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Facultad de Ingeniera UNIVERSIDAD NACIONAL DE LA PLATA

AERODINMICA GENERAL I

ANTEPROYECTO AERODINMICO DE AERONAVES

INFORME 3:

Estudio y Clculo del Ala.

INTEGRANTES:

Coello Luis (61533/3) Mio Marco (60378/6)

2014

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1. INTRODUCCIN Una vez establecido un orden de relevancia entre los pares de perfiles candidatos, se propone distintas configuraciones posibles para utilizar como planta alar en el diseo de la aeronave, para luego, de entre todas ellas elegir la ms eficiente y conveniente a la hora de satisfacer los requerimientos impuestos por el avin en estudio. Para la seleccin de la configuracin ms apta, se calcularn las caractersticas aerodinmicas pertinentes proporcionadas por el software Tornado, el mismo que se basa en el mtodo V.L.M (Vortex Lattice Method) debido a que para las condiciones presentes se ajusta muy bien. 2. DATOS Y PROCEDIMIENTO

Para poder realizar los clculos se utilizarn los datos que se muestran en la Tabla 1:

Tabla 1: Caractersticas generales del ala

Cabe aclarar que para el clculo en primera instancia se supone un ala "limpia", es decir que no se tiene en cuenta la interferencia debida al fuselaje. La ventaja de utilizar "Vortex Lattice Method" es que los valores obtenidos son bastantes ms precisos que otros mtodos, ya que se tiene en cuenta la flecha, diedro, ahusamiento, entre otros. Adems de eso, es vlido para alas trapezoidales, como es el caso de las varias configuraciones propuestas con esta forma y que se explicitan a continuacin. Para cada combinacin de pares de perfiles ya analizados previamente en el Informe 2 (Ver Tabla 2) se establecen 4 configuraciones de plantas alares posibles. Bsicamente estas configuraciones resultan de proponer alas con flecha y a su vez aplicar o no una torsin geomtrica "washout" en la punta de ala. Lo dicho anteriormente se sintetiza y expone en la Tabla 3, conjuntamente con los parmetros aerodinmicos obtenidos del programa.

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Tabla 2: Combinacin de pares de perfiles

Tabla 3: Parmetros caractersticos aerodinmicos para distintas configuraciones alares

Conocidos los valores de los parmetros correspondientes a las diferentes configuraciones, se compararon y se lleg a la conclusin que la configuracin ms ptima de planta alar resulta ser la correspondiente a la combinacin 1 configuracin 1 (LE = 1, G= 1) (ver Anexo A), por varias razones. En primera instancia se descartan las configuraciones producto de las combinaciones 2 y 3, ya que sus (CL) no se aproximan al establecido en el Informe 1. Ahora de entre las 4 posibles propuestas de plantas alares de la combinacin 1, se tuvo en cuenta los dems parmetros calculados, siendo elegido el sealado en la Tabla 3. La configuracin elegida (para un clculo preliminar en Tornado) nos muestra para un ngulo de ataque nulo un coeficiente de sustentacin (CL) prximo al de diseo; tiene una eficiencia aerodinmica (CL/CD) bastante aceptable y el coeficiente global de resistencia (CD) es el menor de entre los cuatro. Adems presenta un twist lo que le permite hasta cierto punto conseguir una entrada en prdida que evolucione desde la raz hasta la punta de ala, ya que en la punta de ala es donde usualmente se encuentran los comandos de control del avin. El coeficiente de sustentacin mximo del ala, por lo general queda determinado por la superficie alar. Esto a su vez tendr gran influencia en la resistencia generada por el avin en crucero. Por lo tanto el coeficiente de sustentacin mximo es muy crtico en la determinacin del peso de la aeronave; sin embargo la estimacin de dicho parmetro es probablemente el menos fiable de todos los clculos utilizados en el diseo conceptual de una aeronave.

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Para el ala que ms se ajusta al caso de estudio, se utiliz el mtodo presentado en el libro de Raymer (Aircraft Design A Conceptual Approach) para estimar los parmetros C y . Se define un leading-edge sharpness parameter como la separacin vertical entre los puntos en la superficie superior, que son a 0,15% y 6% de la cuerda del perfil desde el borde de ataque como se indica en la Figura 1.

Figura 1: Leading-edge sharpness parameter

Y es una funcin del porcentaje de espesor para varios perfiles como se muestra en la Tabla 4, para el caso del ala en anlisis con perfiles NACA 652415 se tiene un Y 3.

Tabla 4: Y for common airfoils

Figura 2: Subsonic maximum lift of high-aspect-ratio wings

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Para alas con AR grandes se usa la ecuacin [1]; donde el primer trmino representa la mxima sustentacin a Mach 0.2 (ver Figura 2) y el segundo es una correccin por el nmero de Mach.

C = C + C [1]

Con Y 3, se tiene un 0.9 y una correccin por Mach considerada despreciable C 0; quedando:

C = 1.580.9 = 1.42

El ngulo de ataque correspondiente a C est definido por la ecuacin [2]; donde ! es aproximadamente el ngulo de sustentacin nula del perfil y "#$% es una correccin por efectos no lineales de vrtice.

"#$% =

&

+ ! + "#$% [2]

Figura 3: Correccin por efectos no lineales de vrtice.

Con Y 3 y !(= 1se tiene "#$% = 1.2, y con ! = 2.6 queda:

"#$% =1.580.083 + 2.6 + 1.2 = 17.6

Una vez encontrados los valores crticos se puede determinar las curvas caractersticas de la planta alar como se muestra en la Tabla 5; cabe recalcar que para el clculo del CD total del ala se tom en consideracin un CD0 igual al Cdmin del perfil.

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Tabla 5: Variacin de los parmetros caractersticos para el ala a utilizar

Figura 4: Curva C vs. para el ala

Por ltimo hay que destacar que la prdida del ala en un inicio se aproximar con la forma de prdida del perfil, como se puede observar en la Figura 4 (rango no lineal).

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Figura 5: Curva C vs. C. para el ala

Figura 6: Curva C/ vs. para el ala

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3. ANEXOS ANEXO A Configuracin 1 (LE = 1, G= 0):

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Configuracin 1 (LE = 1, G= 1):

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Configuracin 2 (LE = 4.13, G= 0):

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Configuracin 2 (LE = 4.13, G= 1):

4. BIBLIOGRAFA

Aircraft Design A Conceptual Approach, Daniel P. Raymer Report NACA 824 summary of airfoil data Introduccin a la aerodinmica general I, Ctedra de Aerodinmica I UNLP http://m-selig.ae.illinois.edu/ads/aircraft.html http://www.grob-aircraft.com