Comportamiento de la superficie aerodinámica: Distribución de la presión en un ala Clark Y-14

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.