Comportamiento de la lámina de aire: Distribución de la presión sobre un ala Clark Y-14

Aeronautical Engineering

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Concepts

Fuente: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire

Una lámina de aire es una sección de ala de 2 dimensiones que representa características críticas de rendimiento del ala. La distribución de la presión y el coeficiente de elevación son parámetros importantes que caracterizan el comportamiento de las láminas de aire. La distribución de la presión está directamente relacionada con el ascensor generado por las láminas de aire. Una lámina de aire Clark Y-14, que se utiliza en esta demostración, tiene un espesor del 14% y es plana en la superficie inferior del 30% de la longitud del acorde a la parte posterior.

Aquí demostraremos cómo se mide la distribución de la presión alrededor de una lámina de aire utilizando un túnel de viento. Un modelo Clark Y-14 con 19 puertos de presión se utiliza para recopilar datos de presión, que se utilizan para estimar el coeficiente de elevación.

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JoVE Science Education Database. Ingeniería Aeronáutica. Comportamiento de la lámina de aire: Distribución de la presión sobre un ala Clark Y-14. JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

Una lámina de aire desarrolla elevación en varios ángulos de ataque a través de presiones de medidor más bajas en la superficie superior y presiones de medidor más altas en la superficie inferior con respecto a la presión del aire que se aproxima (presión de flujo libre). Si se descuidan las fuerzas de cizallamiento paralelas a la superficie de la lámina de aire (normalmente sus contribuciones a la elevación son pequeñas), entonces la fuerza de presión total es la razón del ascensor generado por la lámina de aire. La Figura 1 muestra un esquema de la distribución de presión sobre una lámina de aire.

Figura 1. Distribución de la presión sobre una lámina de aire.

El coeficiente de presión no dimensional, Cp, para un punto arbitrario en la lámina de aire se define como:

(1)

donde P es la presión absoluta, Pes la presión de flujo libre no perturbada, el medidor P a P es la presión del medidor, y es la presión dinámica, que se basa en la densidad de la corriente libre, ,y la velocidad del aire, V.

El coeficiente de elevación no dimensional Cl está definido de forma similar:

(2)

donde L' es el tramo de elevación por unidad, y c es la longitud de cuerda de la lámina de aire.

Excepto por los puntos a lo largo del borde delantero, las fuerzas de presión apuntan uniformemente hacia arriba, aproximadamente en la misma dirección que la elevación. Como tal, en pequeños ángulos de ataque, el coeficiente de elevación se puede estimar mediante:

(3)

donde x es la posición de coordenadas horizontales con origen a partir del borde delantero.

El rendimiento de Airfoil tiene en cuenta el número de Reynolds, Re, que se define como:

(4)

donde el nuevo parámetro es la viscosidad dinámica del fluido.

Aquí, la distribución de presión general a lo largo de la lámina de aire se mide con 19 tubos pequeños incrustados en el ala y unidos a un transductor de presión. En la Figura 2 se muestra una lámina de aire Clark Y-14. Tiene un grosor del 14% y es plana en la superficie inferior desde el 30% de la longitud del acorde hasta la parte posterior.

Figura 2. Perfil de lámina de aire de un ala Clark Y-14 con ubicaciones de puertos de presión de medidor.

Las presiones del medidor se miden utilizando un panel de manómetro con 24 columnas llenas de aceite líquido marcado con graduaciones de pulgadas de agua. La lectura de la presión del medidor se determina utilizando la siguiente ecuación:

(5)

dondeh es la diferencia de altura del manómetro con referencia a la presión de flujo libre, L es la densidad del líquido en el manómetro, y g es la aceleración debido a la gravedad.

Una vez obtenida la distribución de la presión, el coeficiente de elevación no dimensional, Cl, se puede determinar numéricamente para evaluar la Ecuación 3:

(6)

dondexi es el incremento entre 2 puertos adyacentes.

Procedure

  1. Retire la cubierta superior de la sección de prueba para instalar el modelo Clark Y-14 (longitud del acorde, c a 3,5 pulgadas). La sección de prueba debe ser de 1 ft x 1 ft y el túnel de viento debe ser capaz de sostener una velocidad máxima de aire de 140 mph.
  2. Monte el modelo Clark Y-14 de aluminio en el plato giratorio dentro de la sección de prueba para que el puerto #1 esté orientado aguas arriba. Vuelva a colocar la cubierta superior. Tenga en cuenta que el modelo está tocando tanto el suelo como el techo de la sección de prueba del túnel de viento, por lo que no se desarrolla ningún flujo 3D alrededor de la lámina de aire.
  3. Conecte los 19 tubos de presión etiquetados 1 - 19 a los puertos correspondientes del panel del manómetro, respectivamente. Los puertos en el modelo Clark Y-14 se encuentran de la siguiente manera: puerto 1: x/c a 0 (derecha en el borde delantero), puertos 2 y 11: x/c a 5%, puertos 3 y 12: x/c a 10%, puertos 4 y 13: x/c a 20%, puertos 5 y 14: x/c a 30% puertos 6 y 15% : x/c a 40%, puertos 7 y 16: x/c a 50%, puertos 8 y 17: x/c a 60%, puertos 9 y 18: x/c a 70%, y los puertos 10 y 19: x/c a 80% (Figura 2). El panel del manómetro debe tener 24 columnas llenas de aceite de color y marcadas con graduaciones de pulgadas de agua.
  4. Gire el plato giratorio de modo que el ángulo de ataque sea de 0o.
  5. Ejecute el túnel de viento a 90 mph y registre las 19 mediciones de presión leyendo el manómetro.
  6. Repita los pasos 4 y 5 para ángulos de ataque de 4 y 8o.

Una lámina de aire es una sección de ala bidimensional que genera elevación en un avión. Las láminas de aire vienen en muchas geometrías, pero todas están descritas por las mismas características. El borde delantero es el punto en la parte delantera de la lámina de aire con curvatura máxima. Y de forma similar, el borde final es el punto de curvatura máxima en la parte posterior de la lámina de aire.

La línea de acordes es una línea recta que conecta los bordes iniciales y finales. La longitud del acorde, c, es la longitud de esta línea de acorde y se utiliza para describir las dimensiones en otras direcciones como porcentajes de la longitud del acorde.

Aquí, nos centraremos en la lámina de aire Clark Y-14, que tiene un grosor de 14% de longitud de acorde y es plana en la superficie inferior de 30% acorde de vuelta al borde final. En varios ángulos de ataque, la lámina de aire genera presiones más bajas en la superficie superior y presiones más altas en la superficie inferior con respecto a la presión de aire que se aproxima.

Según el Principio de Bernoulli, esta diferencia de presión es el resultado de diferencias en la velocidad entre las regiones superior e inferior de la lámina de aire, que son causadas por moléculas de aire que interactúan con las superficies curvas. La región de presión más baja en la superficie superior tiene una velocidad más alta que la región de presión más alta en la superficie inferior.

Si se descuidan las fuerzas de cizallamiento paralelas a la superficie de la lámina de aire, entonces la fuerza de presión general es lo que genera elevación. Podemos definir el coeficiente de presión, Cp, para un punto arbitrario en la lámina de aire usando esta relación. El coeficiente de presión es un número no dimensional, que describe las presiones relativas a lo largo de un campo de flujo. P es la presión absoluta, P infinito es la presión de flujo libre, y rho infinito y V infinito son la densidad de flujo libre y la velocidad, respectivamente.

A excepción de las ubicaciones del borde delantero, las direcciones de fuerza de presión determinadas por Cp, apuntan aproximadamente hacia arriba en la misma dirección que la elevación en ángulos bajos de ataque. Por lo tanto, podemos calcular un coeficiente de elevación no dimensional, CL, que relaciona la elevación generada con el flujo de fluido alrededor del objeto utilizando esta relación. Aquí, c es la longitud del acorde y x es la posición de coordenadas horizontales con cero como borde inicial.

En este experimento, analizaremos la distribución de presión en la superficie de una lámina de aire, que tiene 19 grifos de presión en su superficie. Cada una de las lecturas de presión se mide utilizando un manómetro líquido. Medirá la distribución de la presión y la elevación sometiendo la lámina de aire al flujo de aire en un túnel de viento en varios ángulos de ataque.

Para este experimento, utilizará un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 ft por 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento del aire de 140 mph. El modelo de lámina de aire es una lámina de aire Clark Y-14 de aluminio con 19 puertos incorporados para tubos de presión. Las ubicaciones de los puertos de presión se muestran aquí. La coordenada del puerto se determina dividiendo la ubicación del puerto por la longitud del acorde. Los puertos de presión están conectados a un panel de manómetro lleno de aceite de color pero marcado como graduaciones de pulgadas de agua.

Para comenzar, retire la cubierta superior de la sección de prueba e instale la lámina de aire verticalmente en el plato giratorio, asegurándose de que el puerto número uno esté orientado aguas arriba. Vuelva a colocar la cubierta superior de la sección de prueba. Tenga en cuenta que el modelo de lámina de aire está tocando tanto el suelo como el techo de la sección de prueba del túnel de viento para asegurarse de que no hay ningún flujo 3D desarrollado alrededor de la lámina de aire.

Conecte los 19 tubos de presión etiquetados a los puertos correspondientes del manómetro. Ahora gire el tocadiscos para que el ángulo de ataque sea cero. A continuación, encienda el túnel de viento y establezca la velocidad del viento en 90 mph. Registre las 19 lecturas de altura del manómetro en su portátil.

Ahora apague el túnel de viento y ajuste el ángulo de ataque a 4o. A continuación, vuelva a encender el túnel de viento con la velocidad del viento a 90 mph y registre las lecturas del manómetro para cada uno de los 19 puertos de presión. Por último, repita la medición a 90 mph para un ángulo de ataque de 8o. Como antes, graba todas las lecturas del manómetro.

Ahora echemos un vistazo a cómo analizar los datos. En primer lugar, determinar la presión del medidor para cada una de las lecturas de altura del manómetro utilizando esta relación, donde delta h es la lectura de altura registrada en su portátil, rho L es la densidad del aceite, y g es aceleración gravitacional. A continuación, calcule el coeficiente de presión no dimensional, Cp, para cada puerto de la lámina de aire.

El coeficiente de presión se calcula como se muestra utilizando la densidad de flujo libre, la velocidad de flujo libre y la presión del medidor. Vamos a trazar el coeficiente de presión negativa frente a la coordenada del puerto. En primer lugar, para un ángulo de ataque igual a cero, trazamos Cp negativo en lugar de Cp positivo en el eje Y para que la gráfica sea más intuitiva visualmente. Por lo tanto, el trazado superior transmite las presiones negativas en la superficie superior de la lámina de aire, y el trazado inferior transmite las presiones positivas en la superficie inferior.

Desde la gráfica, podemos ver que la presión cambia drásticamente justo después del borde de ataque. La presión alcanza su valor mínimo alrededor de 5 a 15% acorde después del borde de ataque. Como resultado, aproximadamente la mitad del ascensor se genera en la primera región de 1/4 de acordes de la lámina de aire. Mirando los tres ángulos de ataque, observamos un cambio de presión similar después del borde de ataque.

Además, en los tres casos, la superficie superior aporta más elevación que la superficie inferior. Como resultado, es fundamental mantener una superficie limpia y rígida en la parte superior del ala. Esta es la razón por la que la mayoría de los aviones se despejan de cualquier objeto en la parte superior del ala.

Antes de que se produzca el estancamiento, el aumento del ángulo de ataque da lugar a mayores diferencias de presión entre las superficies inferior y superior de la lámina de aire, generando así una mayor elevación. Podemos calcular el coeficiente de elevación para cada ángulo de ataque usando la relación que se muestra aquí. El coeficiente de elevación relaciona la elevación generada con la distribución de presión en la lámina de aire y, como se esperaba, es mayor para ángulos de ataque más altos.

En resumen, aprendimos cómo las diferencias de presión a lo largo de una lámina de aire generan elevación en un avión. Luego medimos la distribución de la presión a lo largo de la superficie de una lámina de aire Clark Y-14 sometida al flujo de aire en varios ángulos de ataque y calculamos los coeficientes de elevación.

Results

Los resultados del laboratorio se muestran en la Tabla 1 y la Tabla 2. Los datos se trazan en la Figura 3, que muestra el coeficiente de presión, C p, frente a la coordenada del puerto de presión, x/c, para ángulos de ataque a 0, 4 y 8o. Para ser más intuitivo visualmente, los valores Cp negativos se trazan por encima del eje horizontal. Esto es para mostrar que la superficie superior (la línea superior del gráfico) es en su mayoría presiones negativas y la superficie inferior (la línea inferior del gráfico) es en su mayoría presiones positivas.

A partir de la Figura 3, la presión cambia significativamente inmediatamente después del borde de ataque: la presión alcanza sus valores mínimos (o absolutos máximos) en aproximadamente 5% - 15% de longitud de acorde. Como resultado, la mitad del ascensor se genera en el primer cuarto de la longitud del acorde de la lámina de aire. Además, la superficie superior aporta más elevación que la superficie inferior: en los 3 casos, la superficie superior contribuyó a aproximadamente 70 - 80% de la elevación total. Por lo tanto, es fundamental mantener una superficie limpia y rígida en la parte superior del ala.

Puerto de presión # Coordenadas de puertos x/c Pmedidor de manómetro (in. agua) Coeficiente de presión calculado Cp
1 0.0 3.7 1.00
2 0.05 -1.2 -0.67
3 0.10 -3.0 -1.00
4 0.2 -3.9 -0.79
5 0.3 -3.4 -0.57
6 0.4 -3.0 -0.55
7 0.5 -2.5 -0.53
8 0.6 -2.3 -0.33
9 0.7 -1.5 -0.31
10 0.8 -0.8 -0.20
11 0.05 -0.7 1.00
12 0.10 -0.6 0.29
13 0.2 -0.3 0.28
14 0.3 -0.2 0.24
15 0.4 0.1 0.22
16 0.5 0.1 0.21
17 0.6 0.2 0.21
18 0.7 0.2 0.21
19 0.8 0.3 0.21

Tabla 1. Resultados experimentales en ángulo cero de ataque.

Figura 3. Distribución del coeficiente de presión, Cp, vs coordenada de posición, x/c.

Angulo de ataque Coeficiente de elevación cl
0o 0.53
4o 0.89
8o 1.29

Cuadro 2. Coeficiente de elevación, cl, estimado en función de la distribución de la presión (Re 2,34 x 105).

Parámetros Valores
Densidad del aire ? 0.00230 slug/ft3
Densidad del agua :L 1.935 babosa/pies3
Aceleración gravitacional g 32.17 ft/s2
Viscosidad m 3.79 x 10-7 lbf*s/ft2
Velocidad de aire de flujo libre V 90 mph
Reynolds número Re 2.34 x 105
Longitud del acorde c 3.5 en

Cuadro 3. Parámetros utilizados para los cálculos.

Applications and Summary

Las distribuciones de presión en las láminas de aire están directamente relacionadas con la generación de elevación e información importante para caracterizar el rendimiento de las láminas de aire. Los diseñadores de láminas de aire manipulan las distribuciones de presión para adquirir las características deseadas de las láminas de aire. Como tal, la información de distribución de presión es la base del análisis de la aerodinámica durante el desarrollo de aeronaves.

En este experimento, la distribución de la presión de Clark Y-14 se investigó en un túnel de viento y se hicieron los 19 puertos de medición de presión para encontrar la distribución de presión a lo largo de la superficie superior e inferior de la lámina de aire. El coeficiente de elevación también se calcula razonablemente a partir de los datos de distribución de presión.

  1. Retire la cubierta superior de la sección de prueba para instalar el modelo Clark Y-14 (longitud del acorde, c a 3,5 pulgadas). La sección de prueba debe ser de 1 ft x 1 ft y el túnel de viento debe ser capaz de sostener una velocidad máxima de aire de 140 mph.
  2. Monte el modelo Clark Y-14 de aluminio en el plato giratorio dentro de la sección de prueba para que el puerto #1 esté orientado aguas arriba. Vuelva a colocar la cubierta superior. Tenga en cuenta que el modelo está tocando tanto el suelo como el techo de la sección de prueba del túnel de viento, por lo que no se desarrolla ningún flujo 3D alrededor de la lámina de aire.
  3. Conecte los 19 tubos de presión etiquetados 1 - 19 a los puertos correspondientes del panel del manómetro, respectivamente. Los puertos en el modelo Clark Y-14 se encuentran de la siguiente manera: puerto 1: x/c a 0 (derecha en el borde delantero), puertos 2 y 11: x/c a 5%, puertos 3 y 12: x/c a 10%, puertos 4 y 13: x/c a 20%, puertos 5 y 14: x/c a 30% puertos 6 y 15% : x/c a 40%, puertos 7 y 16: x/c a 50%, puertos 8 y 17: x/c a 60%, puertos 9 y 18: x/c a 70%, y los puertos 10 y 19: x/c a 80% (Figura 2). El panel del manómetro debe tener 24 columnas llenas de aceite de color y marcadas con graduaciones de pulgadas de agua.
  4. Gire el plato giratorio de modo que el ángulo de ataque sea de 0o.
  5. Ejecute el túnel de viento a 90 mph y registre las 19 mediciones de presión leyendo el manómetro.
  6. Repita los pasos 4 y 5 para ángulos de ataque de 4 y 8o.

Una lámina de aire es una sección de ala bidimensional que genera elevación en un avión. Las láminas de aire vienen en muchas geometrías, pero todas están descritas por las mismas características. El borde delantero es el punto en la parte delantera de la lámina de aire con curvatura máxima. Y de forma similar, el borde final es el punto de curvatura máxima en la parte posterior de la lámina de aire.

La línea de acordes es una línea recta que conecta los bordes iniciales y finales. La longitud del acorde, c, es la longitud de esta línea de acorde y se utiliza para describir las dimensiones en otras direcciones como porcentajes de la longitud del acorde.

Aquí, nos centraremos en la lámina de aire Clark Y-14, que tiene un grosor de 14% de longitud de acorde y es plana en la superficie inferior de 30% acorde de vuelta al borde final. En varios ángulos de ataque, la lámina de aire genera presiones más bajas en la superficie superior y presiones más altas en la superficie inferior con respecto a la presión de aire que se aproxima.

Según el Principio de Bernoulli, esta diferencia de presión es el resultado de diferencias en la velocidad entre las regiones superior e inferior de la lámina de aire, que son causadas por moléculas de aire que interactúan con las superficies curvas. La región de presión más baja en la superficie superior tiene una velocidad más alta que la región de presión más alta en la superficie inferior.

Si se descuidan las fuerzas de cizallamiento paralelas a la superficie de la lámina de aire, entonces la fuerza de presión general es lo que genera elevación. Podemos definir el coeficiente de presión, Cp, para un punto arbitrario en la lámina de aire usando esta relación. El coeficiente de presión es un número no dimensional, que describe las presiones relativas a lo largo de un campo de flujo. P es la presión absoluta, P infinito es la presión de flujo libre, y rho infinito y V infinito son la densidad de flujo libre y la velocidad, respectivamente.

A excepción de las ubicaciones del borde delantero, las direcciones de fuerza de presión determinadas por Cp, apuntan aproximadamente hacia arriba en la misma dirección que la elevación en ángulos bajos de ataque. Por lo tanto, podemos calcular un coeficiente de elevación no dimensional, CL, que relaciona la elevación generada con el flujo de fluido alrededor del objeto utilizando esta relación. Aquí, c es la longitud del acorde y x es la posición de coordenadas horizontales con cero como borde inicial.

En este experimento, analizaremos la distribución de presión en la superficie de una lámina de aire, que tiene 19 grifos de presión en su superficie. Cada una de las lecturas de presión se mide utilizando un manómetro líquido. Medirá la distribución de la presión y la elevación sometiendo la lámina de aire al flujo de aire en un túnel de viento en varios ángulos de ataque.

Para este experimento, utilizará un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 ft por 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento del aire de 140 mph. El modelo de lámina de aire es una lámina de aire Clark Y-14 de aluminio con 19 puertos incorporados para tubos de presión. Las ubicaciones de los puertos de presión se muestran aquí. La coordenada del puerto se determina dividiendo la ubicación del puerto por la longitud del acorde. Los puertos de presión están conectados a un panel de manómetro lleno de aceite de color pero marcado como graduaciones de pulgadas de agua.

Para comenzar, retire la cubierta superior de la sección de prueba e instale la lámina de aire verticalmente en el plato giratorio, asegurándose de que el puerto número uno esté orientado aguas arriba. Vuelva a colocar la cubierta superior de la sección de prueba. Tenga en cuenta que el modelo de lámina de aire está tocando tanto el suelo como el techo de la sección de prueba del túnel de viento para asegurarse de que no hay ningún flujo 3D desarrollado alrededor de la lámina de aire.

Conecte los 19 tubos de presión etiquetados a los puertos correspondientes del manómetro. Ahora gire el tocadiscos para que el ángulo de ataque sea cero. A continuación, encienda el túnel de viento y establezca la velocidad del viento en 90 mph. Registre las 19 lecturas de altura del manómetro en su portátil.

Ahora apague el túnel de viento y ajuste el ángulo de ataque a 4o. A continuación, vuelva a encender el túnel de viento con la velocidad del viento a 90 mph y registre las lecturas del manómetro para cada uno de los 19 puertos de presión. Por último, repita la medición a 90 mph para un ángulo de ataque de 8o. Como antes, graba todas las lecturas del manómetro.

Ahora echemos un vistazo a cómo analizar los datos. En primer lugar, determinar la presión del medidor para cada una de las lecturas de altura del manómetro utilizando esta relación, donde delta h es la lectura de altura registrada en su portátil, rho L es la densidad del aceite, y g es aceleración gravitacional. A continuación, calcule el coeficiente de presión no dimensional, Cp, para cada puerto de la lámina de aire.

El coeficiente de presión se calcula como se muestra utilizando la densidad de flujo libre, la velocidad de flujo libre y la presión del medidor. Vamos a trazar el coeficiente de presión negativa frente a la coordenada del puerto. En primer lugar, para un ángulo de ataque igual a cero, trazamos Cp negativo en lugar de Cp positivo en el eje Y para que la gráfica sea más intuitiva visualmente. Por lo tanto, el trazado superior transmite las presiones negativas en la superficie superior de la lámina de aire, y el trazado inferior transmite las presiones positivas en la superficie inferior.

Desde la gráfica, podemos ver que la presión cambia drásticamente justo después del borde de ataque. La presión alcanza su valor mínimo alrededor de 5 a 15% acorde después del borde de ataque. Como resultado, aproximadamente la mitad del ascensor se genera en la primera región de 1/4 de acordes de la lámina de aire. Mirando los tres ángulos de ataque, observamos un cambio de presión similar después del borde de ataque.

Además, en los tres casos, la superficie superior aporta más elevación que la superficie inferior. Como resultado, es fundamental mantener una superficie limpia y rígida en la parte superior del ala. Esta es la razón por la que la mayoría de los aviones se despejan de cualquier objeto en la parte superior del ala.

Antes de que se produzca el estancamiento, el aumento del ángulo de ataque da lugar a mayores diferencias de presión entre las superficies inferior y superior de la lámina de aire, generando así una mayor elevación. Podemos calcular el coeficiente de elevación para cada ángulo de ataque usando la relación que se muestra aquí. El coeficiente de elevación relaciona la elevación generada con la distribución de presión en la lámina de aire y, como se esperaba, es mayor para ángulos de ataque más altos.

En resumen, aprendimos cómo las diferencias de presión a lo largo de una lámina de aire generan elevación en un avión. Luego medimos la distribución de la presión a lo largo de la superficie de una lámina de aire Clark Y-14 sometida al flujo de aire en varios ángulos de ataque y calculamos los coeficientes de elevación.

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