Parte 3 - Departamento de Ingeniería de Aeroespacial - Universidad ...
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Introducción a la Ing. Aeroespacial Tema 4 – Aerodinámica del Avión Parte III - Regímenes Subsónico y Supersónico Sergio Esteban Roncero Francisco Gavilán Jiménez Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Curso 2011-2012 Introducción a la Ingeniería Aeroespacial 1
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Introducción a la Ing. <strong>Aeroespacial</strong><br />
Tema 4 – Aerodinámica <strong>de</strong>l Avión<br />
<strong>Parte</strong> III - Regímenes Subsónico y Supersónico<br />
Sergio Esteban Roncero<br />
Francisco Gavilán Jiménez<br />
<strong>Departamento</strong> <strong>de</strong> <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong> y Mecánica <strong>de</strong> Fluidos<br />
Escuela Técnica Superior <strong>de</strong> <strong>Ingeniería</strong><br />
<strong>Universidad</strong> <strong>de</strong> Sevilla<br />
Curso 2011-2012<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
1
Contenido<br />
Introducción<br />
Régimen Compresible Subsónico<br />
Número <strong>de</strong> Mach crítico<br />
Divergencia <strong>de</strong> la resistencia<br />
Perfiles supercríticos<br />
Alas en flecha<br />
Régimen Supersónico<br />
Alas <strong>de</strong>lta y alas cortas<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
2
Flujo subsónico<br />
Introducción - I<br />
El número <strong>de</strong> Mach verifica M < 1 en todo el campo<br />
fl fluido. id<br />
Para casos fuselados, una condición aproximada que<br />
garantiza M1 >1.2. 2<br />
Este valor es orientativo, ya que la geometría <strong>de</strong>l<br />
cuerpo juega un papel muy importante.<br />
Flujo hipersónico:<br />
Régimen a velocida<strong>de</strong>s supersónicas muy gran<strong>de</strong>s<br />
Las temperaturas asociadas son tan elevadas que se<br />
producen reacciones químicas en el aire<br />
Disociación <strong>de</strong> las moléculas O2 y N2. Caracterización orientativa orientativa, es M M∞ >5 >5.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
3
Introducción - II<br />
Los flujos compresibles subsónicos son cualitativamente similares a los<br />
incompresibles<br />
Los flujos supersónicos son completamente diferentes a los incompresibles,<br />
estando caracterizados por la existencia <strong>de</strong> ondas <strong>de</strong> choque y <strong>de</strong> expansión:<br />
Capas muy <strong>de</strong>lgadas <strong>de</strong> espesor <strong>de</strong>l or<strong>de</strong>n <strong>de</strong> 10 -5 cm.<br />
Las variables fluidas sufren variaciones muy drásticas a uno y otro lado <strong>de</strong> la onda.<br />
Matemáticamente, , las ondas se traducen en discontinuida<strong>de</strong>s <strong>de</strong> las variables fluidas.<br />
En las ondas <strong>de</strong> choque:<br />
El Mach y la velocidad disminuyen<br />
Presión <strong>de</strong>nsidad y temperatura aumentan aumentan.<br />
En las ondas <strong>de</strong> choque normales (a la corriente) la disminución <strong>de</strong> la velocidad pue<strong>de</strong> ser tan<br />
brusca que la corriente pasa a ser subsónica (M
Introducción - III<br />
En cualquier fluido, las perturbaciones que se producen en cualquier punto se propagan<br />
con una velocidad <strong>de</strong>terminada: la velocidad <strong>de</strong>l sonido<br />
o u a o dad d ada a o dad d o do<br />
Esta velocidad es función <strong>de</strong> las condiciones termodinámicas <strong>de</strong>l fluido.<br />
En un flujo subsónico, la velocidad <strong>de</strong> la corriente es inferior a la velocidad <strong>de</strong><br />
propagación <strong>de</strong> las perturbaciones (velocidad <strong>de</strong>l sonido):<br />
El fluido fl id pue<strong>de</strong> d “t “transmitir iti iinformación f ió aguas arriba” ib ”<br />
En el caso <strong>de</strong> un flujo alre<strong>de</strong>dor <strong>de</strong> un perfil, el fluido aguas arriba “conoce la existencia” <strong>de</strong>l<br />
perfil, <strong>de</strong> modo que se adapta progresivamente a su geometría.<br />
En un flujo j supersónico, p , la velocidad <strong>de</strong> la corriente es superior p a la <strong>de</strong>l sonido<br />
El fluido no pue<strong>de</strong> “transmitir información aguas arriba”. Cualquier perturbación sólo pue<strong>de</strong><br />
propagarse <strong>de</strong>ntro <strong>de</strong>l cono <strong>de</strong> Mach.<br />
En el caso <strong>de</strong> un flujo alre<strong>de</strong>dor <strong>de</strong> un perfil, el fluido aguas arriba “no conoce la existencia” <strong>de</strong>l<br />
perfil, p , <strong>de</strong> modo que q la adaptación p a su geometría g se produce p bruscamente en forma <strong>de</strong> onda <strong>de</strong><br />
choque.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
5
Cono <strong>de</strong> Mach<br />
Partícula emitiendo sonido a intervalos <strong>de</strong> tiempo p regulares. g<br />
Las ondas <strong>de</strong> sonido son evi<strong>de</strong>ntemente concéntricas.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
6
Cono <strong>de</strong> Mach<br />
La partícula p se está moviendo hacia la izquierda q por p <strong>de</strong>bajo j <strong>de</strong> la velocidad <strong>de</strong>l<br />
sonido. Las ondas <strong>de</strong> sonido están contenidas una <strong>de</strong>ntro <strong>de</strong> la otra <strong>de</strong>bido a que la<br />
partícula no tiene tiempo <strong>de</strong> alcanzar las ondas en su movimiento (las ondas se<br />
están expandiendo mientras que la partícula se mueve.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
7
Cono <strong>de</strong> Mach<br />
La partícula moviéndose a la velocidad <strong>de</strong>l sonido (la misma velocidad a la que se<br />
expan<strong>de</strong>n las ondas). Las ondas <strong>de</strong> sonido coalescen formando un frente sónico<br />
plano.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
8
Cono <strong>de</strong> Mach<br />
Partícula se mueve en régimen supersónico. La partícula a<strong>de</strong>lanta a las ondas<br />
d<strong>de</strong> sonido id ensumovimiento i i (l (las ondas d se expan<strong>de</strong>n d a lla velocidad l id d d<strong>de</strong>ll sonido id<br />
mientras que la partícula se <strong>de</strong>splaza a una velocidad mayor que la <strong>de</strong>l<br />
sonido), <strong>de</strong> tal manera que la envolvente <strong>de</strong> las mismas forma un frente <strong>de</strong><br />
ondas cónico, el llamado "Cono <strong>de</strong> Mach".<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
9
Introducción - IV<br />
En un flujo supersónico, ante una pequeña perturbación (como pue<strong>de</strong> ser una onda <strong>de</strong><br />
sonido), los frentes <strong>de</strong> onda forman una envolvente (tangente a la familia <strong>de</strong> círculos),<br />
<strong>de</strong>nominada onda <strong>de</strong> Mach<br />
En el caso tridimensional la envolvente <strong>de</strong> los frentes <strong>de</strong> onda adquiere una forma cónica: cono<br />
<strong>de</strong> Mach.<br />
El ángulo que la <strong>de</strong>fine esta línea <strong>de</strong> perturbación es el ángulo <strong>de</strong> Mach, μ, el cual verifica<br />
Si la perturbación que se genera es más fuerte que una onda <strong>de</strong> sonido, entonces el<br />
frente <strong>de</strong> onda es también más fuerte que una onda <strong>de</strong> Mach, creándose una onda <strong>de</strong><br />
choque q oblicua <strong>de</strong>finida por p un ángulo g > μ μ .<br />
La región exterior a la onda <strong>de</strong> choque no nota la presencia <strong>de</strong>l cuerpo hasta que se<br />
encuentra con ella (las perturbaciones no viajan aguas arriba).<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
10
Introducción - IV<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
11
Introducción - IV<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
12
Introducción - IV<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
13
Introducción – V<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
14
Contenido<br />
Introducción<br />
Régimen Compresible Subsónico<br />
Número <strong>de</strong> Mach crítico<br />
Divergencia <strong>de</strong> la resistencia<br />
Perfiles supercríticos<br />
Alas en flecha<br />
Régimen Supersónico<br />
Alas <strong>de</strong>lta y alas cortas<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
15
Régimen g Compresible p Subsónico<br />
Estudio <strong>de</strong> la variación <strong>de</strong>l coeficiente <strong>de</strong> presión al incrementar el Mach:<br />
PPara valores l M M∞
Número <strong>de</strong> Mach Crítico - I<br />
Si se consi<strong>de</strong>ra un perfil en una corriente uniforme a Mach M∞, y a ángulo <strong>de</strong><br />
ataque t fij fijo.<br />
En una región <strong>de</strong>l extradós <strong>de</strong>l perfil, don<strong>de</strong> la corriente se expan<strong>de</strong>, el número <strong>de</strong><br />
Mach local es M > M ∞.<br />
Hay que tener en cuenta que el fluido se acelera y la velocidad <strong>de</strong>l sonido disminuye<br />
localmente al caer la presión.<br />
El valor <strong>de</strong> M ∞ para el cual en un punto <strong>de</strong>l extradós se obtiene por primera vez un<br />
Mach local M = 1 se llama número <strong>de</strong> Mach crítico.<br />
El valor <strong>de</strong> cp en dicho punto, cuando el Mach local es M = 1, se llama cp crítico, cp,cr Éste ste es eel mínimo o valor a o <strong>de</strong> cc pp sobre sob e eel pe perfil.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
17
Número <strong>de</strong> Mach Crítico – I (bis) ( )<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
18
Transonic Flow<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
19
Transonic Flow<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
20
Transonic Flow<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
21
Transonic Flow<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
22
Número <strong>de</strong> Mach Crítico - II<br />
Variación <strong>de</strong>l Mach crítico en función <strong>de</strong>l espesor: p<br />
Mach crítico es mayor para perfiles más <strong>de</strong>lgados:<br />
perturba menos a la corriente inci<strong>de</strong>nte.<br />
la expansión en el extradós es menor<br />
el incremento <strong>de</strong> velocidad también es menor<br />
MM ∞ ppue<strong>de</strong> e<strong>de</strong> llega llegar a valores alo es mayores ma o es antes <strong>de</strong> que q e se alcance Mach<br />
local M = 1.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
23
Número <strong>de</strong> Mach Crítico - III<br />
El M cr <strong>de</strong> un perfil es muy importante, ya que si M ∞>M cr se produce un<br />
incremento muy gran<strong>de</strong> <strong>de</strong> la resistencia aerodinámica.<br />
aerodinámica<br />
Des<strong>de</strong> el punto <strong>de</strong> vista <strong>de</strong> diseño es <strong>de</strong>seable que M cr sea gran<strong>de</strong>:<br />
En los aviones <strong>de</strong> alta velocidad los perfiles suelen ser <strong>de</strong>lgados.<br />
PPara un perfil fil dado, d d el l valor l <strong>de</strong> d MM cr di disminuye i al l aumentar t el l ángulo á l <strong>de</strong> d ataque: t<br />
Se acentúa el pico <strong>de</strong> succión.<br />
Cuanto menos perturbe el perfil, mayor será el Mcr y menor será la amplitud <strong>de</strong> la<br />
zona transónica.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
24
Divergencia g <strong>de</strong> la Resistencia - I<br />
Si se ensaya en un túnel un perfil a ángulo <strong>de</strong> ataque fijo y se aumenta el<br />
número <strong>de</strong> Mach <strong>de</strong> la corriente se aprecia que:<br />
ú o d a d a o ap a qu<br />
Para valores M ∞ < M cr, C d es prácticamente constante.<br />
Al aumentar M∞ por encima <strong>de</strong> Mcr se observa un rapidísimo aumento <strong>de</strong> Cd la resistencia aumenta en un factor <strong>de</strong> 10 o incluso mayor.<br />
La razón <strong>de</strong> este comportamiento es la aparición <strong>de</strong> ondas <strong>de</strong> choque en las<br />
regiones <strong>de</strong> flujo localmente supersónico.<br />
La existencia <strong>de</strong> ondas <strong>de</strong> choque es un fenómeno disipativo que da lugar a un<br />
aumento <strong>de</strong> la resistencia.<br />
El fuerte incremento <strong>de</strong> presión que se produce a través <strong>de</strong> la onda <strong>de</strong> choque<br />
hace que se genere un gradiente adverso <strong>de</strong> presión muy fuerte, causando por<br />
tanto el <strong>de</strong>sprendimiento <strong>de</strong> la corriente:<br />
aumento <strong>de</strong> CC<br />
d<br />
disminución <strong>de</strong> C l<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
25
Divergencia g <strong>de</strong> la Resistencia - II<br />
Mach <strong>de</strong> divergencia <strong>de</strong> la resistencia, (M div)<br />
Es el valor <strong>de</strong> MM ∞∞ al cual empieza el rápido aumento <strong>de</strong> la resitencia.<br />
La región transónica comienza estrictamente cuando M∞ = Mcr . No obstante, se pue<strong>de</strong><br />
volar a números <strong>de</strong> Mach ligeramente mayores que Mcr sin que sean apreciables los<br />
efectos transónicos sobre el perfil perfil. Cuando las ondas <strong>de</strong> choque son lo suficientemente<br />
intensas, se produce la divergencia <strong>de</strong> la resistencia, haciendo inviable un vuelo <strong>de</strong><br />
crucero sostenido a esa velocidad.<br />
En cuanto al coeficiente <strong>de</strong> momentos (C ( mc/4), m,c/4), el efecto transónico se traduce en una<br />
fuerte ten<strong>de</strong>ncia al picado.<br />
M div fue conocido como barrera <strong>de</strong>l sonido, la cual fue “vencida” tan pronto como se<br />
dispuso <strong>de</strong> un motor con el suficiente empuje para contrarrestar tal resistencia<br />
Inicio región transónica<br />
M ∞ = M cr<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
26
Divergencia g <strong>de</strong> la Resistencia - III<br />
C l() y C d() vs. M ∞ - NACA 0012<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
27
Perfiles Supercríticos p<br />
Con objeto <strong>de</strong> aumentar MM div div se han diseñado los llamados perfiles<br />
supercríticos<br />
Se consigue que los números <strong>de</strong> Mach supersónicos locales sean menores y que la<br />
onda <strong>de</strong> choque correspondiente sea más débil<br />
La forma <strong>de</strong> estos perfiles se diseña <strong>de</strong> manera que se obtenga el valor global <strong>de</strong> C l<br />
<strong>de</strong>seado sin <strong>de</strong>presiones locales excesivamente gran<strong>de</strong>s, que son las que reducen<br />
MM cr.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
28
Perfiles Supercríticos p<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
F-8 Crusa<strong>de</strong>r<br />
C-17<br />
29
Alas en Flecha - I<br />
El objetivo <strong>de</strong> las alas en flecha es retrasar la divergencia <strong>de</strong> la resistencia a números <strong>de</strong><br />
MMach h mayores que los l que correspon<strong>de</strong>rían d í al l caso sin i flecha. fl h<br />
Considérese un ala, formada por un perfil cuyo Mach crítico es M cr, con flecha.<br />
Las características aerodinámicas <strong>de</strong> una sección <strong>de</strong>l ala con flecha están gobernadas<br />
principalmente por la componente <strong>de</strong> la velocidad inci<strong>de</strong>nte normal al bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque, es <strong>de</strong>cir,<br />
V∞cos <br />
El número <strong>de</strong> Mach efectivo es pues M∞cos <br />
El número <strong>de</strong> Mach <strong>de</strong> vuelo pue<strong>de</strong> incrementarse hasta M cr/ cos sin que se presente la<br />
divergencia<strong>de</strong>laresistencia.<br />
divergencia <strong>de</strong> la resistencia.<br />
Dado que el flujo sobre el ala es tridimensional, no se llega hasta un M∞ tan alto, aunque sí se<br />
pue<strong>de</strong> volar por encima <strong>de</strong> Mcr Las alas en flecha tienen como inconveniente un mal comportamiento en la entrada en<br />
pérdida<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
30
Alas en Flecha - II<br />
Flecha positiva (<strong>de</strong>sventajas):<br />
EEn aviones i con flecha fl h positiva, iti se produce d un flujo fl j en<br />
la dirección <strong>de</strong> la envergadura (hacia las puntas) que<br />
hace que los perfiles <strong>de</strong> las puntas sean más<br />
propensos p p a entrar en pérdida. p<br />
Esto supone un problema en aviones <strong>de</strong> combate ya<br />
que pue<strong>de</strong>n per<strong>de</strong>r efectividad <strong>de</strong> alerón, y por tanto<br />
maniobrabilidad.<br />
Al empezar la pérdida en las puntas, puntas se provoca un<br />
momento <strong>de</strong> encabritado que aumenta el ángulo <strong>de</strong><br />
ataque y acentúa más la entrada en pérdida (Sabre<br />
dance )<br />
Flecha negativa:<br />
En las alas con flecha negativa, la componente en la<br />
dirección <strong>de</strong> la envergadura recorre el ala hacia el<br />
encastre encastre. Se consigue mayor maniobrabilidad y mejor<br />
comportamiento ante entrada en pérdida .<br />
Como contrapartida, las alas en flecha negativa<br />
presentan inestabilida<strong>de</strong>s aeroelásticas, y se necesita<br />
reforzar f mucho h lla estructura. t t<br />
Vi<strong>de</strong>o 1 (X-29) Vi<strong>de</strong>o 3 (gli<strong>de</strong>r’s flutter)<br />
Vid Vi<strong>de</strong>o 2 (X-29) Vid Vi<strong>de</strong>o 4 (B-747 wind tunnel)<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
31
Alas en Flecha - III<br />
Flecha Positiva Flecha Variable<br />
Flecha Invertida<br />
B-52 F-14 Tomcat<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
X-29<br />
32
Alas en Flecha - IV<br />
Dispositivos para mejorar la entrada en pérdida:<br />
Diente <strong>de</strong> perro (Avro Arrow)<br />
Flecha <strong>de</strong>creciente (HP Victor)<br />
Ala con ensanchamiento<br />
(XF-91) ( )<br />
Wing fence (Mig-15) Leading Edge Extensions, LEX (F-18)<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
33
Oblique q Wings g<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
Vid Vi<strong>de</strong>o 1 (DARPA Oblique wing)<br />
34
Contenido<br />
Introducción<br />
Régimen Compresible Subsónico<br />
Número <strong>de</strong> Mach crítico<br />
Divergencia <strong>de</strong> la resistencia<br />
Perfiles supercríticos<br />
Alas en flecha<br />
Régimen Supersónico<br />
Alas <strong>de</strong>lta y alas cortas<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
35
Régimen g Supersónico p - I<br />
En régimen supersónico los perfiles suelen ser <strong>de</strong>lgados, con bor<strong>de</strong>s <strong>de</strong><br />
ataque agudos agudos, con objeto <strong>de</strong> reducir la intensidad <strong>de</strong> las ondas <strong>de</strong> choque<br />
un bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque redon<strong>de</strong>ado produciría una onda <strong>de</strong> choque <strong>de</strong>sprendida por<br />
<strong>de</strong>lante <strong>de</strong>l mismo, que daría lugar a una resistencia muy elevada.<br />
En tales casos se pue<strong>de</strong> aproximar el perfil por una placa plana a ángulo <strong>de</strong><br />
ataque pequeño<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
36
Perfiles Supersónicos p<br />
Bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque anguloso. Ejemplo F-104<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
37
Régimen g Supersónico p - II<br />
La característica principal <strong>de</strong> los flujos supersónicos es la aparición <strong>de</strong> ondas <strong>de</strong> choque y<br />
ondas <strong>de</strong> expansión<br />
Es importante señalar que los flujos en el extradós y en el intradós son in<strong>de</strong>pendientes:<br />
la corriente no rebor<strong>de</strong>a el bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque<br />
El efecto global en la distribución <strong>de</strong> presiones es una fuerza aerodinámica normal a la placa, placa<br />
cuya componente perpendicular a la corriente inci<strong>de</strong>nte es la sustentación<br />
La componente en la dirección <strong>de</strong> la corriente es la resistencia <strong>de</strong> onda (cuyo origen es no<br />
viscoso)<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
38
Régimen g Supersónico p - III<br />
Un análisis teórico aproximado (válido para ángulos <strong>de</strong> ataque pequeños) proporciona los<br />
siguientes resultados:<br />
Al aumentar M ∞, tanto C l como C dw disminuyen. No obstante también se aumenta la<br />
presión dinámica, por lo que la sustentación y la resistencia pue<strong>de</strong>n aumentar.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
39
Régimen g Supersónico p - IV<br />
Debido a la distribución uniforme <strong>de</strong> presiones en la placa plana para régimen supersónico, el centro<br />
aerodinámico está situado en el punto ½ <strong>de</strong> la cuerda<br />
más retrasado que en régimen subsónico (1/4). (1/4)<br />
En régimen supersónico la curvatura y el espesor <strong>de</strong>l perfil no contribuye a la sustentación global,<br />
sólo contribuye el ángulo <strong>de</strong> ataque.<br />
La ecuación C l es en general válida para perfiles <strong>de</strong>lgados, in<strong>de</strong>pendientemente <strong>de</strong> su forma.<br />
El espesor contribuye a la resistencia <strong>de</strong> onda:<br />
Si se consi<strong>de</strong>ra un perfil simétrico a ángulo <strong>de</strong> ataque cero, la distribución <strong>de</strong> presión que se obtiene es la misma<br />
para el l extradós dó y el l intradós. dó<br />
La presión que actúa sobre la parte frontal <strong>de</strong>l perfil es mayor que la que actúa sobre la parte posterior, <strong>de</strong> don<strong>de</strong><br />
se <strong>de</strong>duce una fuerza neta en la dirección <strong>de</strong> la corriente.<br />
La curvatura si la hubiese también contribuiría a la resistencia <strong>de</strong> onda<br />
en la práctica no hay curvatura, ya que no contribuye a la sustentación global, y el espesor es el necesario<br />
atendiendo a razones estructurales.<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
40
Ala Delta - I<br />
Las alas en flecha presentan ventajas en el régimen supérsonico<br />
Sea M∞ >1 el Mach <strong>de</strong> vuelo, al cual correspon<strong>de</strong> un cono <strong>de</strong> Mach <strong>de</strong> áángulo<br />
μ<br />
Si el bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque <strong>de</strong>l ala queda fuera <strong>de</strong>l cono <strong>de</strong> Mach, la componente <strong>de</strong> la corriente normal al<br />
bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque es supersónica, por lo que se formará una onda <strong>de</strong> choque fuerte, la cual dará lugar a<br />
una resistencia <strong>de</strong> onda elevada.<br />
Si el bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque <strong>de</strong>l ala queda <strong>de</strong>ntro <strong>de</strong>l cono <strong>de</strong> Mach, la componente <strong>de</strong> la corriente normal al<br />
bor<strong>de</strong> <strong>de</strong> ataque es subsónica, y como resultado la resistencia <strong>de</strong> onda producida por el ala será<br />
menor.<br />
En general, las envergaduras son pequeñas, y suelen ser alas <strong>de</strong>lta.<br />
Onda <strong>de</strong> choque fuerte<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
41
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
42
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
43
F-106<br />
Ala Delta - II<br />
Delta Delta con Canard Delta con Timones Doble Delta<br />
Saab 39 Gripen<br />
FF-16 16<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
F-16 XL<br />
44
Alas Cortas<br />
En régimen supersónico se utilizan alas cortas con perfiles <strong>de</strong>lgados y con bor<strong>de</strong>s <strong>de</strong> ataque agudos.<br />
En régimen supersónico, la resistencia <strong>de</strong> onda es mucho mayor que la resistencia inducida.<br />
Con alas <strong>de</strong> alargamiento pequeño se disminuye la resistencia <strong>de</strong> onda mucho más que lo que se aumenta la<br />
resistencia inducida, siendo el resultado neto una disminución <strong>de</strong> la resistencia total.<br />
Vid Vi<strong>de</strong>o 1 (F14)<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
45
Area Rule – Transonic & Supersonic p - I<br />
Sears-Haack body<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
Whitcomb Area Rule<br />
46
Area Rule – Transonic & Supersonic p - II<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
47
Antishock Bodies<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
48
Antishock Bodies<br />
Convair 990<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
Tu-95<br />
A380<br />
49
Bibliografía g<br />
[And00] J.D. J D An<strong>de</strong>rson. An<strong>de</strong>rson Introduction to flight. flight McGraw Hill, Hill 2000. 2000<br />
[Riv07] Damián Rivas. Aeronaves y Vehículos Espaciales, Febrero <strong>de</strong><br />
2007.<br />
[Est-Gav10] Contenidos <strong>de</strong> la asignatura virtual, Aeronaves y Vehículos<br />
Espaciales, 2009-2010.<br />
Wikipedia:<br />
http://es.wikipedia.org<br />
http://en.wikipedia.org<br />
NASA, http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12<br />
NASA – Hi History t Di Division i i htt http://history.nasa.gov/.<br />
//hi t /<br />
NASA – Advanced Airfoil Research vol. I - Low Speed Airfoil<br />
http://oea http://oea.larc.nasa.gov/PAIS/Concept2Reality/area_rule.html<br />
larc nasa gov/PAIS/Concept2Reality/area rule html<br />
Introducción a la <strong>Ingeniería</strong> <strong>Aeroespacial</strong><br />
50