Un perfil aerodinámico ( inglés americano ) o perfil aerodinámico ( inglés británico ) es un cuerpo aerodinámico que es capaz de generar significativamente más sustentación que resistencia . [1] Las alas, las velas y las palas de las hélices son ejemplos de perfiles aerodinámicos. Las láminas de función similar diseñadas con agua como fluido de trabajo se denominan hidroalas .
Cuando se orienta en un ángulo adecuado, un cuerpo sólido que se mueve a través de un fluido desvía el fluido que se aproxima (para aviones de ala fija, una fuerza hacia abajo), lo que resulta en una fuerza sobre el perfil aerodinámico en la dirección opuesta a la deflexión. [2] [3] Esta fuerza se conoce como fuerza aerodinámica y se puede resolver en dos componentes: sustentación ( perpendicular a la velocidad de la corriente libre remota ) y arrastre ( paralela a la velocidad de la corriente libre).
La sustentación de un perfil aerodinámico es principalmente el resultado de su ángulo de ataque . La mayoría de las formas de láminas requieren un ángulo de ataque positivo para generar sustentación, pero las superficies aerodinámicas curvadas pueden generar sustentación con un ángulo de ataque cero. Los perfiles aerodinámicos pueden diseñarse para su uso a diferentes velocidades modificando su geometría: los de vuelo subsónico generalmente tienen un borde de ataque redondeado , mientras que los diseñados para vuelo supersónico tienden a ser más delgados con un borde de ataque afilado. Todos tienen un borde de salida afilado. [4]
El aire desviado por un perfil aerodinámico hace que genere una "sombra" de menor presión encima y detrás de sí mismo. Esta diferencia de presión va acompañada de una diferencia de velocidad, según el principio de Bernoulli , por lo que el campo de flujo resultante alrededor del perfil aerodinámico tiene una velocidad promedio más alta en la superficie superior que en la superficie inferior. [5] En algunas situaciones (por ejemplo, flujo potencial no viscoso ), la fuerza de elevación se puede relacionar directamente con la diferencia promedio de velocidad superior/inferior sin calcular la presión utilizando el concepto de circulación y el teorema de Kutta-Joukowski . [6]
Las alas y los estabilizadores de los aviones , así como las palas de los rotores de los helicópteros , están construidos con secciones transversales en forma de perfil aerodinámico. Los perfiles aerodinámicos también se encuentran en hélices, ventiladores , compresores y turbinas . Las velas también son perfiles aerodinámicos, y las superficies submarinas de los veleros, como la orza , el timón y la quilla , son similares en sección transversal y funcionan según los mismos principios que los perfiles aerodinámicos. Las criaturas nadadoras y voladoras e incluso muchas plantas y organismos sésiles emplean perfiles aerodinámicos/hidroplanos: ejemplos comunes son las alas de los pájaros, los cuerpos de los peces y la forma de los dólares de arena . Un ala con forma de perfil aerodinámico puede crear fuerza aerodinámica en un automóvil u otro vehículo de motor, mejorando la tracción .
Cuando el viento es obstruido por un objeto como una placa plana, un edificio o la plataforma de un puente, el objeto experimentará resistencia y también una fuerza aerodinámica perpendicular al viento. Esto no significa que el objeto califique como un perfil aerodinámico. Los perfiles aerodinámicos son formas de elevación altamente eficientes, capaces de generar más sustentación que las placas planas de tamaño similar de la misma área y capaces de generar sustentación con significativamente menos resistencia. Los perfiles aerodinámicos se utilizan en el diseño de aviones, hélices, palas de rotor, turbinas eólicas y otras aplicaciones de la ingeniería aeronáutica.
A la derecha se muestra una curva de sustentación y resistencia obtenida en pruebas en túnel de viento . La curva representa un perfil aerodinámico con una curvatura positiva , por lo que se produce algo de sustentación con un ángulo de ataque cero. Con un mayor ángulo de ataque, la sustentación aumenta en una relación aproximadamente lineal, llamada pendiente de la curva de sustentación. Aproximadamente a 18 grados, este perfil aerodinámico se detiene y la sustentación cae rápidamente más allá de eso. La caída en la sustentación puede explicarse por la acción de la capa límite de la superficie superior , que se separa y se espesa mucho sobre la superficie superior en el ángulo de pérdida y más allá. El espesor de desplazamiento de la capa límite engrosada cambia la forma efectiva del perfil aerodinámico, en particular reduce su curvatura efectiva , lo que modifica el campo de flujo general para reducir la circulación y la sustentación. La capa límite más gruesa también provoca un gran aumento en la resistencia a la presión , de modo que la resistencia general aumenta bruscamente cerca y más allá del punto de pérdida.
El diseño del perfil aerodinámico es una faceta importante de la aerodinámica . Varios perfiles sirven para diferentes regímenes de vuelo. Los perfiles asimétricos pueden generar sustentación con un ángulo de ataque cero, mientras que un perfil simétrico puede adaptarse mejor a vuelos invertidos frecuentes como en un avión acrobático . En la región de los alerones y cerca de la punta del ala se puede utilizar un perfil aerodinámico simétrico para aumentar el rango de ángulos de ataque y evitar la pérdida de giro . Por tanto, se puede utilizar una amplia gama de ángulos sin separación de la capa límite . Los perfiles aerodinámicos subsónicos tienen un borde de ataque redondo, que naturalmente es insensible al ángulo de ataque. Sin embargo, la sección transversal no es estrictamente circular: el radio de curvatura aumenta antes de que el ala alcance el espesor máximo para minimizar la posibilidad de separación de la capa límite. Esto alarga el ala y mueve el punto de máximo espesor hacia atrás desde el borde de ataque.
Los perfiles aerodinámicos supersónicos tienen una forma mucho más angular y pueden tener un borde de ataque muy afilado, que es muy sensible al ángulo de ataque. Un perfil aerodinámico supercrítico tiene su espesor máximo cerca del borde de ataque para tener mucha longitud para hacer que el flujo supersónico regrese lentamente a velocidades subsónicas. Generalmente, estos perfiles aerodinámicos transónicos y también los supersónicos tienen una curvatura baja para reducir la divergencia de resistencia . Las alas de los aviones modernos pueden tener diferentes secciones de perfil aerodinámico a lo largo de la envergadura, cada una optimizada para las condiciones de cada sección del ala.
Dispositivos móviles de gran sustentación, flaps y, a veces, listones , se instalan en los perfiles aerodinámicos de casi todos los aviones. Un flap del borde de salida actúa de manera similar a un alerón; sin embargo, a diferencia de un alerón, se puede retraer parcialmente dentro del ala si no se usa.
Un ala de flujo laminar tiene un espesor máximo en la línea de curvatura media. El análisis de las ecuaciones de Navier-Stokes en el régimen lineal muestra que un gradiente de presión negativo a lo largo del flujo tiene el mismo efecto que reducir la velocidad. Entonces, con el camber máximo en el medio, es posible mantener un flujo laminar en un porcentaje mayor del ala a una velocidad de crucero más alta. Sin embargo, cierta contaminación de la superficie alterará el flujo laminar, haciéndolo turbulento. Por ejemplo, si llueve sobre las alas, el flujo será turbulento. En determinadas condiciones, los restos de insectos en el ala también provocarán la pérdida de pequeñas regiones de flujo laminar. [7] Antes de la investigación de la NASA en las décadas de 1970 y 1980, la comunidad de diseño de aeronaves entendió, a partir de los intentos de aplicación en la era de la Segunda Guerra Mundial, que los diseños de alas de flujo laminar no eran prácticos utilizando tolerancias de fabricación e imperfecciones superficiales comunes. Esta creencia cambió después de que se desarrollaron nuevos métodos de fabricación con materiales compuestos (por ejemplo, perfiles aerodinámicos de flujo laminar desarrollados por el profesor Franz Wortmann para su uso con alas hechas de plástico reforzado con fibra ). También se introdujeron métodos de mecanizado de metales. La investigación de la NASA en la década de 1980 reveló la practicidad y utilidad de los diseños de alas de flujo laminar y abrió el camino para aplicaciones de flujo laminar en superficies prácticas de aviones modernos, desde aviones de aviación general subsónicos hasta grandes aviones de transporte transónicos y diseños supersónicos. [8]
Se han ideado esquemas para definir los perfiles aerodinámicos; un ejemplo es el sistema NACA . También se utilizan varios sistemas de generación de perfiles aerodinámicos. Un ejemplo de perfil aerodinámico de uso general que encuentra una amplia aplicación y es anterior al sistema NACA es el Clark-Y . Hoy en día, los perfiles aerodinámicos se pueden diseñar para funciones específicas mediante el uso de programas informáticos.
Los diversos términos relacionados con los perfiles aerodinámicos se definen a continuación: [9]
La geometría del perfil aerodinámico se describe con una variedad de términos:
La forma del perfil aerodinámico se define utilizando los siguientes parámetros geométricos:
Algunos parámetros importantes para describir la forma de un perfil aerodinámico son su curvatura y su espesor . Por ejemplo, un perfil aerodinámico de la serie NACA de 4 dígitos como el NACA 2415 (que debe leerse como 2 – 4 – 15) describe un perfil aerodinámico con una curvatura de 0,02 de cuerda ubicada en 0,40 de cuerda, con 0,15 de cuerda de espesor máximo.
Finalmente, conceptos importantes utilizados para describir el comportamiento del perfil aerodinámico cuando se mueve a través de un fluido son:
En un flujo bidimensional alrededor de un ala uniforme de envergadura infinita, la pendiente de la curva de sustentación está determinada principalmente por el ángulo del borde de salida . La pendiente es mayor si el ángulo es cero; y disminuye a medida que aumenta el ángulo. [14] [15] Para un ala de envergadura finita, la relación de aspecto del ala también influye significativamente en la pendiente de la curva. A medida que disminuye la relación de aspecto, la pendiente también disminuye. [dieciséis]
La teoría de los perfiles aerodinámicos delgados es una teoría simple de los perfiles aerodinámicos que relaciona el ángulo de ataque con la sustentación para flujos incompresibles y no viscosos . Fue ideado por el matemático alemán Max Munk y perfeccionado por el aerodinámico británico Hermann Glauert y otros [17] en la década de 1920. La teoría idealiza el flujo alrededor de un perfil aerodinámico como un flujo bidimensional alrededor de un perfil aerodinámico delgado. Se puede imaginar que se trata de un perfil aerodinámico de espesor cero y envergadura infinita .
La teoría de los perfiles aerodinámicos delgados fue particularmente notable en su época porque proporcionó una base teórica sólida para las siguientes propiedades importantes de los perfiles aerodinámicos en flujo invisible bidimensional: [18] [19]
Como consecuencia de (3), el coeficiente de sustentación de la sección de un perfil aerodinámico simétrico delgado de envergadura infinita es:
(La expresión anterior también es aplicable a un perfil aerodinámico curvado donde se mide el ángulo de ataque en relación con la línea de sustentación cero en lugar de la línea de cuerda).
También como consecuencia de (3), el coeficiente de sustentación de la sección de un perfil aerodinámico curvado de envergadura infinita es:
La teoría del perfil aerodinámico delgado supone que el aire es un fluido no viscoso , por lo que no tiene en cuenta la pérdida del perfil aerodinámico, que generalmente ocurre en un ángulo de ataque entre 10° y 15° para los perfiles aerodinámicos típicos. [20] Sin embargo, a mediados de finales de la década de 2000, Wallace J. Morris II propuso en su tesis doctoral una teoría que predecía la aparición de la pérdida de velocidad. [21] Los refinamientos posteriores de Morris contienen detalles sobre el estado actual del conocimiento teórico sobre el fenómeno de la pérdida de vanguardia. [22] [23] La teoría de Morris predice el ángulo de ataque crítico para el inicio de la pérdida del borde de ataque como la condición en la que se predice una zona de separación global en la solución para el flujo interno. [24] La teoría de Morris demuestra que un flujo subsónico alrededor de un perfil aerodinámico delgado se puede describir en términos de una región exterior, alrededor de la mayor parte de la cuerda del perfil, y una región interior, alrededor de la nariz, que coinciden asintóticamente entre sí. Como el flujo en la región exterior está dominado por la teoría clásica del perfil aerodinámico delgado, las ecuaciones de Morris exhiben muchos componentes de la teoría del perfil aerodinámico delgado.
En la teoría del perfil aerodinámico delgado, el ancho del perfil aerodinámico (2D) se supone insignificante, y el perfil aerodinámico en sí se reemplaza con una pala 1D a lo largo de su línea de curvatura, orientada en el ángulo de ataque α . Sea x la posición a lo largo de la pala , desde 0 en la parte delantera del ala hasta c en el borde de salida; Se supone que la curvatura del perfil aerodinámico, dy ⁄ dx , es lo suficientemente pequeña como para que no sea necesario distinguir entre x y la posición relativa al fuselaje. [25] [26]
El flujo a través del perfil aerodinámico genera una circulación alrededor de la pala, que puede modelarse como una lámina de vórtice de fuerza variable en posición γ( x ) . La condición de Kutta implica que γ( c )=0 , pero la fuerza es singular en el frente de la hoja, con γ( x )∝ 1 ⁄ √ x para x ≈ 0 . [27] Si el flujo principal V tiene densidad ρ , entonces el teorema de Kutta-Joukowski da que la fuerza de elevación total F es proporcional a [28] [29] y su momento M alrededor del borde de ataque es proporcional a [27]
Según la ley de Biot-Savart , la vorticidad γ( x ) produce un campo de flujo orientado normal al perfil aerodinámico en x . Dado que el perfil aerodinámico es una superficie impermeable , el flujo debe equilibrar un flujo inverso de V. Por la aproximación de ángulo pequeño , V está inclinado en un ángulo α- dy ⁄ dx con respecto a la pala en la posición x , y la componente normal es correspondientemente (α- dy ⁄ dx ) V. Por tanto, γ( x ) debe satisfacer la ecuación de convolución que lo determina de forma única en términos de cantidades conocidas. [28] [30]
Se puede obtener una solución explícita cambiando primero las variables y luego expandiendo tanto dy ⁄ dx como γ( x ) como una serie de Fourier no dimensionalizada en θ con un término principal modificado: la sustentación y el momento resultantes dependen solo de los primeros términos de estas series. [31]
El coeficiente de sustentación satisface y el coeficiente de momento [32] El momento alrededor del punto de 1/4 de cuerda será, por lo tanto, de esto se deduce que el centro de presión está detrás del punto de 'cuarto de cuerda' 0,25 c , por El centro aerodinámico es la posición en la que el momento de cabeceo M ′ no varía con un cambio en el coeficiente de sustentación: [28] La teoría del perfil aerodinámico delgado muestra que, en un flujo invisible bidimensional, el centro aerodinámico está en la posición de un cuarto de cuerda.
Si al cuerpo se le da forma, se mueve o se inclina de tal manera que se produzca una desviación o giro neto del flujo, la velocidad local cambia en magnitud, dirección o ambas. Cambiar la velocidad crea una fuerza neta sobre el cuerpo.
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