No ar parado, toda camada limite começa laminar. A rapidez com que a transição para uma camada limite turbulenta depende de:
O fluxo da placa plana (sem alterações de pressão) transita normalmente em um número de Reynolds em torno de 400,000. Se o fluxo for acelerado, todas as velocidades na direção do fluxo aumentam enquanto o fluxo cruzado não será afetado; portanto, uma camada limite laminar no fluxo de aceleração é estabilizada. Em planadores modernos, a superfície inferior é laminar acima do acorde 80% em ângulos de ataque mais altos, o que pode corresponder a um número de Reynolds de 5,000,000 ou mais quando a transição eventualmente ocorrer.
Por outro lado, um aumento de pressão na direção do fluxo corresponde a uma desaceleração na direção do fluxo; portanto, quaisquer movimentos perpendiculares à direção do fluxo crescem em relação à velocidade do fluxo e, como conseqüência, a transição turbulenta ocorre rapidamente. O fluxo do lado superior após o pico de sucção próximo à borda principal é o principal candidato à transição, e é isso que faz com que o fluxo ao redor do "aerofólio tradicional" se torne turbulento antes. O gráfico da sua pergunta é enganoso, porque o fluxo lateral inferior do aerofólio tradicional deve ser tão laminar quanto o do aerofólio P-51 se a suavidade da superfície de ambos for comparável.
Quão laminar foi a asa P-51?
À velocidade de vôo do P-51, havia muito pouco fluxo laminar; o efeito total dos aerofólios laminares só pode ser explorado nos números de Reynolds abaixo do 5,000,000. Em números Reynolds mais altos, é necessário gradientes progressivamente mais íngremes para manter a camada limite laminar, de modo que a faixa de ângulos de ataque em que uma longa camada limite laminar seja possível nos dois lados de um aerofólio (o balde laminar) fique cada vez menor.
A distribuição "na cobertura" dos perfis aerodinâmicos NACA do dígito 6 ajudou, no entanto, porque lhes proporciona um número de Mach crítico mais alto do que as distribuições "de pico" dos aerofólios anteriores. O pico de sucção próximo ao nariz dos aerofólios mais antigos levará ao fluxo supersônico local em um número Mach mais baixo, e a um aumento do arrasto dos choques que se seguiriam. O mais importante para o seu baixo arrasto, no entanto, foi a superfície da asa muito suave do P-51, sem espaços à frente da longarina. Vejo Este artigo para obter detalhes.
Influência da varredura
A varredura de asa também tornará difícil manter o fluxo laminar. Como aqui explicada, em uma asa varrida, apenas o componente de velocidade perpendicular à asa será afetado por ela; portanto, o fluxo acelerado após o ponto de estagnação se curvará para dentro de uma asa varrida. Ao mesmo tempo, a viscosidade diminui o fluxo perto da pele da asa. A conseqüência é uma torção na distribuição de velocidade sobre a camada limite, que desestabiliza o fluxo laminar e leva à transição precoce.
Um C-172 com seu aerofólio NACA de quatro dígitos tem a superfície superior de pico que disparará a camada limite muito cedo na superfície superior. Na superfície inferior, o fluxo laminar durará um pouco mais, mas será desestabilizado por lacunas na superfície; portanto, a maior parte do fluxo no C-172 é turbulenta. Em um avião comercial, o número de Reynolds está na casa das dezenas de milhões, portanto a transição será muito cedo e resta muito pouca fração laminar. Isso é encontrado principalmente perto de bordas não varridas, como as barreiras do motor. Somente com tecnologias avançadas como sucção da camada limite será concebível que uma parte maior de uma asa de avião possa ser mantida laminar.
Transição e Separação
A separação laminar às vezes acontece quando o fluxo se separa logo após a negociação do nariz, como em um aerofólio NACA de cinco dígitos ou em um bola de golfe. Isso leva a uma parada abrupta e deve ser melhor evitada. Normalmente, a camada limite transita para o estado turbulento e permanece anexada até a camada limite turbulenta se separar, na borda de fuga ou progressivamente mais à frente quando o aerofólio parar.
Às vezes, a transição ocorre em uma bolha de separação laminar. O fluxo de desaceleração após o pico de sucção é desacelerado pelo atrito próximo à superfície, e ambos os efeitos se combinam para interromper o fluxo em algum momento. A camada limite espessa, de modo que o aumento da pressão é momentaneamente suspenso, e as oscilações de velocidade na camada limite são amplificadas de modo que os fluxos transversais se tornam mais intensos, misturando as partes externa e interna da camada limite. O perfil de velocidade fica mais cheio e o fluxo próximo à parede aumenta novamente a velocidade, de modo que a separação desaparece e o aumento da pressão é retomado.
Abaixo, plotei os resultados do XFOIL para a distribuição de pressão em torno do HQ-17 em Re = 1 Mio (o HQ-17 é usado no ASW-22 Planador de classe aberta, por exemplo). As linhas pretas tracejadas mostram a pressão invíscida, enquanto as linhas coloridas mostram os resultados do fluxo viscoso. Nos dois lados, você verá uma torção nas linhas coloridas - é aqui que está a bolha de separação laminar.
Quando o fluxo se separa, a linha de pressão se torna horizontal. Após a transição, ele volta para perto da linha invíscida, o que mostra o quão mais acentuado é o gradiente de pressão que uma camada limite turbulenta tolerará. O recolocação está completo quando o aumento acentuado da pressão trouxe a pressão local de volta ao nível invíscido. Observe no gráfico do aerofólio na parte inferior que a espessura da camada limite atinge o pico onde estão as bolhas de separação.
Sim, a camada limite é laminar antes e dentro da separação aqui. Esse fenômeno ocorre na escala de modelos de aeronave, planadores e aeronaves pequenas de GA (100,000 <Re <5,000,000), mas está ausente em números Reynolds mais altos, porque a transição ocorre antes que o fluxo laminar se separe.
