Ángulo de ataque

En dinámica de fluidos , el ángulo de ataque ( AOA , α , o${\displaystyle \alpha }$) es el ángulo entre una línea de referencia en un cuerpo (a menudo la cuerda de un perfil aerodinámico ) y el vector que representa el movimiento relativo entre el cuerpo y el fluido a través del cual se mueve. ^{[ 1 ]} El ángulo de ataque es el ángulo entre la línea de referencia del cuerpo y el flujo incidente. Este artículo se centra en su aplicación más común: el ángulo de ataque de un ala o perfil aerodinámico que se mueve a través del aire.

En aerodinámica , el ángulo de ataque especifica el ángulo entre la cuerda de un ala fija y el vector que representa el movimiento relativo entre la aeronave y la atmósfera. Dado que un ala puede tener torsión, la cuerda de toda el ala puede no ser definible, por lo que simplemente se define una línea de referencia alternativa. A menudo, se elige la cuerda de la raíz del ala como línea de referencia. Otra opción es usar una línea horizontal en el fuselaje como línea de referencia (y también como eje longitudinal). ^{[ 2 ]} Algunos autores ^{[ 3 ] [ 4 ]} no usan una cuerda arbitraria sino que usan el eje de sustentación cero donde, por definición, un ángulo de ataque cero corresponde a un coeficiente de sustentación cero .

Algunos autores británicos han utilizado el término ángulo de incidencia en lugar de ángulo de ataque. ^{[ 5 ]} Sin embargo, esto puede generar confusión con el término ángulo de incidencia de los aparejadores, que significa el ángulo entre la cuerda de un perfil aerodinámico y algún punto de referencia fijo en el avión. ^{[ 6 ]}

El coeficiente de sustentación de una aeronave de ala fija varía con el ángulo de ataque. Un ángulo de ataque creciente se asocia con un coeficiente de sustentación creciente hasta alcanzar el coeficiente de sustentación máximo, tras lo cual este disminuye. ^{[ 7 ]}

A medida que aumenta el ángulo de ataque de una aeronave de ala fija, la separación del flujo de aire de la superficie superior del ala se vuelve más pronunciada, lo que conlleva una reducción en la tasa de aumento del coeficiente de sustentación. La figura muestra una curva típica para un ala recta curvada . Los perfiles aerodinámicos curvados generan cierta sustentación con ángulos de ataque negativos pequeños. Un ala simétrica tiene sustentación cero con un ángulo de ataque de 0 grados. La curva de sustentación también está influenciada por la forma del ala, incluyendo su sección transversal y su planta . Un ala en flecha tiene una curva más baja y plana con un ángulo crítico más alto.

El ángulo de ataque crítico es aquel que produce el coeficiente de sustentación máximo. También se le conoce como " ángulo de ataque de pérdida ". Por debajo del ángulo de ataque crítico, a medida que este disminuye, el coeficiente de sustentación también disminuye. Por el contrario, por encima del ángulo de ataque crítico, a medida que este aumenta, el flujo de aire sobre la superficie superior del perfil aerodinámico se vuelve menos uniforme y comienza a separarse de ella. En la mayoría de los perfiles aerodinámicos, a medida que aumenta el ángulo de ataque, el punto de separación del flujo en la superficie superior se desplaza desde el borde de salida hacia el borde de ataque. En el ángulo de ataque crítico, el flujo en la superficie superior está más separado y el perfil aerodinámico o ala produce su coeficiente de sustentación máximo. A medida que el ángulo de ataque aumenta aún más, el flujo en la superficie superior se separa por completo y el coeficiente de sustentación disminuye aún más. ^{[ 7 ]}

Por encima de este ángulo de ataque crítico, se dice que la aeronave está en pérdida. Por definición, una aeronave de ala fija entra en pérdida en o por encima del ángulo de ataque crítico, en lugar de en o por debajo de una velocidad aerodinámica determinada . La velocidad aerodinámica a la que la aeronave entra en pérdida varía según su peso, el factor de carga , el centro de gravedad y otros factores. Sin embargo, la aeronave normalmente entra en pérdida al mismo ángulo de ataque crítico, a menos que prevalezcan condiciones de engelamiento . El ángulo de ataque crítico o de pérdida suele estar entre 15° y 18° para muchos perfiles aerodinámicos.

Algunas aeronaves están equipadas con una computadora de vuelo integrada que impide automáticamente que la aeronave aumente aún más el ángulo de ataque una vez alcanzado el ángulo de ataque máximo, independientemente de las acciones del piloto. Esto se denomina «limitador de ángulo de ataque» o «limitador alfa». Los aviones comerciales modernos con tecnología fly-by-wire evitan el ángulo de ataque crítico mediante software en los sistemas informáticos que controlan las superficies de vuelo. ^{[ 8 ]}

En las operaciones de despegue y aterrizaje desde pistas cortas ( STOL ), como las operaciones en portaaviones y los vuelos STOL en zonas remotas, las aeronaves pueden estar equipadas con indicadores de ángulo de ataque o de reserva de sustentación . Estos indicadores miden directamente el ángulo de ataque (AOA) o el potencial de sustentación alar (POWL o reserva de sustentación) y ayudan al piloto a volar cerca del punto de pérdida con mayor precisión. Las operaciones STOL requieren que la aeronave pueda operar cerca del ángulo de ataque crítico durante los aterrizajes y con el mejor ángulo de ascenso durante los despegues. Los pilotos utilizan los indicadores de ángulo de ataque para obtener el máximo rendimiento durante estas maniobras, ya que la información sobre la velocidad aerodinámica solo está relacionada indirectamente con el comportamiento de pérdida.

Algunos aviones militares pueden lograr un vuelo controlado con ángulos de ataque muy elevados, pero a costa de una enorme resistencia inducida . Esto les proporciona una gran agilidad. Un ejemplo famoso es la Cobra de Pugachev . Aunque el avión experimenta altos ángulos de ataque durante toda la maniobra, no es capaz de mantener el control direccional aerodinámico ni el vuelo nivelado hasta que finaliza la maniobra. La Cobra es un ejemplo de supermaniobra ^{[ 9 ] [ 10 ]} , ya que las alas del avión se encuentran muy por encima del ángulo de ataque crítico durante la mayor parte de la maniobra.

Las superficies aerodinámicas adicionales conocidas como "dispositivos de alta sustentación", incluidas las extensiones de la raíz del ala del borde de ataque, permiten a los aviones de combate un ángulo de ataque (alfa) real mucho mayor, de hasta más de 45°, en comparación con los aproximadamente 20° de los aviones sin estos dispositivos. Esto puede ser útil a gran altitud, donde incluso una ligera maniobra puede requerir ángulos de ataque elevados debido a la baja densidad del aire en la atmósfera superior, así como a baja velocidad y baja altitud, donde el margen entre el ángulo de ataque de vuelo nivelado y el ángulo de ataque de pérdida se reduce. La capacidad de alto ángulo de ataque del avión proporciona un margen de seguridad al piloto que dificulta la entrada en pérdida (que ocurre cuando se supera el ángulo de ataque crítico). Sin embargo, los aviones militares no suelen alcanzar un alfa tan elevado en combate, ya que reduce la velocidad del avión muy rápidamente debido a la resistencia inducida y, en casos extremos, al aumento del área frontal y la resistencia parásita. Estas maniobras no solo ralentizan el avión, sino que también provocan una tensión estructural significativa a alta velocidad. Los sistemas modernos de control de vuelo tienden a limitar el ángulo de ataque de un caza muy por debajo de su límite aerodinámico máximo.

En la navegación a vela , los principios físicos involucrados son los mismos que para las aeronaves: una vela es un perfil aerodinámico. ^{[ 11 ]} El ángulo de ataque de una vela es el ángulo entre la línea de la cuerda de la vela y la dirección del viento relativo.

• Índice de artículos sobre aviación
• El brazo de datos aéreos mide el ángulo de ataque.
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• Ejes principales de la aeronave
• Ángulo de deslizamiento lateral
• Principio de Bernoulli
• Puertas de soplado
• ecuación de arrastre
• Efecto Küssner
• Elevación (fuerza)

• Lawford, JA y Nippress, KR; Calibración de sistemas de datos aerodinámicos y sensores de dirección de flujo (Grupo Asesor de la OTAN para la Investigación y el Desarrollo Aeroespacial), AGARDograph n.º 300 vol. 1 (AGARD AG-300 vol. 1); «Calibración de sistemas de datos aerodinámicos y sensores de dirección de flujo»; Centro Experimental de Aviones y Armamento, Boscombe Down, Salisbury, Wilts SP4 OJF, Reino Unido
• Informe de la USAF y la OTAN RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001).