O salto de velocidade em $ \ simeq 0.5c $ é devido a uma bolha de separação laminar.
Mas você pergunta duas coisas diferentes aqui:
- Impedir a separação da borda principal
Uma separação de ponta pode ocorrer quando a bolha de separação laminar avança para ângulos de ataque mais altos e é mais comum em aerofólios finos. Uma maneira de suprimir isso é pelo uso de elementos de rugosidade, uma viagem ou geradores de vórtices. Você pode experimentar isso usando o Xfoil e consertar a localização da transição no ponto (ou em uma distância antes deste ponto) que você assumiu que você tem um elemento de rugosidade, por exemplo. Caso contrário, tente modificar a geometria com as rotinas de design inversas do Xfoil e, se você estiver seriamente interessado nisso, leia estes Low Reynolds Número de notas de aula de projeto de aerofólio fornecidas pela Selig.
- Aumentar a eficiência aerodinâmica ($ L / D $)
Aumentar $ L / D $ para um ângulo de ataque especificado para este tipo de aerofólios e para o regime de Reynolds baixos significa, em geral, reduzir o salto de velocidade da bolha de separação laminar. Se estou certo, os aerofólios de Selig já são uma versão aprimorada de aerofólios similares da NACA para baixo Re. Para fazer isso, você deve consultar novamente as notas acima mencionadas.
Tem certeza de que o pico de $ c_p $ plot antes do pico de sucção não é um problema de painéis? Parece não físico. Você já tentou refinar seu aerofólio? Eu não capturei isso com a mesma análise usando o Xfoil com 200 painéis.
Uma regra geral é que o parâmetro de forma ($ H_k $) da camada limite em uma bolha de separação laminar é de cerca de 4. Você pode ver na seguinte plotagem que você tem uma bolha de separação laminar em torno de $ 0.5c $ no em cima da superficie. Não na borda principal embora.