Vuelo de Alta Velocidad

 

Vuelo de alta velocidad (Primera parte)  Aerodinámica del vuelo.  vuelo. 

Flujo supersónico subsónico frente a supersónico En la aerodinámica subsónica, la teoría de la sustentación se basa en las fuerzas generadas en un cuerpo y en un gas en movimiento (aire) en el que se encuentra inmerso. A velocidades de aproximadamente 260 nudos o menos, el aire puede considerarse incompresible ya que, a una altitud fija, su densidad permanece casi constante mientras su presión varía. Bajo este supuesto, el aire actúa de la misma manera que el agua y se clasifica como un fluido. La teoría aerodinámica subsónica también asume que los efectos de la viscosidad (la propiedad de un fluido que tiende a evitar el movimiento de una parte del fluido con respecto a otra) son insignificantes y clasifican el aire como un fluido ideal que se ajusta a los principios de la aerodinámica aerodinámic a del fluido ideal, como Como continuidad, principio de Bernoulli, y circulación. En realidad, el aire es compresible y viscoso. Si bien los efectos de estas propiedades son despreciables a bajas velocidades, los efectos de compresibilidad en particular se vuelven cada  vez más importantes a medida que aumenta la velocidad. La compresibi compresibilidad lidad (y, en menor medida, la viscosidad) es de suma importancia a velocidades que se aproximan a la velocidad del sonido. En estos rangos de velocidad, la compresibilidad provoca un cambio en la densidad del aire alrededor de un avión. Durante el vuelo, un ala produce sustentación al acelerar el flujo de aire sobre la superficie superior. Este aire acelerado puede, y lo hace, alcanzar velocidades sónicas a pesar de que la aeronave en sí puede estar volando subsónica. En algunos AOA extremos, en algunos aviones, la velocidad del aire sobre la superficie superior del ala puede duplicar la velocidad del avión. Por lo tanto, es completamente posible tener flujo de aire supersónico y subsónico en un avión al mismo tiempo. Cuando las velocidades de flujo alcanzan velocidades sónicas en algún lugar de una aeronave (como el área de máxima curvatura en el ala), una mayor aceleración provoca la aparición de efectos de compresibilidad, como la formación de ondas de choque, el aumento de la resistencia, el amortiguamiento, la estabilidad y el control. dificultades. Los principios de flujo subsónico no son válidos en todas las velocidades por encima de este punto. [Figura 5-64]

 

  Figura 5-64. Flujo de aire del ala. Rangos de velocidad La velocidad del sonido varía con la temperatura. En condiciones de temperatura estándar de 15 ° C, la velocidad del sonido a nivel del mar es de 661 nudos. A 40,000 pies, donde la temperatura es de –55 ° C, la velocidad del sonido disminuye a 574 nudos. En vuelo de alta  velocidad y / o vuelo de gran altitud, la medición de la velocidad se expresa en términos de un "número de Mach": la relación entre la velocidad real del avión y la velocidad del sonido en las mismas condiciones atmosféricas. Un avión que viaja a la velocidad del sonido viaja a Mach 1.0. Los regímenes de velocidad de la aeronave se definen aproximadamente de la siguiente manera: Subsónico: números números de Mach por debajo de 0.75 Transonic:: números de Mach de 0.75 a 1.20 Transonic Supersonic:: números de Mach de 1.20 a 5.00 Supersonic Hypersonic: números de Mach por encima de 5.00 Mientras que los vuelos en los rangos transónicos y supersónicos son comunes en los aviones militares, los aviones civiles normalmente operan en un rango de velocidad de crucero de Mach 0.7 a Mach 0.90. La velocidad de una aeronave en la que el flujo de aire sobre cualquier parte de la aeronave o estructura considerada primero alcanza (pero no excede) Mach 1.0 se denomina "número de Mach crítico" o "Mach Crit". Por lo tanto, el número de Mach crítico es el límite entre El vuelo subsónico y transónico depende en gran medida del diseño del ala y del perfil aerodinámico. aerodinámico. El número de Mach crítico es un punto importante en el vuelo transónico. Cuando se forman ondas de choque en la aeronave, puede producirse una separación del flujo de aire seguida de dificultades de control de la aeronave y del buffet. Las ondas de choque, el buffet y la separación

 

del flujo de aire tienen lugar por encima del número crítico de Mach Un avión a reacción suele ser más eficiente cuando navega en o cerca de su número de Mach crítico. A velocidades de 5 a 10 por ciento por encima del número crítico de Mach, comienzan los efectos de compresibilidad. La fricción comienza a elevarse bruscamente. Asociados con el "aumento de la fricción" son buffet, Recorte, y cambios de estabilidad y disminución de la efectividad de la superficie de control Este es el punto de "arrastre de divergencia". [Figura 5-65]

Figura 5-65. Mach critico  V MO / M MO se define como la velocidad límite de operación máxima. V MO se expresa en nudos con velocidad aerodinámica (KCAS), mientras que M MO se expresa en número de Mach. El límite V MO se asocia generalmente con operaciones en altitudes más bajas y trata con cargas estructurales estructurales y aleteo. El límite de MO MO está asociado con operaciones en altitudes más altas y generalmente más preocupado por yloselefectos compresibilidad y el aleteo. En altitudes más bajas, está las cargas estructurales aleteo de son motivo de preocupación; En altitudes más altas, los efectos de compresibilidad y aleteo son preocupantes. La adherencia a estas velocidades evita problemas estructurales debido a la presión dinámica o al aleteo, la degradación en la respuesta de control de la aeronave debido a los efectos de compresibilidad (por ejemplo, Mach Tuck, inversión de alerones o zumbido) y el flujo de aire separado debido a las ondas de choque que causan pérdida de elevación o vibración y  buffet. Cualquiera de estos fenómenos podría impedir que el piloto pueda controlar adecuadamente adecuadamen te la aeronave. Por ejemplo, un avión a reacción civil antiguo tenía un límite V MO de 306 KCAS hasta aproximadamente FL 310 (en un día estándar). A esta altitud (FL 310), un M MO de 0.82 fue aproximadamente igual a 306 KCAS. Por encima de esta altitud, un M MO de 0,82 siempre fue igual a un KCAS menor que 306 KCAS y, por lo tanto, se convirtió en el límite operativo ya que MO sin antes alcanzar el límite M MO . Por ejemplo, en FL 380, no podía alcanzar el límite un se M MO  de 0.82 es igual a 261VKCAS.

 

Número de Mach frente a la velocidad del aire  

Es importante entender cómo la velocidad del aire varía con el número de Mach. Como ejemplo, considere cómo varía la velocidad de pérdida de un avión de transporte a reacción con un aumento en la altitud. El aumento de la altitud da como resultado una caída correspondiente en la densidad del aire y la temperatura exterior. Supongamos que este transporte de chorro está en la configuración limpia (engranaje y solapas hacia arriba) y pesa 550,000 libras. El avión podría detenerse a aproximadamente 152 KCAS al nivel del mar. Esto es igual a (en un día estándar) una velocidad real de 152 KTAS y un número de Mach de 0.23. En FL 380, la aeronave todavía se detendrá a aproximadamente 152 KCAS, pero la velocidad real es de aproximadamente aproximadam ente 287 KTAS con un número de Mach de 0.50.  Aunque la velocidad de pérdida ha permanec permanecido ido igual para nuestros propósitos, tanto el número de Mach como el TAS han aumentado. Con el aumento de la altitud, la densidad del aire ha disminuido; esto requiere una velocidad del aire verdadera más rápida para tener la misma presión detectada por el tubo de Pitot para el mismo KCAS, o KIAS (para nuestros propósitos, KCAS y KIAS están relativamente cerca uno del otro). La presión dinámica que experimenta experiment a el ala en FL 380 en 287 KTAS es la misma que en el nivel del mar en 152 KTAS. Sin embargo, está volando a un número de Mach más alto. Otro factor a considerar es la velocidad del sonido. Una disminución de la temperatura en un gas da como resultado una disminución en la velocidad del sonido. Por lo tanto, a medida que la aeronave sube en altitud con la temperatura exterior bajando, la velocidad del sonido disminuye. A nivel del mar, la velocidad del sonido es e s de aproximadamente 661 KCAS, mientras que en FL 380 es de 574 KCAS. Por lo tanto, para nuestra aeronave de transporte a reacción, la  velocidad de pérdida pérdida (en KTAS) ha pasado de 152 en el nivel del mar a 287 en FL 380. Al mismo tiempo, la velocidad del sonido (en KCAS) ha disminuido de 661 a 574 y el número de Mach ha aumentado. de 0.23 (152 KTAS dividido por 661 KTAS) a 0.50 (287 KTAS dividido por 574 KTAS). Mientras tanto, el KCAS para el bloqueo se ha mantenido constante en 152. Esto describe lo que sucede cuando el avión está en un KCAS constante a medida que aumenta la altitud. ¿Pero qué sucede cuando el piloto mantiene constante a Mach durante el ascenso? En las operaciones normales de vuelo en avión, el ascenso es de 250 KIAS (o más alto (p. Ej. Pesado)) a 10,000 pies y luego a una velocidad aérea específica de ascenso en ruta (aproximadamente 330 si es un DC10) hasta alcanzar una altitud en los "mediados de los años  veinte" donde el piloto piloto luego sube a un número número de Mach constante constante a la altitud altitud de crucero. crucero. Suponiendo con fines ilustrativos que el piloto sube a un M MO de 0.82 desde el nivel del mar hasta FL 380. KCAS va de 543 a 261. El KIAS en cada altitud seguiría el mismo comportamiento comportamiento  y solo diferirá en unos pocos nudos. Recuerde de la discusión anterior que la velocidad del sonido está disminuyendo con la caída de la temperatura a medida que el avión sube. El número de Mach es simplemente la relación entre la velocidad del aire real y la velocidad del sonido en las condiciones de vuelo. El significado de esto es que, en un ascenso constante constante del número de Mach, el KCAS (y KTAS o KIAS también) se está cayendo. Si el avión subiera lo suficientemente alto en esta constante M MO con KIAS, KCAS y KTAS decrecientes, decreciente s, comenzaría a acercars acercarsee a su velocidad de pérdida. En algún momento, la  velocidad de pérdida de la aeronave en el número de Mach podría ser igual al M MO de la aeronave, y el piloto no podría disminuir la velocidad (sin detenerse) ni acelerar (sin exceder la  velocidad máxima máxima de operación de de la aeronave). Esto ha sido sido apodado el "rincón "rincón del ataúd".