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10: Apéndice - Datos de superficie aerodinámica

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    Apéndice A: Datos de superficie aerodinámica

    En el capítulo 3 de este texto discutimos muchos de los aspectos del diseño del perfil aerodinámico, así como las designaciones NACA para varias series de perfiles aerodinámicos. Los datos del momento de elevación, arrastre y cabeceo para cientos de formas de perfil aerodinámico fueron determinados en pruebas de túnel de viento por el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA) y posteriormente por la NASA, la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio. Estos datos se presentan de manera más conveniente en gráficas de coeficiente de sustentación versus ángulo de ataque, coeficiente de momento de cabeceo versus ángulo de ataque, coeficiente de arrastre versus coeficiente de sustentación y coeficiente de momento de cabeceo versus coeficiente de sustentación y se encuentran literalmente en cientos de Informes NACA y NASA, Notas, y Memorandos publicados desde la década de 1920.

    Muchas de las formas aerodinámicas más importantes tienen sus resultados de prueba resumidos en Theory of Wing Sections, una publicación en rústica de Dover de autoría de Ira Abbott y Albert Von Doenhoff y publicada por primera vez en 1949. Si bien la fecha de publicación original puede llevar a pensar que este material debe estar desactualizado, eso simplemente no es cierto y la Teoría de las Secciones de Alas es una de las referencias más valiosas en la biblioteca personal de cualquier ingeniero aeroespacial.

    En el siguiente material del apéndice se presenta una selección de datos gráficos de superficie aerodinámica que se pueden encontrar en la Teoría de las Secciones de Alas y en las publicaciones NACA no protegidas por derechos de autor que son la fuente de los datos de la publicación de Dover. Los perfiles aerodinámicos presentados representan una sección transversal de formas aerodinámicas seleccionadas para ilustrar por qué se seleccionaría una superficie aerodinámica sobre otra para cualquier requisito de diseño o rendimiento de aeronave dado.

    La Figura A-1 muestra datos para el perfil aerodinámico NACA 0012, una forma simétrica clásica que se utiliza para todo, desde estabilizadores de aviones y canards hasta rotores de helicópteros y “velas” submarinas. Tenga en cuenta que para la forma simétrica el coeficiente de elevación es cero en ángulo de ataque cero. Estas gráficas muestran los resultados de las pruebas para varios números de Reynolds diferentes y para la “rugosidad estándar” en la superficie. También muestran lo que sucede cuando un flap de acordes de 20% se desvía 40 grados. Tenga en cuenta que la deflexión del flap desplaza la curva de sustentación hacia la izquierda dando un ángulo de ataque de levantamiento cero de aproximadamente menos 12 grados mientras aumenta el coeficiente de sustentación máximo (Re= 6 x 106) de poco menos de 1.6 a 2.4, un enorme aumento en la capacidad de elevación que puede contribuir a grandes disminuciones en el despegue y distancias de aterrizaje. También tenga en cuenta que el coeficiente de momento de cabeceo a c/4 (en la gráfica de la izquierda) es esencialmente cero de -12 grados a + 14 grados de ángulo de ataque y luego va negativo en el establo en ángulo de ataque positivo. En la gráfica de la derecha la curva de momento mostrada es por el momento en el “centro aerodinámico” más que en el cuarto de cuerda pero como también es cero en esta gráfica confirma la predicción teórica de que para un perfil aerodinámico simétrico el centro de presión (donde el momento es cero) coincide con el aerodinámico centro.

    La Figura A-2 da datos similares para el perfil aerodinámico NACA 2412, otra forma de 12% de grosor pero una con curvatura. Tenga en cuenta que el coeficiente de sustentación en ángulo de ataque cero ya no es cero sino que es aproximadamente 0.25 y el ángulo de ataque de elevación cero es ahora menos dos grados, lo que muestra los efectos de agregar 2% de curvatura a un perfil aerodinámico de 12% de espesor. También tenga en cuenta que el coeficiente de momento en el cuarto de cuerda ya no es cero sino que sigue siendo relativamente constante entre el inicio de la calada positiva y negativa. El coeficiente de momento es negativo en la mayor parte del rango de ángulo de ataque, lo que indica un momento de cabeceo de nariz hacia abajo y estabilidad positiva. Agregar 2% de curvatura también ha resultado en un ligero aumento en CLmax de aproximadamente 1.6 a 1.7 en comparación con el perfil aerodinámico 0012.

    Cuando se compara la Figura A-3 con A-I y A-2 se puede ver el efecto del espesor agregado a medida que el espesor porcentual aumenta de 12 a 15 por ciento. Esto se manifiesta principalmente como un ligero aumento en el coeficiente de arrastre y una ligera reducción en CLmax en comparación con el perfil aerodinámico igualmente arqueado de 12% de espesor en A-2.

    La Figura A-4 vuelve a un perfil aerodinámico de 12% de espesor pero uno con 4% de curvatura y una comparación con las cifras anteriores mostrará cómo el aumento en la curvatura aumenta la elevación en ángulo de ataque cero, lleva el ángulo de ataque de elevación cero a menos cuatro grados y aumenta el momento de cabeceo de nariz hacia abajo que sigue siendo constante entre ángulos de calado cuando se mide en el cuarto de cuerda (centro aerodinámico).

    Las figuras A-5 y A-6 son para perfiles aerodinámicos de “serie 6”, la llamada serie de perfil aerodinámico de “flujo laminar” desarrollada en la década de 1930 y utilizada ampliamente en diseños de alas hasta finales del siglo XX. Ambas cifras muestran perfiles aerográficos de 12% de espesor. Las características distintivas de estas gráficas son los pronunciados “cubos de arrastre” en las parcelas de la derecha. Tenga en cuenta que el primer número a la derecha del guión en la designación de perfil aerodinámico indica la ubicación del centro de la cubeta de arrastre; es decir, el centro de la cubeta está en un CL de 0.1 para el 641-112 y en 0.4 para el 641-412. De esta manera, la designación de perfil aerodinámico en la “serie 6” es una herramienta útil para el diseñador, permitiendo una fácil selección de un perfil aerodinámico que tenga su “cucharón de arrastre” centrado quizás en el coeficiente de sustentación de crucero para una aeronave de transporte o en el coeficiente de sustentación que es mejor para subir o maniobrar en un caza. También tenga en cuenta que la diferencia en la curvatura produce el mismo tipo de cambios en la curva de sustento como se señaló en los perfiles aerodinámicos de la serie de 4 dígitos en las parcelas anteriores.

    Estas 6 parcelas son solo la punta del iceberg cuando se exploran las muchas formas de superficie aerodinámica que han sido investigadas por la NACA, la NASA y otros a lo largo de los años, pero las características generales señaladas anteriormente serán ciertas para casi cualquier variación en la forma del perfil aerodinámico.

    Se muestra que el perfil aerodinámico tiene un coeficiente de elevación de sección lineal, c sub l, entre el ángulo de ataque de sección, nudo alfa, entre 16 y 16 grados negativos para los números de Reynolds de 9, 6 y 3 veces 10 al 6, con ganchos en cada extremo de la porción lineal a medida que se establece la calada. Para una rugosidad estándar en un número de Reynolds de 6 veces 10 a 6, la porción lineal está entre 16 negativos y 8 grados positivos antes de cambiar ligeramente hacia abajo y girar a 12 grados. Se muestran dos curvas adicionales cuando se agrega un flap dividido simulado 0.2 veces c con una deflexión fo 60 grados, lo que desplaza esta curva final hacia arriba en 1.4 c sub l. El coeficiente de momento para cada línea mencionada se muestra aproximadamente 0 en las porciones lineales, solo desviándose a medida que se establece la pérdida. Los coeficientes de momento para el perfil aerodinámico con deserción de colgajo siguen la misma forma, pero se centran en 0.24 negativo, en lugar de 0. B) El coeficiente de arrastre de sección, c sub d, se muestra como una función del coeficiente de elevación de sección, c sub l. Para los números de Reynolds de 9, 6 y 3 veces 10 al 6, c sub d sigue una forma parabólica, creciendo desde una intercepción y de aproximadamente 0.006 a medida que c sub l se aleja de 0. La misma forma parabólica está presente para la línea de rugosidad estándar, pero con la forma parabólica mucho más pronunciada, y ahora centrada fuera de un valor c sub d de 0.010. El coeficiente de momento, c sub m a c, es 0 para todos los valores mostrados. El centro aerodinámico está en x sobre c de 0.25 e y sobre c de 0 para todos los casos.
    Figura A-1 (A): Datos de superficie aerodinámica NACA 0012
    El coeficiente de arrastre de sección, c sub d, se muestra como una función del coeficiente de elevación de sección, c sub l. Para los números de Reynolds de 9, 6 y 3 veces 10 al 6, c sub d sigue una forma parabólica, creciendo desde una intercepción y de aproximadamente 0.006 a medida que c sub l se aleja de 0. La misma forma parabólica está presente para la línea de rugosidad estándar, pero con la forma parabólica mucho más pronunciada, y ahora centrada fuera de un valor c sub d de 0.010. El coeficiente de momento, c sub m a c, es 0 para todos los valores mostrados. El centro aerodinámico está en x sobre c de 0.25 e y sobre c de 0 para todos los casos.
    Figura A-1 (B): Datos de superficie aerodinámica NACA 0012
    Las pendientes de la curva de elevación se muestran para los números de Reynolds de 3.1, 5.7 y 8.9 veces del 10 al 6. Las curvas son lineales entre ángulos de ataque, nudo alfa, de 14 y 14 grados negativos, con parada dando como resultado curvas hacia 0 más allá de estos valores y una intercepción y de 0.2. El extremo inferior de las líneas se detiene dentro de la porción lineal para todos menos el caso 5.7 veces 10 ^6. Se muestra un caso final a 5.7 veces 10^6 con rugosidad estándar, que sigue la misma trayectoria lineal hasta el nudo alfa de 8, después de lo cual se empieza a volver a bajar. El coeficiente de momento c sub m c sobre 4 es aproximadamente negativo 0.2 dentro de la porción lineal, creciendo más positivo en los ángulos de pérdida negativos y más negativo en los ángulos de calado positivos.
    Figura A-2 (A): Datos de superficie aerodinámica NACA 2412
    El coeficiente de arrastre de sección, c sub d, se muestra como una función del coeficiente de elevación de sección, c sub l. Las curvas siguen las mismas formas parabólicas que antes, centradas ahora en c sub l de 0.2 y c sub d de 0.006. La curva de rugosidad estándar se desplaza hasta un c sub d de 0.010. Los coeficientes de momento son todos aproximadamente 0.5 negativos para todos los números de Reynolds.
    Figura A-2 (B): Datos de superficie aerodinámica NACA 2412
    Las pendientes de la curva de elevación se muestran para los números de Reynolds de 3.0, 6.0 y 9.0 veces 10 a 6. Las curvas son lineales entre ángulos de ataque, nudo alfa, de 15 y 16 grados negativos, con parada dando como resultado curvas hacia 0 más allá de estos valores y una intercepción y de 0.2. El extremo inferior de las líneas se detiene dentro de la porción lineal para todos menos el caso 6.0 veces 10 ^6. Se muestra un caso final a 6.0 veces 10^6 con rugosidad estándar, que sigue la misma trayectoria lineal hasta el nudo alfa de 12, después de lo cual se empieza a volver a bajar. El coeficiente de momento c sub m c sobre 4 es aproximadamente negativo 0.2 dentro de la porción lineal, creciendo más positivo en los ángulos de pérdida negativos y más negativo en los ángulos de calado positivos.
    Figura A-3 (A): Datos de superficie aerodinámica NACA 2415
    El coeficiente de arrastre de sección, c sub d, se muestra como una función del coeficiente de elevación de sección, c sub l. Las curvas siguen las mismas formas parabólicas que antes, centradas ahora en c sub l de 0.2 y c sub d de 0.0065. La curva de rugosidad estándar se desplaza hasta un c sub d de 0.010. Los coeficientes de momento son todos aproximadamente 0.5 negativos para todos los números de Reynolds.
    Figura A-3 (B): Datos de superficie aerodinámica NACA 2415
    Las pendientes de la curva de elevación se muestran para los números de Reynolds de 3.0, 6.0 y 9.0 veces 10 a 6. Las curvas son lineales entre ángulos de ataque, nudo alfa, de 12 y 12 grados negativos, con parada dando como resultado curvas hacia 0 más allá de estos valores y una intercepción y de 0.4. El extremo inferior de las líneas se detiene dentro de la porción lineal para todos menos el caso 6.0 veces 10 ^6. Se muestra un caso adicional a 6.0 veces 10^6 con rugosidad estándar, que sigue la misma trayectoria lineal hasta el nudo alfa de 10, después de lo cual baja ligeramente antes que los otros casos. También se muestra un caso final con un flap de 0.2 veces c de longitud desviado 60 grados, lo que da como resultado que la curva se desplace hacia arriba a una nueva intercepción y de aproximadamente 1.8 c sub l, y la porción lineal desplazada para estar entre nudos alfa de 16 y 10 grados negativos. Los coeficientes de momento para los desviados siguen una curva linealmente en descomposición de 0.6 negativo en el nudo alfa de 16 negativo, para nivelar cerca de negativo 1.2 por nudo alfa de 6 grados negativos. Los coeficientes de momento para las otras curvas son relativamente constantes casi negativos 0.4 dentro de las porciones lineales de las curvas de elevación, solo desviándose hacia arriba después de que stal comienza a establecerse.
    Figura A-4 (A): Datos de superficie aerodinámica NACA 4412
    El coeficiente de arrastre de sección, c sub d, se muestra como una función del coeficiente de elevación de sección, c sub l. Las curvas siguen las mismas formas parabólicas que antes, centradas ahora en c sub l de 0.4 y c sub d de 0.006 a 0.007 a medida que disminuye el número de Reynolds. La curva de rugosidad estándar se desplaza hasta un c sub d de 0.010. Los coeficientes de momento son todos aproximadamente 0.1 negativos para todos los números de Reynolds. Las posiciones a c para los números de reynolds de 3, 6 y 9 veces del 10 al 6 se muestran como x sobre c de 0.245, 0.246 y 0.247, respectivamente, mientras que las posiciones y sobre c son 0.068, 0.051 y 0.041, respectivamente.
    Figura A-4 (B): Datos de superficie aerodinámica NACA 4412
    Las pendientes de la curva de elevación se muestran para los números de Reynolds de 3.0, 6.0 y 9.0 veces 10 a 6. Las curvas son lineales entre ángulos de ataque, nudo alfa, de 14 y 14 grados negativos, con parada dando como resultado curvas hacia 0 más allá de estos valores y una intercepción y de 0.1. El extremo inferior de las líneas se detiene dentro de la porción lineal para todos menos el caso 6.0 veces 10 ^6. Se muestra un caso adicional a 6.0 veces 10^6 con rugosidad estándar, que sigue la misma trayectoria lineal hasta el nudo alfa de 10, después de lo cual baja ligeramente antes que los otros casos. También se muestran dos casos finales con un flap de 0.2 veces c de longitud desviado 60 grados, lo que da como resultado que la curva se desplace hacia arriba a una nueva intercepción y de aproximadamente 1.4 c sub l, y la porción lineal desplazada para estar entre nudos alfa de 14 y 6 a 10 grados negativos, para cuando la rugosidad estándar es o no se aplica, de forma específica. Los coeficientes de momento para los perfiles aerodinámicos estándar disminuyen lentamente a través de las porciones lineales de 0.05 a 0.025 negativos, con los momentos correspondientes a los dos casos con deflexión de flap siguiendo formas similares, pero ahora entre valores de coeficiente de momento de negativo 0.15 y negativo 0.225.
    Figura A-5 (A): Datos de superficie aerodinámica NACA 64 (sub 1) -112
    El coeficiente de arrastre de sección, c sub d, se muestra como una función del coeficiente de elevación de sección, c sub l. Las curvas siguen formas aproximadamente parabólicas, pero ahora con un canal adicional entre los valores c sub l de 0.1 y 0.3 negativos, centrado alrededor de c sub l de 0.1 y c sub d de 0.004 a 0.005 como el número de Reynolds disminuye. La curva de rugosidad estándar se desplaza hasta un c sub d de 0.095, y pierde el canal presente en los casos anteriores. Los coeficientes de momento son todos aproximadamente 0.025 negativos para todos los números de Reynolds. Se muestra que las posiciones a c para los números de reynolds de 3, 6 y 9 veces 10 a 6 son x sobre c de 0.265, 0.265 y 0.267, respectivamente, mientras que las posiciones y sobre c son negativas 0.013, negativas 0.017 y negativas 0.039, respectivamente.
    Figura A-5 (B): Datos de superficie aerodinámica NACA 64 (sub 1) -112
    Las pendientes de la curva de elevación se muestran para los números de Reynolds de 3.0, 6.0 y 9.0 veces 10 a 6. Las curvas son lineales entre ángulos de ataque, nudo alfa, de 14 y 14 grados negativos, con parada dando como resultado curvas hacia 0 más allá de estos valores y una intercepción y de 0.25. El extremo inferior de las líneas se detiene dentro de la porción lineal para todos menos el caso 6.0 veces 10 ^6. Se muestra un caso adicional a 6.0 veces 10^6 con rugosidad estándar, que sigue la misma trayectoria lineal hasta el nudo alfa de 10, después de lo cual baja ligeramente antes que los otros casos. También se muestran dos casos finales con un flap de 0.2 veces c de longitud desviado 60 grados, lo que da como resultado que la curva se desplace hacia arriba a una nueva intercepción y de aproximadamente 1.6 c sub l, y la porción lineal desplazada para estar entre nudos alfa de 16 y 6 a 12 grados negativos, para cuando la rugosidad estándar es o no se aplica, de forma específica. Los coeficientes de momento para los perfiles aerodinámicos estándar se desintegran lentamente exponencialmente fuera de los valores del nudo alfa lineal, con su descomposición de negativo 0.05 a negativo 0.075 dentro de él. Los coeficientes de momento para los perfiles aerodinámicos con deflexiones de colgajo siguen una forma más parabólica, pero permanecen relativamente cerca de 0.275 negativos dentro de los valores del nudo alfa central.
    Figura A-6 (A): Datos de superficie aerodinámica NACA 64 (sub 1) -412
    El coeficiente de arrastre de sección, c sub d, se muestra como una función del coeficiente de elevación de sección, c sub l. Las curvas siguen formas aproximadamente parabólicas, pero ahora con un canal adicional entre los valores c sub l de 0.2 y 0.6, centrado alrededor de c sub l de 0.4 y c sub d de 0.0055. La curva de rugosidad estándar se desplaza hasta un c sub d de 0.010, y pierde el canal presente en los casos anteriores. Los coeficientes de momento son todos aproximadamente 0.075 negativos para todos los números de Reynolds. Se muestra que las posiciones a c para los números de reynolds de 3, 6 y 9 veces 10 a 6 son x sobre c de 0.266, 0.266 y 0.267, respectivamente, mientras que las posiciones y sobre c son negativas 0.053, negativas 0.046 y negativas 0.034, respectivamente.
    Figura A-6 (B): Datos de superficie aerodinámica NACA 64 (sub 1) -412

    Referencias

    Figura A1.1: Gris Kindred (2021). “Datos de superficie aerodinámica NACA 0012.” CC BY 4.0. Adaptado de NACA. Dominio público. Disponible en https://archive.org/details/0012_20210805

    Figura A1.2: Gris Kindred (2021). “Datos de superficie aerodinámica NACA 2412.” CC BY 4.0. Adaptado de NACA. Dominio público. Disponible en https://archive.org/details/2412_20210805

    Figura A1.3: Gris Kindred (2021). “Datos de superficie aerodinámica NACA 2415.” CC BY 4.0. Adaptado de NACA. Dominio público. Disponible en https://archive.org/details/2415_20210805

    Figura A1.4: Gris Kindred (2021). “Datos de superficie aerodinámica NACA 4412.” CC BY 4.0. Adaptado de NACA. Dominio público. Disponible en https://archive.org/details/4412_20210805

    Figura A1.5: Gris Kindred (2021). “Datos de superficie aerodinámica NACA 64_1-112.” CC BY 4.0. Adaptado de NACA. Dominio público. Disponible en https://archive.org/details/64-112

    Figura A1.6: Gris Kindred (2021). “Datos de superficie aerodinámica NACA 64_1-412.” CC BY 4.0. Adaptado de NACA. Dominio público. Disponible en https://archive.org/details/64-412

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