aero 2parte

El aumento de entropia a traves de una onda de choque implica un aumento de la presion total. V. F.

Cuanto mayor es la turbulencia de la corriente incidente, mayor es el Reynolds critico de transicion a turbulento sobre la esfera, y por tanto la caida del coeficiente de resistencia ocurre a Reynolds mas altos. V. F.

Cuando se produce una reflexion de una onda de choque, el choque reflejado es mas fuerte que el choque incidente. V. F.

El valor de la presion de un elemento de fluido que se ha frenado adiabaticamente se define como la presion total o de remanso. V. F.

La razon por la cual no hay ondas de choque en flujos locales subsonicos es porque se violaria la primera ley de la Termodinamica. V. F.

Las lineas de corriente entre el choque oblicuo adherido y la superficie del cono son rectas. V. F.

La resistencia de interferencia es independiente del angulo de ataque. V. F.

El flujo detras de una bow shock es rotacional debido a los gradientes de entropia provocados por las diferentes soluciones de choque oblicuo que presenta. V. F.

En el analisis linealizado supersonico, el coeficiente de presion resulta positivo en la parte delantera de una perturbacion o resalto (compresion) y negativo en la parte trasera (expansion), en coherencia con la teoria de ondas de intensidad finita. V. F.

En un choque oblicuo, la velocidad tangencial es continua y los cambios termodinamicos se asocian a la componente normal. V. F.

Para una cuna en supersonico, el angulo maximo de deflexion para tener un choque oblicuo adherido disminuye al aumentar el Mach incidente. V. F.

Para un mismo angulo geometrico, el choque sobre un cono es mas fuerte que sobre una cuna 2D porque el flujo dispone una dimension adicional en la que expandirse. V. F.

Manteniendo fijo el angulo de deflexion de una cuna y considerando la solucion debil, al aumentar el Mach incidente el angulo de choque disminuye. V. F.

Si un flujo supersonico se desvia en una esquina donde el flujo se aleja de si mismo, la adaptacion se produce mediante un abanico de expansion, no mediante un choque oblicuo. V. F.

Un perfil supercritico tiende a producir Mach locales mas altos en el extrados y un choque de terminacion mas fuerte que un perfil convencional, lo que disminuye el Mach divergente. V. F.

Las correcciones de compresibilidad mejoradas, por ejemplo Laitone o Karman-Tsien, se introducen para capturar parcialmente efectos no lineales y suelen ajustar mejor los datos experimentales de Cp que Prandtl-Glauert. V. F.

El barrido del ala puede retrasar efectos transonicos porque la linea de corriente ve una relacion espesor-cuerda efectiva menor que en el ala recta, elevando el Mach divergente a igualdad de espesor real. V. F.

Segun Prandtl-Glauert, para el mismo perfil y condiciones incompresibles constantes, la magnitud del coeficiente de momento aumenta al aumentar el Mach de la corriente incidente. V. F.

En supersonico, usando Bernoulli entre el infinito y la boca del Pitot es posible obtener la velocidad de la aeronave. V. F.

La ecuacion lineal del potencial de velocidad de perturbacion es razonablemente valida para cuerpos delgados con pequenos angulos de ataque en regimines subsonico compresible, transonico y supersonico. V. F.

En el punto de maxima eficiencia aerodinamica de un avion, la resistencia parasita y la resistencia inducida son iguales. V. F.

Si el flujo externo es hipersonico, toda la capa limite es necesariamente supersonica. V. F.

Una onda de choque incidente sobre una pared puede inducir separacion de la capa limite al imponer un gradiente de presion adverso muy intenso. V. F.

Para el flujo ideal compresible es posible obtener una ecuacion exacta para el potencial de velocidades; el inconveniente es que dicha ecuacion es no lineal. V. F.