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Selección de un perfil alar usando el software XFLR5 ...

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TRABAJO FINAL ESTABILIDAD Y DINÁMICA DE VUELO FUNDACIÓN UNIVERSITARIA LOS LIBERTADORES FASE 1. SELECCIÓN DE PERFILES Javier Miguez, [email protected], 201610051604. Carolina Sarmiento, d [email protected], 201620028604. RESUMEN Se realizó la selección de un perfil aerodinámico para el diseño conceptual de una aeronave tipo “bussines jet” teniendo en cuenta una línea base de aeronaves de este mismo tipo, la cual incluye datos de sus diferentes perfiles NACA, con estos datos se procedió a realizar un análisis en el software XFLR5, para identificar los diferentes básicos teóricos de estos perfiles, y así poder elegir uno para el aeronave a diseñar, el cual pueda cumplir con todos los requerimientos de la aeronave en sus diferentes fases de vuelo. I.

INTRODUCCIÓN. 

Un perfil aerodinámico es una estructura diseñada para obtener una reacción sobre su superficie del aire a través del cual se mueve o que pasa junto a dicha estructura. El aire actúa de diversas formas cuando se somete a diferentes presiones y velocidades; al observar un perfil aerodinámico típico, como la sección transversal de un ala, se pueden ver varias características obvias de diseño. Hay una diferencia en las curvaturas de las superficies superior e inferior del perfil aerodinámico. La curvatura de la superficie superior es más pronunciada que la de la superficie inferior, que suele ser algo plana.

- Establecer claramente qué tipo de aeronave fue seleccionada para el cálculo y verificación de coeficientes obtenidos con base a la selección de los perfiles para los planos y el estabilizador horizontal

II.

Un perfil aerodinámico está construido de tal manera que su forma se aprovecha de la respuesta del aire a ciertas leyes físicas. Esto desarrolla dos acciones de la masa de aire: una acción de elevación de presión positiva de la masa de aire debajo del ala,

-

OBJETIVOS. 

Simular la selección de los perfiles alares, coeficientes de momentos requeridos para el diseño y configuración de deseada mediante el programa XFRL5 

-

Decidir los perfiles a utilizar en la aeronave que se está diseñando, teniendo en cuenta los resultados obtenidos en las simulaciones. 

III.

MARCO TEÓRICO. 

PERFIL AERODINÁMICO.

y una acción de elevación de presión negativa de la presión baja sobre el ala.

Cuando la corriente de aire golpea la superficie inferior relativamente plana de un ala o cuando la pala del rotor se inclina en un ángulo pequeño con respecto a su dirección de movimiento, el aire se ve obligado a rebotar hacia abajo, provocando una reacción ascendente en elevación positiva. Al mismo tiempo, la corriente de aire que golpea la sección curva superior del borde de ataque se desvía hacia arriba. Un perfil aerodinámico tiene la forma de provocar una acción en el aire y fuerza el aire hacia abajo, lo que proporciona una reacción igual desde el aire, forzando el perfil aerodinámico hacia arriba. Si un ala está construida de tal forma que provoca una fuerza de sustentación mayor que el peso de la aeronave, la aeronave volará. Diferentes perfiles aerodinámicos tienen diferentes características de vuelo. Se han probado muchos miles de perfiles aerodinámicos en túneles de viento y en vuelo real, pero no se ha encontrado ningún perfil aerodinámico que satisfaga todos los requisitos de vuelo. El peso, la velocidad y el propósito de cada avión dictan la forma de su perfil aerodinámico. El perfil aerodinámico más eficiente para producir la mayor sustentación es el que tiene una superficie inferior cóncava o "recortada". Como diseño fijo, este tipo de perfil aerodinámico sacrifica demasiada velocidad mientras produce sustentación y no es adecuado para vuelos de alta velocidad.

Los avances en ingeniería han hecho posible que los jets de alta velocidad actuales aprovechen las características de alta sustentación del perfil cóncavo. Los flaps del borde de ataque (Kreuger) y los flaps del borde de salida (Fowler), cuando se extienden desde la estructura básica del ala, literalmente cambian la forma del perfil aerodinámico a la forma cóncava clásica, generando así una sustentación mucho mayor durante condiciones de vuelo lento.

IV.

PROCEDIMIENTO 

1. Elaborar un baseline de los perfiles aerodinámicos mediante el software XFRL5 para la verificación de los datos de los coeficientes básicos aerodinámicos de los perfiles. Estos datos de baseline deben ser acorde a número de aeronaves que se van a analizar en el espacio académico de diseño aeronáutico. 1.1 D  e la tabla 1 obtener los coeficientes

básicos teóricos de cada perfil analizado, seleccionado el perfil final que se va utilizar en el plano (alas) y en el estabilizador horizontal del diseño conceptual y preliminar. 1.2 D  el anterior punto se deberán sacar por

lo menos 5 conclusiones importantes de selección de perfiles aerodinámicos, explicando el por qué la selección de los mismos, adicionalmente recalcular estas geometrías y dimensiones de las áreas de las alas y estabilizador horizontal para los cálculos de estabilidad y control. 2. Seleccionar las variables de diseño para la estabilidad y control acorde a la

elección del diseño conceptual, y responder con base a la parte teórica del libro de estabilidad y dinámica de ROSKAM la influencia de los siguientes aspectos: geometría, selección y diseño de una del ala y superficies de control. 3. En el túnel de viento subsónico realizar una observación de cuerpos fuselados, interpretando el efecto Munk y de la influencia en la distribución de la sustentación en ese tipo de geometrías.

V.

Figura 2. Gráfica de coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0012.

RESULTADOS. 

Figura 3. Gráfica de coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 23010.

1. B  ASELINE BASELINE DE AERONAVES BUSINESS JET AERONAVE

PERFIL ALAR

Premier 1

0012

Hawker 400

23010

Cessna 525

0714

Cessna Denali

2412

Embraer phenom 300

0008

Pilatus PC 12

0417

Figura 4. Gráfica de coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0714.

Figura 1. Tabla de línea base. Teniendo los datos de los perfiles de cada aeronave, se procede a analizar cada perfil en el software XFLR5 para calcular los diferentes coeficientes aerodinámicos básicos de cada uno. A continuación se mostrarán los resultados obtenidos para cada uno de los perfiles después de realizarles el análisis.

Figura 5. Gráfica de coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 2412.

Figura 8. Coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0012.

Figura 6. Gráfica de coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0008.

Figura 7. Gráfica de coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0417. Teniendo ya los gráficos de cada perfil se procede a tabular los datos presentados en estos, los cuales presentan la variación de algunos de los coeficientes aerodinámicos básicos con respecto al ángulo de ataque (0° - 25)

Figura 9. Coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 23010.

Figura 9. Coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0714.

Figura 10. Coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 2412.

Es importante aclarar, que, para el desarrollo de las tablas, principalmente del coeficiente de drag (Cd) para cada perfil, fue necesario utilizar la siguiente fórmula: Figura 11. Coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0008

Donde teníamos los datos necesarios para su desarrollo, ya que el coeficiente de lift variaba con el ángulo de ataque y así mismo el coeficiente de drag.

Figura 12. Coeficientes aerodinámicos para el perfil NACA 0417. Según las anteriores figuras, se puede evidenciar la razón por la cual varios de los espacios de coeficientes aerodinámicos

no están completos, puesto que por las velocidades que manejan estas aeronaves, se les restringe ciertos ángulos de ataque. Adicional a eso, ya que las aeronaves tienen dimensiones tan parecidas, ciertos coeficientes no varían mucho, salvo por el Mach que manejan, además que para el desarrollo del coeficiente de arrastre se tomó la misma eficiencia de Oswald, ya que todas las aeronaves tenían similitudes en su geometría.

Figura 15. Coeficiente de momento vs Ángulo de ataque.

A continuación se observan las gráficas para cada perfil, comparando sus respectivos coeficientes aerodinámicos.

Figura 16. Cl/Cd vs Ángulo de ataque.

Figura 13. Coeficiente de lift vs Ángulo de ataque. Figura 17. Coeficiente Coeficiente de drag.

Figura 14. Coeficiente de drag vs Ángulo de ataque.

de

lift

vs

Para finalizar, podemos evidenciar que, para los cálculos de estabilidad y dinámica de vuelo, se tienen en cuenta aún más los datos experimentales, lo anterior basado en las aproximaciones que se hacen para concordar con ciertos resultados, que en general, siempre se acercan más a la realidad. VI. SELECCIÓN DE PERFIL. El procedimiento de selección del perfil aerodinámico se ha desarrollado considerando parámetros relacionados con la eficiencia aerodinámica y la estabilidad

de vuelo. Los parámetros aerodinámicos de la superficie aerodinámica se han calculado utilizando un software el cual funciona como simulador de vuelo para analizar el desempeño de los diferentes perfiles aerodinámicos candidatos. La estrategia para la selección del perfil aerodinámico adecuado tuvo en cuenta consideraciones de aerodinámica y estabilidad, dado que varios parámetros definen la eficiencia aerodinámica del perfil aerodinámico en diferentes regímenes de vuelo, todos los parámetros en cuestión se calculan y se proponen. Encontrando que todos los perfiles son de aeronaves del mismo tipo “bussines jet”, encontramos que los perfiles no presentan una gran variación, pero el perfil más adecuado para el diseño de nuestra aeronave es el NACA 2412. El perfil aerodinámico NACA 2412 es parte de la serie de 4 dígitos de clasificación del perfil aerodinámico NACA. Los 4 dígitos están determinados por las características del perfil aerodinámico de la siguiente manera: 1. El primer dígito describe la comba máxima como un porcentaje de la cuerda. 2. El segundo dígito describe la ubicación de esa curvatura máxima medida desde el borde de ataque en porcentaje de la cuerda. 3. Los dos últimos dígitos describen el espesor máximo del perfil aerodinámico en porcentaje de la cuerda. Con todos los porcentajes dados con respecto a la longitud del acorde, la clasificación del NACA 2412 determina

que la superficie aerodinámica tiene una curvatura máxima del 2% ubicada al 40% del borde de ataque, con un espesor máximo del 12%. Se observó en el análisis que de acuerdo con el principio de Bernoulli, a medida que aumenta la velocidad del flujo de aire a lo largo de la superficie del ala, la presión a lo largo de la superficie del ala disminuye. Del mismo modo, un aumento en el ángulo de ataque aumentará la separación entre el coeficiente de presión de las secciones superior e inferior del perfil aerodinámico de la misma manera que el ala de un avión se eleva más a medida que aumenta su ángulo de ataque, el perfil aerodinámico NACA 2412 recibe una pérdida de presión drásticamente mayor a medida que el ángulo de ataque aumenta, produciendo una fuerte fuerza de sustentación. VII. VARIABLES DE DISEÑO. Plano bajo En una aeronave de plano bajo el piloto tiene una mejor visibilidad por encima y a los lados de la aeronave, al estar en esta posición también se facilita el proceso de repostar la aeronave, la configuración de ala baja produce un mejor efecto de suelo, lo cual aumenta la sustentación y reduce la resistencia del avión cuando está más cerca de la superficie de la tierra. Los aviones de ala baja son más estables que los de ala media, pero no tanto como los de ala alta y también son más maniobrables que los aviones de ala alta. Esta configuración solo tiene dos desventajas que son, La visibilidad de los pasajeros se bloquea y falta de espacio

para el movimiento en tierra del personal de tierra en el momento del mantenimiento de la aeronave.

Plano medio Los aviones con alas unidas en la parte media (en altura) del fuselaje se conocen como aviones de ala media, generalmente, casi todos los aviones de combate son aviones de ala media. Los aviones de ala media utilizan perfiles aerodinámicos simétricos a diferencia de los aviones de ala alta y ala baja, tienen mejores movimientos de balanceo que los de ala alta y ala baja y también tienen mejor estabilidad de rodadura, los aviones de ala media pueden elevarse en dirección vertical inversa. Esto es lo que permite a las aeronaves de acrobacias girar y volar. Estos aviones también tienen menos resistencia al arrastre parásito, esta configuración también permite llevar armas como misiles y bombas, y también presentan ciertas desventajas como es que el ala media ocupa mucho volumen útil del fuselaje y esta es la razón principal por la que no se utiliza en aviones comerciales de pasajeros. Las alas intermedias generalmente están unidas en la parte trasera del fuselaje, lo que provoca un desplazamiento del centro de masa en la parte trasera del fuselaje, y si los trenes de aterrizaje están montados en las alas, entonces (el tren de aterrizaje) debe ser más largo. Plano alto Los aviones de ala alta son aviones cuyas alas están montadas sobre el fuselaje. Las

alas de los aviones de ala alta tienden a ser relativamente planas con poco diedro o anedro, Sus principales ventajas es que el piloto tiene vista clara y sin obstáculos del suelo, también más distancia al suelo para evitar obstáculos bajos, las alas altas impiden que entre algo de luz solar en la cabina. La distancia de aterrizaje es más corta debido a la disminución del impacto del efecto suelo, la gravedad ayuda a que el combustible fluya desde el tanque al motor sin la necesidad de una bomba de combustible, es inherentemente estable ya que el centro de masa está situado debajo del centro de elevación. Tienen un espacio de trabajo y almacenamiento utilizable debajo de las alas cuando el avión está en un hangar y es más fácil de bloquear y desbloquear las ruedas principales. Estos presentan mayor peso debido a la necesidad de largueros de tren de aterrizaje y largueros de ala separados. También tienen un tren de aterrizaje más largo y pesado con pista más estrecha y menos estable y son más sensibles al viento cruzado y a las turbulencias en y cerca del suelo. Ángulo diedro El ángulo diedro hace que el avión sea más estable lateralmente, o en otras palabras, más estable cuando gira hacia la izquierda o hacia la derecha y se encuentra en casi todos los aviones que existen. Cuanto más diedro tiene un avión, más pronunciado se vuelve el efecto. Pero para la mayoría de los aviones, solo tienen unos pocos grados de diedro, lo que es suficiente para mantener las alas niveladas durante pequeñas perturbaciones, como turbulencias o golpear los controles de vuelo en la cabina.

El diedro no siempre es bueno y, como casi todos los factores de diseño, tiene un costo, en este caso mayor arrastre y menor velocidad de balanceo. Upwash y Downwash Los vórtices de la punta de las alas crean tanto un flujo ascendente como descendente; La corriente descendente se encuentra dentro de la envergadura y afecta el ángulo de ataque del ala, mientras que la región ascendente se encuentra fuera de la envergadura y puede ser utilizada por otro avión (o pájaro) que vuele detrás y por encima del ala, y se puede ver en el siguiente diagrama.

Las fuerzas que actúan sobre una aeronave debido al aire se pueden dividir en fuerzas de presión y fuerzas cortantes. Las fuerzas de cizallamiento se deben a la viscosidad del aire mientras que las fuerzas de presión son creadas por cambios en la velocidad del aire cuando pasa sobre la aeronave. La distribución de la presión se caracteriza por presiones mucho más bajas que la presión atmosférica sobre el borde de ataque superior del ala. Esto está asociado con el área de mayor curvatura de la superficie y a medida que el aire se acelera alrededor del borde de ataque la presión estática se reduce. A medida que el aire viaja hacia el borde de fuga sobre la parte superior de la superficie, la presión se recupera hacia la presión atmosférica. El flujo de aire sobre la parte inferior de la superficie se caracteriza por un punto de estancamiento en la superficie del borde de ataque inferior, donde la energía cinética del aire se convierte completamente en presión estática. Este punto es el punto de mayor presión absoluta.

Figura 18. downwash.

Diagrama de upwash

y

VIII. DISTRIBUCIÓN DE PRESIÓN EN CUERPOS FUSELADOS. Las cuatro fuerzas principales que actúan sobre un avión son sustentación, resistencia, empuje y peso. Durante vuelo en estado estable, la fuerza de peso de una aeronave se equilibrará con la sustentación generada, mientras que, para un avión motorizado, la resistencia del avión se equilibrará con el empuje producido.

La presión del aire sobre la superficie inferior es típicamente superior a la presión atmosférica, con la reducción de la presión hacia el borde de fuga. Los análisis realizados en todo este tiempo muestran que las presiones negativas más altas ocurrieron cerca del ala y son más dependientes del ala que del fuselaje. IX. CONCLUSIONES. -

El software XFLR5 es el indicado para realizar el análisis del posible desempeño de perfiles aerodinámicos e incluso superficies sustentadoras de aeronaves que vuelan a velocidades relativamente

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bajas, ya que en el programa no es posible aumentar demasiado el número de Reynolds porque muestra discrepancias. Se identificaron los factores relevantes para el diseño de superficies sustentadoras, como lo son la eficiencia aerodinámica, el análisis de estabilidad y los coeficientes de sustentación y arrastre. Para aeronaves de tipo business jet las cuales vuelan en un régimen casi transónico, es necesario contar con perfiles los cuales al recibir una pérdida de presión drásticamente mayor a medida que el ángulo de ataque aumenta, producen una fuerte fuerza de sustentación.

X. BIBLIOGRAFÍA -

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Jan Roskam - Airplane and flight dynamics and automatic flight controls part 1. 

Raymer, D. (2012). Aircraft design: A conceptual approach American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. 

-

Roskam, J. (1985). Airplane design: Preliminary sizing of airplanes

-

Anderson Jr, J. D. “Introduction to flight”. McGraw-Hill Education. 1989....