Mach tuck es un efecto aerodinámico por el cual el morro de un avión tiende a inclinarse hacia abajo a medida que el flujo de aire alrededor del ala alcanza velocidades supersónicas . Esta tendencia al buceo también se conoce como tuck under . [1] La aeronave experimentará primero este efecto a una velocidad significativamente inferior a Mach 1. [2]
Causas
El plegado de Mach generalmente es causado por dos cosas, un movimiento hacia atrás del centro de presión del ala y una disminución en la velocidad del ala descendente en el plano de la cola, los cuales causan un momento de cabeceo de nariz hacia abajo. [ cita requerida ] Para un diseño de aeronave en particular, solo uno de estos puede ser significativo para causar una tendencia a zambullirse, aeronaves con alas delta sin plano de proa o de cola en el primer caso y, por ejemplo, el Lockheed P-38 [3] en el segundo caso. Alternativamente, un diseño en particular puede no tener una tendencia significativa, por ejemplo, la beca Fokker F28 . [4]
A medida que la sustentación generadora de un perfil aerodinámico se mueve a través del aire, el aire que fluye sobre la superficie superior se acelera a una velocidad local más alta que el aire que fluye sobre la superficie inferior. Cuando la velocidad de la aeronave alcanza su número de Mach crítico, el flujo de aire acelerado alcanza localmente la velocidad del sonido y crea una pequeña onda de choque, aunque la aeronave todavía se desplaza por debajo de la velocidad del sonido. [5] La región frente a la onda de choque genera una gran sustentación. A medida que el avión vuela más rápido, la onda de choque sobre el ala se vuelve más fuerte y se mueve hacia atrás, creando una gran sustentación más atrás a lo largo del ala. Este movimiento de elevación hacia atrás hace que la aeronave se doble o incline el morro hacia abajo.
La severidad de la flexión de Mach en cualquier diseño dado se ve afectada por el grosor del perfil aerodinámico, el ángulo de barrido del ala y la ubicación del plano de cola en relación con el ala principal. [ se necesita más explicación ]
Un plano de cola que se coloca más a popa puede proporcionar un momento de cabeceo estabilizador más grande.
La curvatura y el grosor del perfil aerodinámico afectan el número de Mach crítico, con una superficie superior más curvada que provoca un número de Mach crítico más bajo.
En un ala barrida, la onda de choque generalmente se forma primero en la raíz del ala , especialmente si está más curvada que la punta del ala . A medida que aumenta la velocidad, la onda de choque y la elevación asociada se extienden hacia afuera y, debido a que el ala se desplaza, hacia atrás.
El flujo de aire cambiante sobre el ala puede reducir la corriente descendente sobre un plano de cola convencional, promoviendo un momento de cabeceo de nariz hacia abajo más fuerte.
Otro problema con un estabilizador horizontal separado es que él mismo puede lograr un flujo supersónico local con su propia onda de choque. Esto puede afectar el funcionamiento de una superficie de control de ascensor convencional.
Las aeronaves sin suficiente autoridad de ascensor para mantener el equilibrio y el nivel de vuelo pueden entrar en un picado empinado, a veces irrecuperable. [6] Hasta que el avión sea supersónico, la onda de choque superior más rápida puede reducir la autoridad del elevador y los estabilizadores horizontales. [7]
Todos los aviones transónicos y supersónicos experimentan Mach tuck.
Recuperación
La recuperación es a veces imposible en aviones subsónicos; sin embargo, a medida que una aeronave desciende a un aire más bajo, más cálido y más denso, la autoridad de control (es decir, la capacidad de controlar la aeronave) puede regresar porque la resistencia tiende a ralentizar la aeronave mientras que la velocidad del sonido y la autoridad de control aumentan.
Para evitar que la pérdida de Mach progrese, el piloto debe mantener la velocidad aérea por debajo del número de Mach crítico del tipo reduciendo el acelerador , extendiendo los frenos de velocidad y, si es posible, extendiendo el tren de aterrizaje .
Caracteristicas de diseño
Se utilizan varias técnicas de diseño para contrarrestar los efectos del pliegue de Mach.
En configuraciones de plano de cola convencional y plano de proa canard , el estabilizador horizontal se puede hacer lo suficientemente grande y potente para corregir los grandes cambios de ajuste asociados con el plegado de Mach. En lugar de la superficie de control del ascensor convencional, todo el estabilizador se puede hacer móvil o "volador", a veces llamado estabilizador . Esto aumenta la autoridad del estabilizador en un rango más amplio de cabeceo de la aeronave, pero también evita los problemas de controlabilidad asociados con un elevador separado. [7]
Las aeronaves que vuelan supersónicas durante períodos prolongados, como el Concorde , pueden compensar el colapso de Mach moviendo combustible entre tanques en el fuselaje para cambiar la posición del centro de masa para que coincida con la ubicación cambiante del centro de presión, minimizando así la cantidad de Requiere ajuste aerodinámico.
Un trimmer Mach es un dispositivo que varía el ajuste de tono automáticamente en función del número de Mach para oponerse al pliegue de Mach y mantener el vuelo nivelado.
Historia
Los cazas más rápidos de la Segunda Guerra Mundial fueron los primeros aviones en experimentar Mach tuck. Sus alas no fueron diseñadas para contrarrestar el pliegue de Mach porque la investigación sobre superficies aerodinámicas supersónicas apenas estaba comenzando; áreas de flujo supersónico, junto con ondas de choque y separación de flujo, [8] estaban presentes en el ala. Esta condición se conocía en ese momento como burbujas de compresibilidad y se sabía que existía en las puntas de las hélices a altas velocidades de los aviones. [9]
El P-38 fue el primer caza de 400 mph, y sufrió más que los problemas habituales de la dentición. [10] Tenía un ala gruesa y de gran sustentación, brazos gemelos distintivos y una sola góndola central que contenía la cabina y el armamento. Aceleró rápidamente a la velocidad terminal en una inmersión. El fuselaje corto y rechoncho tuvo un efecto perjudicial en la reducción del número de Mach crítico de la sección central del ala de 15% de espesor con altas velocidades sobre el dosel que se suman a las de la superficie superior del ala. [11] El plegado de Mach se produjo a velocidades superiores a Mach 0,65; [3] el flujo de aire sobre la sección central del ala se volvió transónico , provocando una pérdida de sustentación. El cambio resultante en la corriente descendente en la cola provocó un momento de cabeceo con el morro hacia abajo y el picado se hizo más empinado (plegado de Mach). La aeronave estaba muy estable en estas condiciones [3], lo que dificultaba mucho la recuperación de la inmersión.
Se agregaron flaps de recuperación de inmersión (auxiliares) [12] en la parte inferior del ala (P-38J-LO) para aumentar la sustentación del ala y la corriente descendente en la cola para permitir la recuperación de las inmersiones transónicas.
Referencias
- ^ Aerodinámica para aviadores navales, herida, revisada en enero de 1965, emitida por la oficina del jefe de la división de entrenamiento de aviación de operaciones navales, p.219
- ^ Manual del piloto de conocimientos aeronáuticos . Oficina de Imprenta del Gobierno de EE. UU., Washington DC: Administración Federal de Aviación de EE. UU. 2003. págs. 3-37 a 3-38. FAA-8083-25.
- ^ a b c Erickson, Albert (25 de septiembre de 2020). "Investigación de los momentos de conducción de un avión de persecución en el túnel de viento de alta velocidad de 16 pies de Ames" (PDF) . Archivado desde el original (PDF) el 25 de septiembre de 2020 . Consultado el 21 de diciembre de 2020 .
- ^ Obert, Ed (2009). "Diseño aerodinámico de aviones de transporte" (PDF) . Archivado (PDF) desde el original el 15 de abril de 2020 . Consultado el 21 de noviembre de 2020 .
- ^ Clancy, LJ (1975) Aerodinámica , sección 11.10, Pitman Publishing Limited, Londres. ISBN 0273 01120 0
- ^ Manual de vuelo en avión . Oficina de Imprenta del Gobierno de EE. UU., Washington DC: Administración Federal de Aviación de EE. UU. 2004. págs. 15–7 a 15–8. FAA-8083-3A.
- ↑ a b Transonic Aircraft Design Archivado el 14 de junio de 2007 en la Wayback Machine.
- ^ Anderson, John D. Jr. Introducción al vuelo , tercera edición, McGraw Hill Book Company, ISBN 0-07-001641-0 , Figura 5.17 punto cy Figura 5.20
- ^ Stack, John (octubre de 1935). "El Burble de Combpressibility" (PDF) . NACA . Archivado (PDF) desde el original el 15 de abril de 2020 . Consultado el 21 de noviembre de 2020 .
- ^ Bodie, Warren M. El relámpago Lockheed P-38: La historia definitiva del caza P-38 de Lockheed . Hayesville, Carolina del Norte: Widewing Publications, 2001, 1991. ISBN 0-9629359-5-6 .
- ^ Axelson, John (4 de septiembre de 1947). "Estabilidad longitudinal y control de aviones de alta velocidad con especial referencia a la recuperación de buceo" (PDF) . NACA . Archivado (PDF) desde el original el 24 de septiembre de 2020 . Consultado el 21 de noviembre de 2020 .
- ^ Abzug y Larrabee, Control y estabilidad del avión , Cambridge University Press 2002, ISBN 0-521-02128-6 , p.165
Este artículo incorpora material de dominio público del documento del gobierno de los Estados Unidos : " Airplane Flying Handbook ".
Este artículo incorpora material de dominio público del documento del gobierno de los Estados Unidos : " Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge ".