perfil aerodinámico NACA

Forma de ala

Geometría del perfil – 1: Línea de elevación cero; 2: Borde de ataque; 3: Círculo de la nariz; 4: Máx. espesor; 5: comba; 6: Superficie superior; 7: borde de salida; 8: Línea media de comba; 9: superficie inferior

Líneas de perfil: 1: cuerda, 2: curvatura, 3: longitud, 4: línea media

A: línea azul = cuerda, línea verde = línea media de inclinación, B: radio del borde de ataque, C:  coordenadas xy para la geometría del perfil (cuerda = eje x ; línea del eje y en ese borde de ataque)

Los perfiles aerodinámicos NACA son formas de perfiles aerodinámicos para alas de aviones desarrollados por el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA). La forma de los perfiles aerodinámicos de la NACA se describe mediante una serie de dígitos después de la palabra "NACA". Los parámetros en el código numérico se pueden ingresar en ecuaciones para generar con precisión la sección transversal del perfil aerodinámico y calcular sus propiedades.

Orígenes

NACA desarrolló inicialmente el sistema de perfil aerodinámico numerado que fue perfeccionado por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en el Centro de Investigación Langley . Según el sitio web de la NASA:

A finales de la década de 1920 y principios de la década de 1930, la NACA desarrolló una serie de perfiles aerodinámicos minuciosamente probados e ideó una designación numérica para cada perfil: un número de cuatro dígitos que representaba las propiedades geométricas críticas de la sección del perfil. En 1929, Langley había desarrollado este sistema hasta el punto de que el sistema de numeración se complementaba con una sección transversal de un perfil aerodinámico, y el catálogo completo de 78 perfiles aerodinámicos apareció en el informe anual de la NACA de 1933. Los ingenieros pudieron ver rápidamente las peculiaridades de cada forma de perfil aerodinámico. , y el designador numérico ("NACA 2415", por ejemplo) especificaba líneas de curvatura, espesor máximo y características especiales de la nariz. Estas figuras y formas transmitieron el tipo de información a los ingenieros que les permitió seleccionar perfiles aerodinámicos específicos para las características de rendimiento deseadas de aeronaves específicas. ^[1]

Serie de cuatro dígitos

Las secciones del ala de cuatro dígitos de la NACA definen el perfil mediante: ^[2]

1. Primer dígito que describe la curvatura máxima como porcentaje de la cuerda .
2. Segundo dígito que describe la distancia de la curvatura máxima desde el borde de ataque del perfil aerodinámico en décimas de la cuerda.
3. Los dos últimos dígitos describen el espesor máximo del perfil aerodinámico como porcentaje de la cuerda. ^[3]

Por ejemplo, el perfil aerodinámico NACA 2412 tiene una curvatura máxima del 2% ubicada al 40% (0,4 cuerdas) del borde de ataque con un espesor máximo del 12% de la cuerda.

El perfil aerodinámico NACA 0015 es simétrico, el 00 indica que no tiene curvatura. El 15 indica que el perfil aerodinámico tiene una relación de espesor a longitud de cuerda del 15%: es un 15% más grueso que largo.

Ecuación para un perfil aerodinámico NACA simétrico de 4 dígitos

Gráfico de una lámina NACA 0015 generada a partir de una fórmula

La fórmula para la forma de una lámina NACA 00xx, reemplazando "xx" por el porcentaje de espesor de la cuerda, es ^[4]

${\displaystyle y_{t}=5t\left[0.2969{\sqrt {x}}-0.1260x-0.3516x^{2}+0.2843x^{3}-0.1015x^{4}\right],}$^{[5] [6]}

dónde:

x es la posición a lo largo de la cuerda de 0 a 1,00 (0 a 100%),

${\displaystyle y_{t}}$es la mitad del espesor en un valor dado de x (de la línea central a la superficie),

t es el espesor máximo como fracción de la cuerda (por lo que t da los dos últimos dígitos en la denominación de 4 dígitos de NACA divididos por 100).

En esta ecuación, en x = 1 (el borde de salida del perfil aerodinámico), el espesor no es del todo cero. Si se requiere un borde de salida de espesor cero, por ejemplo para trabajo computacional, uno de los coeficientes debe modificarse de manera que sume cero. Modificar el último coeficiente (es decir, a −0,1036) dará como resultado el cambio más pequeño en la forma general del perfil aerodinámico. El borde de ataque se aproxima a un cilindro con un radio normalizado en cuerdas de

${\displaystyle r=1.1019t^{2}.}$^[7]

Ahora las coordenadas de la superficie superior del perfil aerodinámico y de la superficie inferior del perfil aerodinámico son ${\displaystyle (x_{U},y_{U})}$ ${\displaystyle (x_{L},y_{L})}$

${\displaystyle x_{U}=x_{L}=x,\quad y_{U}=+y_{t},\quad y_{L}=-y_{t}.}$

Los perfiles aerodinámicos simétricos de la serie de 4 dígitos tienen por defecto un espesor máximo al 30% de la cuerda desde el borde de ataque.

Ecuación para un perfil aerodinámico NACA curvado de 4 dígitos

Trama de una lámina NACA 2412. La línea de curvatura se muestra en rojo y el grosor (o el perfil aerodinámico simétrico 0012) se muestra en violeta.

Los foils asimétricos más simples son los foils de la serie NACA de 4 dígitos, que utilizan la misma fórmula que la utilizada para generar los foils simétricos 00xx, pero con la línea de curvatura media doblada. La fórmula utilizada para calcular la línea de curvatura media es ^[4]

${\displaystyle y_{c}={\begin{cases}{\dfrac {m}{p^{2}}}\left(2px-x^{2}\right),&0\leq x\leq p,\\{\dfrac {m}{(1-p)^{2}}}\left((1-2p)+2px-x^{2}\right),&p\leq x\leq 1,\end{cases}}}$

dónde

m es la curvatura máxima (100 m es el primero de los cuatro dígitos),

p es la ubicación de la curvatura máxima (10 p es el segundo dígito en la descripción NACA xxxx).

Por ejemplo, un perfil aerodinámico NACA 2412 utiliza una curvatura del 2 % (primer dígito) y del 40 % (segundo dígito) a lo largo de la cuerda de un perfil aerodinámico simétrico 0012 que tiene un espesor del 12 % (dígitos 3 y 4) de la cuerda.

Para este perfil aerodinámico curvado, debido a que el espesor debe aplicarse perpendicular a la línea de curvatura, las coordenadas y , de las superficies superior e inferior respectivamente del perfil aerodinámico, se convierten en ^[8] ${\displaystyle (x_{U},y_{U})}$ ${\displaystyle (x_{L},y_{L})}$

${\displaystyle {\begin{aligned}x_{U}&=x-y_{t}\,\sin \theta ,&y_{U}&=y_{c}+y_{t}\,\cos \theta ,\\x_{L}&=x+y_{t}\,\sin \theta ,&y_{L}&=y_{c}-y_{t}\,\cos \theta ,\end{aligned}}}$

dónde

${\displaystyle \theta =\arctan {\frac {dy_{c}}{dx}},}$

${\displaystyle {\frac {dy_{c}}{dx}}={\begin{cases}{\dfrac {2m}{p^{2}}}\left(p-x\right),&0\leq x\leq p,\\{\dfrac {2m}{(1-p)^{2}}}\left(p-x\right),&p\leq x\leq 1.\end{cases}}}$

Serie de cinco dígitos

La serie de cinco dígitos de la NACA describe formas aerodinámicas más complejas. ^[9] Su formato es LPSTT, donde:

• L: un solo dígito que representa el coeficiente de sustentación óptimo teórico en un ángulo de ataque ideal C _LI = 0,15 L (esto no es lo mismo que el coeficiente de sustentación C _L ),
• P: un solo dígito para la coordenada x del punto de máxima curvatura (máxima curvatura en x = 0,05 P),
• S: un solo dígito que indica si el camber es simple (S = 0) o réflex (S = 1),
• TT: el espesor máximo en porcentaje de cuerda, como en un código de perfil aerodinámico NACA de cuatro dígitos.

Por ejemplo, el perfil NACA 23112 describe un perfil aerodinámico con un coeficiente de sustentación de diseño de 0,3 (0,15 × 2), el punto de curvatura máxima ubicado al 15% de la cuerda (5 × 3), curvatura refleja (1) y un espesor máximo del 12%. de longitud de cuerda (12).

La línea de curvatura para el caso simple (S = 0) se define en dos secciones: ^[10]

${\displaystyle y_{c}={\begin{cases}{\dfrac {k_{1}}{6}}{\big (}x^{3}-3rx^{2}+r^{2}(3-r)x{\big )},&0<x<r,\\{\dfrac {k_{1}r^{3}}{6}}(1-x),&r<x<1,\end{cases}}}$

donde la ubicación en sentido de la cuerda y la ordenada han sido normalizadas por la cuerda. La constante se elige de modo que la curvatura máxima se produzca en ; por ejemplo, para la línea de inclinación 230 y . Finalmente, se determina la constante para dar el coeficiente de sustentación deseado. Para un perfil de línea de curvatura de 230 (los primeros 3 números de la serie de 5 dígitos), se utiliza. ${\displaystyle x}$ ${\displaystyle y}$ ${\displaystyle r}$ ${\displaystyle x=p}$ ${\displaystyle p=0.3/2=0.15}$ ${\displaystyle r=0.2025}$ ${\displaystyle k_{1}}$ ${\displaystyle k_{1}=15.957}$

Líneas de camber de 3 dígitos no reflejadas.

Las líneas de camber de 3 dígitos proporcionan una ubicación muy adelantada para el camber máximo.

La línea de curvatura se define como ^[10]

${\displaystyle y_{c}={\begin{cases}{\dfrac {k_{1}}{6}}{\big (}x^{3}-3rx^{2}+r^{2}(3-r)x{\big )},&0<x<r,\\{\dfrac {k_{1}r^{3}}{6}}(1-x),&r<x<1.\end{cases}}}$

con el gradiente de la línea de comba

${\displaystyle {\frac {dy_{c}}{dx}}={\begin{cases}{\dfrac {k_{1}}{6}}{\big (}3x^{2}-6rx+r^{2}(3-r){\big )},&0<x<r,\\-{\dfrac {k_{1}r^{3}}{6}},&r<x<1.\end{cases}}}$

La siguiente tabla presenta los distintos coeficientes del perfil de la línea de curvatura para un coeficiente de sustentación de diseño teórico de 0,3; el valor de debe escalarse linealmente para un coeficiente de sustentación de diseño deseado diferente: ^[11] ${\displaystyle k_{1}}$

Líneas de camber reflejadas de 3 dígitos.

Las líneas de curvatura como la 231 hacen que la curvatura negativa del borde de salida del perfil de la serie 230 tenga una curvatura positiva. Esto da como resultado un momento de lanzamiento teórico de 0.

De ${\displaystyle {\frac {x}{c}}\leq r}$

${\displaystyle {\frac {y}{c}}={\frac {k_{1}}{6}}\left[\left({\frac {x}{c}}-r\right)^{3}-{\frac {k_{2}}{k_{1}}}(1-r)^{3}{\frac {x}{c}}-r^{3}{\frac {x}{c}}+r^{3}\right].}$

De ${\displaystyle r<{\frac {x}{c}}\leq 1.0}$

${\displaystyle {\frac {y}{c}}={\frac {k_{1}}{6}}\left[{\frac {k_{2}}{k_{1}}}\left({\frac {x}{c}}-r\right)^{3}-{\frac {k_{2}}{k_{1}}}(1-r)^{3}{\frac {x}{c}}-r^{3}{\frac {x}{c}}+r^{3}\right].}$

La siguiente tabla presenta los distintos coeficientes del perfil de la línea de curvatura para un coeficiente de sustentación de diseño teórico de 0,3 (el valor de , y debe escalarse linealmente para un coeficiente de sustentación de diseño deseado diferente: ^[11] ${\displaystyle r}$ ${\displaystyle k_{1}}$ ${\displaystyle k_{2}/k_{1}}$

Modificaciones

Los perfiles aerodinámicos de series de cuatro y cinco dígitos se pueden modificar con un código de dos dígitos precedido por un guión en la siguiente secuencia:

1. Un dígito que describe la redondez del borde de ataque, donde 0 es agudo, 6 es el mismo que el perfil aerodinámico original y los valores más grandes indican un borde de ataque más redondeado.
2. Un dígito que describe la distancia de espesor máximo desde el borde de ataque en décimas de la cuerda.

Por ejemplo, el NACA 1234-05 es un perfil aerodinámico NACA 1234 con un borde de ataque afilado y un espesor máximo del 50% de la cuerda (0,5 cuerdas) desde el borde de ataque.

Además, para una descripción más precisa del perfil aerodinámico, todos los números se pueden presentar como decimales.

1-serie

En la década de 1930 se inició un nuevo enfoque en el diseño de perfiles aerodinámicos, en el que la forma del perfil aerodinámico se derivaba matemáticamente de las características de sustentación deseadas. Antes de esto, primero se crearon formas de perfiles aerodinámicos y luego se midieron sus características en un túnel de viento . Los perfiles aerodinámicos de la serie 1 se describen con cinco dígitos en la siguiente secuencia:

1. El número "1" indica la serie.
2. Un dígito que describe la distancia del área de mínima presión en décimas de cuerda.
3. Un guión.
4. Un dígito que describe el coeficiente de sustentación en décimas.
5. Dos dígitos que describen el espesor máximo en porcentaje de cuerda.

Por ejemplo, el perfil aerodinámico NACA 16-123 tiene una presión mínima del 60% de la cuerda hacia atrás con un coeficiente de sustentación de 0,1 y un espesor máximo del 23% de la cuerda.

serie 6

"Una mejora con respecto a los perfiles aerodinámicos de la serie 1 con énfasis en maximizar el flujo laminar ". El perfil aerodinámico se describe utilizando seis dígitos en la siguiente secuencia:

1. El número "6" indica la serie.
2. Un dígito que describe la distancia del área de mínima presión en décimas de la cuerda.
3. El dígito del subíndice proporciona el rango del coeficiente de sustentación en décimas por encima y por debajo del coeficiente de sustentación de diseño en el que existen gradientes de presión favorables en ambas superficies.
4. Un guión.
5. Un dígito que describe el coeficiente de sustentación de diseño en décimas.
6. Dos dígitos que describen el espesor máximo como porcentaje de la cuerda.
7. "a=" seguido de un número decimal que describe la fracción de cuerda sobre la cual se mantiene el flujo laminar. a=1 es el valor predeterminado si no se proporciona ningún valor.

Por ejemplo, el NACA 61 ₂ -315 a=0,5 tiene un área de presión mínima del 10% de la cuerda hacia atrás, mantiene una resistencia baja de 0,2 por encima y por debajo del coeficiente de sustentación de 0,3, tiene un espesor máximo del 15% de la cuerda y Mantiene el flujo laminar en más del 50% de la cuerda.

serie 7

Se lograron mayores avances en la maximización del flujo laminar identificando por separado las zonas de baja presión en las superficies superior e inferior del perfil aerodinámico. El perfil aerodinámico se describe mediante siete dígitos en la siguiente secuencia:

1. El número "7" indica la serie.
2. Un dígito que describe la distancia del área de mínima presión en la superficie superior en décimas de la cuerda.
3. Un dígito que describe la distancia del área de mínima presión en la superficie inferior en décimas de la cuerda.
4. Una letra que hace referencia a un perfil estándar de la serie NACA anterior.
5. Un dígito que describe el coeficiente de sustentación en décimas.
6. Dos dígitos que describen el espesor máximo como porcentaje de la cuerda.

Por ejemplo, el NACA 712A315 tiene un área de presión mínima del 10 % de la cuerda en la superficie superior y del 20 % de la cuerda en la superficie inferior, utiliza el perfil estándar "A", tiene un coeficiente de elevación de 0,3 y tiene un espesor máximo del 15% de la cuerda.

serie 8

Perfiles aerodinámicos supercríticos diseñados para maximizar de forma independiente el flujo laminar por encima y por debajo del ala. La numeración es idéntica a la de los perfiles aerodinámicos de la serie 7, excepto que la secuencia comienza con un "8" para identificar la serie.

Ver también

• Vought V-173
• capota NACA
• conducto NACA

Referencias

1. Allen, Bob (31 de enero de 2017). "Perfiles aerodinámicos NACA". nasa.gov . NASA . Consultado el 27 de julio de 2020 .
2. EN Jacobs, KE Ward y RM Pinkerton. Informe NACA No. 460, "Las características de 78 secciones de perfil aerodinámico relacionadas a partir de pruebas en el túnel de viento de densidad variable". NACA, 1933.
3. "Fundamentos de la aerodinámica", John D. Anderson, Jr., tercera ed., cap. 4.
4. Moran, Jack (2003). Una introducción a la aerodinámica teórica y computacional. Dover. pag. 7.ISBN _ 0-486-42879-6.
5. Aerospaceweb.org | Pregúntenos - Serie NACA Airfoil
6. Payne, Greg (8 de julio de 1994), series NACA 6, 7 y 8, archivado desde el original el 27 de abril de 2009
7. Gordon J. Leishman. Principios de aerodinámica de helicópteros . pag. 361.
8. Marzocca, muelle. "La serie de perfiles aerodinámicos NACA" (PDF) . Universidad Clarkson . Consultado el 5 de julio de 2016 .
9. EN Jacobs & RM Pinkerton 1936 Prueba en el túnel de viento de densidad variable de perfiles aerodinámicos relacionados que tienen la curvatura máxima inusualmente hacia adelante, Informe NACA No. 537.
10. abbott, Ira; Von Doenhoff, Albert (1959). Teoría de las secciones de las alas: incluido un resumen de los datos del perfil aerodinámico . Nueva York: Publicaciones de Dover . pag. 115.ISBN _ 978-0486605869.
11. CL Ladson, CW Brooks Jr., AS Hill. Memorando técnico 4741 de la NASA, Programa informático para obtener ordenadas de perfiles aerodinámicos NACA. Página 7. NASA, 1996.

enlaces externos

• La base de datos de coordenadas de perfiles aerodinámicos de UIUC coordina para casi 1.600 perfiles aerodinámicos
• El programa de generación de coordenadas de perfil aerodinámico NACA de John Dreese funciona en Windows XP, 7 y 8.
• Serie de perfil aerodinámico NACA
• Característica del sitio web de la NASA sobre los perfiles aerodinámicos de la NACA
• Aplicación web interactiva Airfoil
• Análisis numérico del perfil aerodinámico NACA 0012 en diferentes ángulos de ataque y obtención de sus coeficientes aerodinámicos
• NACA 4 y 5 dígitos, generador de perfil aerodinámico serie 16