Por que o vôo supersônico separa o fluxo de ar de uma asa?

A separação do fluxo ocorre quando o gradiente de pressão do fluxo de ar ao longo do caminho do fluxo se torna muito acentuado. No fluxo subsônico, o ar que entra é desacelerado primeiro à frente da asa, depois rapidamente acelerado quando flui ao redor da seção do nariz fortemente curvada de uma asa. Essa aceleração é a consequência da curvatura da asa. Veja-o desta maneira: se o fluxo de ar fosse ao longo de uma linha reta, ele se afastaria da superfície, criando um vácuo local. Na realidade, o ar se estabelece em um compromisso entre o caminho reto e o contorno, criando pressão decrescente ao longo de uma superfície com curvatura crescente e aumento da pressão ao longo de superfícies com curvatura decrescente. Mais precisamente, está sempre em equilíbrio entre forças inerciais, viscosas e de pressão.

Essa sucção não apenas inclina o fluxo de ar para seguir o contorno da asa, mas também acelera o ar à sua frente. Quanto menor a pressão, mais o ar acelera, de modo que a energia total do ar (a soma da pressão e da energia cinética) permanece constante. Portanto, a pressão e a velocidade local mudam em sincronia.

Quando a curvatura diminui mais a jusante, o caminho do fluxo se torna mais reto e a pressão aumenta novamente. No entanto, as partículas de ar próximas à asa diminuem de velocidade por causa do atrito. A camada de ar onde essa redução é perceptível é chamada camada limite. Nele, os efeitos de desaceleração devido ao aumento da pressão e ao atrito aumentam e, em algum momento, o ar fica parado em relação à asa. Onde isso acontece, o ar estático se acumula e se acumula, causando a separação do fluxo. Felizmente, a troca de ar através de uma camada limite turbulenta chuta as partículas de ar mais lentas a jusante, então, em ângulos moderados de ataque, o ar ainda se move até atingir a borda traseira. Somente quando o pico de sucção ao redor do nariz se torna muito alto em alto ângulo de ataque, a consequente elevação acentuada da pressão ao longo do caminho restante do fluxo supera as possibilidades da camada limite turbulenta, o ar desacelera completamente e o fluxo se separa. Este é um assunto totalmente subsônico.

Se a asa se mover em alta velocidade subsônica, a sucção criada pela curvatura acelera o fluxo de forma que atinja a velocidade supersônica. Agora, algo estranho acontece: o fluxo supersônico acelera ainda mais quando o fluxo subsônico desacelera. Isso é causado pela mudança na densidade que é dominante na velocidade supersônica. O fluxo incompressível (= muito lento) tem densidade constante e todas as mudanças de velocidade afetam a pressão. No Mach 1, as mudanças de pressão e densidade são de magnitude igual e, no fluxo supersônico, as mudanças de densidade predominam. Agora, temos uma bolsa supersônica de ar na superfície superior da asa, onde a velocidade aumenta e a densidade diminui a jusante, e o ar subsônico circundante vê pouca mudança na densidade. Esta imagem deve lhe dar uma idéia de como fica:

Toda a asa se move em Mach 0.68. Compare a cor verde a alguma distância da asa com a escala do lado esquerdo, que fornece o número Mach para cada tonalidade de cor. No nariz do aerofólio, você vê uma área azul. É aqui que o ar desacelera - ele é empurrado pela asa que se aproxima. Agora siga as cores na parte superior - elas rapidamente ficam verdes, amarelas e vermelhas à medida que o ar é acelerado na área de baixa pressão (lembre-se, baixa pressão é igual a alta velocidade, para que a área mais vermelha tenha a maior velocidade de fluxo local e a menor pressão ) No fluxo subsônico, o pico de sucção estaria em algum lugar entre 20% e 30% do acorde, e as cores retornariam lentamente para amarelo e verde se você se mover mais a jusante. Agora temos fluxo supersônico local (tudo mais vermelho que laranja claro é supersônico aqui) e, em vez de desacelerar lentamente, o ar está acelerando para um número máximo de Mach de 1.23 a quase 60% do comprimento dos acordes.

Isso não pode durar, e em algum momento esse bolso supersônico entra em colapso. Isso acontece instantaneamente em um choque e, como você sabe, em uma reta, a densidade de choque aumenta repentinamente e a velocidade diminui de modo que O número Mach após o choque é o inverso do número Mach antes do choque. Na figura acima, os efeitos da camada limite criam um choque lambda, que tem o nome da letra grega que se parece com o padrão de choque aqui. Após o choque, você tem fluxo subsônico novamente e uma camada limite muito mais espessa que se move muito lentamente (sombra azul). Isto é devido à conversão de energia através do choque, que converte energia cinética em calor. Mas o fluxo ainda está fixo - mesmo esse choque não causou separação.

Se esse aumento de pressão for grande o suficiente, a camada limite chegará a uma parada instantânea e o fluxo se separará. Esta é a separação induzida por choque sobre a qual você perguntou. Infelizmente, a imagem acima é a melhor que pude encontrar e não tenho nenhuma com fluxo separado após o choque. Mas ajuda a mostrar que o centro de pressão se move para trás. Isso causa um forte momento de nariz para baixo. Além disso, com números Mach subsônicos mais altos, a estabilidade direcional diminui. Agora, coisas ainda mais desagradáveis ​​podem acontecer: a localização do choque pode avançar e voltar. Isso altera o tamanho da área supersônica, causando alterações de elevação. Em uma cauda horizontal, isso também causará alterações de afinação. Se você mudar levemente a posição do elevador com um choque na cauda horizontal, a alteração do elevador poderá ser severa e na direção oposta ao que você esperaria. Isso causa perda total de controle, exatamente quando você precisa das superfícies de controle para neutralizar os efeitos de Mach mencionados acima. Além disso, a posição do choque pode oscilar, causando um zumbido e, se você tiver realmente azar, se acoplando a uma auto-frequência elástica da sua estrutura, resultando em vibração. Não apenas nas superfícies da cauda, ​​mas também na asa, afetando também os ailerons. Agora você pode começar a ver o que assustou os pioneiros em voar perto de Mach 1 e por que eles falaram em uma "barreira do som".

Se você voar totalmente supersônico, esse efeito desaparece, porque agora o choque se move para a borda traseira e permanece lá. Agora tudo ficará calmo novamente, porque o local do choque permanece fixo. Este efeito foi experimentado e sobreviveu em abril 9, 1945 por Hans Guido Mutke em um Me-262, que voou brevemente totalmente supersônico em um mergulho. No entanto, mesmo em uma separação de fluxo totalmente supersônica é possível, mas porque o fluxo de ar não dobrará mais do que o que pode ser causado pelo vácuo total. No fluxo hipersônico, as mudanças de densidade tornam-se tão graves que são possíveis bolsas de "ar" que não contêm ar, mas um vácuo. Mas esse é mais um caso acadêmico, exceto para veículos de reinserção com uma base voltada para a retaguarda.

Why does this happen at Mach Speed? ...can it happen at lower speeds?

Também pode acontecer em velocidades mais baixas, depende de como a asa é projetada e as características do aerofólio (perfil de espessura da curvatura).

Em velocidades transônicas (0.7 - 1.0 Mach), você pode ter partes dos aerofólios em uma região supersônica, o que significa que você terá um choque diante (e talvez embaixo) da sua asa. Se a onda de choque for forte o suficiente, o fluxo atrás dela será (parcialmente) separado.

Quando a aeronave chega ao Mach 1, a presença de um choque é garantida.

^{Imagem da wiki}

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Nos comentários, surgiram mais perguntas, tentarei resolvê-las.

why does the Shockwave appear?

Resposta curta: Voltar do fluxo supersônico para subsônico. É difícil desacelerar o fluxo supersônico sem um choque, pois as moléculas de ar não "sabem" o que está por vir. A velocidade do som também é a velocidade de pequenas mudanças de pressão; portanto, qualquer sinal do que está por vir não chegará ao ar antes da onda de choque. O ar flui junto, alegremente inconsciente do que está por vir, até que as coisas não possam ser mantidas e mudar com um estrondo.

Quando a onda de choque é tão estendida para alcançar o solo, chama-se Sonic boom: veja a seção Sonic boom e barreira do som

Veja também este artigo da NASA em choques normais.

Por causa do atrito, as moléculas de ar próximas ao corpo não têm velocidade relativa à superfície do corpo. As moléculas um pouco mais distantes poderão se mover, mas, devido ao atrito com as moléculas ligadas ao corpo, elas ficarão mais lentas. Esse fenômeno é chamado de camada limite. Em condições normais, é assim que aproximadamente metade do arrasto do perfil é criado. A outra metade é o arrasto por pressão. No fluxo separado, o arrasto por fricção desaparece, mas como a massa de ar separada está a uma pressão menor que a pressão estática e, como fica na parte voltada para trás do aerofólio, a contribuição do arrasto por pressão é massiva.

why would the shockwave create turbulence?

Por ser um evento anisotrópico, é de natureza caótica, aumenta a entropia das moléculas de ar.

Temperatura, densidade, pressão e velocidade mudam em quantidades tão grandes na onda de choque (dependendo da velocidade do fluxo supersônico, com quantidades exatas dadas pela resolução do Rankine – Hugoniot equações) e em um espaço infinitesimalmente pequeno que o fluxo a jusante se torna extremamente caótico e não laminar.

Can it happen at lower speeds as well (in straight and level flight, ie, not stalled)?

Uma onda de choque só pode acontecer se você tiver um fluxo supersônico sobre as asas. A separação do fluxo ocorre em todas as velocidades. No final, todo o fluxo será separado na borda de fuga.

Isso acontece na velocidade do mach porque é quando a asa ultrapassa a onda de pressão tentando cortar o ar, resultando em uma onda de choque quando o ar desacelera novamente para velocidades subsônicas. Esse choque é chamado de choque de recompressão.

A onda de choque é a causa da separação. E, como você vê, isso pode acontecer a um valor inferior ao 1 Mach. A velocidade do ar mínima na qual o fluxo supersônico acontece é chamada de número crítico do mach. Mas a velocidade com que o arrasto causado pela onda de choque se torna significativa é a arrastar divergência mach número.