Perfiles aerodinámicos para torpes
Capítulo 1
Perfil alar y sustentación
Mucha gente aficionada a la aviación ha asistido a alguna exhibición aérea. Son ocasiones muy especiales donde podemos ver in situ los verdaderos aviones y también es un buen momento para hacer un estudio sociológico informal. Me refiero al comportamiento de la multitud. Después de un tiempo al sol viendo aviones la mayoría de nosotros acabamos por resguardarnos y nos reunimos bajo el ala de algún avión, como se muestra en la Figura 1.1.
En este trabajo vamos a hablar de la razón de ser de las alas. Todos tenemos una idea intuitiva del ala, pero aquí yo me quedaría con la idea del ingeniero Jack Moran, quién aseguraba que las alas son simplemente amplificadores de empuje. Como suena. Podríamos usar cohetes para ir del punto A al punto B, pero eso sería increíblemente ineficiente en lo que respecta al consumo de combustible, también sería más ruidoso y muy dañino para el medio ambiente.
Ahí es donde entran en juego las alas. Las alas proporcionan una capacidad similar para desafiar la gravedad, pero a una fracción del consumo de combustible en comparación con los cohetes. En lugar de usar fuerza bruta dirigida, las alas tienen una característica única; generan una fuerza que es perpendicular a la dirección del movimiento. Los aviones se mueven horizontalmente, pero las alas se elevan verticalmente (SUSTENTACIÓN). Esta “magia” de la física es simplemente el resultado de cómo el aire fluye sobre las alas.
Este trabajo trata sobre cómo se crea la sustentación, cómo estimarla y cómo producirla. El origen de la sustentación es muy simple: es el resultado de tener una menor presión de aire sobre el ala que debajo de ella. El aire no puede generar fuerzas directas sobre un ala como lo hace un martillo. En su lugar, solo puede generar fuerzas a través de dos métodos: presión y fricción. Esas son las únicas dos formas.
La sustentación proviene de una diferencia de presión entre las superficies superior e inferior del ala.
Un concepto bastante sencillo, ¿no? Sin duda, hay muchas teorías sobre qué causa la diferencia de presión requerida. Ahí es donde la gente se pone campanuda y empieza a discutir acaloradamente. ¿Ocurre por Bernoulli? ¿Es debido a la transferencia de impulso? Como se suele decir en inglés, el diablo está en los detalles, o lo que es lo mismo, existen muchas más cosas involucradas. Las alas no son las únicas cosas que pueden crear sustentación; una lámina de madera contrachapada también puede generar mucha sustentación. A diferencia de un ala, por supuesto, una lámina de madera contrachapada es aerodinámicamente muy ineficiente. El secreto para hacer que este milagro de diferencia de presiones sea más eficiente es usar una sección transversal con una forma especial que impedirá la separación del aire en la parte delantera.
La madera contrachapada tiene un borde muy afilado cuando se enfrenta al viento (borde de ataque), lo que genera montones de resistencia (DRAG); esa es la fuerza que dificulta el avance, nos impide avanzar tan rápido como nos gustaría. Históricamente, las buenas alas utilizan formas de sección transversal que son redondeadas en la parte delantera y afiladas en la parte posterior. Llamamos a esta forma un perfil aerodinámico (Figura 1.2). Hay partes del mundo que usan diferentes nombres como aerofoil (a veces airfoil) o simplemente perfil.
Técnicamente, los perfiles aerodinámicos son formas bidimensionales planas y no pueden producir ningún tipo de sustentación; un concepto estupendo para ser representado en papel, pero pésimo para generar sustentación. Tendríamos que extruir (estirar) un perfil aerodinámico en la tercera dimensión para crear un objeto que pueda generar sustentación. Llamamos a esta forma extruida una sección de ala (ver Figura 1.3).
De esta forma tendremos un dispositivo que genera diferencia de presiones y que dará lugar a una fuerza de sustentación vertical y una ligera deflexión del aire hacia abajo en la parte trasera (llamada borde de salida). ¿Es eso tan importante? Por supuesto. Millones de aerolíneas se preocupan porque ese resultado sea lo más eficiente posible.
La naturaleza dirigirá el flujo de aire alrededor de una sección del ala para que el aire obedezca las leyes de conservación de la masa y el impulso. Si se obedece la física del mundo real, parte del aire que se aproxima pasará por encima de la sección del ala y parte pasará por debajo de la sección del ala. El punto en el borde de ataque donde se divide el flujo que se aproxima se denomina punto de estancamiento o punto de remanso. Curiosamente, la velocidad del aire en ese punto es cero. Hay otro punto de estancamiento en el borde de salida, donde estas dos masas de aire que viajan por arriba y por abajo se vuelven a juntar. La Figura 1.4 ilustra estos puntos de estancamiento.
La presión del aire a lo largo de las superficies superior e inferior puede variar enormemente. Por lo general, cae por debajo de la presión ambiental a lo largo de la superficie superior, especialmente si la sección del ala está inclinada hacia arriba. Para un perfil aerodinámico que genere sustentación, el flujo de aire que pasa por arriba normalmente se acelera más rápido que el aire de debajo. Pensemos en esto como si el aire de la parte delantera llenara rápidamente el vacío de todo el aire que acaba de salir hacia abajo por detrás del ala. Por el famoso efecto de Bernoulli, sabemos que cuando el aire se acelera, la presión de este cae. El resultado final es que la diferencia de presión entre la superficie superior e inferior literalmente succiona el ala hacia arriba.
Para concluir la idea, pensemos que la sustentación proviene de un trabajo combinado del ala que succiona hacia arriba y esa misma ala que desvía parte del aire hacia abajo. Los efectos están tan intrínsecamente vinculados entre sí que podemos calcular la fuerza de sustentación simplemente midiendo las presiones superficiales alrededor de la sección del ala.
Ese es uno de los métodos que usan los túneles de viento para medir las fuerzas de sustentación y los momentos de cabeceo en un modelo de sección de ala. Muchos túneles de viento avanzados utilizan una técnica diferente para la resistencia que mide cuánto impulso "roba" el modelo del flujo de aire que se aproxima a través de la capa límite; entraremos en eso más tarde.
Una última nota sobre la sustentación. Una sección de ala expuesta a una corriente de viento genera una sola fuerza conjunta, generalmente apuntando hacia arriba vertical y ligeramente hacia atrás. A esto lo llamamos la fuerza resultante. La sustentación es la parte de esa fuerza que es perpendicular a la dirección de desplazamiento, no la dirección a la que apunta el perfil aerodinámico. La resistencia es la parte que es paralela a la dirección de desplazamiento. Consulte la Figura 1.5 para ver una ilustración.
Ahora el lector ya sabe de dónde viene la sustentación. En el siguiente capítulo aprenderemos los términos básicos relacionados con la geometría aerodinámica.
Capítulo 2
Términos básicos de geometría de perfil aerodinámico
Los perfiles aerodinámicos subsónicos deben ser redondos en la parte delantera y afilados en la parte posterior. Hace ya más de un siglo que el hombre vuela y simplemente habiendo visto muchos aviones en nuestra vida esto nos debe parecer bastante obvio. Sin embargo, es público y notorio que no se cumple a menudo esta circunstancia en las alas del mercado automovilístico. Hay muchas personas que instalan en sus automóviles alerones nada efectivos. En general, estas alas no son muy efectivas para las velocidades a las que se conducen la mayoría de los automóviles, pero, es que son realmente ineficaces cuando se montan al revés. Si usted desea instalar una de estas alas, recuerde querido lector: el extremo redondo va aguas arriba y el extremo afilado aguas abajo.
Esa es realmente la gran regla básica que hay que seguir en la configuración estándar del perfil aerodinámico. Todo lo demás es solo ajuste y optimización. Para nuestros propósitos, todos los diagramas de perfiles aerodinámicos que se muestran en este libro asumen el movimiento del aire de izquierda a derecha. Veamos un ejemplo: tomemos un perfil aerodinámico simétrico y apuntémoslo directamente hacia el viento, como se muestra en la Figura 2.1. Dado que el perfil aerodinámico es paralelo al viento, no podemos medir ni sentir ninguna fuerza perpendicular (hacia arriba o hacia abajo en este caso). La sustentación es cero. Sin embargo, hay una ligera fuerza de resistencia debido a la fricción del aire que se desplaza a lo largo de la superficie aerodinámica. A esta fuerza la podemos llamar resistencia, fricción o resistencia.
Quizás nos preguntemos qué uso podría tener un perfil aerodinámico simétrico orientado paralelo al viento. Pues es ni más ni menos que un carenado aerodinámico perfecto, un escudo que oculta alguna estructura subyacente no aerodinámica como un cable, una antena, una tubería o un puntal del tren de aterrizaje por poner un ejemplo.
La aerodinámica está bien, pero queremos un impulso. Inclinemos suavemente el perfil aerodinámico hasta alcanzar un ángulo pequeño como se muestra en la Figura 2.2. De repente, hay una fuerza perceptible hacia arriba mientras que la fuerza de resistencia aumenta ligeramente. Lo que acabamos de descubrir es que un aumento en el ángulo entre la línea de cuerda del perfil aerodinámico (una línea recta imaginaria que se extiende entre el borde de ataque y el borde de salida) y el viento que se aproxima aumentará la fuerza de sustentación.
Este ángulo variable se llama ángulo de ataque o AOA (Angle of Attack) para abreviar. Lo que necesitamos saber es que al aumentar el AOA aumentará tanto la fuerza de sustentación como la fuerza de resistencia. Este efecto continuará hasta alcanzar unos 15 grados. Después de eso, la fuerza de sustentación comenzará a disminuir, pero la resistencia seguirá aumentando. A este fenómeno lo llamamos pérdida. Es el resultado de que el aire anteriormente uniforme sobre el ala se rompa en forma turbulenta y se separe del ala. Una nota especial: si el perfil aerodinámico está arqueado hacia arriba (se dice que tiene camber), entonces aumentar el ángulo de ataque puede disminuir la fuerza de resistencia durante unos pocos grados antes de que vuelva a incrementarse rápidamente.
El ángulo de ataque es la diferencia angular entre el lugar al que apunta el ala y el lugar al que se mueve. La primera vez que realmente entendí esto fue cuando era niño, vi un avión Boeing que se alejaba muy lentamente de un aeropuerto. Parecía estar suspendido en el aire con el morro del avión hacia arriba. Me di cuenta entonces de que el morro del avión no siempre apuntará directamente en la dirección en la que vuela el avión, especialmente durante el aterrizaje y el despegue. La Figura 2.3 muestra la geometría de una superficie aerodinámica típica mostrando los componentes importantes a tener en cuenta.
En el capítulo 3 analizaremos los cálculos de sustentación y resistencia con más detalle. También discutiremos sus respectivos coeficientes, que nos permiten comparar el rendimiento de diferentes perfiles aerodinámicos en una escala común.
Capítulo 3
¿Cuánta sustentación y resistencia puede generar un ala?
Muchas personas sesudas se hicieron esta misma pregunta a fines del siglo XIX y principios del XX. Querían una fórmula simple para predecir tales fuerzas con anticipación. El principal desafío para encontrar una fórmula simple fue que la fuerza de sustentación no era solo función de una cosa; era función de muchas cosas juntas.
He aquí un resumen de la información que estos primeros pioneros descubrieron:
- A medida que aumenta la densidad del aire, también aumenta la fuerza de sustentación.
- A medida que aumenta el área del ala (vista desde arriba), también aumenta la fuerza de sustentación.
- ¡Cuando se duplica la velocidad del aire, la fuerza de sustentación se cuadriplica!
Con estas pocas cosas en mente, aquellos ingenieros y científicos super inteligentes afirmaron que la sustentación era proporcional a la densidad del aire, proporcional al área del ala, proporcional al cuadrado de la velocidad y de alguna manera estaba relacionada con la sección transversal del ala misma. Pero incluso después de que se dieron cuenta de todo esto, todavía no había una fórmula exacta. Por ejemplo, no podían decir que la sustentación fuese exactamente igual al producto de la velocidad, la densidad y el área del ala. Lo mejor que pudieron hacer fue decir que la sustentación era más o menos igual a ese producto. Algo similar sí. Pero no exactamente igual a una combinación de todas esas cosas. En esa situación, los ingenieros a menudo planteaban un problema en forma de esquema utilizando un símbolo de proporcionalidad llamado tilde o "~". Aquí podemos ver una pseudo-ecuación para la sustentación:
SUSTENTACIÓN ~ DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA
Para corregir esta falta de exactitud, hicieron lo que cualquier buen ingeniero haría; usaron algo llamado constante de proporcionalidad, también llamado a veces coeficiente. Generalmente, estos son números especiales que se usan para hacer que nuestras respuestas coincidan con lo que medimos en el mundo real; especialmente con fenómenos naturales donde muchas de las influencias menores se agrupan en ese único coeficiente especial.
Los que no son ingenieros pueden pensar en esto como un factor inventado, una triquiñuela para obtener lo que deseamos, pero sin duda es una gran triquiñuela, muy bien pensada porque representa muy bien la realidad de nuestras observaciones. Podemos representar este coeficiente con cualquier letra de nuestra elección; históricamente para la sustentación hemos usado la letra C con una pequeña "L" como subíndice: CL Hagamos otro intento de hacer una ecuación de la sustentación más exacta:
SUSTENTACIÓN = CL * (0.5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA
¡Un momento! Quizás nos preguntemos ahora de dónde viene eso de la mitad (0,5). Eso es en realidad el resultado de desarrollar la fórmula utilizando un método más avanzado llamado análisis dimensional, pero no profundizaremos en ese proceso por el momento. De la misma forma que para la ecuación de la fuerza de sustentación, también podemos crear fórmulas para la fuerza de resistencia y el momento de cabeceo. La única diferencia real es que el momento de cabeceo incluye el factor adicional de la longitud de la cuerda al final:
RESISTENCIA = CD * (0.5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA
MOMENTO DE CABECIMIENTO = CM * (0.5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA * CUERDA
Probablemente ya seamos capaces de ver el problema. Las fórmulas son geniales y todo, pero aún no podemos usarlas porque no conocemos los valores de los coeficientes (CM y CD). Aquí es donde un túnel de viento realmente nos ayuda. Iré al grano: los coeficientes son una función del ángulo de ataque y de su sección aerodinámica.
Afortunadamente, nuestros antepasados ingenieros probaron miles de secciones aerodinámicas en túneles de viento y crearon gráficos maravillosamente útiles que muestran cómo cambian los valores del coeficiente en función del ángulo de ataque, o AOA. Consulte la Figura a continuación para ver una ilustración de este parámetro. Cuando se nos da un AOA específico, podemos echar un vistazo al gráfico como el de la Figura 3.2, a continuación, y entonces podremos discernir rápidamente cuáles deberían ser los coeficientes apropiados.
Los coeficientes son útiles por muchas razones. En primer lugar, con solo unos pocos datos de rendimiento de nuestro perfil aerodinámico bidimensional, podremos extrapolar el rendimiento aerodinámico de un ala nueva y no probada. En segundo lugar, los coeficientes también facilitan las comparaciones entre dos perfiles aerodinámicos diferentes. Por ejemplo, si el ala de nuestro avión necesita un coeficiente de sustentación de 0,3 para mantenerse en el aire, podemos elegir el perfil aerodinámico que produzca la menor cantidad de resistencia con ese coeficiente de sustentación. Los coeficientes son bastante robustos. Por lo general, podremos confiar en que un gráfico de coeficientes permanecerá inalterable. Excepto, por supuesto, por un pequeño problema. Para aplicar los coeficientes adecuados, debemos asegurarnos de que los datos originales se hayan capturado con el mismo número de Reynolds. Hablaremos de eso pronto, pero ahora demos más detalles sobre estos coeficientes.
Cálculo de la sustentación, resistencia y momento de cabeceo
Para estimar cualquiera de estas fuerzas o momentos de cabeceo (torques), necesitamos tener números reales para el coeficiente. Si podemos medir el ángulo de las secciones del ala, el AoA (consulte la Figura 1 anterior), luego podremos buscar rápidamente los coeficientes de gráficos similares a los que se muestran en la Figura 2 vista anteriormente.
Ejemplo de cálculo de sustentación
Recordemos la fórmula para la sustentación:
SUSTENTACIÓN = Cl * (0.5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA
¿Son estos términos confusos? Expliquémoslos. Como acabamos de discutir, el término CL se llama coeficiente de sustentación. Es función del ángulo de ataque y generalmente es una línea recta con una pendiente de 0,11 por cada grado (AOA). Varía de perfil aerodinámico en perfil aerodinámico, pero por lo general alcanza su punto máximo en un ángulo de unos 15 grados y comienza a descender después de eso.
Ese fenómeno de caída se llama STALL en inglés o pérdida en español. Lo importante que debemos recordar es que, a menos que estemos operando cerca de la región de pérdida, cada aumento de un grado en el ángulo de ataque aumenta el coeficiente de sustentación en aproximadamente 0,11.
Cabe destacar que la pendiente de 0,11 por grado se mantiene bastante constante hasta que incluyamos efectos tridimensionales -3D- generados por puntas de las alas, etc. Podemos agregar flaps, slats (flaps de borde de ataque) y otras tonterías a nuestra sección de ala infinitamente extendida, pero la pendiente de sustentación por grado no cambia. Sí, esos dispositivos adicionales moverán la línea alrededor del gráfico, pero no cambiarán la pendiente.
La densidad del aire es la cantidad de moléculas por unidad de volumen. En Europa se mide en kg por metro cúbico. En los Estados Unidos tienen la costumbre de llamarlo de una forma extraña: slugs. En el sistema métrico, la masa se mide en kilogramos. En el sistema inglés (pie, pulgadas, libras, etc.), un slug se mide en libras por pie cúbico.
En la superficie de la tierra, un slug pesa alrededor de 32,2 libras. Cosas confusas, ¿verdad? Por ahora nos vamos a quedar con la idea de que la densidad del aire al nivel del mar es de aproximadamente 0.002377 (coma, doble-cero-dos-tres-siete-siete) slugs por pie cúbico.
SPEED es la velocidad de vuelo en pies por segundo. No millas por hora. ÁREA es el área del ala en pies cuadrados como se ve desde arriba a vista de pájaro. Llamamos a este tipo de área el área de forma en planta.
Ahora volvamos al ejemplo de la sustentación…
Pongamos que tenemos un modelo de sección de ala simétrica en un túnel viento de tres pies por cinco pies. El modelo abarcará todo el ancho de la sección de prueba (de pared a pared); eso significa que la envergadura será de 3 pies. Nuestra longitud de cuerda es de aproximadamente 2 pies. Eso nos da un área de ala de aproximadamente 6 pies cuadrados.
Si el túnel de viento donde efectuamos esta prueba se encuentra a una altitud de aproximadamente 900 pies sobre el nivel del mar, la densidad actual es de 0,002315 slugs por pie cúbico.
Encendemos el ventilador del túnel de viento y soplamos aire sobre el modelo a una velocidad de 100 pies por segundo. Olvidé decirles que usamos el perfil aerodinámico más común jamás producido: la sección de perfil aerodinámico simétrico NACA 0012. Hemos establecido manualmente el Ángulo de ataque en cero grados, como se muestra en la Figura 3. Sin ángulo de ataque, la Figura 3.2 muestra que nuestro coeficiente de sustentación es aproximadamente cero.
Después de introducir esos valores en la ecuación de sustentación, se ve así:
SUSTENTACIÓN = Cl * (0,5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA SUSTENTACIÓN = 0,0* (0,5) * 0,002315* 100 * 100 * 6 = 0 libras
No tenemos sustentación. Esto es lo que se espera para un perfil aerodinámico simétrico con un ángulo de ataque de cero grados. Ahora, nuestro asistente aumenta la velocidad del ventilador para crear más flujo de aire. Veremos que todavía no creamos sustentación, pero ocurre que los sensores de carga registran un aumento en la fuerza de resistencia.
Parece que vamos a tener que cambiar algo más que la velocidad del aire para generar sustentación en esta sección alar. ¡Podemos hacerlo! Le pedimos a nuestro asistente que gire el volante que inclina manualmente la punta de la sección del ala hacia arriba (es decir, aumenta el ángulo de ataque). Después de algunos ajustes en el equipo, vemos que la sección del ala ahora se encuentra ahora apuntando hacia arriba con un ángulo de 5 grados. Tenemos 5 grados de ángulo de ataque, algo similar al perfil aerodinámico de la figura 1. De acuerdo con el gráfico de la figura 3.2, tal ángulo de ataque nos dará un coeficiente de sustentación igual a aproximadamente 0,55. Con esa información y nuestra ecuación de sustentación, podemos predecir que nuestra sección de ala producirá una fuerza de sustentación:
SUSTENTACIÓN = Cl * (0.5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * AREA SUSTENTACIÓN = 0.55* (0.5) * 0.002315 * 100 * 100 * 6 = 38,2 libras
Con la predicción en la mano, observamos el medidor de fuerza de sustentación en el túnel de viento y observamos una lectura de aproximadamente 38 libras. ¡Éxito! Usando datos aerodinámicos obtenidos previamente, pudimos predecir y reproducir la fuerza de sustentación experimentada por la sección alar de nuestro modelo dentro de un túnel de viento.
Ejemplo de cálculo de resistencia
Solo por diversión, sigamos aumentando nuestro ángulo de ataque. La fuerza de sustentación seguirá aumentando hasta que alcancemos un ángulo especial llamado ángulo de pérdida. A menudo, esto ocurre cuando el ángulo de ataque está cerca de los 15 grados. En ese momento, el aire ya no fluye suavemente sobre el ala. La fuerza de sustentación comenzará a disminuir después de esos grados, ¡pero la fuerza de resistencia se disparará!
Para el ejemplo anterior, usamos un perfil aerodinámico simétrico que no producirá sustentación con un ángulo de ataque de cero grados. Si hubiéramos utilizado cualquier otra superficie aerodinámica con camber, habríamos producido una fuerza de sustentación incluso con un ángulo de ataque de cero grados. Nosotros elegimos un perfil aerodinámico simétrico por simplicidad. Reduzcamos ahora el ángulo de ataque a unos modestos 5 grados donde sabemos que la fuerza de sustentación es de alrededor de 38 libras. En esta condición, ¿cuánta fuerza de resistencia se genera? Para la resistencia, usamos una fórmula similar donde el CL se reemplaza por CD, el llamado coeficiente de resistencia. Una cosa a tener en cuenta; leemos la información del coeficiente de resistencia de un gráfico diferente llamado Drag Polar. En la Figura 3.4, la curva Drag Polar ilustra cómo varía el coeficiente de resistencia en función del coeficiente de sustentación.
Esta es la ecuación para la resistencia:
RESISTENCIA = CD * (0,5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA
Recuerde que el ángulo de ataque es de 5 grados y el coeficiente de sustentación es de 0,55. Dado que conocemos el valor del coeficiente de sustentación, podemos usar el gráfico Polar de resistencia que se muestra en la Figura 4 para buscar el coeficiente de resistencia, que tiene un valor de aproximadamente 0,0075. Los coeficientes de resistencia siempre se muestran con cuatro decimales. Cuando hablamos de coeficientes de resistencia, consideramos que el lugar de las diezmilésimas es el punto en el que contamos la resistencia. Por ejemplo, el perfil aerodinámico NACA 0012 que se muestra en la Figura 4 tiene un coeficiente de resistencia de setenta y cinco, al mismo tiempo que el coeficiente de sustentación es 0.55. Estimar la fuerza de resistencia en nuestro modelo de sección alar de pared a pared es bastante sencillo. Aquí está el cálculo:
RESISTENCIA = Cd * (0.5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * AREA RESISTENCIA = 0.0075 * (0.5) * 0.002315 * 100 * 100 * 6 = 0.5 libras.
Si tenemos un ala real que no es infinitamente larga, debemos modificar el coeficiente de resistencia 2D con un término "3D" adicional, como se muestra aquí:
CD_3D = Cd_2D + [ Cl * 0.5 / (Pi * e * ASPECT_RATIO)
CL es el coeficiente de sustentación, Pi es 3,14, e es el factor de eficiencia de Oswald (utilizaremos 0,8) y ASPECT_RATIO es la envergadura dividida por la longitud media de la cuerda.
El momento de cabeceo
¿Qué pasa con el coeficiente del momento de cabeceo? El momento es a menudo olvidado por muchos textos introductorios a pesar de que es muy importante, especialmente para compensar la resistencia. Para aquellos que no están familiarizados con la palabra "momento", ese es el término de ingeniería para la palabra común torque.
Recuerde: momento es una palabra elegante para torque.
Cuando un ala vuela produciendo sustentación, también tiende a crear un momento de morro abajo o cabeceo. En otras palabras, el perfil aerodinámico tiende a voltearse bajando el morro del avión. Este no es un efecto deseado. Algunas superficies aerodinámicas producen un momento negativo muy fuerte (nariz abajo) y otros no. La mayoría de las colas de los aviones empujan hacia abajo para contrarrestar esta tendencia de los aviones de picar el morro (consulte la Figura 3.5 a continuación).
La experiencia ha demostrado que el coeficiente del momento (de cabeceo) se mantiene relativamente constante cuando se mide alrededor del 25 % de la posición de la cuerda del ala. Debido a esto, casi todos los datos sobre los momentos de cabeceo de un perfil aerodinámico se refieren a la posición en el 25 % de la cuerda. Los ingenieros la llaman posición a "un cuarto de cuerda". La ecuación para el momento es similar a las ecuaciones de sustentación y resistencia, pero tiene la longitud real de la cuerda incluida:
MOMENTO DE CABEZAL = Cm * (0.5) * DENSIDAD * VELOCIDAD * VELOCIDAD * ÁREA * CUERDA
Cuando un piloto baja sus flaps, ambos la sustentación y el momento de cabeceo aumentan considerablemente; la tendencia a cabecear morro abajo se amplifica.
"Si eso es cierto", me preguntan a menudo, "entonces, ¿por qué el morro de mi Cessna sube hacia arriba cuando bajo los flaps?" Este extraño efecto es causado por dos cosas que suceden cuando bajamos los flaps de una Cessna de ala alta. El momento de cabeceo morro abajo aumenta considerablemente, pero el ala con los flaps desplegados también desvía el aire que sale por el borde de salida del ala con un ángulo mucho más grande hacia abajo. El flujo descendente de ese aire detrás del ala impacta en el estabilizador horizontal con un ángulo mucho más pronunciado; una especie de ángulo "artificial". Esto da como resultado un fuerte coeficiente de sustentación hacia abajo en la cola, que esencialmente empuja el estabilizador horizontal hacia abajo más fuerte de lo que el ala intenta mover el morro hacia abajo. Es por eso que el morro de la Cessna se levanta cuando bajamos los flaps. Esto suele suceder en muchos aviones de ala alta. En la Parte 4 de este trabajo hablaremos sobre el número de Reynolds y los perfiles aerodinámicos de flujo laminar.
Capítulo 4
Ozzy Reynolds y su número
No le darías una dosis de medicamento del tamaño de un adulto a un bebé porque el volumen no está escalado correctamente para su tamaño. Algo similar sucede con los coeficientes aerodinámicos. El hecho de que hayamos obtenido los coeficientes de un modelo pequeño en una prueba de túnel de viento no significa que se apliquen automáticamente a un avión a escala real. Para garantizar que los datos obtenidos de un túnel de viento sean aplicables a un avión a escala real, todo lo que tenemos que hacer es hacer coincidir los números de Reynolds. Para explicar mejor este concepto, vayamos al laboratorio de aerodinámica.
Ahora estamos parados al lado de un túnel de viento. En el interior, hay una maqueta producida a un cuarto de escala. La maqueta del avión está montada en un dispositivo de medición con unos sensores que detectarán la fuerza. Llamemos a este avión Wessna Worrier. El velocímetro del túnel de viento nos muestra que el aire dentro del túnel se desplaza a casi 160 millas por hora. Yo soy un simple piloto sin conocimientos ingenieriles, pero incluso yo sé que este avión nunca podría ir tan rápido. Así que le pregunto al operador sobre esta discrepancia de velocidad y dice: "Oh, solo estamos tratando de igualar el número de Reynolds a escala completa". ¿Eh?
El mundo de la ingeniería está lleno de números especiales que llevan el nombre de personas que se palmaron hace mucho tiempo y que tú querido lector y yo nunca conoceremos. Una de estas personas fue Osborne Reynolds, un inglés de finales del siglo XIX. El Sr. Reynolds estaba obsesionado con ver fluir tintes de colores a través de tuberías. Estaba especialmente interesado en ver cómo el tinte comienza a fluir como una estela suave (Laminar) e invariablemente se descompondría en una locura llena de remolinos (Turbulento). El mismo fenómeno se puede ver con el humo del cigarrillo saliendo de un cenicero. Reynolds no lo supo en su momento, pero en realidad estaba estudiando el concepto de crecimiento de la capa límite; un tema que es de suma importancia en la aerodinámica. En ausencia de fenómenos de capa límite, la aerodinámica es francamente sencilla. Desafortunadamente, cosas importantes como la velocidad y la sustentación máximas dependen en gran medida de la capa límite.
A principios del siglo XX, un investigador alemán llamado Ludwig Prandtl formuló las ecuaciones necesarias para describir cómo crecían las capas límite. En resumen, se vuelven más gruesas y desordenadas a medida que avanzan aguas abajo. Prandtl usó un subconjunto de las ecuaciones de Navier-Stokes previamente conocidas para su metodología. Cosas muy complicadas, pero Prandtl era un tipo muy inteligente.
Lo que hay que saber es que el número de Reynolds (Re) contiene un resumen de la información del flujo de aire. Transmite casi todo lo que necesitamos saber sobre una determinada condición de flujo y ni siquiera tiene unidades. Sin pies o metros. Sin pulgadas. Sin libras o kilogramos. Nada. Es un producto de la densidad del fluido, la velocidad del fluido, la longitud (importante característica) y el recíproco de la viscosidad de los fluidos. Piense en ello como una picadora de carne en la que vierte todas las condiciones de flujo ambiental en un extremo y el número de Reynolds sin unidad sale por el otro extremo.
En esencia, cuando hacemos coincidir el número de Reynolds del modelo con el número de Reynolds a escala completa, estaremos eliminando efectivamente el efecto de la escala.
El tamaño de nuestro número de Reynolds
Con un poco de experiencia, podemos obtener información útil sobre el flujo de un fluido simplemente conociendo la magnitud del Número de Reynolds. Por ejemplo, si vemos datos del túnel de viento que dan números de Reynolds de 200.000 o menos, es probable asumir que esos perfiles aerodinámicos estaban destinados a maquetas de aviones o aviones de vuelo a gran altitud; ambas condiciones conducen a números de Reynolds pequeños. Si los datos dan Números de Reynolds entre aproximadamente 500K y 6 millones, sabremos que por lo general se aplican a la aviación general; este es el régimen en el que se calcularon una gran cantidad de datos de túnel de viento en los centros históricos. Estos datos están disponibles gratuitamente. Cuando el número de Reynolds supera los 9 millones, generalmente estamos hablando de aviones de combate o aviones de pasajeros. Por supuesto, esto es solo una regla general y está sujeta a debate.
Cómo calcular el número de Reynolds:
- Averigüemos cuál es su velocidad en pies por segundo. Para hacer esto, multipliquemos MPH por 1.4667 o podemos multiplicar NUDOS por 1.689.
- Averigüemos cuál es la densidad del aire. Recuerde que esto cambia con la altitud y debemos utilizar slugs por pie cúbico. Para simplificar, se utilizan 0,002377 slugs por pie cúbico para una densidad a nivel del mar.
- Averigüemos la viscosidad del aire. Usemos 0.00000037373 (es un número MUY pequeño)
- Decidamos cuál es la dimensión importante. Para secciones alares, esa dimensión es la longitud de la cuerda. Para objetos redondos como esferas, la dimensión es el diámetro.
Utilizando la información anterior, usaremos ahora esta ecuación:
NÚMERO DE REYNOLDS = DENSIDAD * VELOCIDAD * DIMENSIÓN / VISCOSIDAD
La ecuación es muy reveladora: el numerador (parte superior) se compone de efectos de cantidad de movimiento y el denominador (parte inferior) se compone de efectos de viscosidad. A medida que aumenta el número de Reynolds, implica que los efectos del momento del fluido se vuelven más importantes que los efectos de la viscosidad. Si prefiere evitar las matemáticas anteriores, aquí hay una fórmula simplificada para el Número de Reynolds a nivel del mar usando mph y pies:
NÚMERO DE REYNOLDS = 9360 * VELOCIDAD (en mph) * DIMENSIÓN (en pies)
La mención del Número de Reynolds implica "el uso apropiado de un conjunto dado de datos en el túnel de viento". Es fácil pensar que cualquier dato de coeficiente que obtengamos en un túnel de viento se podría aplicar al avión a escala real a la misma velocidad. Sin embargo, como hemos aprendido, los datos del coeficiente solo son "buenos" para el Número de Reynolds que hemos obtenido. Por lo tanto, para obtener datos del Número de Reynolds a gran escala de un túnel de viento, debe aumentar la velocidad del aire sobre el modelo en un esfuerzo por igualar lo que sería el número de Reynolds en un modelo a escala completa.
Por ejemplo, para obtener datos del coeficiente aerodinámico (CL, CD, CM) de un modelo a media escala que sea aplicable a la aeronave a escala real, tendríamos que duplicar la velocidad del aire sobre el modelo en un esfuerzo por igualar los Números de Reynolds. O podríamos duplicar la densidad del aire, pero eso es muy costoso y difícil de lograr. Entonces, en resumen, si cortamos la cuerda del ala a la mitad, el número de Reynolds también se reduce a la mitad. Para compensar, tendríamos que duplicar la velocidad del aire para mantener el mismo número de Reynolds. Puede ser muy confuso a veces.
Anécdotas del número de Reynolds (¡Es verdad!)
Un amigo mío probó una vez un modelo de cohete Estes en un túnel de viento lento. Debido a que el cohete real era tan pequeño y nuestro túnel de viento tan lento, construyó un "modelo" gigante del cohete que era diez veces MÁS GRANDE que el cohete real. A esa escala, podría reducir la velocidad del aire en el túnel de viento a una décima parte de la velocidad a la que realmente vuela el cohete; este método le dio números de Reynolds idénticos. Por lo tanto, podría aplicar los valores de CL y CD que obtuvo del túnel de viento directamente a sus estimaciones de rendimiento de vuelo, a pesar de que el tamaño del modelo era muy diferente.
Una técnica para reducir la resistencia
Existen multitud de historias sobre los legendarios perfiles aerodinámicos del Mustang P51 de la Segunda Guerra Mundial. A menudo se dice que la alta velocidad del avión fue el resultado de sus llamados perfiles aerodinámicos de "flujo laminar" que está a punto de conocer. Si bien es cierto que la resistencia aerodinámica del ala era probablemente menor que la de los aviones contemporáneos de la época, la construcción de metal en ese momento impedía que esas superficies aerodinámicas alcanzaran su máximo potencial con respecto a la reducción de la resistencia aerodinámica. Uno de los mayores contribuyentes a la velocidad extrema fue probablemente la enorme potencia del motor Merlin. Los perfiles aerodinámicos de flujo laminar desarrollados metódicamente existen incluso desde antes de la Segunda Guerra Mundial; fueron idea de Eastman Jacobs, un ingeniero de la NACA durante la década de 1930. En los 30 años anteriores, personas muy inteligentes como el alemán Ludwig Prandtl aprendieron que la resistencia se podía reducir controlando la forma y el grado de crecimiento de la delgada capa de flujo aerodinámico justo encima de la superficie del ala. Esta región de fluido se conoció como la capa límite porque era el límite entre la superficie del ala (velocidad del aire = cero) y la corriente libre exterior (velocidad del aire = no cero). Para la siguiente explicación, consulte la Figura 4.1 que muestra los dos tipos comunes de crecimiento de la capa límite en una placa plana.
La viscosidad del aire, o su "pegajosidad", juega un papel muy importante en la delgada región de aire justo encima de la superficie de cualquier objeto en movimiento. A nivel microscópico, incluso la superficie más pulida parece una cadena montañosa. Las moléculas de aire que intentan maniobrar por entre estos picos a menudo se atascan y ceden su impulso (energía) a las montañas mismas (es decir, el ala) en forma de calor y fricción. Justo antes de ser detenidas por la superficie del ala, estas moléculas de aire se habían estado moviendo a la velocidad del avión.
La velocidad cambia de máxima (la del avión) a cero en una pequeña distancia. En una escala mayor, este efecto se nota como una fuerza de fricción que tira de la superficie del ala (es decir, resistencia). Nuevamente, la velocidad del aire en contacto directo con el ala es cero. A medida que nos alejamos de la superficie, la velocidad del aire se acelera rápidamente para igualar la del flujo de la corriente libre. Debido a que esta aceleración extrema tiene lugar a una altura de unos pocos milímetros, la viscosidad del aire es muy importante. Una buena manera de imaginar esto es visualizar el tráfico en una autopista de siete carriles en una gran ciudad.
El carril más a la derecha es donde los automóviles entran y salen del flujo de tráfico. Se mueven lentamente e incluso pueden detenerse. A medida que cambia de carril para alejarse del carril lento, el tráfico se mueve cada vez más rápido hasta que llega al carril rápido donde las velocidades del automóvil son más altas, apenas afectadas por los carriles lentos. Al principio, el cambio de velocidad entre la parte inferior y la parte superior de la capa límite se realiza suavemente y produce una pequeña cantidad de fricción en el perfil aerodinámico. Las capas de aire en la capa límite fluyen suavemente unas sobre otras sin remolinos. Este tipo de capa límite se llama Laminar y produce muy poca fricción. Piense en ello como un mazo de naipes muy pulidos que se deslizan sobre un tapete. Las cartas se deslizan sin esfuerzo unas sobre otras mientras que las cartas de abajo quedan atrás. Pero en física nada es gratis. Lo que ocurre es que esta capa límite laminar de baja fricción no es muy estable y pronto cambia a una capa límite de carácter turbulento, aunque eso sí, más estable. Eso ocurrirá al menor tropiezo con una imperfección superficial que destruya el flujo laminar. En el mundo real, la capa límite generalmente comienza siendo laminar y pasa a ser turbulenta, como se muestra en la Figura 4.2 a continuación.
El crecimiento de la capa límite en un perfil aerodinámico es más complicado que en una plancha plana. La diferencia, que se muestra en la Figura 4.3, está en lo que hace que ocurra la transición. Las imperfecciones seguirán tropezando con la capa límite laminar, pero los perfiles aerodinámicos tienen el fenómeno adicional del gradiente de presión. El gradiente de presión se refiere a cómo cambia la presión a medida que nos desplazamos ríos abajo desde la punta del perfil aerodinámico. Si el gradiente de presión es negativo, sentimos que estamos siendo arrastrados cada vez más rápido (como una canoa que es arrastrada hacia una cascada). Cuando el gradiente de presión es positivo, sentimos una presión cada vez mayor y una cierta sensación de "empuje" del aire a medida que avanzamos río abajo (como la misma canoa que va de un río a alta velocidad a un lago en calma).
En la parte delantera de un perfil aerodinámico, el gradiente de presión es negativo y el aire se acelera corriente abajo; un hábitat perfecto para una capa límite laminar. Sin embargo, cuando el aire deja de acelerar y comienza a desacelerar, obtenemos un gradiente de presión positivo. Eso hace que la capa límite laminar se convierta en una capa límite turbulenta. El flujo pierde su suavidad y comienza a llenarse de remolinos, lo que hace que el aire exterior comience a mezclarse con la capa límite ya formada. Esta porción "turbulenta" de la capa límite es más gruesa y produce una resistencia debido a la fricción relativamente mayor en comparación con la capa laminar uniforme.
La siguiente lista de pasos describe el nacimiento y muerte típico de una capa límite en una superficie aerodinámica:
- El aire que se aproxima choca contra el borde de ataque y se detiene. Este punto (que se muestra como un punto rojo en la figura 4.3) se llama punto de estancamiento o punto de remanso. Este punto sirve como línea divisoria. Parte del aire pasa por debajo del perfil aerodinámico. El aire que pasa por encima del punto de estancamiento se dirige a la parte superior del ala.
- A medida que el flujo de aire sale del punto de estancamiento, acelera más allá de las superficies superior e inferior debido al fuerte gradiente de presión negativa. Este flujo único forma una capa límite laminar. Continúa creciendo de forma laminar hasta que se alcanza la presión mínima (velocidad máxima). A menos que se haya destruido previamente por una imperfección de la superficie, este es el punto de transición más probable.
- Después de la transición, la capa límite se vuelve turbulenta y finalmente deja el perfil aerodinámico en el borde de salida.
Hay algunas variantes conocidas de este guion. Si la condición de flujo está en un número de Reynolds muy bajo, la capa límite laminar a veces se salta la fase de transición a turbulenta y en su lugar se separa, ¡y nunca más se sabe de ella! A veces, se vuelve a conectar inmediatamente formando una capa límite turbulenta más gruesa de lo normal. La región entre la separación laminar y la reconexión turbulenta parece una burbuja y a menudo se denomina burbuja laminar. Si la burbuja laminar no logra restablecer una capa límite turbulenta viable, el aire simplemente sale del perfil aerodinámico en ese punto y el ala vuela en una condición de semi pérdida.
Si ha volado alguna vez un avión a radio control, es posible que haya visto aviones con cinta que se mueve en zig-zag en la superficie superior del ala. El propósito de dicho dispositivo de inicio de capa límite es combatir el problema de la burbuja laminar que ocurre en los modelos a escala. El operador del avión a radio control lo que quiere es obligar a ese flujo tan sensible de la capa límite laminar a tropezar con una capa límite turbulenta más estable (para evitar la separación). Después de todo, una capa turbulenta, aunque genere más resistencia, es mejor que la separación y la pérdida. La utilización de dispositivos de inicio (tiras, generadores de vórtices, etc.) puede obligar a una burbuja laminar apermanecer adherida al ala mucho más allá de su ángulo de pérdida normal.
Las capas límite turbulentas tienden a ser "más pegajosas" que las capas límite laminares. Se han desarrollado en algunas universidades ideas para incrementar la carga útil beneficiándose de este efecto al volar con ángulos de ataque más altos. Gracias a eso, la aeronave podría llevar más peso que si estuviera equipada un ala limpia.
Tenga en cuenta que los espesores de la capa límite que se muestran en la Figura 3 están muy exagerados. Esto es lo que puede esperar en el mundo real: digamos que está volando a 100 nudos al nivel del mar admirando hermosos veleros. El ala de su avión tiene una cuerda de 5 pies (152 cm). El diseño del perfil aerodinámico produce constantemente un flujo de aire laminar sobre el primer 20 % de la superficie, y el resto es turbulento. El espesor de la capa límite laminar sería de aproximadamente 0,060" (1,5 mm). El espesor de la capa límite turbulenta podría crecer de 3/8" a 1/2" (9,5-13 mm) en el borde de salida del ala.
Con los años, se ha descubierto que crear y mantener capas límite laminares es mucho más complicado en la vida real. A diferencia de los acabados bruñidos y lisos de los modelos a escala del túnel de viento, los aviones reales están muy sucios. ¿Ha visto alguna vez el borde de ataque de un ala de un avión a escala real? recubiertos con cientos de cadáveres aplastados de insectos: a los flujos laminares no les gustan nada los cadáveres de insectos.
Capítulo 5
Flujo laminar, por accidente
Durante la década de 1930, un ingeniero aeronáutico autodidacta llamado David R. Davis desarrolló por su cuenta y se tomó la molestia de patentar un diseño de perfil aerodinámico, al que llamó “Fluid Foil” (patente de EE. UU. n.° 1.942.688). Consideró que su diseño era especial porque exhibía una resistencia menor que la mayoría de los otros perfiles aerodinámicos comunes, pero no estaba seguro de por qué. Por suerte para él, su creación llegó en un momento crucial porque, Consolidated Aircraft Company estaba buscando alguna manera para hacer que su nuevo avión se destacara de la competencia; pronto se dieron cuenta de que un ala única de baja resistencia era justo lo que necesitaban.
Un buen truco de marketing. Después de verificar el rendimiento de baja resistencia del Fluid Foil en un túnel de viento, Consolidated obtuvo la licencia de la patente del perfil aerodinámico del Sr. Davis en 1937. El Fluid Foil finalmente se incorporó en el diseño del ala del bombardero B-24 Liberator durante la Segunda Guerra Mundial. Sin saberlo, el Sr. Davis había inventado primer perfil aerodinámico para lograr una baja resistencia a través de la producción de una capa límite laminar, el flujo de aire suave rara vez visto que existe brevemente antes de que aparezca la capa límite turbulenta de mayor resistencia. El concepto de la capa límite laminar ya se discutió en detalle en el capítulo 4 de este trabajo.
Consolidated Aircraft pasó a construir más de 19.000 bombarderos B- 24, colocándolo por delante del venerable B-17 en la producción bélica. Aunque mucha gente considera que el P-51 Mustang fue el primer avión en usar perfiles aerodinámicos de flujo laminar, lo cierto es que fue el B- 24 el primer avión, en usar las superficies aerodinámicas de flujo minar, aunque hay sido accidentalmente. Históricamente, se considera que fue el ala del P-51 la primera en utilizar intencionalmente los nuevos perfiles aerodinámicos de flujo laminar de la serie 6 de NACA desarrollados científicamente.
A pesar de lo interesantes que resultan estos hechos históricos, es aún más sorprendente saber que ninguno de estos perfiles aerodinámicos realmente produjo mucho flujo laminar utilizable cuando finalmente se integraron en un avión del mundo real. De hecho, probablemente, estos perfiles eran tan turbulentos como todos los demás. Sin embargo, podemos perdonar a los diseñadores: una cosa es basar todos sus datos en finos modelos a escala en túneles de viento y otra cosa es construir alas reales con láminas de metal, remaches, barras de refuerzo, costillas... Agreguemos tripas de mosquito en los bordes de ataque y el resultado final es que estos perfiles tenían pocas posibilidades de establecer una capa límite laminar.
No pretendo restar importancia al desarrollo de perfiles aerodinámicos de flujo laminar en aviones de metal. Analíticamente, fue un salto significativo para los primeros ingenieros "resolver hacia atrás" las fórmulas utilizadas para analizar perfiles aerodinámicos. ¡En lugar de comenzar con coordenadas de superficie conocidas y calcular la distribución de presión resultante, el personal de NACA descubrió cómo desde una distribución de presión deseada modelar los contornos requeridos en un perfil!
Debido a los métodos de construcción modernos, los materiales compuestos rígidos y los diseños mejorados de superficies aerodinámicas de flujo laminar, existe un interés renovado en el uso de superficies aerodinámicas de flujo laminar en la aviación general. La mayoría de los aviones de carreras modernos (como el NASA NLF sin camber que se usa en Nemesis NXT) utilizan algún tipo de perfil aerodinámico de flujo laminar; a menudo modificado para hacerlo propietario y que otros tengan que pagar por su uso.
¿Laminar o no laminar? Esa es la pregunta
Puede que le sorprenda saber que todas las superficies aerodinámicas tienen algo de flujo laminar; incluso el perfil aerodinámico utilizado en el Wright Flyer. Por supuesto, el flujo laminar en el avión de los hermanos Wright solo duraba hasta un pequeño porcentaje de la longitud de la cuerda, pero efectivamente tenía algo de flujo laminar. Esto trae a colación la cuestión de cómo clasificar los perfiles aerodinámicos.
¿Laminar o no laminar? Resulta que la respuesta es subjetiva.
En términos generales, para que un perfil aerodinámico se considere de flujo laminar, debe tener un gradiente de presión favorable que se extienda más allá del 30 % de la longitud de la cuerda. Las capas límite laminares son extremadamente sensibles y prefieren que la presión de la superficie caiga continuamente a medida que marchan río abajo desde el borde de ataque. Cuando la presión de la superficie deja de caer y comienza a aumentar, el flujo laminar suave se vuelve turbulento, luchando por llegar al borde de salida. Es más fácil caer por una colina que volver a subirla.
La Figura 5.2 (abajo) muestra una serie de superficies aerodinámicas muy comunes y que tanto por ciento de su longitud de cuerda experimenta gradientes de presión favorables (es decir, capas límite laminares) en condiciones ideales. Es importante comprender que el flujo laminar extenso generalmente solo se experimenta en un rango muy pequeño de ángulos de ataque, del orden de 4 a 6 grados. Una vez que sale de ese rango de ángulo óptimo, la resistencia puede aumentar hasta en un 40% dependiendo de la superficie aerodinámica.
Mire de cerca las superficies aerodinámicas en la Figura 5.2 arriba. Los diseños laminares en la mitad inferior exhiben un flujo laminar extenso (más del 50%). Por lo general, tienen bordes de ataque más afilados que pueden dar lugar a una entrada en pérdida menos predecible e intensa. Sin embargo, el rasgo más obvio es la colocación hacia atrás del espesor máximo del perfil. Si observa un ala de canto y aprecia que el grosor máximo está muy atrás, puede apostar a que el perfil aerodinámico que tiene delante es de flujo laminar. Le recomiendo que mire un ala de una Piper Tomahawk de canto; Descubrirá de inmediato que utiliza un perfil aerodinámico GAW.
A la conquista de la baja resistencia aerodinámica
Para comprender las grandes ventajas de los perfiles aerodinámicos de flujo laminar, necesitamos realizar un pequeño experimento. Imagine que apuntamos una lámina de madera contrachapada hacia una corriente de aire de 70 mph sin ángulo entre la longitud de la cuerda y el viento relativo (ángulo de ataque de cero grados). Si pudiéramos obligar mágicamente a la capa límite a permanecer 100 por ciento laminar desde el borde de ataque hasta el borde de salida, la fuerza de resistencia por fricción sería de aproximadamente 0,6 libras (0,3 kg). Ahora, si activamos un interruptor para hacer que la capa límite sea completamente turbulenta, la fuerza de resistencia por fricción aumentaría a casi 3 libras (1,4 kg), ¡un aumento neto en la resistencia de casi el 500 por ciento!
Como podemos ver en nuestro sencillo ejemplo con un perfil aerodinámico de madera contrachapada, las capas límite laminares producen mucha menos fricción en la superficie del ala en comparación con una capa límite turbulenta. Recuerde que las alas del mundo real tienen una mezcla de capas límite laminares y turbulentas, por lo que las ganancias reales son del orden del 40 al 50 por ciento. El objetivo final de un perfil aerodinámico de flujo laminar es uno en el que tratamos de maximizar la capa límite laminar mientras minimizamos la capa límite turbulenta sin hacer que todo sea demasiado complicado a la hora de construir el ala real.
Considere la capacidad del constructor para controlar el contorno del ala durante la construcción y el vuelo. Las superficies de los aviones de metal tienden a alterarse durante el vuelo y esto puede cambiar el contorno lo suficiente como para destruir la capa límite laminar.
Cuando se utilizan materiales compuestos, es importante controlar las tolerancias todo el tiempo en el contorno de la superficie aerodinámica. El control de contorno de una superficie no es solo una asignación de altura en cada punto; depende de la longitud de la cuerda sobre la que ocurre. ¿Hacer alas con aluminio? Ese es un gran desafío.
Hablando del acabado de la superficie, he oído historias de pilotos de planeadores que lijan sus brillantes y pulidas alas en la dirección de la cuerda desde el borde de ataque hasta el borde de salida. Utilizan papel de lija de grano gordo (600). Si lijar una superficie reduce la resistencia, eso generalmente significa que la capa límite se estaba desprendiendo prematuramente o tenía problemas de burbujas laminares; lijar la superficie ayuda en ambas situaciones (de alguna manera, es similar a por qué las pequeñas concavidades reducen la resistencia en una pelota de golf). Por lo general, esos problemas solo se experimentan con números de Reynolds muy bajos (alas de cuerdas pequeñas que vuelan a velocidades lentas o aviones diseñados para grandes altitudes).
Existen también muchas historias de pilotos de autos de carreras, como la Indy o la Formula 1, que frotan con talco para bebés sus bólidos para hacerlos menos resistentes al aire. Estas historias se han estado escuchando en boxes durante años. Gran error. El talco para bebés puede parecer muy suave en la punta de nuestros dedos, ¡pero no en las moléculas de aire! Tradicionalmente, una superficie muy lisa, limpia y altamente pulida siempre dará lugar a valores de resistencia más bajos.
¡Encéralo, no lo empolves! Esa es la razón por la que hoy en día los mecánicos de Fórmula 1 le están pasando constantemente paños a los monoplazas.
Diseñando el perfil aerodinámico perfecto
Es posible que esté pensando lo mismo que el ingeniero de la NACA, Eastman Jacobs, en la década de 1930. ¿Por qué no diseñar perfiles aerodinámicos que solo produzcan capas límite laminares? De esa manera, podríamos tener una resistencia alar ultra baja. Echemos un vistazo a los números. Podemos cuantificar la reducción de la resistencia debido al desarrollo de la capa límite laminar. La Figura 3 muestra la razón por la cual los ingenieros han perseguido las superficies aerodinámicas de flujo laminar durante tanto tiempo. Este gráfico compara las curvas polares de resistencia de dos superficies aerodinámicas. Uno es para un perfil aerodinámico típico (NACA 2415) y el otro es para un perfil aerodinámico de flujo laminar (66-415). En el último perfil aerodinámico, vemos que el coeficiente de resistencia cae notablemente entre una sustentación de aproximadamente 0,25 y 0,5. El objetivo del diseñador es asegurarse de que el coeficiente de sustentación deseado para el vuelo de crucero se encuentre en algún lugar de esa cantidad de resistencia. (Vea la flecha en la Figura 5.3)
Recordemos brevemente qué es una capa límite, como vimos en el capítulo 4. Incluso la superficie más lisa parece una cadena montañosa cuando se ve a escala microscópica. A medida que el aire pasa, por estas superficies, algunas de las moléculas se atascan y cede su energía a las propias montañas microscópicas. ¡Estas moléculas de aire que originalmente se movían con la velocidad del flujo de aire libre son detenidas y llevadas a velocidad cero justo en la superficie! En ingeniería, esto se llama condición "no deslizante". A mayor escala, este efecto se deja notar como una fuerza de fricción que tira de la superficie del ala.
Podemos desglosarlo aún más. Cuando la capa límite comienza a formarse en el borde de ataque, fluye suavemente con cada capa microscópica de aire deslizándose fácilmente sobre la siguiente como una baraja de naipes encerados resbalando una sobre otra. Esta porción de la capa límite produce muy poca fuerza de resistencia, pero desafortunadamente solo dura hasta que el aire que fluye lo largo de la superficie aerodinámica comienza a disminuir la velocidad. Con perfiles aerodinámicos no laminares, esto suele ocurrir entre el cinco y el veinte por ciento de la longitud de la cuerda. En ese punto, la capa límite laminar comenzará a mezclarse con el aire exterior y se llenará de pequeños remolinos. Estas llamadas capas límite turbulentas pueden ser sorprendentemente estables, pero la contrapartida es que producen una mayor resistencia que las capas límite laminares.
El problema de las burbujas
Hasta ahora, ha aprendido que todas las capas límite laminares crecen para convertirse en capas límite turbulentas. Cuando se opera con números de Reynolds muy bajos (menos de 100.000, por ejemplo), esta transición a turbulencia a veces no ocurre. La capa límite laminar se encuentra con el aumento de la presión y ocasionalmente se destruye lejos de la superficie, para no volver a formarse nunca más. A veces se vuelve a conectar inmediatamente formando una capa límite turbulenta mucho más gruesa de lo normal. La región entre la separación laminar y los puntos de reconexión turbulenta parecen una burbuja y a menudo se denomina burbuja laminar. Si la burbuja laminar no se mantiene conectada, la capa límite abandona el perfil aerodinámico en ese punto y el ala vuela en una condición de semi pérdida. Esto es algo indeseable.
Rara vez, pero ha ocurrido que, en las superficies aerodinámicas con flujo laminar extremo, incluso las gotas de lluvia fueron las causantes de que la capa límite se volviera inestable y se destruyera, provocando una pérdida. Como ya comentamos antes, es posible que, si es aficionado a los aviones radio controlados, haya visto las cintas zigzagueando en la superficie superior del ala para combatir estos problemas de bajo número de Reynolds. Esos pilotos de radio control han decidido obligar al flujo laminar tan sensible a convertirse en una capa límite turbulenta, lo cual es preferible antes de sufrir una separación. Después de todo, una capa límite turbulenta garantizada es mejor que una posibilidad de separación y entrada en pérdida. Algunas personas han usado este truco para hacer que sus aviones controlados por radio carguen más peso de lo normal durante concursos de transporte o remolque de carga.
Afortunadamente, esta tendencia a pasar de laminar directamente a separación ocurre con menos frecuencia a medida que aumenta el número de Reynolds.
Puntos clave para recordar sobre el desarrollo de la capa límite:
- Las capas límite laminares prefieren el aire que se está acelerando (disminuyendo la presión), pero se convertirá nen turbulenta en el instante en que el aire comience a disminuir la velocidad. Laminar significa MENOR RESISTENCIA.
- Las capas límite turbulentas se formarán a partir de una capa límite laminar una vez que el aire comience a disminuir la velocidad. Turbulento significa MAYOR RESISTENCIA, pero no terrible resistencia. En el caso de una pelota de golf, ¡la capa límite turbulenta en realidad reduce la resistencia!
- Con números de Reynolds muy bajos, es posible experimentar el efecto de resistencia debido a las burbujas.
Una última palabra sobre el caso laminar
Curiosamente, las superficies aerodinámicas de flujo laminar en aeronaves de metal resultaron ser excelentes para aeronaves de alta velocidad. Alta velocidad, como en aviones a reacción. Pero esto no tenía nada que ver con las capas límite laminares; más bien era una un efecto producido por el movimiento físico del punto de presión mínima muy por detrás del borde de ataque. Esto dio como resultado un mayor número de Mach crítico, lo que permitió a los aviones de combate ir un poco más rápido al minimizar la resistencia supersónica sobre las alas (incluso un avión subsónico puede experimentar puntos de flujo de aire supersónico en la parte superior del ala debido a las aceleraciones locales).
Sin embargo, no es probable que dispongamos de un motor a reacción. Entonces, ¿cómo podríamos hacer un buen uso de los perfiles aerodinámicos de flujo laminar? En primer lugar, si estamos construyendo un ala de chapa metálica y no pensamos volar más allá de Mach 0,6 (alrededor de 450 mph), entonces no debemos molestarnos en trabajar con las superficies aerodinámicas de flujo laminar extremo. Los perfiles aerodinámicos NACA convencionales funcionarán bien para esos propósitos. Van’s Aircraft ha utilizado la serie de 5 dígitos NACA de manera muy eficaz en sus modelos recreativos.
Sin embargo, si deseamos construir un ala de materiales compuestos rígida, es posible que deseemos utilizar un perfil aerodinámico de flujo laminar natural de la serie NACA 6 o uno de los más modernos de la NASA. Solo debemos asegurarnos de mantener limpios esos bordes delanteros del ala. Querido lector, la próxima vez que visite un festival aéreo mire las alas y trate de adivinar si están usando un perfil aerodinámico de flujo laminar. Pregúntele al piloto al respecto; seguramente se sorprenderán agradablemente al ver que se haya dado cuenta.
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