Parada (separación) del flujo : separación del flujo de gas o líquido que fluye alrededor del cuerpo desde su superficie debido a la separación de la capa límite causada por su desaceleración bajo un gradiente de presión desfavorable. [una]
El medio cercano al cuerpo aerodinámico, debido a la viscosidad , se mueve más lentamente que a una distancia de él. De acuerdo con el principio de Bernoulli, la presión de las capas cercanas es mayor. que los remotos. [2] Se produce un gradiente de presión. Cuando la pendiente alcanza un cierto valor, llamado desfavorable, el flujo se separa de la superficie. Como resultado, se forma una región de flujo separada o una zona de separación, donde el carácter del flujo cambia de laminar a turbulento . La pérdida afecta las características aerodinámicas del cuerpo ( ascensor , arrastre , etc.) [3]
Por regla general, la pérdida de flujo afecta negativamente a las propiedades aerodinámicas.
Así, en un flujo estático alrededor de un ala rectangular y trapezoidal de pequeño barrido de una aeronave, el punto de separación del flujo coincide con el borde de salida del ala , y los flujos turbulentos son insignificantes y se desvanecen rápidamente. Pero cuando cabecea , el ángulo de ataque aumenta, el gradiente de presión aumenta y el punto de separación del flujo comienza a cambiar gradualmente a lo largo de la superficie superior del ala. Cuando se alcanza el valor crítico del ángulo de ataque, se produce un cambio brusco del punto de separación hacia el borde de ataque. [3] [4] Dado que los flujos turbulentos que surgen por encima de la superficie del ala tienen contracorrientes, la sustentación cae bruscamente y se produce una pérdida , con una alta probabilidad de convertirse en una picada . En la aviación civil, tal situación se considera una emergencia y se describen técnicas de recuperación de pérdida para cada aeronave .
Otro ejemplo del efecto negativo de la entrada en pérdida es el flujo transónico alrededor de un ala. Con un aumento en la velocidad del flujo no perturbado, la velocidad local del flujo de aire comienza a exceder la velocidad del sonido , pero en la capa límite cerca de la superficie, debido a la viscosidad, la velocidad permanece significativamente más baja. Bajo tales condiciones, un gradiente de presión suficiente para detener el flujo puede ocurrir incluso con un ángulo de ataque cero en una placa plana, pero esto es especialmente evidente en un perfil de ala convexo (subsónico) . Como resultado, el flujo turbulento puede "oscurecer" las superficies controladas (alerones, elevadores, etc.), haciendo que la aeronave sea incontrolable. La tasa de flujo a la que este efecto comienza a manifestarse se denomina número de Mach crítico .
Finalmente, otro ejemplo de deterioro en el rendimiento aerodinámico es la entrada en pérdida de la punta del ala (o entrada en pérdida de la punta), que aumenta la resistencia inducida del ala.
Al mismo tiempo, la entrada en pérdida puede mejorar el rendimiento del ala. Entonces, cuando fluye alrededor de alas de baja elongación y gran barrido (por ejemplo, un ala delta), incluso en ángulos de ataque bajos, la separación del flujo del borde de ataque del ala forma haces de vórtice, que persisten incluso en grandes (más de 40 grados) ángulos. [4] [5] Estos vórtices no tienen contracorrientes y, por lo tanto, crean sustentación adicional, lo que le permite mantener un vuelo controlado en ángulos de ataque altos. En este caso, la parte de la raíz del ala está involucrada principalmente en la creación del vórtice. Esta propiedad ha encontrado aplicación en los aviones de combate de cuarta generación . El uso de un trapezoide con un flujo de entrada triangular u ojival desarrollado hizo posible lograr la capacidad de control en ángulos de ataque supercríticos, manteniendo las características de despegue y aterrizaje, que un ala de baja relación de aspecto no puede proporcionar.
La pérdida se observa no solo en las superficies de la aeronave. Se produce cuando circulan alrededor de cualesquiera cuerpos en estado gaseoso y líquido: plumaje , hélices , álabes de compresores de turbinas y motores turborreactores . En un líquido, el flujo turbulento resultante del estancamiento provoca cavitación , lo que conduce a la destrucción de los nodos del mecanismo.
Se utilizan varios métodos para combatir el estancamiento del flujo. Para las alas, se selecciona un perfil apropiado que proporcione el flujo deseado en un rango dado de velocidades y ángulos de ataque. Para evitar una entrada en pérdida de los planos de control , se utiliza un drenaje o soplado de la capa límite . Para evitar que la capa turbulenta entre en la entrada de aire, se utiliza un deflector de placas. Para combatir la separación del flujo de parada final con crestas y alerones .
Paquetes de remolinos F/A- 18C
Un ejemplo de un estancamiento de flujo en el flujo alrededor de un soporte de puente
Poner fin a los vórtices de las puntas de las alas del fuselaje
Una calle de vórtice es un ejemplo de una consecuencia de la separación del flujo.