per mile que se produ~can cambios en el f1u jo   . aviones normalmenle eneueniran algllllOi d .e air ~ (q ue ocur re  n dclrns del   f re  nte de ' "cr ed o s de compresibilid ad" antes q ue la vc-i :l- q y la" fuerza oq~a) de'   la onda·   varia ~on la:':   locidad de vuelo sea s6nieaLIl!:-,a Lamina dislancia la su perficie'. La Lamiqa' 3-5 mues-" i1ustra la forma cn que un pcrfil  a alLn~ tr a e1 f1ujo tr id imensional U pico en   torno' a :   velocid ades subsonicas ticne veloeid ades lo~ lln cono;, ,,'; cales de f1u jo quc son supersonieas. A med i~ ·l,a 'onda .;991j~,~.e"dechoque pued ~   ser ref le- '; d a ~ue el flujo   supei's6nieo local ,5e muc\'~  jada como ciiaf q Ut'er  ooda de  pr esH~n y este _  _ hacla aldIS, sc f orma una onda,~f    1r mul d ~ ef edo se ~n4estra eQ la Lamina 3~5.  Esta .. choque que frena cI fl ujo y  10 haee su bs6nieo: r ef lexion . a parece . como logica y necesar ia. La transici6n del flujo de subsonico a supcr : i . pues III ,Io pda origio!ll d es via la d ir ecci6n' sonieo es suave Y,.,n o ~stfi acam paiiad a po~! qel f1u jo hnc ja In pared y I~ onda r cfle jnd a ondas de  choquesi la Lraosici6n se ef ectl'w I c:'a'~sa e l ~onsiguiente ~am bio' d e d ir cccion pa-. en f orma graduul sobre una supcl'ficie Iisn;! r a. que el f 1u jo per manezea par alclo a Ius La transicion de f1uja supers6nieo a subs6~ i siem[Jre  paredes de l a superf icie. . :   nieo, sin cr uu bio d e d ir ecci6n. f or n1!~! .   Este f enomeno· d e reflexion er ea r estr icuna ond a normal d e choque. : i ~iones en la~ dimensioncs dcl mod elo par a Una cor ri  cnte de :lire sui)crs<'li1iea quy l1.a!\~ Tunel de Viento. ya   que una ond u que se r ca traves de I Ina onela   normal d e choque. ex- I.i , ~l modelp prodr ia   causal' {Ieje sobre  UIlU, pcrirnentara c!\los eUlllLios: i! d ii/tribuci6n d e pr esiones distinlas   d e la del .) La corricnlc de aire es [rcnad    a a vuelo real. vnlor sllbs6nico; cl   l1tlfllCro MACH lot j

I

u n!

cui <.IcLr us dc la onda c~ aproxi~nad    lSt I menle iguul nl   rcci proeo del   n.umcf Q,.1 ' MACH anler ior a la onua. E• Jcmp 10; I lid  a on U i 81 cl numer o MACH de IIIntc ae C I1 1,25. cI 1\\II1\cro MACH d cl f lu jq  i dclras de In   Dillin   aproxillludumcntc

ONDA

NOHMAL DE CHOQUI~. Si un . .. . . , ~P jcto· d e,   punta r oma C !!,. uhicud o cn una f orr iente de !lir e 8\l pcrs6nica. la ond a clethoq Qe que s~ f or ma sc dest~canl dcl bord e d e ~h~qu'c.Elltai se par acic}l1 de la onda  lu m hi cll ~cllrr~, ,cu~nd o cl (lOgulo de cufia 0 d e cono Hccdc. un . cler io valor  cdUco. Sicr npre q ue   per  pendiculnrIq onda de ~hoquc se formc In.cnte al Clu~o, se lInmur a ond a "normal" d e inmedillLal1icnte postcr ior /~'1(\'111C Y ~I f1u jo q  ,Ia qpq~  s:cra su bs(5/lico. Cuulq uier ' o bJclo r elnLi vamepL~ romo colocado en u na cor ri  ent~ de nir~ ,~u pers6n.\ea   f~rrnar fi  una ond a . n()rmal d q  ~hoque mmed latamente delul1le q ~1 bor de  d ~ atllque. f rc  nando la conicn!c ll. un valor  f iubs6nico para que Ia cor rk   nlc n~cda '~"enti(' la prc&encia d e la punta r Ollla y,f luir  a.!  s4 alr eded or. Una vez pasada la d e' aire }lued e per mancccr   pl,mta. la corriente 'iu b~6n!ca olnc,elerar sc nu!,vumente a S.UpCl"
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0,80. , . ; I 2) Ln d il'ccciondel flujo de uir c inmcdiu',:,f  lalllcnLc delrils de la onda no var ia, 3).   Lu prcsion cl;l{ILjcu d e la corrienLc del aire detras de la O)H.lt,   aUlI1enlu pro-I   l1unciadarnclIlc. . .' i I Ln dcnsidnd de la cor ricnle d elras 4) d~i la onda tarnbicn aumenla lfluchQ. fi) La energin de la corricnle d e air e. dad ~! por la presion tolal (d inuniica c8lf itica). cs muy reducid a. La oniJn! normal de choque p~oduee una gr ail! perdida de cner gla. . i  I . :  I ONDA DE EXPANSION. Si   ulla eor r il'llth! de uir e   supersonico es dcsvind n del flu jo tIll? I

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U   prn:cclc,

de expansion.   J11ostl'udo en fa   Ullninn 3-7; no causnra cambios bruscos nl repentinos en el f lujo de aire (excepto en vertice del ungulo), 10 eual no eonstiluye rcalidad unn onda "de choque". I 'U nn   eorrientc de nire supersonieo que pase :i'traves de una oncla de expansion, experimen tara eslos camhios: lie

forma

gl f 1 ujo ell   tomo de

una onda

Un   angulo,

cl

en

1)

2)

La corrien le es acelerada; In velocidad  , y e l n umero MACH detrns de la ond a son mayores que dclante de la misma. La direccion del flujo es d esviada a dedos de que fluya siguicndo a In supcrf icie (siempre que   nose produz, cn la separaci6n del flujo).

'~n  ,La ai,e '4) i 5)

I :La

presion delr    as.

est:Hica de In corriente de la onda disminuye.

La dcnsiclad de la torriente la oncla disminuye.

detr ils

de de

Como cI flujo   vnrla bastante   graduaJmente 110 hay "choque" y no existe  pcrdida de ener glli en la cor ri  enle d e 'nire. La' ond a   de expansion no d isipa In eller gia d e   la cor r ienle d e air e. ond a

de expansion'

en lres   dimensiones diferente, la, pr inci pal d if acncia radicn   en la telldencia d e   in presion ,i~i;ilicn a continua, numenlando una vez !lUS Hdn la   onda. I ; La labia 3-2 r esume las, cnrnclerlsticns de Ins lr es formas principales de ondos q:1C   Be Ilf csentan en el f lujo supers6nico.

q~ I1n casu ligeramenle

1,1l.1..'f-SECCiONES PARA FLUJO SUPERSONiCO ';  !

'A   fin de aprcciar

el efeclo de eslns diverses formas de ond a sohre las carncler isticas acrodiniunicns en flujo sUjlers6nico, veasc In L{lmina 3-8. Las parles(n) y (b) mueslran el d illgrama de ondas y la resultantc distrilJucion dc pr esiones para una I:'ul1inad eIgada con   ungulo de utaque   posilivo. La con-ienle de aire que se des p!aza so bre In superficie si.lperior  pasa n traves   de u na ond a de expansion en el bord    e· d e ataq ue y luego pOl' una ond ll   oblicua de choque en el bor de de fuga. POl' 10 tanto existe una succion unlforme suhre In su per f icie superior . La corriente de aire   que pasa bajo la lumina alr aviesa unn olld o o blicUll d e choque en el bor de  d e atnq uc y; luego una onda   de cxpami6n en   cl horde

DE ALTA

VELOCIDAD

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de fuga. l~:;to produce l\lln presl6n posiliva uniforme en 10 curn inferior de!   In secc!oli. Esla dislribuci6n· de presiones provoca una sustenlaci6n resultunle   y la donsiguicntc resistencia ue bid a ri la inclinaci6r1 de la sustcnlaci6n res peclo de la per pendiCular   n la corr ienle fibre. ",'

3-8 Las lmr les (c) Y (d) de In Lamina .mueslr al1 cl diagram a de oodns ;y, hi dislri bucion d e pr csiones r esultaute para  un perf  il "doble cuila" con stistei11nci6n cero. La corriente de air e que lil1sh s bbre   superficie alraviesa una ond a o bliclla de choque, una d e eX!1:m.si6n. y lucgo otJ:~ ohlicua de cl\oque. La   d/sti"lbuclon de   preslOnes resullnnte no  prod uce sllstentaci6n. pero el hUlJlcntO- de pr esion so br e In mitad delantera de   In cuerda,· eonjuntamcnte con In disminuci6n de i)resi6n en la mitild posterior de In cuerda,   produce 'una resistcncin "de onda". Eslrl resisleneia debid a a las   ondas es cnusad n par las com( jUC  ponenles de In fuerzns de jlresi6n son  parnlelas 11.In d ii'ccci6n de In cohicnte libre, La resisiencia dc onda se sumn d In   resistcnetc. cia par  fr icci6n, scparaci6n, suslentnCi6i1, y pued e constiluiiulln par te consid era ble de la r esisleocia total n altus ve10cid lid es impel-.s6nicus. Lus pur tes (e) y (f) d e la'inmirin 3-& ilustran 01   diagr uma de oud u s y la dislrihuci6n de presiones r esullonlc para el ilerf il "d oole qm un pcqucilo cuna;' angu)o de ataqtie  posiiivo'.l Lu distrihuci6{i de presiones rcsultantc produce una sllstenlacion ir tcliriada, con una rcsislencin   dc  bida a la l;ustenlaci6n que sc liUII1a II  In r esistcllcia de ond a con susteni tacion nuln. 3-8 ·mueslra La parte (g) de la Lamina el diagrlllllll dc oncJas para \In pcrfil dc"arco circular". Des pu(~s que el flujo de aire alraviesa In on<1a ohlicua dc choque en cI borde de ataque. el flu jo d e air e sufre   una gradual  pero conlinun expansion hastn que encu'enlra la ond a d e choquc del bor de de f uga. ' La par te (h) dc la Lamina 3-8 i1uslra el diagr amr . d e ond as en un perfil convenCional . de punta roma en f 1 ujo 8uper s6nico. Cuando y In pun In· es romn In ond a debc scpnrarse transf ormarsc en unn o nda normal de choque lnmediatamente adeJante d el borde de ataque. Este lir a d e o nda produce un ar e a de;   f1ujo su bs6nico en cl borde d e ataque can pr esion y .dcnsidnd    mllY aUas dd ras d e In ondd   d estllcnd a.

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I~o!l d~bu jos de 19. Lamin~ 3-8 i1ustran los d illgr amas 'tlpicos de  f 1ujo supers6nico y scf i~!nn' 108 siguientes hechos 'relacionad os,   con Ins !lu.)erf icies aer odin{lln~cas en un·flujo.:. sUllenon!co bid imencional: ' '..:.

superficie   que seran mayor es que In vclociuad  : de la   corr iente li br e.   POl' 10 tanlo puede c~·' perarse que se pr oduzcan ef eetos de compre~' sibilidlld a velocidauesde de vuclo menorel!! que 11\' ve!ocidud del sonldo. EI r egimen de:  

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Tod oslf >s   cambios ue velocidad . presion vuelo ,:trans6nico brinda la oportunid ad  de' y f 1ir eccion £lei f lu jo Henen lugar muy que Iqs  f1ujos suhs6nico y sllpersollico mez-' r cpentinamente a traves los   distintos clados produzcan los pr imeros cfcctos signi~, +Ipos d~ ood as. La f orma del ob jelo y   ficutivos de com prcsihilid ad , , 1 el 'Camhio requerido en la d ireccion del;' Considerese un per fil convencional como cl 3-9. Si csle' pcrfil lie :1flu jo delerminan el H po y la f uer ,za d e,~i  moslr ad ,o en la Lamina -: j-lil pflda foimada. ; ... ' . ':". encuenlra a un MACH de vuclo de 0,50 y COil; 2')

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siem pre, la suslenlaci6r i   8urge"~: .un peq ueno ~ngl1l0 de  .ntaque i>osilivo •. Iu ; d ~ pr esiones sohr e .~ma~lInn velocldad local Sabre In su per fl  l~le: d~ I~d islribuci6n 1I114l'su perf icie y ~sla' fuer za   perpen-:.· sera mayor  q ue   la veloeidad  de vuelo (uunqllC : d lcular ~ la d ireccion de lu cor ri  enle>   seguramenle un   poco menor que la:velocidlld  ~ nse Iilue •. <:;t~ql%y j~r, pom ponenle de la sus-' d el sonid o). SU po!:f :: que un uu< pf;.n ~o del i I le"tad6n~ e '(i d lJ'eccl6n pal'ulela a la'   MACH d e vuclo a 0,72 produce I~~'i?-rlnmcr n\ i cQr ri  ente d e !lir e . serl;\ "resislcncia. de- .:.   evidcncia de flujo sonico local".· Esta col1- i ! hid ; \ a'la sustentaci6u", . ',' _';.dici6n d e vuclo sera In maxima \'clocid ad de ! Como

3) .

L~xi v~elo su per sonico.' la resi!ltencia: ~,u~lo sin flu jo   sIlW·~so~~ico II se d cnomillu I ,con ~ustentacl6n nu1u d e un perfil   de·.··   numero   ~~ACH crlLlco " POI' 10 lanlo cl espe~or f inito, incluye una, "rcsislencia ... MACH crillco es cl Iinulc enlr e el vuelo, I   perfil   tcndr a.' sllbs6ni~oy lr an~6nico y constituyc una im- I de on   d e sobre la   resislencia de ondu ya que.;   con~pr eslhlhdad . ?n,con trado~ cn vuelo tran" de   la rela- .'. s61l1cQ, POl' def llllcl6n, 01 numero MACH,   cr:l· , esta vad a con el cuad ra  d o c!6n de 'espesor . :(Si ol cs pesor  es r edu- ':: lico cs '.'el nluner o MAC..JI de la cpr ricnte Ii brc clQQ ~ n un 60%. lar esislencia de onda: que prod ucc III primcra cvidcncia de flujo -'::TF!le f ~duce un   75%). Los bor des deata.,:'s?nico, local". En COllscclIcncia las o nda!>. Ius , 1 ..   qUfl q e   (ormus supcrsonicas ueben SOl:':, v,Jl.ll'UCIOUeS,la se par uci6n d e flujo, etc., asn-". In' onda'rer -;" cU\d a~ al "choq uc", ten~dlll lugar   pOl' cncimuii ugudos; d e 10 conlrario '" ,,',   Olada en 01 bor qe  de lltaque sera una ,:;101 1l11mero MACH cr itlco.., 11 .1 ,.   fucnte   ondl\ de <;:hoque dcslllCllUU.··.   A medidn q ue sc va sobrcjlusando el MACH i  i 4) Cuaodo ol flujo sohr e 01 per fi  l se ha ',:' ~rltico se cr ca un Area de fI  ujn SII per s6nico Y vucllQ s~per s6nico, cl cenlr o   ficr odina-.' se .fO:lllU ulln olld a normal declloque   que i i mico de    la supcrficie estura u!.Jicado' , dcllullla cl f 1ujo supcrsunico del suhsciniw i! a pr oxirqad amente en 01 50% d e la ,'. cn In p,ar lc posler ior del per fi  l. La ace!el'l\ci6n cuerda. ,Como es~o d ificr e de la u bica-.· del   fluJo, de suhsonicoa   super sonico. cs suave ,I, y. no Sf ; ve ncolTll'aiiada cl6n: par a el caso su bsonico (centr o:' pOl' ondas dc c hoque   ',' aerod ~n~mico en,el 25% d~ la cuer da);'~ ~~ lu su»crficio es lisa. y, la lrllllSic~6n gradual. I,  pueden :encontrarse cambios significa-: SIl~   embargo, In lr :llIS1CI6~1 del f luJo de su per  jJvos ~n'   In compensaci6n y esta bilid ad '.   s6nico a suhs6nico eslo sicm pr c aeompaii~da pOl'   ~na fl.f:lro~mamica8 d llrante el v uelo   tran.· ondn de choq uc y,cuand o no e~psLel t.   .Qnic~.l .... . ,:,;~ c.amhlo de d ir ecci61l de f lujo, la onda formada. . ; . \ " . '. ';;".e~ una onda normal de choque. . . . .. lI1.~-EFECr (J~ pE L4 ·CO NF  IGU ~AC iON.·;!;., ~necuerdese q ue uno de los pr in'cipales eree-' , , I

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111.2.t~VlJ~L()   TRANSONICO

de  choque consisle Y   SUj>ER.::··tos de la onda normal en que produce un grnnnumenlo en In pr er .• S O N  I CO. . \ "'   . , . ; \ \ , ..sion eslUlica d elras d e In onda. Si In ond a de o¥  jo!o, C.ualq u~er  en. vuclo suhIl6n~co, que choque cs potenle III Cll j>U limite p'led e ~lO tcngn •Ur 1\ li  C~4)c~or  .•it m. to· 0 q ue pr oduzCll •. •   pal'll sustener   suficienle cnergill cincticu como

l(Jn ~aCl6q., ~n~r a .ve!ocipades locales Hobne &a   contrar rclltal' ' <

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AER ODI NAMICA

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 pr esld n y se pr oducira In scparnci6n. A vclo~ 'cidll~es solo Icvcmcntc mnyores que el   nlHll0ro l\tACH crf tico, In ondn de choque formada no d, sufi<;ientcmente fuerlc como l>nr a cuu"--- ..,-- ~ :::; . c.

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'sar s~l)ar ncion 0 cambio notable alguno en los cocf icicntes de  f uerza   nerodin{lmiea. Sin em- ,  barg~; un aumenlo d e velocid ad ( por encimn del ~IACH crltico) suficientc como para f ormar ~na f ucrte onda  de choquc, pued e causar  ,:la S~I)araci6n d e   l a capa Ilmitey, producir cam bios repentinGs' en los coef icientes de

DEALTA   VELOCIDAD

'J cfed os tipicos los   siguientes:

en una

~ecci6n

I d el per fil son \ ;i !

1)

  2)

3):

Un llumenloen c) cocficienle d~ resisteneia d e la sccci6n par a un dndo coeficienle de sustentacion d e In k eccion. I ' Una rcdueci6n del coeficiente, de sustenlad6n d e la secci6n para uTi' anIi " gulo d e a~nq ue dado. ' . . G C moUn camblO en el cocf lclehte mento de ca beceo de la   sc~ci6rl. :'.

fuer:tri ae'rodi~amica. Tal'   lipo de f1ujo   sc   Normalr i1cnte se· us'a   como r eferencia un mue~~r a en In Lamina 3-9 (diagr ama de. flujo   snif ica del coeficienle de rcsisl~ncia cllfun=   0,77).   Notese que un mayor  mcre- ' cion del  n(lmero   MACI't, par a un coef icienle ' pllralM 0,82) .  d e suslenlaci6n menlo en el   numero MACH (hasla constanle' (grMicoi   de lu  pucci~ aumeritar  el ar ea supers6nica en la' Lamina 3-10). EI lllilnero MACH que   produce y formar t;u pe~ficie su per ior  un area nd icioun cam bia ubrupto en ei coef icien tede susnul a?;.J~U2fsu pers6nicoy una ~nd a bor mal, tentacion. se d enominll nume pq MACH ,"de ·d e choq ue en In su perficie infer ior.' , diver gcncia d e fuer zn y en hf "'i'rlay'or ia de los AMedida q ue In velocidad d e vuelo se apr operf iles sohr epasa comllllmente 31   MACH xilllA! u   In vclocidad  del soniclo,' se ngrand nn cr ltiCon en un 5 it 10%. Estn condicion lam0 Ins ~'r eas de flu jo supcr s6nicoy Ins ondus hien 5C Ilamn "diver gencia de resistencia" de d tbq ue se desplazan   hada el bor de  de fuga. "a'umenlo de rcsislenciu". La f~ pa limite pued e permanecer sepernd ~,   FENOME NOS DEL   VUELO TRANSONICO. o pu~d e volver n unirse, dcpend iendo sobre: Asocindos con el "aumento de resislencin" lod o; id e la f orma del per fil y cl al1gulo   desurgcn   vibr nciones, cambios de compcnsaci6h ataq ue. 'y   cstll bilid lld  y una d isminuci6n en In ef ed iCtihndo' la veiod da  d dc vuelo exced c In! vidad    de las superficies d e ,(wntrol., Las, 5Uvelotidnd  d el sonido 'se 'fonna In "ond a d e!' perfid cs COllvcncionllles de los nleronc:i,  pr oa"~   en cl bord e de atnque. Bale diagramn:   timones y elevnd orcs, 6ujelas a cslas vihrn~ d e f Ju jo t1pico se muestrn en In Lumlnn 3-9:   doncs d e nltn fr ccuenciu, puedcn "zumbar" e n   lOll I ' Y Ius en eL dihujo correspond iente a M= 1,05. mod ificncioncs que Be pr oduccn I momcnlos de chnr nelu pued cn producir fuerI! " Sii   la velocidnd  aumenla a un ,valor  su perzas d e control indescea blcs. Por  su puesto ' a6n iC b   aun mayor, todas las porciones   obli, nue si Ins vihr acioncs son   muy rigl1rosas y " i cuas'd e Ins oud as se inclinan mas pr onun pr olqngnd as pucd cn ocur rir dafios cstr ucluracind hmcntc y In por ci6n ."oormo.l·   de choq ue" Ics (si cstn cOl\d ici6n   esta   fucr a de 105 Ilmiles' (Ilep:arnd n) d c In   and a de prOll   5e acer ca nl de o per nci6n).  bor de de ataque. , L'CUlll1d o ocurrcll sepamciones de flujo en _ I E~ evid entc q ue   todos los componenles d el If" d d ..n a por OrnHlf    ;1U11ue on a e c I10q ue , hay avi6h Be yen ufeclad    os por  In compr esi bilidud una (\isminucion de suslcntnci6n una conside unn monera algo similar a'ln del perfil guienle r ed llcci6n d el "descen50 d e f lujo" a  basieo; par '   ello deben lenerse en cucnla In po pn   del "rea nfeclad a. Si las alas   experl.colu~   el fuseln je, In ca binn, etc. y el er edo' men tan "choques" en for nia d es pnr e jll. de  d e'inter fe  r encia entre las diverSI\5 su per fi  cies Jlido II d ifer encias d e f orma (lsi.ca 0 n   deslid el :llvion. 'zudns, se cr -ea un momenta de rolid o dirigido   hacin la -r ed ucci6n inicial, d e sustentncion i' DIVERGENCIA DE FUERZA. La sepnra'   que eontr illUir nll dificullar el conlrol ("cnld ns ,ciq n del f1ujo   prid ucidn por Ill. f ormaci6n de '.d e ala"). Si Ill. scpurncion   pOl' ood a de choquc '.QIHlh: d o choq uc pucde, crear var iacioncs sig- ! so produce slmetricnmcnlo cer en d o 11\'   rIlb: !
9

d c\"Jesccnso de flujo" en la cola horizon!al . pueden encontrarse a gr a n altura y   con baj~ y el   uvi6n;   presion dinamica, Cfcnnl upinomento de picada tienen escasa repcrcusio~1 Si estas condiciones Sinl ' , "hocicar4". ocurrcn en, en la operaci6n de aviones transonicos. up ala en f l echa,   cl centro de presion del ala embargo los mismos efedos de compresibm~ f  y con altai v-\lrla 'y ~slo conlribuyc al c ambio de c om-. dad, encontrados a baja allura  p~nsaciol1. 51 el "choque" se produce pr imero , ' presion dinamica, danlugar a grandes caHl~ en In r a!? 01 centro de presion se desplaza habios decompellsacion, fuerles   vihracionc~1 cia aln'ts· y unmenln el momenlo de picad u .. ' severns, etc. y quizas a restricciones para;   Si   el "choq ue" se produce pr imero en In pun' ·0 la de aid en centr d  d' I, ' vuclo transonico quc son dc princi pal   intere~i '.' 0 c pr eSl   n sc c:;p aza solo a baJ' u altura i! !  ! hacUI adelllntc; el momento d e ca breada rc- " . sultao:c,,,   ~umad o al cam~io en' el "des~e~so en II! colu, promueve In apanclon d e la "cnbezud " '!)"do que I Ill, ,I did' f'·   I"d <4 a mayor a c I1S 1 leu .3 e8 (lei vllelo" tr" .' 6 1·· h II d ie 11 . . "os n co. sc a U   llsocaaR  a Ilcpnraci6n d el f lu jo pmducida par    oodus de choquc, ~ualq uier medio que alivie 0  d emorc III scparaci6n m€:jorara las caracler lsticas U { co'nfiguracion ae;·odinnmic llS. d e un avian JluNIc utilizar superf icies delgadlls de bajo alllrgamicnto, con f1echa, para  d cmor ur  y redudr la I nagnitud de III d i  vergenda tr unde fuena. sqnica Ad cmas   puedcn aplicar sc otros mHod os para mejorar  Ins caractcristicf !s tran~6nicus. en 10 concernicnle u conlrol d~ copa limite, dispositivos   hiper sustentadores, generador es'de vortices, clc. POl' e jcmplo, I~ llplicad6n de los generadorcs de vor tices ~JUede prod 4cir  mayores velocidadcs locales !,ohre lasuperf icie yaumentllr asl In ener gla qe In   eapn limi te; 0 sea d netica q ue   haria faHa un ~f a~iCl:te de p resion mns pr onuncla~lll (mayor  pnau de ;choq uc) para   provoqu'

de f lu jo

Iq    liepar aclon

del f hq o.!

FENOl\IENOS Df!: VUELO SUPER SONICd .i

' ,.• Pese a que muchos de los cfeclos prOjHOS dcil! ;' vuelo supers6nico scrim prcscnf ad os en dc\n:~I·.i t·' I . " • II t . I en pos enores anutlSIS, puce en ao IClj1[\!~-i f" " I 1 'j   se muc, 10S cfedos genera es. La con l~tI.rn~16f li del aVlon d e be tencr . form~s aer.od Jnamlc~3; tales qu; ofrczclln haJa reslslenc!a. ~n. ~luJiol c?mpreslble. ?ener ah.llcntc, eslo eXlglra sC~l . clOnes con hUJa rclacion de espesor ,y borde~   de ataque agudos y formas dc fuselaJc d e al t p i . fincza, para rcducir  U   IIn mlnimo la rcsisteIi"i cia   pOI' onua supers6nica, Dc~ido al cor r~~   micnlo hacia alr ~1l del centro uerodinamic6) ~f  can In aparicion del flujo supers6nico, aumcl1lo resullanle en cstabilidad    longiludinrit   reqllcrir ll superficies de contro! efeciivus ~. potentcs que llscguren la contr olabilid ad adl1J f  I cuada para maniobrus' supcrsonicas. . Tumbien como eonsccllcncia del vuclo"'s ti~ . lJersonlco lu formncioll d e un dns de choq u'~ " sa bre el a'vion plIcde crear problcmas eSpCcil\J les lejos de Ius inmcdinciones del a vi611. Pcs~! i

. '.'; I.. " . , .' de un'dcl . ~n!! vez fl~ad a I~. conf igur aclOn llVlon tnm~6lHco. el plloto   deLe r es petar el   ef ec~o de! Angulo   de ataque y d e la altum. ' ',1 ',1 I, 1 d 1 f l " b 1   V e,IOCluUues Las . oca es e UJo, so r c cua a'l,II'lc,r e C· • 1 l.t I d   _'11, su p r   ICle,   aUll\en an con e ungu 0 e '.t d "qtle Por   10 lan'o I . I f l' ut " '.' • ~ a a plHIClvn e . UJO !,onico lo~al! y In consiguienle formaci6n d e Pilaus'   de cl'\oque pueden ocurrir a numeros. l\IACHd~ I~ corriente' librc U(1I1mcnores. EI·  piloto debe ~pr eciar esta red ucci6n d el MACH 1  de f uerza, qivergencia cuand o aumenta el, c pcf iciente de  sustentacion', y.ll.que las mania br as a'altus velocidades pued en   producir' efectos d~ c;om presi bilid ad q ue son a jenos a" 19 5 vuelo$ aceler ad os. . EI eredo 'de X a   alLura es im porttlnte. pues !~mugnitud  d e·cualq uier var iacion de fuerza' < ; >   momento'id e bid a a la comprcsi bilidad. de-',    pcndede'!a  'presion ~inamica de 'Ia corriente   ~~. aice,   f.o~ efectos de compreeibilidad que   <.!

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a que las onoas dc c hoque, a gr u  n dlstuncl~l avi6n,   pueden scr haslant·c debiles, las: olldas de presion puedcn ser de suficiente!:' ,. , :  ,i..i·\ magllllud  como para ere.lr UlHl pcrlur hac,o;.; . "t " 1 . t ' d'll . 0 . I ·c t au I) e. sea que os cs UIl1Jl! as SuOiCOS, I . . . , son una slInplc consccucncwde los vuelos!: 0 . . .  ! ' I l' supers mcas. , Las pluntas de poder para ~lIclo,s ~upers~-i I1lCOSdeben entre~ar un cmpulc relahvame~-r  te elevado  . Tamillen en m uchos casos ser{l; nccesario munir   a las plantas de podcr qu'~ d ,' 1 ' aspirun nire de coufigurnei{JIl   es pecial tom as de aire que reduzcilIl la velocidad  d~~ fiujo a un v alor   .suhsonico antes d e que 1l~1 gue a la cara del campresar  a a la camara 4~ combustion. El calor aerodi~amico provocadA por el vuelo supers6nico pueae cr ear'   temp~l" raturas cr Hicas tanloen las tomas de ni~e.. de las tur binns   como en la estr uctura d 11 I' avi6n. I

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AEROmNAMICA

; Las variacioncs de densidad en el flujo de aire pueden ser observadas medillnle cierlas tecnicas 6plieas. Las fotograf ins de Schlieren , y   las fotografias de somora pucdcn def inir Illos diversos diagl:amas de ondas y los efeetos Iq ue producen el flujo de aire. Las fotograflas d e Schlieren presentadas en In Lamina 3-11 ,d efinen las condiciones de f1ujo de un nvioll' vuelo transonico. I

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: I  I  I .2.2-CONFIGURACIONES !Y SUPERSONICAS 

TRANSONICAS 

  Lus config~r aciones diseiiad~s para, vuel.os ~e alta velocldad presentan dlferenclUs slg, ' !nificativus y plantn nlar cuando Cll sti forma compara con los avioncs disciiados · 1 ,!~e las I!para   vuelos de ba ja velocid ad. estas diferenI'lcias se exliend en 1\,Ia seleccion de perfiles ,~ II '

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",uela   t;ansonico

DI~ ALTA 'vELOCIDAb

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las cur ucler istica~ de i compresil.>ilidad. Eslo dislrihuini la preSion y   la vclocidnd en forma   mas pnreja a 10   largo ~de la cuerdti y producirft.     un pico de velocldad mas hujo para cl mislI10 coeficicnld  de Juslenlnci6n. AforlJnudamente, lu formh del[ perfil que llrovoca l1n def inido f1u jo lanlinur  y una hr i ja rcsisienciu (del perfil 0 de forma) a hajus vclocid:idcs de vuelo subsonico, pro\'ce lunihicn una disI para lribucion de presiond convcnienlc ct 'vuclo de alta velocidnd. La Lamina 3-12 iltisde rresiollcs y la variaci6n '  'tra la distribucion 'del MACH crHico' con: el coeficienlc de   SllSn perfil lentacion para U com'enciohal de bajli velocidad y para unn secci6n de aHa velocidnd. Para que un pci"fil l~nga un clc\'ndo MACH :cr ltico con un valor iJajo de c ocficiente de sustentaci6n, la secci<'>~ debe tener:' , ": :,a)

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  Es ohvio que los de mnxill~o es!)esor  d cbccs ar  atr as de <'>' d It I para suilvizar  In distribuCi6n, i per  1 cs para vue os   SU)S IllCOS e nave l)r esl'olle~'.: " 0tener un elevado MACH crltico, -, !  :cid nd    deben   el Ilmite inr e" b) - Poca con~l)lld Jr a. La linea de eombaIl ya que el MACH critico define 'Ir ior para la formacion de ondas de choque dura med ia debe cstar conformada para la consiguienle divcrgencia de fuerza. para ayullar  reducir los picos loca; ,Otra complication que se prescntn en In les de velocidnd.    selecci6n de perf iles, en esta gama de vclo  Ademns, cuahto mAyor sea el   cocficiente 'cidades. es que el perfil debe tener till   maxide sustentacion;:   reql~<:ri~o, men()r seni ,el Imo coeficiente de s ustentaci6n y suficiente MACH   crHico y cl per fi  l necesitar a lhas comies pesor  como para permitir la aplicncioll dc   hadura. Si se pr 6vc ci vucio su pctsonico. hi ;d is posilivos hiper sustcnlndores. De 10 contra- r uzon dc cs pesol'Y clrndio dcl   borde de alasera    nccesnrio disI;0ner de un area alar  I~ reClue dcben ser !)ccjuellos lIar a 'r cducir i ir io I  !cxcesiva para obtcner suficiente maniobrabi' ' I :lidad y velocidades razonablcs d e
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I!,r n evidencia de f1ujo' sonieo local". Por 10 cia de o/Hla cs cl imic b fad or CJuc difercincia ,lltanto, la forma y e l c oeficiente d e stlslenluIus clos secciolles del Jlcrfil.   notcsc los fudo  ' I !cion del perfil (que determinlln la clislri bur es d e configlll'Uci611 que   afeclun it III   ~esis, !cion de presiones   y velocidades) lendran un ,tenciu de onda. P~ir:lla misn1a relaci6n de ! :nrofundo ef ccto· sobic el MACII critico. l ..a5 cspcs('5[-, cl   perfil de   ntco circular lendra un ,; f or mas conv.encionales de, perf iles de baja mayor {lJ1gll]o de  cuna (f or madd , enh:e la :velocid ad  tend nin car aeterislicas relalivamcn-, supcr ficie superior y la inferior) e n   el borde , ,te po bres en cuanlo a com presibilidnd. de bido   , ,d e ataque. Para el mismo MACH de, vuelo. el I'a las altas velocidacles locales pr6ximas nl mayor 6ngulo en el horde de ataq ue   formnr6. ", borde de ataque. Estas velocidndes locales en In nariz una 6ndn ide choque rh6.s r ued e  ;50n inevilables sitanto el espesor maximo Y causara un mayor cambio, de pr eJi6h en ~l  ;como In com bndura mnximaestlm f rancnmcnper fi  l d el ar eo   circulnt. \ te ad clantad os. Si   se desplnzQ hacia atrns la   Estos   mismos'   prillcipios son kpli-ehbles i ~bicaci6n de 08t08 p untas pucden me jorarsc cuand o se investigu~l HecLo del espesor 

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d c'I per fi  l. N61csc que   lo~ coeficienLes de r e'angulo de f1echa   puede enconlr arse enl jl sj~lcnda dC:.~ionda, para am bos per fi  les, Lilllliga 3-14.   En el ala en f1echa moslr ad d.  ' varian con e l! .i !. cuadrado de la relaciall de  la v'~ocidad en la corriente librc hu si~l~: cSllcsor; 0 sea'~lue si se d uplicar a la r nzon de d cscof}JpuesLa en dos compollenles: la PCI;cs j)csor ; el coeficicnLe de r esislencia de ond a   pcnd icular  al bord c de ataq~~. y Iq paralcla sc'r ln cuatr o .veces Illayor . Si sc aumentnra La componcnlc de velocid ad  per  pendicuJa:r  I 'I el: eSJ>esor , el f1u jo d e air e en el borde de nl borde alaq ue es mellor que la velocid ;,U lil~que   ~xper imenlad un mayor  camhio de de la cor ri  enlc li brc (multiplicada pOl' :e t ':  : 1 ' .direccion y se forman'l una   onda de choque' coseno del (lIlgulo de flecha) y   es esta coiI~mQs'   fuer te. Esln' pod erosa var iacion de la ponenle de  la   velocid ad la q ue determina ,lit qe onda, en Cuncion de la relacian   resislencia 1l1agnilud de la dislri  bucion de presiones. !i ·1 ' de espesor, haee necesllrio el uso de   perfiles' La componenle de velocid aq  paralela · !U~ydelgados con hor de  s de ataque   afilad os borde de  alaque pued e imaginarse conw y para el vuelo su per sonico. Ad emas dc be   tencr movicndose pOl' sobre secciones conslanlcs: I .. - . ·se 'en cl.len~a que la/) secCiones dclgadas soh' . pOl' clio no afecta la disLr ibucion de presionc;s d el ala en f1echa. POI' 10 tanlo: la an~ulaci9n · m As aptas }lara cm plear ba jos lliargamientos. y 'af inmpientos pro p.unciad os como   medios' de una su per fi  cie prod uce un ef eclo benefi pp  para o blener estruclurHS livianas y preservar ell el vuelo de alla velocidad,     dado q ue Pqr :~ la resi*itencia y la   risid ez~ mile alc-anzar velocidndes mayores anles q ue

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Ei pab\m~lro l'  M' - 1  aparece en   el denola componcnle per  pcndicular  de la veJoei(Jf t~ minad or : d ~ lod as las cq !aciolles d e loscoe-, pr ouuzca cond iciones crilicas   so bre el ficientcs acr od inamicos c indica una reducEsla es   una de Ins venlajas mils imJlorlan~c;s cion de·'   lodos eslos coef ieicnles CUHlldo all-ge la   Clecha, ya qUB   aUl11cnta el MACH cr ilit9' ,menta el numero MACH. Esto   significa en el MACH <.Iedivergcncia d e   fucrzn y cl 1'\'[ AqI es~ncia que cualquier  supcr fi  cie   aerod ina. III eunl se produce el pi CD d e resistcllcia. E:n ,nien se tor na menos sensitiva n las var iaDlras palabras: lu flcchn   demora la ll par ici6:n i  ! dqnes de n ngulo de alaq ue a altos numeros de lOB efedos de compresibilidad. d ~MACt!. La disminucion de ia Generalmenle cl efeclo de la f lccha se ve!r 'id e pendiente cur ya Q e   8uslenlacion con el numer oMACH, . fica tanlo en In f1echn hacia utrns' c'On)o liene Lrcmend as iml)licaciones ell in eslallilihada ad elallLe. Pesc·   a que la f lccha had n d e avioncs de aHa velocidad . adelanle ha sid o usada en algunas ocasion·c's. da Q y conlr ol La cola vertical   se vuclve menos scnsiliva . in eslahilid ad aeroelt'lslicH de dicha ala.)iu a ;108 angulos d e deslizud a y la eslaUilid ad    cread o problemas lales que ha'   scnalado: i  a direccio~al del   avion empeor a a medidu que In flcchu hacia alros   como In mas pn'lctica aumenLa ef   numer o MACH. La cola \lOr izonpara usos corr ientes. del·.avio~ ex perimenta,los mismos dee,los   . '0 I I·' Ademas d e demor ar  III   apanci n (e "os 1 I uencrulcs a. y apor ia. menor    amortiguacion . cfed os de cOnI prcsihi!idad. la f1C'cha r e c t i! . c , e ,Ias ()sc~laciones 100lgilud i nales d e ca becco. 'l.~ I fl· d en s~r. t an s \'(1 las vnr iaciones par com pr~on l' f l'en ll'vo s . la mu~nitlldde J:OS o~ c ec os pue \ ., sibilidad ell los coeficien les d e f uefzu. Co~o . n altos numero de  MACH. que el avion puede I  ' I r~querir una estal.lillzaci6,n lolalmenle artifila cOJTIponenle dc vclocidnd perpendicldaf ll' de ataque es Illellor que In vclocidad  Ic(e '   borde cinl. IJ I In corrienle lihre, lnmhicn sl! ve rcd ucida, a :,EFECTOS DE LA P~ANTA ALAn-:- EI magnilud d e lod~s las fucr~a   de presion sO~f e q  js(f fio Q~ su per ficies de  I alta velocidad haec .. el ala (en fllllCl<'lll n proxlIllada del COS[!iO · q ~e, aq cmas qe los! per (i1es, se d e ban tener  .cuadrado del :'ingulo d e flecha). Dado que la en cuenta otros factores;   Tales son elafinadivergencia de fuerza por compresi bilid ad fe miento, ~I ~largamid ,nto Y,'la flecha, q ue puedebe a los cambios en la distr    i buci6n de 1>'f-  . . Ia p,l~' I •• J. SObr e Ias Qen pf oducir efeclos   Sig~li f ·icabvos SlOne!!. e 1uso dea·1 C I  ec I" la suaVIZllru car aclerl&licas ~cr odina~icas en vuelo de alta vergencia de fuerza. Esle cfeclo sc ve   i1ustr n veIocidad . EI angulo dc' f l echa prod uce un do en el grMico de la Llllnina .3,.14, q ue mu~:s-. ,:efeclo singular en las c~r aeter 1sticas de alta trn Ia variacion   ti pica d el. coeficicnte Id e M A HH y~loci.dad de unn s~ per ficie y se basa e p un resistcncia en fund on del numero .   conee pto fund amental de la uercd inamic~. Un para dislintos {mgulos de f1echa. EI ala ree,la   metodo groserodci visualizur eI ef eelo del mostr adu inicia el fiumenlo de resisten'C;ill.

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AERODINAMICA

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1) 1 1 '. iL U .   f1ccha   dcnwr<1 105   cfectos dc compTe. 'sihilidncl. g\   MACH cr l lico y el MACH ' t ., :dc divergcl1cin de   fUCI'ZR    :\ul11cl1la, plies de velocidnd que afcela I Ir a componen'te I!a   In dislrilJuci6n de prcsioncs es menor   ,i t  i :que In ve)ocid ild de In corrienle lihre. ! :Tambienel pica d.el aumenlo,   de resisI  'tencia se ve demorado hasta una velomayor ,   (ninoxima j lciclad slipers6nica I  ;dam~nte la velocidad que produce ,Jf l ujo sonico perpendicular al borde de I , '. . 1 !rttaqtic). 5i se aplican distintas f1echaa I!a   alas de ulargamiento moderndo pro1 : 1 !duciran, ~n vuelo transonico, los efee,i' 111~;.d~~o;nmadOS   anotados en In Tahla 2)

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f1echa reduce el cambio en el coe, I  i f ieiente de fuerza nerodinamica debido 'I ia'   compr c sibilidad. Cualquier cnmbio I i ien . los ~oef icientes de sustentaci6n, I ! resIstcnclU 0   momento, se vera redu! icido por el uso de In f1echa. 5i se Rpli  a aills !  !can difer cntcs nngulos de f1echa ide moderad o alargamienlo producir arl. ~en vuclo tr ans6nico.' 105 credos   apro~  j xim ad os   an?lnd os en In Tabla 3-4. Estus vchtnjas cn In reduccion de resislencia yi  prcservacior ics del maximo eoeficicnlc lr nns6nico de sustcntacion estim ilustradua en la;Lnmina 3-14 .. Po t! 10 tanto, ei   \ISO   d e In f1echa en un avion' tr llnsonico reducirn y   demorara el :lllmen  t o;   de reslstcncia y t>reservara In maniohruhiiidad del   avion en vuelo translSnico. Doha ;notarse que   una fl echa pequenn produI' '" cc'muy   pOCO   beneficio. 5i se debe usar flcchn, , por  10 ;menos cle be ser  309   a 35· para produelr  algun: efedo signif icativo. N6tese tambicll en 1'1 UiInina 3-14 epic   In cnntidnd de flechn requcr lda para d emorar  01 (mmento de rcaistencin 'en vuclo supers6nico es m~y grande (por  :cjemplo. se r equicren mas de 609 n MACI-I'=   2,0). com pnrnndo Ins curvos do rc  Ilialcnc.iu u n ltol'l nt'lmCr Oft MACH so n pr cclnril leneee-ita que una flechn extl,'omadamentc . . . -

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n M  0.70,   alcnn'za un pico ccrca de 1\1 1,0 Y lucgo desciende en forma continuad~. Notese gila el uso del angulo de flecha   demora el au'mento de resistencia hasta un nUl11ero MACH. mayor y   red'uce   la magnitud dedicho aume'~to. Dc! hcucrdo con el analisis presedcnte. In f1ech~; presenta ias siguicntcs ventajas prin- , cipnl~s :

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alln (y p06iblemellte poco pralicR) demorarcl llumento de resistlmcia y ~uc la r esistellcia mas haja se obtiene   con (mgulo de f lecha   cero. Por  10 tanto In plnnta Ide un Q ala disenada para operar continuamente altos numeros MACH, tendera a ser mUJi d el~ gada, con bajo alar gamiento y   sin flccha. La conclucion inmediuta es que In f1echa.   es ur1 elemento de gran aplicacion en el r~simeri de vuelo lrans6nico. , Dentro d e Ins vcntnjas menorcs de lu f1echa • cabe mcncionar  la~ sif 511icnlcs: I

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1) '. Para un nlargn.miento dado, In   pendicntc de la cur va   de sustcntacion del ala 5e reduce. Esto es i1u5trado por  comparacion d e Ir is ctir vas de 5ustentncion de In Lamina 3-15 para el ala , r ecta   y en f1echa. Cualquier red~cci6n d e::1   pe?di~,:te de I~~f ,){a. 'de !susterltoclon sIgnIfIcR que el ala es'   menos sensihle a los cambios de angllio de atnq ue.   Este es tin efedo benefico solo , pland(; se trata de rMrigris y   turbulen'cia. Dado que el ala en flecha tiene una curva de s tlstentuci6n con menor   pend iente, ser a menos sensihle 'a rMa!ias y suf r ira rnenos el " bam boleo" de bido a Ius mismus, para un alar gamicnto y una cargll   &Iar   determiryados. Esle fenomeno es d e particlilar impor tuncia en U fl'IC 110S aviones euyo disefiose \Ie muy nf ecludo   por el espectro do ear gas por rMuga ( por ejemplo trans po d es,   corgueros' y   patrulleros). 2)

La ;'divcrgcncia" de una super f icie eS un problema neroel:btico que puede }lrcscntul'se n altas prc'siones dinnmi .•. cns. La f1exilSn y la lorsion comhinadaS acluul1 juulo II Ius fuerzlls aerodinl\" micas y pucuen prod ucir una'   fnHa rcpentinll d e la r slruclura a alta:\ velocidndes'f La f1cchll hacia adelante n~rava esla'   siluacion pues "ndelanta" el ilIa   de In cor ri  ente de uire y hace que In divergcllcin sc pr oduzca :i   menor  velocidad. En cambio,la flechahacia air l'ls. que cs l a mususndn, tiende a estabilizar In supcrficie pOl' "a.rrastrc" y ticnde n umnentar  'lll,velocidnd dc diver gencin. Por esta tendencia, In f1echn hncia ntrQ6 }Jucdc scr ,   convenientc

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3)

La f leeha eontrihuye liger amente a la esta bilidad direccional   estatica (0 "ef eclo ,veleta") del avion. Este   fenon1eno puede aprcciarse o bser vando la L-9.Il1ina 3-15, que   llluestra ~I ala en 'flecha en'   uI?a guifiada Q des!izad a. EI ul~del lado del viento prescntu menos "flechn y un ligero aUlUcnto de resis'tenciu; el a la opllesta presenta mas flecha y menos rcsislencin. Como efecto r ~sultante de estos caml.>ios d e fuerza, se pr od uce un-momento d e guiiiada que tiend e a lIevarla nariz nuevumente )lacia el   vienlo relativo. Este a por te de esta bilidad direccional   es nor malme~te   pequf 1iio y   de impor lancia en avioncs'sin cola 4nieamente.

d el control lateral y till cor rimiento ~'cl centro de presion hacia adelante q oc  pod rl  a contribuir a crear   un mome~to 0   "aflo jade cubread a ("cabezad u" mien to de In oposicion del baston'p. EI afinamienlo Hcne 'su . pr opio ef cc,lo (prod ucir altos cocficicnles locales, ~c . sust~ntacion hacia la   punta de ala) que es muy silllilnr a uno de los crectos'd e la flecha. Todas las sccciones exteriores del ala se veil efecladas por'd    lIscenso de flujo d e Ins secciones interiores que las preced efl.; la   dislr i~ucion de suslentacion producid a por  i la f1echa   sola resuI"ta similar  a la d el grjln af inamiento. ; ; Otro efeclo ad icional es la lender icia a desar r ollar un fuer te flu jo'
4)

Ln f1echa4porta   eslabilidad lateral ,de la";f ~~~lIl forma     que el diedro. Cuando' Un' avi6n   c on ala en f lecha es "colocnd o endeslizada, el ala dcl lado ,d~I" viento ~x per iJl1ellla un aumcntQ ,d~ sustentacion ya que  In f !echa es 'rilenor, el   ala opuesta produce menor  ';sUl jlentacion '. pues la f leclui es mayor. Como sc ll1uestr a ell la Lamina 3-15, , el; ~vl6n con. ah\ en f fecha, en una ,d eslizad a. experimenla cam bios de , sus~enlacion : y u~ momen lo r esul tun tc  pc ~olid o que lierd e a nd ri  zurlo. Esle uporte d e   c~lu bilidad  later aL dCJlendo ' "q e In cnntid ad  de f lecha y d e! coefi(jie~te d e ~~1'tcnl~ci6n del ala. ,Un ala . qUt} posen gr an flccha y o per e a eleva. dos coeficientes de sustentacion nor' p1almcnte ex per imenlara tal· exceso de ~sta bilid ad  laler al q ue la conlr olu" . b jli pad pueq e !legar a conver tir se cn . :' un ,v~r da  d erp problema. I

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nla, uchid o ala:; grand    c!! cargus d e torsion y a la tendcncia d e los esf uer  j zos d~ Oexion aCOl1centr al'se sobr e el d  €f  fuga. T~mbien se 1l1ueslr a en .!   hord e la Lamina 3-17 la inf lucncia que   Hene .. la d ef lexi6n del ala en   in distr ibucion de s!l~te;ltaci6n ~ 10 Ilugo de la envergadura. La f lexion d el ala produce una r otaci6n d e !~ punta que Bend e a "descar gnr " la punta y mover el centro 0 sea que de pr esion hacia adelnntc. el mi~mo cfeclo (fue Hende a aHviar la d ~vel'gencia )luede af eclar  en. f orma I   inde~eable l;l esla bilidud longiludinal.

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II~FECTOSi\ pEL ALAHGAMIENTO Y DE LA FORM A De   LA PUNTA DE ALA. Ade· m us" de'la iiecha. otras pr opied ades de Ia · pl;l~t~a.lar(tales como:alar gamiento y f or ma · de la   punta·   de ala)·   pueden· prod ucir  ef eetos sign jficaLivos en las cHr aclerlslicas aer od inamiens a llitas velocid ades. EI alurgamiento· no' produc~ ninglin ef eclo par ticular soor e el MACH cd Uco cuando se - tr ala d e alar ga.mientos   e1cvi\dos 0 moder ados: de be ser menor d~· ~. 6·5   para producir un   cambio eviden~e~ p. el MACH   critico; Este decto se muestra, para. un per fi  l simeLr ico lipico d e {)% 'de es pesof, en el grMico de la LAmina 3-18. NOtese que s~ reql1ieren alargamienlos . muy ba jos par I} provocar un aumento sig-· nif icalivo Los   alarga~J MACI~ cr ltico. ,mieiltos muy bnjos cr ean un f lujo exlr emaday   llumenlan pOl' consimel"\te tf~dimef lcion~1 guiente 1I~v,,::lo,ddad d e In corrienle !ibre   necesar ia par a   produdr  flu jo sonico local. En r eaUdad 105·   ~largamientos extremadamellte hajos •. r eq l.l~'rid os para'  pr oqucir  un elcvado MACH ~riticp. no son   njuy pr aclicos: Gener alm~tlte I,lj.s ycnta jaSl d el bajo alargamiento de-   ben com binar~e con la f1echa y con secciones de Illla vc::locid ad. . ~I ala rll91~ngular   «;Iclgad a hace r esaHur . eq' flujo   sup~rs6nico, 'vados hechos im por 3-18, hl.I~les.   Con10 !Ie muestr a en l a Lamina en Ins puntnsi d el ala r ectangular  se f or man "cq nos d e MA~H" q ue .afectan la d islr ibuci6n de presionel! ~n el are~ inter ior  al cono. El vOr ticc se de$ar ro   lla dentro  de! co no de In  pUl}ta. d e bid o  la d ife~enci~ d e presion, y In , , pr esion pr om«;dip resullantc d enlro del   co"o lq  mit,ad  de Ill. presiOn , ell apr oximJld fF   uente cxh'ltentc en. la .zona com prend i.d a entre loa COIlOS. EI Cluj? lridimenci0D:ul se vc enlonces confinado de 1 < ;1 8 , conos d e punta d e

 

 

 

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ala, llIicnlras que   cl area cxistenle entr e IDS conos es afeclad n pon un flujo   bidimensional puro . Es impol'tante notal' que e l f lujo lrid imcncional del ala r ectangular en vuelo su pers6nico dinere   enormcmente del flujo tr id imensional del  vuelo sUbsonico. VIi ala d e alargamienlo finito   experimenla en vuelo su bs6nico,   un flujo tr id imensional q ue inc!uye v6r-  . lices de puntn de nla, descenso de flu    jo detras del ala.   ascenso de flujo d el ante   del ala; y \'clocidades inducidus locales a 10 largo de . la envergadura. Recuer dese que las.   velociclades inducidas locales a 10 largo 'de In enver gl'!dur a inclinanla suslent~cion de la secci6n ·hacitl, popa.   respecto de la c orr  iehle Ji br e• ;Y :: pro~p,f an "r esislencia inducid a".   Eslas car q~~~ ter ls1'icasd el f lu jo no se mantienen en f lu jo supers6nico. EI diagr am a de   flujo der ala 3-18,·   mueslruC)ue rectangular , en In Lamina .el f111jO trid imensional esla   circllnscripto a la Jlunta y que en la zona compr end ida entre los conos solo exisle flujo bidimensional pur o. Si las )lulltas d el ala fueran sesgadns (u bicadas fuera de los conos de punta d e ala), tod o el flujo del   ala poseer ia caracler islicas bid  i(0 d e secci6n mensionales alar). 0 sea que. en el ala en f 1u jo·   super sonico, no existe ascenso de f1ujo delanle del ala, los efedos lridimensiollales se venconfinados . '. \1' dentro de los COIIOS d e   punta d
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  SUPERFICIES DE CONTROL. EI ide las supc~ficies de control para'vuclo is6nico y supcr s6nico involucra muchns  j'sidernciones   i mportanles. Este hecho ~cllentrn iluslrndo por los diagramas   ide'   f1ujo lrans6nico   y   sllpcr s6nicos )Lamina 3-1\J. '

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diseiio   tranconse enli picos de In

Las superf icies d e conlrol de borde de  fuga : pueden ver se afeetndas en f orma lldvcrsa   i por Ins ond as de choquc q ue se forman   dcs: pues del MACI-{  critico. Si cl f 1u jo es   separnd o : por In ondu  de choque, se pr od uce unn vi bra:ci6nd e las super ficies de contr ol q ue pued e iser    riiJiy pc'r  jud icial.   Ademf ls de las   vibr ri  ,t: ;dones de In superficie, el cambio ver ificad ~ len   l a dislribuci6n de presiones (dcbido  a fa  sc paraci6n) de la onu a de  y In ti bicaci6n :choque pued en crear cnormes varincioncs cn ; 10s i'momentos de chnrneln," de las superfi, des de control. Semejnntes modificaciQnes de ; 105   niomentosd e charnela crean fuerzus muy 'ind escahles sabre los controles e imponen In : nccesidad  d e usnI' sislemas de control "irr c::vcr si bles". Tal sistema' de control em plea 1'0: d erosos mecanismos hid raulicos 0 clcclr icos bnjo conlrol del !  para mover Ius su pcrf icies : piloto y en f or ma lal q ue Ins car gus d esarr o: llad as sobr e las super fi  cies de c ontrol no , ! pued en ser  tr ansmilid as al piloto. Las fuer zas i de con lrol se ndecunn median te resortcs Cllr igados, res'or    tes de "pr esion dinumicn", coI1'trapesos. clc. ,El vuelo lrans6nico   y supersonico j)ucd e :causar una notable rcduccion en In cfectivi!dad de Ins superf icies de conlrol d e   borde 'de   fuga. La' def lexi6n d e Ins   super fi  cies d e [control d~  bor d e d e f uga. a ba jas velocidades ~subs6nicas j altera In. d istribuci6n d e presioncs

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!cuand o cl flu jo lilirc sea super sonico; In d isitr ibuci6n d e prcsiones se nseme ja mucho a d istribuci6n su bs6nica de d icha ala. Ad c1 1 a I la f orma del   bor de de ntaque   y la  j  cuando Icombadura. pued en, rc~ucirse a un minima i las componentes d e   In alta   secci6n del hord e ! de alnque (que eslan inclinnd as en la d i  rec!ci6n de la resistencia)   y se reducir    a as! In debid a a la sustentaci6n. Si el i r esislencia !  borde de ataq ue esta delante d el conn de i MACH, el aire q u e f1uye sobre esta area coIrresponded £II tepo de flujo bidimensional y prodi.lcira una presi6n consi supers6nico compr endi-' I  tante en In parle de Ia superficie i da entre el borde de alaque y el con'o d e

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lanlo ell la parle fija   como en ia pllrlC lIio\'il de In superficie.: Estci se verif icu hasla Lul extremo; que 19 d e d ~f)exi6n de  tin elev~dor  d e 40  %   de cuerda prod uce lln cambia de ~ suslenlaci6n casi equivalente al que' se' i liene vnr inn?o ?cl ~slrihiliiu( l,Q ~ la hlc~dencia dor . Pero Sl cXIsle f1uJo 5uper s6mco en la) superficie, 10 dellexion d e In superficie de ( control de borde·   de f uga no nfecla la distti- ?  buci6n de presipnes: del {Irea suj)cr 1j6nica·· anter ior  il ella. Est!? cs espedaln1cnle Cierlo i en vuelo super s611ico de    alla velocidad, donde ; existe flujo super s6niCo sohre todn 10 cuerda: ., la modificaci6rtde de pr eIh distr ibuci6n siones se ve lil11\tad o' al arca.   que ocupnla su per fi  cie de contr ol. 'Esta'reducci6n de efcclividad en Ius stlJ\erfi~ies de conlr ol d~ borde· de f usa a velocid ad es lruns6nicas y' sup~rs6nicns. hnce l1eCesari~1 In ulilizad 6n d e· Uhl\ , super J.icie de contr ol; totalmente mavil a I n cola hor izonlal es 10' mas usual, ya que el uumenlo de eslahilid Acl longHudii1al que se I ndq uier c en vue!o supcrs6niciJ requierc Ull i)ar a aHo grad o de ef¢etividad de controle's  poder  logr ar  la ncces~ria conlrolabifidad  lllnuioorns su pers6nictls. "

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La 10m a d e lle proveer  la mayor  ef i- i i ciencia obteni ble. La r elaci6n cntre la : 1 y In pr esion  pr esi6n lolal de enlrad    a tolal de la   corrienle de  air e oS una r i medid a aprol'liada de esla cf icicncia. :1

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Si   In corr iente su per ~6nica   p~ed e ser  abso~~ \ ~id~ tar  pbien enlr arnn formaciones d e choq ue, I, \'   p~ro'   ~sb'e~lH~nd o gr aduulmente el cond uclo ! 2) La loma dehe salisfacer  las   demand as  i s~ r cd uy,ip\la velocidad hasln un valor a penas de caud  a l d~ la   planta d  e pod  e r  . EI! . I s6nieo. La posterior  expansion puede produ  nujo obsorbldo por la t oma dc be ser  i I / c~r ~nt~:mce~,:la onda por Jl1al'   que red uce la el adecuado para la o peraci6n dell! II un v~lociq ~,i:l q~ la cor rieqte r egimen submotor  . .. son jco.(Las ~xpansiones que siguen conti, :i) La   oJlcr acion de    la loma, en condiciones! j , 11uf \n desae~IQr and o If ! masa aifc. que  j:   nlcllnza as"   yelocld?de~ suus6nicas nuq  medlferen~es de las de ?iseiio, no dehe 'J ' nores). Este es el' h po de loma "convergcnle cousar .   una pcrdida signif icutivn de i  i 0 una ) d ivergente": d ~ la Lamina 3~20. Si la can tr aceficiencia resislencia excesiva.! I La o peraci6n d e la lama d e be ser  d e II c jon i?icia1e,s ~emasi~d o e~ager ad a   respeclo y no d e be\~ducir , j , d el numer q  :~.'A.~~d e enlrada, In' ood u d e curacter csluhle I I y se movera hncia ,\chotll:!eJio 1iera ahsor Lid n condiciones d e ~'zum bido" (oscilaci6n I  , i llf uera' (f re  n.te a la loma). Esta u bicuci6n de   los puntos. de choque susceptible i: I 1/\ ,q nd a'   n'ormal p;od~lcir a' flu ja su bsonico de apar ecel' cUl\ndo sc o pera fuera d e!: " en la entr ad a' d e la, lorna. Como hi. cor ri  entc iI I as cond iciones de diseiio). c~. br uscamen~~ conv~rlid a' en su bs6nica u CU:llIllo se train d e cliseiia~ una toma ef i-!! " II trayes de un .Cuer te lf hqq4e nor mal, ha br a I y esla ble,   pued e . l1egar    a comprome-I cicilte , . I' ~!1~'gr~ d e cnergla de la cor rienle !) per di  q u ler se In performance d el avi6n'   e n las con-! I de aire.' "" ' ':, diciones par a las que fue' d iscnad a la to'ma. I "Otra forma d e d if usor  6mplea una ond a Por ella, las consid cr a blcs var iaciones, d ell: J d e 'Ch.oQU8 o blicua extcrna . que f re  na la coI ! flujo de  entr ad a pued en rec juer  jr su perf icies r ri  ente ,~u p~f sonica ~n~cs q  pc liege a la' ond a , d e   earncter islicas es peciales en la toma. 0 un I j J1ormal. Id~alrnente, I~ eor ~iente stl pers6nica dlscfio d e eslo. euyn geometria sea totallllcn-! I 1 1   traves PQdria ser {rennda gradu~lmenle . tevar inule. •. ! I de: mla ' ~er ie de ond as d ~ chl:)(IUe oblicua Ii f f i\.!Y debil~s, hasta una velocidad 'ligen pnenCONFIGURA ClONES SUPE~SONICAS. l~all! Ii'  le ~6nica. De' esta   maper a.el choque nor mal  propiedndes generales mas f re  cucn tell cn J  I lj j \ q u~ convierte ,el f lujo 'en suhs6nico Bern !Jasconfiguracl6n 8U pCI'R6nica 80n Ias slguicntcA,:I./ ' tant~   debil. 1'.8 1 com pinaci6n d e ondas, 10 tel~~ l)~'J'E1 ala   sera de  'baja nlllrgnmienlo. mas n4hil~s  'posibles,~ pr o~tlcir la la menor' d ra u n   afinamiento notahle v Ul\ an''':' I i¥t y  )a mayor ncr dida d e energia recurernc!on   gulo   f1ccha depellde~a de In: I i pc:   presi6n. +.a eficiencia de los cHstintos (-(l\ma d e   vclocid :\llcs, d e diseno. Ln~! H pps d e dif t jsor (mq strad a en Ia Lamina seccioncs del ala sC'r{\fl de lJa jo espesor : ' I 3-f O ) il pstr a 'este pr indpior  y   requcrin\n hordes   de atnqnc nfiladosi i ;. Cnn complicaci6!1 q hvia de  las lomas d e 2) EI   fllselaje y Ius   Iluce{as scrim de ult~ i (lir ~ su per s6nicas es ;q ue la forma 6 ptima relaci6n d  e   fillczn (largos y   finos) i I "Ilrla con la direcci6q  d el,   f1ujo en   In toma La dislriuucion su  pers6ilica de !lr el yc;on eJniunero   MA~H. I;:ll otl'llS pa!u bras, siones puedc crear    u na stlstenlaci6n Y l  para obtener siempre In mayor  ef iciencia Ulla r  e sislencia r  e almentc signif  i cati-f  geomelria d e III y   ~stabi!idad de opera.~i6n,la vas,   10 cual puede haeer necesario. I ~oJ1la· dci jer {a \ser  dif er ~nle   para c~da numero tener  ' en cuenta el apor  t e de esta bilid  ad  I JyIAClf    y pnra cada; anl. Nlo d e alaque .d e de cstas su per ficies., I,' .1 : Y!.1~I _ o'P~ro .  un tlpico ;avi6ii militar su perso3) Las   8uperf icies de empelw je · n!q9 pue~9 'e~ pcr imen,ar  sr and es variaciones 8imilarcs nl ala: de ba jo alnr gamiento, ~~'{ulsulo' d ~ plaque, :{mg4!o de deslizad a y nfinnd o.s, en flechu y de secciones d eli I · ~ p m e rQ , MACH n u n i du plOte oper aciones gadas   c on lJordc$d c nlnque uf iladost I · ,n~r m ai~8.'"T~le$ var i~ciones .en Ins cond i-

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Lo~ COllliOlcs scrim tipo "servo" e elevacioncs 10 suficienlemenle alt. s como pal'll ir re  ver si ble!>, con   super ficies totalmen-   nfectar  In estr llctur n del casco y'de Ju plnntu tc movilcs en Ius conf igur aciones mns de poder, EI grUfico de Itt   Lumina   3·21   ilustr ri cOlllunes. la vnrincion de la c lcvricion dctempcr    nllJl"n : ; 4) A cfedos d e reducir  la r esistencia por  por  impaeto en fUllcion   de In velocidncl, en   inter fe  rencia en vuelo lransonico y sula ntmosfer a sland ard. La clevad ior i d e telll, I   personico, las areas de Ius sccciones peratura por   impacto cs independiente de in transversales pueden ceiiirse u In "r egia altura y   es funcian dc In velocidnd vcrdader a. i; dc Ius an~as" que determina la forma La temperatura real s er a la slima de la elc,. vacion   de tem per ntura optima de alla velocidad. y de 1£1:tclnper ntUr ll :: Una d e las cllalidq .des de I n conf igur nciones amblcnle. Por  1 0   tanio, el   vuelo :i bnju alli.lr a de   alia velocidad  que mas imporlan, es la y altos numeros   MACH ser ll e1. qUe jn'o bre In t1en   producir '   entonces razones de descenso resislencia   inmcdiuta d e trcs   mnter i:\ies' ('s~ .illUY pron un~i ad as d urnn te cl   aterr iza j c. Lri tr uetu r ules li picos. Las ten; peralurns   ull:tS  peella y el hajo alar~omiento Jlucdcn cnusar  prod .lIcen reduccioi.1CS   marcad us. c~ I n r c~;\s~ un marcado cn'lpo brecimiento de Ins   cualilencla. de las alCaClOl1eS d e ulummlO y hnc(~11 f ladcs de.   Illnnio.hrn n   velocidndes in~cri.ores ~l,~~cceSllr ~o ~.I ,uso ,de l~lcneione~ ,d.c j~ttl\ni'.i. y ~:~,.\CCr05 1l1oxltJ.d .Jlcs~ dc.,   La exposlcI6\~:.,:eonlta   aquellns r ccomcndadas para    nlernzaJe '
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l i dad de abandonar e l a V l o n c u a n d o t o d a v l d s e c u e n t a c o n s u f i c i e n t e n l t u r a . L o s t a mb i o s 0 d e s v i a c i o n e s d e l a L r a y e c t o r i a n o r ma l p u e d e n c o n d u c i r a e r r o r e s ~r a n d e s d e

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sin ra(iI~r. Esto r .s G til par a iltCtTiz <1jcs PO I'   l'rr.cau·· tal1lbi6n ci611   clJJndo f~ l   motor    flll1cionJ incorr ect adp.

[Jli1IH~q 

mente y cxistc:n   posibilid adc:s de su   toti11 dctenci6n. tiO il1 J  Ll'nlid~l/r a 1-<1A[Jl"oxil1lclCion de r lanco sl?I'5n   r'JrticulilrlllC~l1t(~ 105 crlt.ici\S   para rl V   ion r s q  1I (' ti C 1\ P   11,1 j d r r  1 ~ ll; i'-HI d l P 1 illl I:'a y tJ plilllO. aH"   vrloci(J,1(l ca(\r ' /llill1('() FsLd S J

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de descensa

una fillla

estr ucLllri11. Debido a 1 il  sea r   act e r 1 ~ tic a s lI1il r  1 1 inil I  e  5 de r  u p  t u r  a de plan eo en vur . lo sin pOd CI', 1( \ vc :lociclad optim a d e   planeD r er :olllcndiH la lJil r a la con f i que proc1ulca

~Jurac io n

arriba

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