Un perfil aerodinámico supersónico es una geometría de sección transversal diseñada para generar sustentación de manera eficiente a velocidades supersónicas. La necesidad de tal diseño surge cuando se requiere que una aeronave opere de manera consistente en el régimen de vuelo supersónico.
Las superficies aerodinámicas supersónicas generalmente tienen una sección delgada formada por planos en ángulo o arcos opuestos (llamados "superficies aerodinámicas de doble cuña" y "superficies aerodinámicas biconvexas" respectivamente), con bordes de entrada y salida muy afilados. Los bordes afilados evitan la formación de un arco de choque separado frente a la superficie aerodinámica a medida que se mueve por el aire. Esta forma contrasta con las superficies aerodinámicas subsónicas, que a menudo tienen bordes de ataque redondeados para reducir la separación del flujo en un amplio rango de ángulo de ataque. Un borde redondeado se comportaría como un cuerpo romo en un vuelo supersónico y, por lo tanto, formaría un arco de choque, lo que aumentaría en gran medida la resistencia de las olas. El grosor, la curvatura y el ángulo de ataque de las aspas aerodinámicas se varían para lograr un diseño que cause una ligera desviación en la dirección del flujo de aire circundante.
Sin embargo, dado que un borde de ataque redondo disminuye la susceptibilidad de un perfil aerodinámico a la separación del flujo, un borde de ataque afilado implica que el perfil aerodinámico será más sensible a los cambios en el ángulo de ataque. Por lo tanto, para aumentar la sustentación a velocidades más bajas, las aeronaves que emplean superficies aerodinámicas supersónicas también utilizan dispositivos de gran sustentación como flaps de borde de ataque y de borde de fuga.
En condiciones supersónicas, la resistencia de la aeronave se origina debido a:
Por lo tanto, el coeficiente de arrastre en una superficie aerodinámica supersónica se describe mediante la siguiente expresión:
C D = C D, fricción + C D, espesor + C D, elevación
Los datos experimentales nos permiten reducir esta expresión a:
C D = C D, O + KC L 2 Donde C DO es la suma de C (D, fricción) y C D, espesor, yk para el flujo supersónico es una función del número de Mach. El componente de fricción de la piel se deriva de la presencia de una capa límite viscosa que está infinitamente cerca de la superficie del cuerpo de la aeronave. En la pared límite, el componente normal de la velocidad es cero; por tanto, existe un área infinitesimal donde no hay deslizamiento. El componente de arrastre de onda de elevación cero se puede obtener basándose en la regla del área supersónica que nos dice que el arrastre de onda de un avión en un flujo supersónico constante es idéntico al promedio de una serie de cuerpos de revolución equivalentes. Los cuerpos de revolución están definidos por los cortes a través de la aeronave realizados por la tangente al cono de Mach de proa desde un punto distante de la aeronave en un ángulo azimutal. Este promedio es sobre todos los ángulos azimutales. El componente de arrastre debido a elevación se calcula utilizando programas de análisis de elevación. El diseño del ala y los programas de análisis de sustentación son métodos separados de superficies de levantamiento que resuelven el problema directo o inverso del diseño y el análisis de sustentación.
Años de investigación y experiencia con las condiciones inusuales del flujo supersónico han llevado a algunas conclusiones interesantes sobre el diseño de la superficie aerodinámica. Considerando un ala rectangular, la presión en un punto P con coordenadas (x, y) en el ala se define solo por las perturbaciones de presión originadas en puntos dentro del cono de Mach aguas arriba que emana del punto P. Como resultado, las puntas de las alas modifican el flujo dentro de sus propios conos de Mach traseros. La zona restante del ala no sufre ninguna modificación por las puntas y se puede analizar con teoría bidimensional. Para una arbitraria forma en planta del supersónico líder y posterior son aquellas porciones del borde del ala, donde los componentes de la corriente libre de velocidad normales del borde son supersónica. De manera similar, el avance y el retroceso subsónicos son aquellas porciones del borde del ala donde los componentes de la velocidad de la corriente libre normal al borde son subsónicos.
Las alas delta tienen bordes de ataque y de salida supersónicos; en contraste, las alas de las flechas tienen un borde de ataque subsónico y un borde de fuga supersónico.
Al diseñar una superficie aerodinámica supersónica, dos factores que deben tenerse en cuenta son las ondas de choque y de expansión. El que se genere una onda de choque o de expansión en diferentes lugares a lo largo de un perfil aerodinámico depende de la velocidad y dirección del flujo local junto con la geometría del perfil aerodinámico.
La eficiencia aerodinámica de las aeronaves supersónicas aumenta con perfiles aerodinámicos de sección delgada con bordes de ataque y de salida afilados. Las alas barridas donde el borde de ataque es subsónico tienen la ventaja de reducir el componente de arrastre de las olas a velocidades de vuelo supersónicas; sin embargo, los experimentos muestran que los beneficios teóricos no siempre se obtienen debido a la separación del flujo sobre la superficie del ala; sin embargo, esto se puede corregir con factores de diseño. Los perfiles aerodinámicos de doble cuña y biconvexos son los diseños más comunes utilizados en vuelos supersónicos. El arrastre de las olas es el componente más simple e importante del arrastre en las regiones de vuelo de flujo supersónico. Para el avión optimizado, casi el 60% de su resistencia es por fricción superficial, poco más del 20% es resistencia inducida y algo menos del 20% es resistencia a las olas, por lo que menos del 30% de la resistencia se debe a la sustentación.
