Aspectos basicos del airfoil

Aspectos Preliminares Del Airfoil
Jhon Jairo Gal´n Rinc´n a o Jonathan Andr´s Pineda Garc´ * e ıa 2010

Resumen Este trabajo muestra un desarrollo experimental en el cual se quieren mostrar las lineas de flujo que se ven cuando hacemos circular un fluido incompresible sobre el ala de un avi´n, bas´ndose totalmente en el un estudio del .airflow.a partir de los conceptos de fuerzas o aaerodin´micas,y distribuciones de presi´n, ademas en el experimento se hicieron variaciones a o en el angulo de ataque del ala, con lo cual se trato de mostrar el punto limite donde el flujo se divide en dos, y se establece el punto de lift m´ximo. a

1.

Introducci´n o

Figura 1: Secci´n transversal del ala, o airfoil o

Si tomamos el ala de un avi´n, y le hacemos un corte transversal, tal como semuestra en la o figura 1, obtenemos la secci´n llamada airfoil, en este caso es una superficie paralela al plano xz. o El airfoil se puede describir haciendo uso de una nomenclatura est´ndar, tal como se muestra a en la figura 2:

Figura 2: Nomenclatura del airfoil
*

Universidad Nacional De Colombia

1

La cuerda (chord), es una linea que atraviesa el airfoil de extremo a extremo, y une dospuntos llamados Borde principal (Leading edge), Borde secundario (Trailing edge), La Linea media de curvatura (Mean chamber line), es equidistante a la superficie superior (Upper surface), y a la superficie inferior (Lower surface), el arco (camber) es la distancia entre la linea media de curvatura y la cuerda, y el espesor (Thickness), es la distancia entre las superficies superior e inferior.

1.1.Fuerzas aerodin´micas y momentos del airfoil a

Las fuerzas aerodin´micas dependen principalmente de: la distribuci´n de presi´n (p) nora o o mal a la superficie al rededor de la superficie y la fuerza tangencial (shear stress) (τ ). Ambos perpendiculares entre s´ y cambian sobre la superficie. los momentos y las fuerzas sobre el airfoil ı dependen netamente de estas dos condiciones; la fuerzatangencial es debida a una aci´n de o jalado sobre la superficie que es causada por la fuerza de fricci´n entre el cuerpo y el aire. el o efecto neto de p y τ al rededor de toda la superficie del cuerpo genera la fuerza resultante R y el momento M. y R se puede escribir en dos componentes tal como se ve en la figura 3.

Figura 3: Fuerza aerodin´mica resultante a Donde V∞ es la velocidad cerca alcuerpo. el lift L es la componente de R perpendicular a V∞ y el drag D es la componente paralela a V∞ . Adem´s (N ) la fuerza normal que es la a componente de R perpendicular a c y ( A) como la fuerza axial como componente R paralela a c. a parte de estas cantidades fundamentales para estudiar el airfoil, tenemos el ´ngulo de a ataque y se encuentra entre c y V∞ . relacion´ndolo geom´tricamente conD y L, es: a e L = N cosα − Asinα D = N sinα + Acosα (1) (2)

Para una distribuci´n de presi´n y fuerza tangencial tenemos, que la fuerza total normal y o o la fuerza axial por unidad de intervalo: N = −(
[LE,T E]

(pu cosθ + τu sinθ)dsu ) +
[LE,T E]

(pl cosθ + τl sinθ)dsl

(3)

Donde pu y τu e igualmente para l son encima y debajo de la superficie, con θ como el ´ngulo a entre laperpendicular a la superficie con el eje y. La fuerza axial:

2

A =
[LE,T E]

(−pu sinθ + τu cosθ)dsu ) +
[LE,T E]

(pl sinθ + τl cosθ)dsl

(4)

Insertando las ecuaciones anteriores en las ecuaciones (1,2), tenemos el lift y el drag en t´rminos de las distintas componentes. el momento aerodin´mico depende del punto donde sea e a tomado, lo unico que se debe tener en cuenta es que si αse incrementa el momento es positivo ´ y si α se disminuye el momento es negativo,l tal como se muestra en la figura:

Figura 4: momentos aerodin´micos a Finalmente el momento, se puede escribir en t´rminos del superior e inferior como: e

MLE =

[(pu cosθ + τu sinθ)x) − (pu sinθ − τu cosθ)y]dsu +
[LE,T E]

(5) [(−pl cosθ + τl sinθ)x + (pl sinθ + τl cosθ)]dsl

[LE,T E]

y, x y θ son...