Un fluido ideal no tiene viscosidad y, por lo tanto, no tiene capacidad de resistir a la deformación producida por una fuerza cizalladora. Como la viscosidad es la propiedad de un fluido que tiende a evitar el movimiento de una parte del fluido con respecto a la otra, se deduce que todo fluido real, y por tanto viscoso, se resistirá al paso de un cierto cuerpo sumergido. La viscosidad puede ser entendida pensando en la diferencia entre el aceite y el agua, el aceite es considerablemente mas viscoso que el agua.

Los efectos de la viscosidad se pueden ver fácilmente si se considera una plancha fina y plana sumergida en un fluido móvil. Un fluido ideal se deslizaría por encima de la superficie libremente. Sin embargo, todo fluido real tiene una cierta viscosidad que le hará adherirse a la superficie de la placa. Por lo tanto, la capa de partículas de fluido mas cercana a la placa se quedara en reposo. La siguiente capa de partículas se vera frenada, pero no se detendrá. La figura muestra (1) nos muestra este efecto. En la superficie de la placa la velocidad del fluido es nula. A una pequeña pero mensurable distancia de la superficie el fluido se mueve a la velocidad de la corriente libre. Esta capa de fluido, dentro de la cual la viscosidad causa una variación de la velocidad, recibe el nombre de capa limite. Como habitualmente es muy delgada con respecto al espesor del perfil alar, no invalida los cálculos anteriores respecto a la sustentación. El espesor de la capa limite normal en un avión varia desde pequeñas fracciones de cm, en el borde de ataque del ala has un espesor de 30 cm en el borde de salida de un avión grande como el Boeing 747. Este concepto de la capa limite fue introducido por el profesor e ingeniero alemán Ludwing Prandtl.

Hay dos tipos diferentes de flujo en la capa limite, laminar y turbulento figura (2). La capa limite laminar tiene un flujo muy parejo, mientras que en la capa limite turbulento continúe remolinos o torbellinos. El ingeniero y físico ingles Osborne Reynolds desarrollo las relaciones básicas que nos permiten calcular que tipo de capa limite existe en el fluido determinado. Sus teorías y experimentos le llevaron al descubrimiento de un numero sin dimensiones, denominado “numero de Reynolds”, que representa una relación constante en cada caso, y que sirve para determinar la naturaleza del flujo a lo largo de las superficies y alrededor de los cuerpos. El numero de Reynolds se expresa por:

Þ= densidad del fluido

V= Velocidad de la corriente libre

l= una longitud caracteristica

ù= coeficiente de viscosidad del fluido

El examen de las características del flujo indica que la transición del flujo laminar al turbulento a lo largo de una superficie depende del numero de Reynolds

El flujo laminar se rompe al llegar a un valor critico del numero de Reynolds y se vuelve turbulento. El punto de transición depende de la aspereza de la superficie de turbulencia en la corriente libre, así como de los términos que forman el numero de Reynolds.

Los valores del numero de Reynolds para aviones normales pueden variar desde 3000000 en un avión ligero hasta 100.000.000 en el C-5ª en ciertas condiciones de vuelo.

Otro fenómeno asociado con el flujo viscoso es la separación. Se dice que tiene lugar la separación cuando el flujo se separa bruscamente del cuerpo. Este fenómeno es particularmente predominante en perfiles alares a grandes ángulos de ataque, la separación en el borde de ataque o en el borde de salida causa una elevada resistencia aerodinámica y una reducción de la sustentación. Cuando ha ocurrido la perdida, un aumento posterior en el ángulo de ataque no produce un aumento sino una disminución de la sustentación y un rápido aumento de la resistencia aerodinámica.

Es importante recordar que la perdida depende principalmente del ángulo de ataque. Un examen nos muestra que los grandes ángulos de ataque son originados por volar a bajas velocidades o con altos factores de carga, como ocurre en ciertas maniobras. Por lo tanto, un avión puede entrar en perdida a diferentes velocidades según las condiciones de vuelo, pero siempre al mismo ángulo de ataque para una configuración dada.

La progresión desde el régimen laminar al turbulento la capa limite y, finalmente, a la separación del flujo, va incrementando gradualmente la resistencia aerodinámica y termina por hacer desaparecer la sustentación. Consecuentemente, se han hecho muchos esfuerzos para controlar la capa limite. Dependiendo de las circunstancia puede ser conveniente remover dicha capa o reforzarla.

La remoción de la capa limite se ha conseguido experimentalmente por succión a través de una superficie alar poroso, esto sirve para reducir la resistencia aerodinámica del ala y aumentar su sustentación. Para reforzar la capa limite se inyecta aire en dicha capa a través de poros o ranuras, esto sirve para retrasar el desprendimiento de la capa limite y aumentar la sustentación. La exactitud de la situación, potencia y características de los dispositivos de control de la capa limite hace que su aplicación sea una operación muy especializada y bastante cara.

Resistencia aerodinámica de un perfil

La presencia de la capa limite en un perfil aerodinámico produce dos tipos de resistencia aerodinámica. La resistencia de fricción resulta de la tendencia del fluido a adherirse a la superficie del perfil, produciéndose así fuerzas tangenciales a la superficie, además de las fuerzas de presión que son perpendiculares a la superficie.La resistencia de presión, debida a la forma del perfil, produce la estela, región de fluido con energía relativamente baja que sigue al extremo final del perfil .La distribución de la presión es alterada por la capa limite y la aparición de la estela de tal modo que las fuerzas resultante no es sustentación pura, como resultaría en el fluido de viscosidad cero, sino que tiene un componente de resistencia aerodinámica. La separación del flujo aerodinámico, que tiene lugar en una superficie creciente al aumentar el ángulo de ataque, produce una gran resistencia aerodinámica al aumentar la estela. En la practica la resistencia de presión y la resistencia de fricción se engloban en un solo concepto denominado resistencia del perfil.

Distribución de la presión

La distribución típica de las presiones sobre un perfil de ala en dos ángulos de ataque.

En los gráficos “presión relativa” significa la diferencia entre la presión en la superficie del perfil y la presión en el flujo libre de chocar con el perfil. En las figuras superior se indica la distribución de la presión mediante flechas perpendiculares a la superficie del ala. Las flechas que salen de la superficie representa una presión relativa negativa, es decir, una presión inferior a la que tiene el flujo libre, mientras que las flechas que apuntan a la superficie significan el efecto contrario. La sustentación producida por el perfil es proporcional al área encerrada por las curvas de distribución de presiones, de estas curvas se desprende que la mayor parte de la sustentación se produce por la reducción de la presión en la superficie superior (extrados) del perfil del ala.

Perfiles alares

Un ala es una superficie diseñada para proporcionar sustentación. Su sección vertical en la dirección del avance del avión se denominan perfil alar. En aerodinámica se suele denominar perfil alar a la sección de un ala de infinita envergadura, con lo cual no es preciso tener en cuenta los efectos del fuselaje del avión o de la punta de las alas.

La  N ASA y otros centros de investigación han desarrollado y clasificado diversas familias de perfiles alares. Los estudios de las características de estas familias han ayudado a incrementar nuestros conocimientos de aerodinámica, aunque solo algunos de estos perfiles constituyan superficies de sustentación eficientes

CONTROL DE CAPA LIMITE

Para conseguir elevadas velocidades y un vuelo estable en una atmósfera revuelta, el avión debe tener una elevada carga alar, es decir, que para un peso total determinado, la superficie alar debe ser pequeña. Pero para el despegue y el aterrizaje el avión debe volar lentamente y tener por tanto una superficie alar lo mas grande posible que sea compatible con los otros factores de diseño para un peso determinado. Generalmente el compromiso entre estos dos extremos da como resultado un ala con una superficie demasiado pequeña para ofrecer unas características satisfactorias a baja velocidad. Por consiguiente hay que modificar el ala, añadiéndola flaps de borde de salida, aletas de borde de ataque, ranuras o flaps ranurados y otros dispositivos hipersustentadores.

Los flaps de borde de salida son el dispositivo hipersustentador mas habitual. Aumentan el maximo coeficiente de sustentacion del ala, lo cual significa que un avion determinado puede permanecer en vuelo a velocidades mas bajas con los flaps extendidos que con ellos retraídos. Algunos tipos de flaps aumentan el Clmax al aumentar la curvatura efectiva del ala, mientras otros tipos aumentan la curvatura y la superficie alar. Los flaps son accionados por el piloto y deben ser empleados con mucho cuidado porque aumentan mucho la resistencia aerodinámica cuando están totalmente extendidos.

Las aletas y ranuras de borde de ataque se utilizan en el borde de ataque de las alas de algunos aviones para suavizar el flujo de aire en el borde de ataque y retrasar así la entrada en perdida con grandes algunos ángulos de ataque. Las ranuras son fijas, mientras que las aletas, también denominadas slats, están montadas sobre un dispositivo que permite que, con elevados ángulos de ataque, la disminución de la presión en el borde de ataque haga que los slats se extiendan automáticamente dentro de la corriente de aire y aumentan efectiva del ala.