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El ala es el principal aparato generador de sustentación en un avión, y su geometría es clave para su rendimiento. En primer lugar, recuerde que la sustentación es una fuerza aerodinámica generada por un diferencial de presión entre las superficies superior e inferior. La sustentación total es proporcional a la superficie del ala. Por lo tanto, una mayor superficie da como resultado una mayor elevación.
La sustentación también se ve afectada por la geometría de la sección transversal del ala, llamada perfil aerodinámico. Recuerde que la línea de cuerda del perfil aerodinámico conecta los bordes delantero y trasero. Otra propiedad llamada comba describe la asimetría entre las dos superficies. La mayoría de las alas tienen inclinación positiva, lo que significa que son convexas. Al igual que con el área de superficie, el aumento de la inclinación da como resultado una mayor elevación.
Dado que la velocidad del viento es relativamente lenta durante el despegue y el aterrizaje, el área de superficie y la inclinación se incrementan mediante el despliegue de dispositivos en los bordes delantero y trasero del ala para generar suficiente sustentación. El dispositivo en el borde de ataque del perfil aerodinámico se denomina listón, mientras que el dispositivo en el borde de fuga se denomina aleta. Los listones y las solapas pueden moverse dentro o fuera de las alas según sea necesario.
Si bien el despliegue de listones y flaps aumenta la sustentación, también aumenta la fuerza de arrastre sobre la aeronave, que actúa en oposición a la sustentación. Podemos cuantificar ambas fuerzas calculando el coeficiente de sustentación y el coeficiente de arrastre como se muestra, donde L y D son sustentación y arrastre, respectivamente. Rho infinito y V infinito son la densidad y velocidad de la corriente libre, mientras que S es el área de referencia del ala.
La sustentación, como fuerza distributiva en la naturaleza, puede igualarse o simplificarse en una sola fuerza concentrada ubicada en el centro de presión. Sin embargo, a medida que cambia el ángulo de ataque, esta ubicación se mueve hacia adelante o hacia atrás. Así que, en cambio, nos referimos al centro aerodinámico del ala cuando hablamos de fuerzas.
El centro aerodinámico del ala es la ubicación donde el coeficiente de momento de cabeceo no cambia por la variación del ángulo de ataque. Otra forma típica de expresar el momento de lanzamiento es usar el coeficiente de momento de lanzamiento. Este coeficiente adimensional se calcula como se muestra, donde M C/4 es el momento de afinación alrededor del punto de cuerda 1/4.
En nuestra demostración, medimos el momento de cabeceo a una cuerda de 1/4, que está cerca del centro aerodinámico del ala. En este experimento, estudiaremos un perfil aerodinámico Clark Y-14 con un plano simple y un listón en varios ángulos de ataque. A continuación, analizaremos la elevación, la resistencia y el momento de cabeceo para determinar las características de rendimiento en cada configuración.
Para este experimento, utilice un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 pie por 1 pie y una velocidad máxima de funcionamiento de 140 mph. El túnel de viento debe estar equipado con un sistema de adquisición de datos y una balanza de picadura, que mida tanto las fuerzas normales como las axiales.
Ahora, obtenga un modelo de ala Clark Y-14 con una solapa y un listón adjuntos. Comience la prueba con la configuración de ala limpia, lo que significa que ni el flap ni el slat están desplegados. Ahora abra la sección de prueba e instale el ala en la balanza de picadura.
Opere la perilla de ajuste del ángulo de inclinación debajo de la sección de prueba del túnel de viento para ajustar el tono del equilibrio de picadura a horizontal. Use un inclinómetro de mano para medir el ángulo de inclinación y ajustar el tono para llegar a una lectura de cero. Cierre la sección de prueba y tara el ángulo de inclinación en la pantalla del túnel de viento. Luego, tara todas las lecturas de fuerza, momento y velocidad del aire en el sistema de adquisición de datos.
Ahora, ajuste el ángulo de cabeceo, también llamado ángulo de ataque, a menos 8?, y haga una medición sin viento registrando todas las lecturas de fuerza axial, fuerza normal y momento de cabeceo. Repita las mediciones sin viento para ángulos de inclinación que van desde menos 8 a 18. con 2? Incrementos. Cuando se hayan realizado todas las mediciones sin viento, devuelva el ángulo de inclinación a menos 8?.
Ahora, encienda el túnel de viento y aumente la velocidad del aire a 60 mph. Tome lecturas de la fuerza axial, la fuerza normal y el momento de cabeceo para ángulos de cabeceo que van desde menos 8. a 18?, con 2? Incrementos. Una vez que haya completado todas las mediciones con el ala limpia, apague el túnel de viento y abra la sección de prueba.
Ajuste el ala a una nueva configuración, con el listón ajustado para que tenga aproximadamente 3/8 de pulgada de ranura. Vuelva a ejecutar el experimento exactamente de la misma manera que para el ala limpia, haciendo primero mediciones sin viento a menos 8 - 18? ángulos de inclinación con 2? Incrementos. Luego recoja las mismas medidas a 60 mph.
Después de haber completado estas mediciones, modifique el ala a una tercera configuración con los flaps configurados en 45? con respecto a la línea de cuerda y la lama no desplegada. A continuación, vuelva a ejecutar las mediciones como antes. Por último, ajusta el ala a la cuarta configuración, en la que se despliegan tanto el listón como el flap, y repite el experimento.
Ahora interpretemos los resultados. Para analizar los datos, primero calcularemos el coeficiente de sustentación no dimensional en cada ángulo de inclinación, que se define como se muestra. Rho infinito es la densidad de corriente libre, V infinito es la velocidad de corriente libre y S es el área de referencia del ala. Todos estos valores son conocidos.
La sustentación, L, se calcula como una relación de dos pares de fuerzas, donde N es la fuerza normal y A es la fuerza axial. Ambos se midieron por el saldo de la picadura. Alfa es el ángulo de ataque, también llamado ángulo de cabeceo, en este experimento. Ahora, veamos un gráfico del coeficiente de sustentación frente al ángulo de inclinación para cada una de las cuatro configuraciones.
Comparando las curvas de ala limpia y la configuración de listones, vemos que las dos curvas están casi superpuestas en ángulos de ataque bajos. Sin embargo, la curva de sustentación del ala limpia alcanza su punto máximo a unos 12 metros, pero la curva de los listones sigue aumentando. Esto indica que se puede usar una lama para aumentar la elevación. Si comparamos las curvas de sustentación del ala limpia y del flap, vemos que el flap aumenta la sustentación en todo el rango del ángulo de ataque. Si la lama y la solapa se despliegan al mismo tiempo, el beneficio de ambos dispositivos se combina y la elevación máxima es aún mayor.
A continuación, calcule el coeficiente de arrastre para cada ángulo, que se define como se muestra. La resistencia, D, también se define como una relación de los pares de fuerzas normales y axiales. Al comparar el coeficiente de arrastre para cada configuración, vemos que el arrastre aumenta drásticamente con la solapa y el listón desplegados. La fuerza aerodinámica resultante, R, de la resistencia y la sustentación se encuentra en un punto del ala llamado centro de presión.
El centro de presión no es una ubicación fija, sino que se mueve con un ángulo de ataque cambiante. Por lo tanto, es más conveniente calcular todas las fuerzas y momentos alrededor del punto de cuerda de 1/4. Luego, usando el momento de afinación a 1/4 de acorde, que se mide por el equilibrio de aguijón, podemos calcular el coeficiente de momento de afinación como se muestra.
Finalmente, al observar el coeficiente de momento de cabeceo para cada configuración y ángulo de cabeceo, vemos que el coeficiente de momento de cabeceo entra en el régimen negativo con el flap desplegado. Esto significa que el centro de presión se desplaza hacia el borde de fuga con el flap desplegado.
En resumen, aprendimos cómo se utilizan los aparatos generadores de sustentación para mejorar el rendimiento de las aeronaves. A continuación, evaluamos un ala Clark Y-14 en un túnel de viento para ver cómo un flap y un listón afectan a la sustentación, la resistencia y el momento de cabeceo.
