Vuelo a alta velocidad

Flujo Subsónico versus Supersónico
En aerodinámica subsónica, la teoría de la sustentación se basa en las fuerzas generadas en un cuerpo y un gas en movimiento (aire) en el que está inmerso.

A velocidades de unos 260 nudos, el aire se puede considerar incompresible en el que, a una altura fija, su densidad permanece casi constante, mientras que su presión varía.

Bajo este supuesto, el aire actúa igual que el agua y es clasificado 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 otro) son insignificantes, y clasifica al aire como un fluido ideal, conforme a los principios de la aerodinámica de fluido ideal tales como continuidad, el principio de Bernoulli y la circulación.

En realidad, el aire es compresible y viscoso. Si bien los efectos de estas propiedades son despreciables a bajas velocidades, los efectos de la compresibilidad, en particular, se hacen cada vez más importantes a medida que aumenta la velocidad. La compresibilidad (y en menor medida la viscosidad) es de suma importancia a velocidades cercanas 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 acelerando el flujo de aire sobre la superficie superior.

Este aire acelerado puede alcanzar velocidades sónicas a pesar de que el propio avión vuele subsónico. En AOAs extremos, en algunos aviones, la velocidad del aire sobre la superficie superior del ala puede ser el doble de velocidad de la aeronave. Por tanto, es muy posible tener tanto flujo de aire supersónico como subsónico en un avión, al mismo tiempo. Cuando la velocidad de flujo alcanza una velocidad sónica en algún lugar en un avión (por ejemplo, la zona de máxima curvatura de las alas), una mayor aceleración resulta en la aparición de los efectos de compresibilidad como la formación de ondas de choque, aumento de la fricción, bataneo (buffeting), estabilidad, y dificultades de control. Los principios de flujo subsónico no son
válidos en todas las velocidades por encima de este punto.

Rangos de velocidad
La velocidad del sonido varía con la temperatura. En condiciones estándar de temperatura de 15° C, la velocidad del sonido al nivel del mar es 661 nudos. A 40.000 pies, donde la temperatura es -55° C, la velocidad del sonido disminuye a 574 nudos. En vuelo de alta velocidad y/o de gran altitud de vuelo, la medida de la velocidad se expresa en términos de un «número Mach», la relación de la velocidad verdadera del avión con la velocidad del sonido en las mismas condiciones
atmosféricas. Un avión viajando a la velocidad del sonido viaja a Mach 1,0. Los regímenes de velocidad de las aeronaves se definen aproximadamente como sigue:

• Subsónicos: Números de Mach por debajo de 0,75
• Transónicos: Números de Mach de 0,75 a 1,20
• Supersónicos: Números de Mach de 1,20 a 5,00
• Hipersónicos: Números de Mach por encima de 5,00

Mientras que los vuelos en los rangos transónicos y supersónicos son habituales para aviones militares, los aviones civiles normalmente operan en un rango de velocidad de crucero de Mach 0,70 a Mach 0,90.

La velocidad de un avión en el cual el flujo de aire sobre cualquier parte del avión o estructura bajo consideración llega primero (pero no supera) Mach 1,0 se llama «número de Mach crítico». Por lo tanto, el número de Mach crítico es el límite entre el vuelo subsónico y el transónico y depende en gran medida del diseño del ala y el perfil. El número de Mach crítico es un punto importante en el vuelo transónico. Cuando se forman ondas de choque en la aeronave, puede ocurrir
separación del flujo seguida de bataneo y dificultades de control de la aeronave. Las ondas de choque, bataneo, y separación del flujo tienen lugar por encima de número de Mach crítico. Un avión de reacción por lo general es más eficiente cuando vuela en crucero en o cerca de su número de Mach crítico.

A velocidades de 5-10 por ciento por encima del número de Mach crítico, comienzan los efectos de la compresibilidad. La resistencia comienza a subir bruscamente. Asociados con el «aumento de resistencia» son el bataneo, cambios en compensación y estabilidad, y una disminución en la
efectividad de las superficies de control.

Este es el punto de «divergencia de la resistencia». VMO/MMO se define como la velocidad máxima operativa. VMO se expresa en nudos velocidad calibrada (KCAS), mientras que MMO se expresa en número de Mach. El límite VMO se asocia normalmente con operaciones a bajas altitudes y debe lidiar con cargas estructurales y bataneo. El límite MMO se asocia con operaciones a mayor altitud y por lo general más enfocado en los efectos de compresibilidad y bataneo.

En altitudes más bajas, las cargas estructurales y el bataneo son motivo de preocupación; en altitudes más altas, son motivo de preocupación los efectos de la compresibilidad y el bataneo.

La adhesión a estas velocidades previene problemas estructurales debido a la presión dinámica o el bataneo,

la disminución de respuesta de control de la aeronave debido a los efectos de compresibilidad (por ejemplo la inversión de alerón, o zumbido), y la separación del flujo de aire debido a las ondas de choque resultando en pérdida de sustentación o vibración y bataneo.

Cualquiera de estos fenómenos puede impedir que el piloto sea capaz de controlar adecuadamente la aeronave.

Por ejemplo, los primeros aviones jet civiles tenían un límite VMO de 306 KCAS hasta aproximadamente FL 310 (en un día estándar). A esta altitud (FL 310), un MMO de 0,82 era aproximadamente igual a 306 KCAS.

Por encima de esta altitud, un MMO de 0,82 siempre equivalía a un KCAS menor de 306 KCAS y, por tanto, se convirtió en el límite operativo, ya que no podría alcanzar el VMO límite sin alcanzar primero el MMO límite. Por ejemplo, en FL 380, un MMO de 0,82 es igual a 261 KCAS.

Número de Mach versus velocidad
Es importante entender cómo varía la velocidad con el número de Mach. Como ejemplo, considere cómo la velocidad de pérdida de un avión de transporte varía con el aumento de la altitud. El aumento de altitud resulta en una correspondiente disminución de la densidad del aire y temperatura exterior. Supongamos que este transporte a reacción está con configuración
limpia (tren y flaps arriba) y un peso de 550.000 libras.

El avión podría entrar en pérdida aproximadamente a 152 KCAS a nivel del mar. Esto es igual a (en un día estándar) una velocidad verdadera de 152 KTAS y un número de Mach de 0,23. A FL 380, el avión todavía entrará en pérdida aproximadamente a 152 KCAS pero la velocidad verdadera es de unos 287 KTAS con un número de Mach de 0,50.

Aunque la velocidad de pérdida se ha mantenido igual para nuestros propósitos, tanto el número de Mach como TAS se han incrementado. Al aumentar la altitud, la densidad del aire disminuye; esto requiere una velocidad verdadera mayor con el fin de tener la misma presión detectada por el tubo Pitot para la misma KCAS o KIAS (para nuestros propósitos, KCAS y KIAS están relativamente cerca una de otra).La presión dinámica que experimenta el ala a FL 380 a 287 KTAS es la misma que a nivel del mar a 152 KTAS. Sin embargo, está volando a mayor número de Mach.

Otro factor a considerar es la velocidad del sonido. Una disminución de la temperatura en un gas resulta en una disminución en la velocidad del sonido. Por lo tanto, cuando el avión asciende con la temperatura exterior bajando, la velocidad del sonido disminuye. A nivel del mar, la velocidad del sonido es de aproximadamente 661 KCAS, mientras que a FL 380 es 574 KCAS. Por lo tanto, para nuestro avión de transporte, la velocidad de pérdida (en KTAS) ha pasado de 152 a nivel del mar a 287 a FL 380. Simultáneamente, la velocidad del sonido (en KCAS) ha disminuido desde 661 hasta 574 y el número de Mach se incrementó de 0,23 (152 KTAS dividido por 661 KTAS) a 0,50 (287 KTAS dividido por 574 KTAS). Mientras tanto la KCAS de pérdida se ha mantenido constante en 152. Esto describe lo que sucede cuando la aeronave se encuentra en una KCAS constante al aumentar la altitud, pero ¿qué pasa cuando el piloto mantiene Mach constante durante el ascenso?

En las operaciones de vuelo normales de jets, el ascenso es a 250 KIAS (o superior (por ejemplo, pesados)) hasta 10.000 pies y luego a una determinada velocidad de ascenso en ruta (como unos 330 si es un DC-10) hasta alcanzar una altura en la «mitad de los veinte», donde el piloto asciende a un número de Mach constante hasta la altitud de crucero.

Suponiendo para fines ilustrativos que el piloto sube a un MMO de 0,82 desde el nivel del mar hasta FL 380. KCAS va desde 543 a 261. Las KIAS a cada altura siguen el mismo comportamiento y sólo difieren en unos pocos nudos. Recuerde de la discusión anterior que la velocidad del sonido disminuye con el descenso de la temperatura cuando el avión asciende. El número de Mach es simplemente la relación de la velocidad verdadera con la velocidad del sonido en condiciones
de vuelo. La importancia de esto es que en un ascenso con número de Mach constante, la KCAS (y KTAS o KIAS también) está cayendo.

Si el avión ascendió lo suficientemente alto a esta MMO constante con KIAS, KCAS y KTAS disminuyendo, comenzará a acercarse a su velocidad de pérdida. En algún momento la velocidad de pérdida de la aeronave en número de Mach puede ser igual a la MMO de la aeronave, y el piloto no podría desacelerar (sin pérdida), ni acelerar (sin exceder la máxima velocidad operativa de la aeronave).

Bibliografía.

U.S. Department of Transportation

Federal Aviation Administration