PRINCIPIOS GENERALES DE LA SUSTENTACION DE UN PERFIL ALAR
Desarrollo teorico de la teoria sustentacion/perfil alar
Sustentacion : 1/2 þ V (Cuadrado) A CL
Los perfiles de ala utilizados en nuestros aviones además de provocar una defección de la velocidad también generan una variación de presiones entre la parte de abajo y de arriba lo que al igual que una palanca les permite amplificar la fuerza, llegando para el caso con flaps y ranuras a CLmaximo del orden de 3 y con mucha menor componente horizontal (resistencia aerodinámica). Vemos que podríamos por lo tanto obtener sustentación sin diferencias de presión entre intrados y extrados, pero en caso el rendimiento del perfil es decir la relación entre la máxima sustentación obtenida con un mínimo coste de resistencia aerodinámica seria considerablemente menor. En realidad colocar un cuerpo para que nos gire un flujo inferior incidente en 90 grados es poco practico pues se generan intensos vórtices en el flujo superior que introducen inaceptable resistencia aerodinámica. En la practica las máximas defecciones de flaps son del orden de los 40 grados. Si repetimos el análisis efectuado para un canal doblado 45 grados se apreciara fácilmente que el CL del canal seria mucho menor que en el caso teórico anterior, del orden de la mitad=1. Recuérdese que el Clmaximo por un perfil alar es 3. Puede considerarse por lo tanto que en un perfil con gran ángulo de ataque el intrados contribuye con 1/3 de la sustentación total únicamente. Amplifiquemos ahora una sección de ese conducto doblado de sección rectangular en el cual una corriente de velocidad constante solo cambia su dirección.Considerando un conducto relativamente corto, con capas limites de pequeño espesor con reducidos efectos viscosos, con moderadamente grandes y aproximadamente iguales radios de curvatura de las líneas de corriente. Consideremos además que los perfiles están tan cerca unos de otros que la presión del extrados de uno de los perfiles es la misma que la presión en el intrados del perfil inmediatamente superior. Si el modulo de la velocidad es constante entonces al aplicar el teorema de Bernulli que resulta valido para estas condiciones, la presión también resultara constante. Sin embargo resulta evidente que si cada uno de los perfiles del canal toma una corriente horizontal y la desvía hacia abajo el conjunto experimentara una reacción hacia arriba, la sustentación , esta fuerza de sustentación ocurre únicamente por el desvío de la corriente incidente pudiéndose calcular a partir de la presión dinámica. Es posible entonces apreciar algunos de los múltiples aspectos de la aerodinámica de los perfiles capaces de generar sustentación. Mas aun si arrojamos al aire una piedra de cualquier conformación regular o irregular , redondeada o puntiguada siempre se generara vorticidad y casi siempre se establecerá una circulación cuya resultante genera fuerzas que admitan una componente hacia arriba es una sustentación. Obviamente la sustentación así obtenida será moderada y su costo muy alto en términos de la energía total puesta en juego, manifestándose con una resistencia aerodinámica grande en comparación a la sustentación. De aquí deducimos que un perfil alar puede tener en cuenta su corriente adherida en el intrados y extrados según la teoría clásica, o solo puede estar adherida abajo con la parte superior con flujo separado, o el flujo podría estar totalmente separado arriba y abajo. En todos los casos en un fluido real aparecerán fuerzas. Si estas fuerzas son o no adecuados para utilizarlas para la sustentación y control de una aeronave es un problema ingeniril particular es el principal problema a resolver. AERODINAMICA DE MUY GRANDES ANGULOS DE ATAQUE La operación de perfiles aerodinámicos con condiciones de ángulos de ataque extremo con flujo totalmente separado en el extrados constituye un estado de operación mas que frecuente durante cortos lapsos de tiempo en muchos aeroplanos. En el caso de aeronaves de carga operando con grandes ángulos de ataque a bajas velocidades durante un lapso del tiempo de aterrizaje en una pista corta. Recuérdese que un aterrizaje es en realidad una operación de perdida controlada. Es el caso de un avión de fumigacion que aumenta bruscamente el ángulo de ataque para saltar un grupo de casuarinas ubicadas al final de un sembrado. En el caso aviones militares en maniobras de combate, estas aeronaves tienen capacidad de maniobra después de la perdida. La tendencia actual es lograr diseños de aviones capaces de mantener el control mas allá de los 70 grados de saltar obstáculo imprevisto o para el logro de una ventajosa posición de combate. Se trata de maniobras subsonicas de corta duración acompañadas de grandes velocidades de giro y virajes de radio pequeño. Aviones como el F18 son capaces de volar mas allá del ángulo de ataque máximo de sustentación, al costo de retemblar y exhibir una capacidad de maniobra limitada. En esas condiciones extremas de vuelo resultan decisivos los efectos de estructuras vorticosas de gran escala propias de estados de separación incontrolada. Algunas de estas estructuras son capaces de estados no estacionarios de sustentación aprovechable. Los aeroplanos F-18, X-31A , X-29A y MATV F-16 han logrado mantener el control para ángulos de ataque mayores de setenta grados. En 1993 el avión X-31A demostró capacidad de maniobra post-perdida, en al cual asumió un ángulo de ataque de 74 grados virando en forma cerrada y acelerando en la dirección opuesta. W.B.SCOTT informa acerca de este comportamiento en el articulo X-31 Completes post-stall test. Aviación Week and Space Technolgy 138 (20) paginas 29-30 (1993). La NASA desarrollo una aeronave especialmente apta para la investigación del comportamiento con ángulos de ataque extremos. Este trabajo esta descrito en el informe de D.F.Fischer, J.H. del Frate & F.A Zuniga (1991) Summary of in-flight flow visualization obtained from the Nasa high alpha research vehicle. NASA TM 101734 |
Consideraciones generales acerca del flujo sobre perfiles Mecánica de los fluidos se ha descripto como cuando un cuerpo se desplaza en el seno de un fluido en resposo el flujo alrededor del mismo puede ser considerado como la contribución de una región externa en la cual los fenómenos viscosos suelen ser muy pequeños y de una región interna, la capa limite en el cual priman los efectos viscosos, (mas intensos al del lado de la piel del cuerpo, menos intensos en la región cercana al borde externo de dicha capa. Decimos que en la región externa que rodea la capa limite los efectos viscosos suelen ser pequeños porque hay casos en que no lo son: vuelo a ras del suelo dentro de un fuerte gradiente de velocidades de la capa limite atmosférica, situaciones en que un cuerpo esta inmerso en la estela turbulenta de una hélice o de otros cuerpos ubicados a barlovento. Dividamos, por claridad docente, a la capa limite en una zona de velocidades moderadas y rápidas y otra de velocidades extremadamente lentas. El flujo en esta ultima región es tan lento que la forma del cuerpo que el fluido ve no es la del cuerpo solamente, sino la del cuerpo acompañado de esa región de fluido casi detenido, a veces con vórtices inmersos cuyo espesor crece corriente abajo. El espesor crece por cuanto a medida que acompañamos al fluido corriente abajo, podemos apreciar que cada elemento de la superficie del cuerpo aporta un poco de frenado al flujo sobre el. Este ultimo efecto es análogo a imaginarse al cuerpo mas grueso que lo real desplazando hacia afuera al flujo externo a la capa limite. El flujo interno modifica el externo y esta a su vez puede modificar al interno. La distribución de presiones sobre un cuerpo será precisamente el resultado de esta delicada interacción entre la capa limite y el flujo externo. En un perfil de ala las distribuciones de presiones determinan nada menos que las fuerzas de sustentación actuantes. La conformación fluidodinamica externa debe ser compatible con la interna. Imaginemos un flujo alrededor de un cuerpo, con particulares conformaciones fluidodinamicas de la capa limite y del flujo externo. Imaginemos que lentamente empieza a cambiar el flujo externo a la capa limite. Al principio el flujo dentro de la capa limite seguirá prácticamente igual no tomando en cuenta esos cambios, pero a partir de un cierto nivel de cambio del flujo externo, este modificara a su vez al flujo de la capa limite, cambiando la forma del cuerpo que el fluido ve, pudiendo provocar por su parte modificaciones en el flujo externo, que a su vez modificar a la capa limite y así siguiendo. En un aeroplano muy frecuentemente el flujo externo esta perturbado por las propias maniobras del avión o por la turbulencia. Nosotros deseamos que los perfiles aerodinámicos del avión soporten lo mas posible esos cambios, manteniendo una conformación fluidodinamica estable que permita proveer en todo momento las fuerzas y momentos necesarios capaces de asegurar un buen vuelo y control a ese aeroplano. Todo lo antedicho es especialmente aplicable al concepto de perfil aerodinámico que se tratara a continuación. La primera aproximación a perfiles aerodinámicos se efectúa corrientemente (olvidándose al principio de la capa limite) considerando en ese primer paso únicamente la solución externa como flujo viscoso. Para que los resultados de los perfiles así concebidos se cumplan en la realidad, debe se efectúa en un segundo paso un adecuado estudio de la capa limite y fundamentalmente de la interacción entre soluciones externa e interna (a la capa limite) apoyada en una imprescindible actividad aerodinámica experimental que valide los resultados teóricos obtenidos Introducción a la teoría de Perfiles delgados Las alas son en los aeroplanos convencionales (excluyendo de momento las contribuciones de fuselaje timones y motores así como también los cuerpos sustentadores los principales responsables de proveer fuerzas según el eje vertical del avión. Estas fuerzas utilizadas en vuelo recto y nivelado para sustentar el peso de un avión son asimismo empleadas para le adecuada ejecución de diferentes maniobras, virajes escarpados, maniobras acrobáticas. La forma y disposición de la planta alar y las formas de los perfiles aerodinámicos que la constituyen son los elementos fundamentales para determinar las características de funcionamiento de un ala. Los fenómenos asociados al comportamiento de los perfiles aerodinámicos se exponen a continuación. La utilización de particulares perfiles aerodinámicos en un diseño de la ha sido un factor decisivo para el éxito de numeroso diseños de aviones y planeadores famosos. Mínimos cambios de curvatura y variaciones de espesor del orden de una fracción de milímetro en el lugar adecuado de un perfil alar son capaces d provocar cambios dramáticos en el comportamiento de un aeroplano. El excelente desempeño del famoso caza británico Spitfire de la segunda guerra mundial es en gran parte fruto de las características de su ala de planta elíptica. La notable performance del mas exitoso avión de caza norteamericano de la segunda guerra mundial, el Mustang P51 se debe principalmente al empleo en su ala de un nuevo para le época, perfil laminar. Fueron también los nuevos perfiles aerodinámicos laminares adoptados en los planeadores en los años posteriores a la década del sesenta los principales factores que permitieron para una envergadura de por ejemplo 18 metros, llevar los ángulos de planeo de 1:28 a mucho mas de 1:40. Mejoras decisivas en la performance de los modernos aviones jet substancio de transporte en los últimos quince años fueron posibles merced a la utilización de los nuevos perfiles supercriticos. La teoría de los perfiles delgados es bastante antigua, desarrolandose prácticamente en forma simultanea con el nacimiento de la aviación en las primeras décadas del siglo. Esta teoría se fundamenta en el hecho de que los perfiles alares comúnmente utilizados son lo bastante delgados ( en muchos casos no en todos) como para muchas de las propiedades de esos perfiles aerodinámicos alares, poco gruesos puedan ser expresados fundamentalmente en función de la geometría de la línea media de esos perfiles. Aparece muy practico para consideraciones ingenieriles el poder obtener datos aerodinámicos esenciales considerando únicamente la línea media de un dado perfil. Obviamente se trata de un proceso aproximado que muchas veces permite realizar rápidamente consideraciones aerodinámicas globales. La teoría de perfiles aerodinámicos delgados basada en la conjunción de consideraciones de flujo potencial y ámbitos vorticosos localizados en puntos singulares aislados fue desarrollada conjuntamente con la teoría del ala en los años de nacimiento de la aerodinámica moderna por Max Munk. Sus trabajos fueron publicados en el NACA REPORT Numero 191 de 1924 con el tilulo: Elements of the section Theory and of the Wing Theory. Posteriormente estas teorías fueron ampliadas por Glauert quien en 1926 publica en Londres su The Elemento of Aerofoil and Airscrew Theory editado por Cambidge University Press. Mas tarde estas teorias fueron perfeccionadas por Theodore Theodorsen quien publico en 1931 su, On The Theory of wing sections with particular reference to the lift distribution , en el NACA Rep.383 y posteriormente en 1939 por Julian Allen en su trabajo, A simplified method for the calculation of airfoil pressure distributions NACA .T.N.708. Estos trabajos constituyen una referencia clasica en Aerodinámica y las deducciones descritas a continuación están basadas en ellos. |
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