HISTORIA Y FAMILIA DE PERFILES AERODINAMICOS

RUBEN DARIO VILLEGAS

YUDY LUCIA ROJAS

JUAN ESTEBAN MARIN

JUAN ENRIQUE CORONADO

ANATOMIA DE PERFILES AERODINAMICOS

FAMILIA DE PERFILES AERODINAMICOS

PROFESOR

INGENIERO JULIO ENOC PARRA

FUNDACION UNIVERSITARIA LOS LIBERTADORES

INGENIERIA AERONAUTICA

BOGOTA DC.

2012

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Pág.

1. INTRODUCCION 1

2. OBJETIVOS 2

3. MARCO TEORICO 3

4. TIPOS DE PERFILES 10

5. CONCLUSIONES 19

6. BIBLIOGRAFIA 20

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INTRODUCCION

El estudio de los flujos externos es de particular importancia para el ingeniero aeronáutico en el análisis del flujo de aire alrededor de los diversos componentes de una aeronave, por esta razón analizaremos el comportamiento de los vectores que actúan sobre un perfil aerodinámico, observando en cada punto del perfil su tendencia y dirección para fortalecer nuestros conocimientos y poder realizar un estudio mas detallado de como actúan cada una de las fuerzas que actúan generando la sustentación, esto lo mostraremos haciendo un breve ensayo y se mostrara en detalle con siete tipos de perfiles diferentes.

La resistencia aerodinámica de un perfil es la componente paralela a la corriente incidente de las fuerzas de presión y fricción sobre el perfil. La resistencia debida al esfuerzo cortante se conoce como resistencia de fricción, depende básicamente de la cantidad de superficie en contacto con el fluido. La resistencia de presión que se conoce como resistencia de forma pues depende de la forma del cuerpo. En la mayoría de los cuerpos la resistencia es una combinación de ambas.

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OBJETIVOS

Comprender las fuerzas que el fluido ejerce sobre al perfil debido al movimiento relativo entre ambos, estas se conocen como la resistencia y la sustentación del perfil.

Conocer los diferentes tipos de perfiles que existen y enumerar algunos para saber su reseña histórica y en que tipo de aeronaves o dispositivos se utilizan.

Visualizar las características del flujo a través de un perfil, conocer la relación entre el ángulo de ataque y la frecuencia de desprendimiento de vórtices para cualquier tipo de perfil dado.

MARCO TEORICO

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Un perfil aerodinámico, es un cuerpo que tiene un diseño determinado para aprovechar al máximo las fuerzas que se originan por la variación de velocidad y presión cuando este perfil se sitúa en una corriente de aire.La resistencia y la sustentación don las resultantes de las fuerzas de presión y las debidas a esfuerzos cortantes sobre la superficie del cuerpo. Si determinamos las distribuciones de presiones y de esfuerzos cortantes sobre la superficie, se puede obtener por integración las fuerzas aerodinámicas.

En el estudio de perfiles, las partículas fluidas que tienen que pasar por encima del mismo recorren un camino más largo que las que tienen que pasar por debajo del perfil. Por tanto, las partículas que van a pasar por el extradós tienen que aumentar forzosamente su velocidad y las líneas de corriente se aprietan. Por debajo del perfil, las partículas pasan más holgadamente y las líneas de corriente están menos juntas. De esta forma, en el intradós se generarán altas presiones y en el extradós bajas presiones.

Anderson define un perfil aerodinamico como cualquier seccion del ala cortada por un plano paralelo a la cuerda de la misma. Esta precision puede trasladarsse a la definicion de un perfil en un alabe en la turbomaquinaria mediante una analogia entre el alabe y el ala. Anderson precisa que un perfil simetrico es un perfil sin combadura, es decir, la linea de combadura media y la linea de cuerda coincide y por otro lado el peril asimetrico es todo lo contrario, es decir, la linea de combadura media y la linea de cuerda no coinciden. Claramente en los perfiles simetricos la parte superior del perfil (lado de presion o intrados). Por otra parte, los perfiles asimetricos tienen la ventaja de generar mayor sustentacion y mejores prestaciones ante la entrada en perdida de sustentacion o desplome, la cual ocurre a elevados angulos de ataque.

La resistencia aerodinámica de un perfil es la componente paralela a la corriente incidente de las fuerzas de presión y fricción sobre el perfil. La resistencia debida al esfuerzo cortante se conoce como resistencia de fricción, depende básicamente de la cantidad de superficie en contacto con el fluido. La resistencia de presión que se conoce como resistencia de forma pues depende de la forma del cuerpo. En la mayoría de los cuerpos la resistencia es una combinación de ambas.

Todo cuerpo inmerso en una corriente móvil experimenta una fuerza. Teniendo en cuenta que el fluido es bidimensional, tendremos dos componentes de la fuerza. La componente de la fuerza en dirección del flujo se denomina resistencia o arrastre, y la componente de la fuerza perpendicular al flujo se conoce como sustentación.

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Figura 1

Los experimentos han demostrado que cualquier cuerpo colocado en una corriente móvil experimenta resistencia. En cambio, la sustentación no se presenta en todos los flujos, solamente se encuentra en aquellos en los que existe asimetría. La asimetría puede ser causada por el cuerpo o porque exista un cierto ángulo de ataque entre el cuerpo y la dirección del flujo.

Terminología de un perfil aerodinámico

Figura 2

Borde de ataque: borde delantero del perfil (B.A).

Borde de salida: borde trasero del perfil (B.S).

Cuerda: línea recta que une el borde de ataque con el borde de salida. Es una dimensión característica del perfil.

Línea de curvatura media: lugar geométrico de los puntos que equidistan de la curva que define el extradós y el intradós. Esta línea fija la curvatura del perfil. Si la línea de curvatura media queda sobre la cuerda geométrica (como en la figura 2) se dice que la curvatura es positiva, si es por debajo, negativa, y de doble curvatura si un tramo va por encima y otro por debajo.

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Curvatura máxima: es la máxima distancia entre la línea de curvatura media y la cuerda del perfil. Este valor y su posición a lo largo de la cuerda ayudan a definir la forma de la línea de curvatura media. El valor de la ordenada máxima y su posición suelen darse en forma de % sobre la cuerda.

Espesor máximo: es la máxima distancia entre el lado de succión y el lado de presión, medida perpendicularmente a la cuerda. El valor máximo y su posición se expresan en % de la cuerda. El valor del espesor varía desde un 3% en los muy delgados hasta un 18% en los muy gruesos.

Radio de curvatura del borde de ataque: radio del círculo tangente a las curvas de intradós y extradós y con su centro situado en la línea tangente en el origen a la línea de curvatura media.Su magnitud define la agudeza del borde de ataque y tiene efectos importantes en las características de pérdida. Un radio de curvatura del borde de ataque pequeño significa un borde de ataque agudo que puede causar una separación temprana de la capa límite cerca del borde de ataque.

Ángulo de ataque: ángulo que forma la velocidad de la corriente incidente con la cuerda geométrica.

La resistencia y la sustentación don las resultantes de las fuerzas de presión y las debidas a esfuerzos cortantes sobre la superficie del cuerpo. Si determinamos las distribuciones de presiones y de esfuerzos cortantes sobre la superficie, se puede obtener por integración las fuerzas aerodinámicas.En la siguiente figura se muestra un perfil aerodinámico típico con las distribuciones de presiones y de esfuerzo cortante sobre él.

Figura 3: Distribución de presiones y esfuerzos cortantes sobre un perfil.

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Realizando una clasificación simple los flujos se denominan:• Subsónico: < 1 ∞ M• Sónico: = 1 ∞ M• Supersónico: > 1 ∞ MPara cuerpos fuselados como es nuestro caso es necesaria una clasificación más compleja pues que la corriente exterior sea subsónica no garantiza que las zonas cercanas a la superficie lo cumplan:

Incompresible, < 0,3 ∞ M : Las variaciones de densidad debidas al cambio de presión pueden ser despreciadas. El gas es compresible pero la densidad puede ser considerada constante.

Subsónico, 0,3 < < 0,8 ∞ M : Se verifica que < 1 ∞ M en todo el campo fluido. No hay ondas de choque en el flujo.

Figura 4: Flujo transónico alrededor de un perfil

Transónico, 0,8 < < 1,2 ∞ M : Hay ondas de choque que conducen a un rápido incremento de la fricción y éstas separan regiones subsónicas de hipersónicas dentro del flujo. Debido a que normalmente no se pueden distinguir las partes viscosas y no viscosas este flujo es difícil de analizar.

Supersónico,1,2 < < 3,0 ∞ M : Normalmente hay ondas de choque pero ya no hay regiones subsónicas. El análisis de este flujo es menos complicado.Hipersónico, > 3,0 ∞ M : Los flujos a velocidades muy grandes causan un calentamiento considerablemente grande en las capas cercanas a la frontera del flujo, causando disociación de moléculas y otros efectos químicos.En las ondas de choque se pueden producir bruscos cambios de muy poco espesor(10−6m) pero las variables fluidas sufren variaciones muy drásticas a uno y otro lado de la onda de choque:

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Onda de choque: el número de Mach y la velocidad disminuyen mientras que la presión y la temperatura aumentan

Onda de expansión: la velocidad aumenta y la presión y temperatura disminuyen.

Si observamos el diseño de los perfiles aerodinámicos en general podemos observar, que aunque es muy variado, todos ellos tienen una forma básica: el borde de ataque del perfil es redondeado mientras que el borde de salida es afilado. La cara frontal se redondea para evitar la separación del flujo a la entrada y la porción de la cola tiene forma afilada para conseguir que la presión aumente progresivamente y así asegurar que si se produce separación de la corriente esta sea aguas abajo, tanto como sea posible.

En la siguiente figura se puede observar la aparición de una estela detrás del perfil, la causante del aumento considerable de la resistencia de forma. Si la corriente se separa antes del borde de salida, la estela formada será mayor.

Figura 5: Estela formada por un flujo alrededor de un perfil aerodinámico con la capa límite adherida.

Existe límite para la cantidad de reducción de la resistencia que se puede lograr al fuselar el cuerpo. A medida que el cuerpo se alarga la resistencia de fricción aumenta al existir más superficie mojada. La resistencia mínima sobre el cuerpo la proporciona el balance adecuado entre la resistencia de fricción y de presión.Todos los perfiles en mayor o menor medida van a sufrir una resistencia aerodinámica. En la mayoría de los flujos de interés el número de Reynolds es elevado, debido a que el tamaño del objeto es significativo y la viscosidad del fluido no es muy grande.

En 1904, L.Prandtl introdujo la hipótesis de capa límite, que explica cómo se originan la resistencia de forma y de fricción de un flujo para Reynolds elevado. Se percató que sin importar como de pequeña sea la viscosidad, el fluido debería satisfacer la condición de no deslizamiento en la superficie. En realidad, los esfuerzos viscosos son los culpables de que se cumpla dicha condición, consiguen evitar que el fluido deslice sobre el cuerpo. En consecuencia, la velocidad del fluido debe aumentar desde cero en la superficie hasta un valor del orden de la magnitud

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de la velocidad de la corriente libre en una corta distancia. Esta región donde la velocidad aumenta desde cero hasta un valor de la corriente libre se denomina capa límite.

En nuestro caso, para un perfil aerodinámico a elevados números de Reynolds, la capa límite es muy pequeña de manera que las líneas de corriente permanecen prácticamente sin cambios.Aunque despreciemos la influencia de la viscosidad, tenemos que tener en cuenta la influencia del ángulo de ataque en la distribución de presiones del perfil. Para ángulos de ataque pequeños, la capa límite no se ha desprendido aún y podemos considerar la distribución de presiones calculada mediante el modelo de flujo sin viscosidad.

Por el contrario, para ángulos de ataque elevados, se produce la separación de la capa límite y la distribución de presiones se modifica con respecto al modelo sin viscosidad. Esto hace que la resistencia debida a la presión aumente considerablemente pudiendo ser mayor que la resistencia de fricción. En la imagen siguiente se puede observar la separación de la capa límite para un ángulo de ataque elevado:

Figura 6: Perfil en pérdida con un ángulo de ataque grande. La capa límite sesepara cerca de la superficie frontal

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TIPOS DE PERFILES

PERFIL S-822

Este perfil es de la familia perteneciente a la NREL (National Renewable Energy Laboratory), fue diseñada en 1993 para las pequeñas turbinas de velocidad baja y potencia entre 2-20 kW. Las especificaciones de diseño para esta familia indican una región de coeficiente de sustentación máximo de 1,0 y un mínimo arrastre), mínimo de 0,010 para un número de Reynolds 600,000.

Una gama de números de Reynolds muy bajos en esta familia contribuye a una mayor Coeficiente de arrastre, y el aumento en la consecución de una alta raíz para un número de Reynolds de 400,000.

Las figuras, muestran la forma geométrica del contorno y vista interna del perfil S-822, donde se destaca el hecho de que es uno de los perfil más grueso y de menor curvatura, debido a que tiene un 16% y 1,89% de la cuerda respectivamente.

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Perfil E387

La superficie de sustentación E-387 fue diseñada en el principio de los años 60 por Richard Eppler para los modelos de aviones sailplane; era rápidamente acertada y todavía se utiliza. Más allá de esto, ha adquirido el papel adicional de convertirse en un perfil de prueba para comparar superficies de sustentación con bajo número de Reynolds a partir de un túnel de viento, con las de otro perfil, De hecho, la superficie de sustentación E-387 es probablemente el perfil más extensamente probado con bajo número Reynolds, siendo probado en los Países Bajos, Stuttgart, Princeton y la NASA Langley.

Este perfil presenta un porcentaje de curvatura de 3.78% con un grosor del 9.03% de la cuerda.

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Perfil MH106

Los perfiles MH fueron creados por el Dr. Martín Hepperle de la universidad de Stuttgar en Alemania. Más específicamente la serie MH 100 son ideales para diseños de aerogeneradores de baja potencia, donde además del MH106 se tiene MH 108-110, La geometría que posee el perfil MH 106, donde prestando particular interés en el borde de salida se puede notar que presenta una forma cóncava en su borde de salida, a diferencia de los otros perfiles donde en los cuales es convexo.

Respecto a los valores del coeficiente de sustentación que puede lograr, se observa que no son muy elevados, ya que no pasan de 0,9 siendo este el máximo valor para un Re = 1.000.000 y un ángulo de ataque de 9°. También se tiene que < 7°α prácticamente no existe diferencia las curvas de los 3 números de Reynolds.

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Perfil SG6040

La familia de perfiles SG-6040 fue desarrollada por el Dr. Michael Selig conjuntamente con el centro de investigaciones aerodinámicas Gottingen en Alemania. Al igual que en lo otros casos, se tienen la geometría del perfil tanto el borde como la vista interna, es posible mencionar que, el coeficiente de sustentación máximo que alcanza ese perfil es de 1.337 para un Re = 300.00 y = 14.3°, mientras que para Re =α 500,000 y = 12.7° se tiene un α valor de 1.334. Además posee un buen rango de ángulos de ataque que proporcionan valores de Cl elevados, comprendido entre 8° < < 14.5° siendo este intervalo el mas amplio deα los perfiles estudiados, En lo referente al coeficiente de arrastre, se presenta que el menor valor de Cd es de 0.009 para un Re = 500.000 y un ángulo de ataque cercano a 0°, siendo mas especifico 0.11° como se observa en la Tabla D de los anexos.

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Perfil S8036

Este perfil es de la familia desarrollada por el DR. Michael Selig en la UIUC (University of Ilinos, Urban Champaing) también pertenece a la NREL, Entre sus características mas resaltantes se tiene que es junto con el perfil S-822 los que poseen mayor grosor con un 16% de la cuerda y una curvatura de 1.9%, es posible apreciar los valores de coeficiente de sustentación que puede tener este perfil dependiendo de el ángulo de ataque y el numero de Reynolds. En este caso el Cl máximo tiene un valor de 1.21 con un = 12.5º y Re = 400.000. Mientras que para un Re =α 500.000 se obtiene un valor máximo de Cl de 1.197 y = 12º. α

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Perfil CLARK Y

Clark Y es el nombre de un determinado perfil aerodinámico perfil, ampliamente utilizado en uso general aeronaves diseños, y muy estudiado en la aerodinámica largo de los años. El perfil fue diseñado en 1922 por Virginio E. Clark . El perfil aerodinámico tiene un espesor de 11,7 por ciento y es plana en la superficie inferior de 30 por ciento de acorde de nuevo. La parte inferior plana simplifica mediciones de ángulo en las hélices, y hace que para la fácil construcción de alas en una superficie plana.

El Lockheed Vega es un ejemplo de la Y Clark utilizado en la práctica. Para muchas aplicaciones la Y Clark ha sido adecuada, sino que da el rendimiento general razonable en relación con su elevación a arrastrar relación , y tiene suaves y relativamente benigna parada características. Pero la superficie inferior plana es sub-óptimo desde un punto de vista aerodinámico, y se utiliza raramente en los nuevos diseños. El Spirit of St. Louis utiliza la Y Clark, el Piper Cub utiliza el 35B EE.UU. bastante similar.

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Perfil NACA 2412

El perfil NACA 2412 es semi-simétrica. Las aeronaves con esta superficie de sustentación son dóciles para volar a manejar el piloto simple y fácil de construir. Puesto que este perfil es relativamente grueso, puede ser poco esfuerzo para construir un ala estable con este perfil. Por otra parte, el perfil no es particularmente rápido, pero no lo suficientemente rápido. El flujo de aire en el borde de salida no sustituye a la propia tendencia. Esto es especialmente beneficioso en los trastornos buen comportamiento de la forma del perfil, como pequeñas faltas no (por ejemplo, defectos estructurales, abolladuras o agujeros) un efecto particularmente negativo en las características aerodinámicas del perfil. Sin embargo, es crítico el número de Reynolds por el borde del ala gruesa que conduce (borde de ataque) es mucho mayor que en superficies de sustentación eficaces.

Importancia de los tres dígitos de la NACA 2412 perfil:

Primero § 2 º - camber máximo del 2% (la longitud de la cuerda), Segundo Párrafo 4 - veces 10 = 40%. Así la comba máxima es de 40% de la

longitud de cuerda (medida desde el borde de ataque del ala). Tercera y 4 Punto: 12 - el espesor máximo del perfil (perfil de espesor) es 12%

de la longitud de la cuerda.

Radio del borde de la pala: 1,58; inclinación de la radio a través del borde de ataque del ala: 0,10

Resumen: NACA 2412 tiene 2% de inclinación, que es 4/10 detrás del borde de ataque del ala y 12% espesor de perfil (con relación a la profundidad de la banda de rodadura).

El Cessna 150 (23.954 aviones construidos) y el Cessna 182 (25.000 aviones construidos) tenían un perfil modificado NACA 2412.

Las variables de las que depende la fuerza son:c La cuerda del perfilu r La rugosidad de la superficie

α El ángulo de ataque∞ ρ La densidad del aire

γ El coeficiente adiabático del aireT ∞ La temperatura del aire

μ La viscosidad dinámica del aire∞ V La velocidad incidente relativa al perfilg R La constante universal de los gases

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Datos del perfil seleccionado NACA 4412, con su tabla original y la convertida por su cuerda =200.

NACA 4412 AIRFOIL CUERDA

200 mmX Y X Y

1,0000 0,0013000 200,00 0,260000,9500 0,0147000 190,00 2,940000,9000 0,0271000 180,00 5,420000,8000 0,0489000 160,00 9,780000,7000 0,0669000 140,00 13,380000,6000 0,0814000 120,00 16,280000,5000 0,0919000 100,00 18,380000,4000 0,0980000 80,00 19,600000,3000 0,0976000 60,00 19,520000,2500 0,0941000 50,00 18,820000,2000 0,0880000 40,00 17,600000,1500 0,0789000 30,00 15,780000,1000 0,0659000 20,00 13,180000,0750 0,0576000 15,00 11,520000,0500 0,0473000 10,00 9,460000,0250 0,0339000 5,00 6,780000,0125 0,0244000 2,50 4,880000,0000 0,0000000 0,00 0,000000,0125 -0,0143000 2,50 -2,860000,0250 -0,0195000 5,00 -3,900000,0500 -0,0249000 10,00 -4,980000,0750 -0,0274000 15,00 -5,480000,1000 -0,0286000 20,00 -5,720000,1500 -0,0288000 30,00 -5,760000,2000 -0,0274000 40,00 -5,480000,2500 -0,0250000 50,00 -5,000000,3000 -0,0226000 60,00 -4,520000,4000 -0,0180000 80,00 -3,600000,5000 -0,0140000 100,00 -2,800000,6000 -0,0100000 120,00 -2,000000,7000 -0,0065000 140,00 -1,300000,8000 -0,0039000 160,00 -0,780000,9000 -0,0022000 180,00 -0,440000,9500 -0,0016000 190,00 -0,320001,0000 -0,0013000 200,00 -0,26000

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CONCLUSIONES

Se ha representado el comportamiento del flujo de fluidos en torno de un perfil aerodinámico expuesto a corriente libre para cualquier ángulo de ataque. Los resultados, en general, una buena aproximación cualitativa en algunos de los parámetros de estudio (curvas de lift y drag), El estudio del comportamiento del perfil en una corriente de viento es fundamental para predecir el rendimiento y correcto desempeño de la turbina, ya que se puede apreciar si existe algún tipo de turbulencia a lo largo de la geometría del perfil, al igual que conocer el ángulo de ataque máximo que puede tener sin caer en perdida de la sustentación.

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BIBLIOGRAFIA

Mecánica de Fluidos

Irving shames, 1995. McGraw Hill, ISBN 0-07-056387-X.

Mecánica de Fluidos

Victor L. Streeter, 2000. McGraw Hill, ISBN 0-07-062537-9.

The effect of turbulence intensity on stall of the NACA 0021 aerofoil

K .Swallwe, J Sheridan and W. H. Melbourn Departement od Mechanical Engineering Monash University, Victoria, Australia.

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