Tema 4 Diseño del Ala

Tema 4:
Diseño del Ala
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Tema 4: Diseño del Ala
1. Fundamentos del diseño del ala
1.1. Consideraciones generales de diseño
1.2. Actuaciones del avión
1.3. Cualidades de vuelo
1.4. Diseño estructural
2. Perfiles
2.1. Geometría de un perfil alar
2.1.1. Principales parámetros
2.2. Perfiles NACA
2.3. Comportamiento de un perfil alar
2.4. Diseño de un perfil alar
2.4.1. Método directo
2.4.2. Método inverso
2.5. Propiedades de perfiles en subsónico alto
2.6. Propiedades de perfiles ante la pérdida
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Tema 4: Diseño del Ala
3. Posición vertical y longitudinal del ala
4. Parámetros geométricos del ala
4.1. Forma en planta
4.2. Flecha
4.3. Alargamiento
4.4. Espesor y perfil
4.5. Torsión
4.6. Diedro
4.7. Wingtips devices, fillets,…
5. Dispositivos hipersustentadores y superficies de mando
5.1. Dispositivos sustentadores
5.1.1. Dispositivos sustentadores de borde de salida
5.1.2. Dispositivos sustentadores de borde de ataque
5.1.3. Elección y dimensionado de dispositivos sustentadores
5.2. Superficies de mando
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Tema 4: Diseño del Ala
6. Alas en régimen supersónico
6.1. Perfiles de sustentación supersónicos
6.2. Alas con flecha
7. Nomenclatura
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1. Fundamentos del diseño del ala
El ala es el principal elemento sustentador del avión. Su diseño requiere una gran inversión
en recursos y horas de trabajo y es determinante para las actuaciones del avión y muchas de
sus partes.
Existe una gran variabilidad en el diseño de las alas, aunque aviones de una misma categoría
suelen usar alas similares.
Las principales misiones de las alas son:
• Generar sustentación.
• Generar fuerzas para las maniobres del avión.
• Albergar combustible.
• Albergar equipos como el tren de aterrizaje, armamento o depósitos adicionales.
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1. Fundamentos del diseño del ala (Cont.)
Los requisitos básicos del diseño del ala están relacionados con:
• Consideraciones generales de diseño.
• Actuaciones del avión.
• Cualidades de vuelo.
• Diseño estructural.
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1.1. Consideraciones generales de diseño
La configuración general del avión fija un conjunto de parámetros decisivos para el
desarrollo posterior del proyecto.
El diseño del ala, en esta primera etapa, se centrará en la selección de ciertos parámetros
geométricos y de posición.
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1.2. Actuaciones del avión
El ala afectará a las actuaciones del avión mediante:
• Comportamiento aerodinámico:
• Polar.
• Eficiencia aerodinámica.
• Geometría del ala:
• Parámetros geométricos.
• Forma en planta.
• Perfiles.
• Carga alar.
⎨e, CD0 , E , CL,Max, A, Wto/SW ⎬
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1.3. Cualidades de vuelo
• Comportamiento frente a ráfagas:
• Modelo de la ráfaga instantánea:
• Hipótesis: el Δn aparece instantáneamente.
• Validez del modelo sólo para torbellinos muy pequeños.
• Δn ~ (W / SW )-1
• Modelo de la ráfaga instantánea equivalente:
• Se aplica un factor de atenuación de ráfaga.
• Al aumentar la carga alar se tiende al modelo de la ráfaga instantánea.
• Δn ~ kg⋅Δninst
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1.3. Cualidades de vuelo (Cont.)
• Comportamiento frente a la entrada en pérdida:
• Estudio complicado del fenómeno de la entrada en pérdida.
• Normas FAR/JAR 25.201 a FAR/JAR 25.207 recogen los requisitos de comportamiento
de los aviones de transporte ante la pérdida.
• Objetivo: minimizar las posibilidades de entrar inadvertiblemente en pérdida y
asegurar la recuperación del avión si eso sucede.
• La normativa exige:
• Comportamiento del avión ante la pérdida a picar.
• Que durante la recuperación hasta la actitud de vuelo normal sea posible evitar
ángulos de balance y picado de 20º.
• Se requiere aviso (natural o artificial) para un ángulo de ataque cercano al de la
entrada en pérdida.
• Pérdida caracterizada por:
• Velocidad de entrada en pérdida.
• Inicio y progresión sobre el ala.
• Interacción con el estabilizador horizontal.
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1.4. Diseño estructural
Gran influencia de las operaciones y del régimen de vuelo.
• Subsónico bajo: especial atención en la óptima transmisión de las cargas introducidas
por los principales elementos del ala sobre la estructura primaria.
• Subsónico alto: precaución ante la aparición de cargas derivadas de efectos
aeroelásticos (flameo, inversión de alerones,…).
Los requisitos operacionales pueden obligar a buscar soluciones estructurales no
convencionales (carga de armas, ala de geometría variable,…).
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2. Perfiles
Los primeros estudios serios de perfiles aerodinámicos datan de finales del siglo XIX.
• H. F. Philips, 1884
• Otto Lilienthal, 1894
• Hermanos Wright, 1908
Perfiles exitosos como el Clark Y y Gottingen 398 fueron utilizadas como base para una
familia de las secciones probadas por
el N.A.C.A. en los años 20.
Actualmente se usan perfiles muy específicos, dependiendo mucho del régimen
de vuelo y de los requisitos del avión.
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2.1. Geometría de un perfil alar
La geometría de un perfil alar se puede caracterizar por las coordenadas de las superficies
superior e inferior.
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2.1.1. Principales parámetros
• Borde de ataque y de salida: puntos más adelantado y más atrasado del perfil.
• Extradós e intradós: superficies superior e inferior, respectivamente, comprendidas entre el
borde de ataque y el de salida.
• Cuerda: línea recta que une los bordes de ataque y de salida.
• Línea de curvatura media: lugar geométrico de los puntos que equidistan del extradós y del
intradós en sentido perpendicular a la cuerda.
Línea de curvatura media
Mean of camber line
Espesor máximo
Maximum thikness
Curvatura máxima
Maximum camber
Borde de salida
Trailing edge
Borde de ataque
Leading edge
Línea de referencia
Reference line
Cuerda / Chord
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2.2. Perfiles NACA
Gran parte del trabajo de tabulación de características aerodinámicas de perfiles ha sido
desarrollado por el National Advisory Committee for Aeronautics (N.A.C.A.), antecesora de la
National Aeronautics and Space Administration (NA.S.A.).
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2.2. Perfiles NACA (Cont.)
• NACA-Cuatro cifras:
• 1ª cifra: máxima flecha de la línea de curvatura media, en % de la cuerda.
• 2ª cifra: distancia desde el borde de ataque hasta la posición de la máxima flecha de la
línea de curvatura media, en 1/10 de la cuerda.
• 3ª y 4ª cifras: espesor máximo, en % de la cuerda (espesor relativo), situado en 0.3c.
*La línea media (curvatura) del perfil esta dada por dos parábolas tangentes en el punto
de máxima línea medía.
• NACA-Cinco cifras:
• 1ª cifra: valor del coeficiente de sustentación ideal de la curvatura del perfil multiplicado
por 3 y dividido por 20.
• 2ª y 3ª cifra: doble de la posición de la máxima flecha de la línea media (curvatura), en %
de la cuerda.
• 4ª y 5ª cifra: espesor máximo, en % de la cuerda (espesor relativo), situado en 0.3c.
*La curvatura se obtiene mediante una parábola cúbica empalmada a una línea recta que
llega hasta el borde de salida.
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2.2. Perfiles NACA (Cont.)
• Modificaciones NACA-Cuatro cifras y NACA-Cinco cifras:
• Se añaden dos cifras mas a la nomenclatura básica de cuatro o cinco cifras cuyo
significado es el siguiente:
• 1ª cifra: indica el radio de curvatura de la distribución de espesores (redondez) en
el borde de ataque, con una escala entre O y 8, tal que el numero 6 indica el perfil no
modificado y el 0 un borde afilado.
• 2ª cifra: indica la posición del máximo espesor en décimas de la cuerda, de tal
forma, que ya no esta localizado en 0.3c.
• Otros perfiles NACA:
• Existen otras tabulaciones realizadas por NACA (NACA-1 o NACA-6) en las que la
distribución de espesores aparece en forma tabulada y la línea media del perfil
(curvatura) da una distribución especial de coeficiente local de sustentación.
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2.3. Comportamiento de un perfil alar
El comportamiento aerodinámico de los perfiles del ala se puede entender estudiando la
distribución de la presión sobre la superficie de sustentación.
Gradiente de presión favorable,
flujo laminar
Punto de mínima presión
y máxima velocidad
Gradiente de presión adverso,
transición a flujo turbulento y
posible separación
La presión en el borde de salida determina
la magnitud del gradiente adverso
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2.3. Comportamiento de un perfil alar (Cont.)
Al aumentar la alfa, el
pico de succión del BA
se magnifica más aun.
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2.3. Comportamiento de un perfil alar (Cont.)
Las principales características aerodinámicas del perfil se parametrizan mediante los
siguientes coeficientes adimensionales, que dependen del ángulo de ataque, Mach de vuelo y
número de Reynolds:
Plots del programa X foil
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2.4. Diseño de un perfil alar
El diseño de los perfiles se basa en el conocimiento de las características de la capa límite y
de la relación entre la geometría y la distribución de la presión.
El diseño puede perseguir objetivos muy variados y suele tener que satisfacer requerimientos
muy específicos.
Existen dos acercamientos posibles al diseñar una superficie sustentadora:
• Uso de perfiles existentes. Lo bueno es que hay muchos ensayos reales sobre estos.
• Diseño de perfiles específicos para dicha superficie:
• Método de diseño directo.
• Método de diseño inverso.
A día de hoy las herramientas de diseño de
perfiles y cálculo de prestaciones nos permiten
diseñar fácilmente estos perfiles por ordenador.
Se diseñan dos o tres perfiles por ala de avión
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2.4.1. Método directo
En el método directo se obtiene las presiones alrededor del perfil a través de la forma que éste
tiene.
Permite analizar las características aerodinámicas de un perfil conocido
Proceso estudiado en la asignatura de Aerodinámica.
Se conoce:
Zp (x)
derivación
W
(x,0±)
ecuación
integral
U
(x,0±)
Se obtiene:
Cp (x,0±)
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2.4.2. Método inverso
En el método inverso se obtiene la forma que debe tener el perfil para que tenga unas
presiones dadas.
Permite diseñar perfiles a partir de unos requerimientos aerodinámicos.
Se conoce:
Cp (x,0±)
U
(x,0±)
integración
W
(x,0±)
integración
Se obtiene:
Zp (x)
Si pedimos algo muy complejo, puede no converger el sistema.
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2.5. Propiedades de perfiles en subsónico alto
Secuencia de sucesos al aumentar el Mach de vuelo:
• M = Mcr : Aparece un punto en el extradós con M = 1
• M > Mcr : Existe una región con flujo supersónico, tras la cual se forma una onda de
choque. Esto comporta un aumento de la resistencia.
• M = MDD : Gran aumento de la resistencia. Mach de divergencia de resistencia (DragDiverg.)
• M = MDL : Aparece una onda de choque en el intradós y se produce una caída de la
sustentación. Divergence Lift
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2.5. Propiedades de perfiles en subsónico alto (Cont.)
EN CADA ESQUEMA SE REPRESENTAN COSAS DISTINTAS!
Se consigue una onda de choque muy débil
y a nivel de Cp se ve poco el efecto de la
onda de choque. Perfiles llamados
súpercríticos
Perfil "normal" colocado
en subsónico alto. La shock
wave tiene mucha energía ya que
no está diseñado para eso.
Se ve en la gráfica el Cp
en función de Ma.
Perfiles de carga retrasada. Son los
que parecen más recomendables para
subsónico alto. Como concentran
mucho la sustentación en la parte de
atrás, tienden mucho a picar y nos
puede causar problemas de estabilidad.
Perfiles de sustentación "picuda". Se
intenta llevar una curvatura más elevada
en el BA y así el dP/dx desfavorable es
menor.
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2.6. Propiedades de perfiles ante la pérdida
Existen diversas tipos de entrada en pérdida según el perfil:
• TIPO I: Perfil grueso, t/c ~ 18 %
• TIPO II: Perfil de espesor medio, t/c ~ 6-12 %
• TIPO III: Perfil delgado, t/c < 6 %
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2.6. Propiedades de perfiles ante la pérdida (Cont.)
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3. Posición vertical y longitudinal del ala
Posición vertical del ala:
• Ala alta. Mejor para aviones de carga. Deventaja es el tipo de anclaje del ala.
• Ala media.
• Ala baja.
Posición longitudinal del ala:
• Viene determinada por el centrado. Se decide la posición exacta cuando se conoce la
configuración del resto de elementos del avión.
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4. Parámetros geométricos del ala
• Forma en planta / Planform
• Parámetro de estrechamiento / Taper ratio : λ
• Flecha / Swept : Λ
Estos parámetros nos determinan
la distribución de sustentación
y resistencias del ala.
• Envergadura / Span : b
• Superficie alar / Wing area : SW
• Alargamiento / Aspect ratio : A = b2 / SW
• Espesor relativo / relative thikness : t / c
• Forma de los perfiles / Airfoils
• Torsión / Twist : θ
• Diedro / Dihedral : Γ
• Cuerda / Chord : c
• Centro de masas geométrico / Geometric Chord : CMG
• Centro de masas aerodinámico / Mean Aerodynamic Chord : CMA
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4.1. Forma en planta
La forma en planta tiene una gran influencia sobre la manera en que se reparte la sustentación a lo
largo de la envergadura, por lo que afectará también a la resistencia inducida y a la entrada en
pérdida del ala.
• Forma elíptica:
• Mínima resistencia inducida.
• Buen comportamiento estructural.
• Construcción cara y difícil.
• Usada sobretodo en los años 30 y 40.
• Forma rectangular:
• Gran facilidad de construcción. = costillas iguales, muchas piezas igual...
• Mal comportamiento aerodinámico y estructural. el torbellino de punta tiene una intensidad
mayor y entra en pérdida por la raíz.
• Usada en la aviación general.
Añadimos más peso en el ala innecesario
(en la punta tenemos mucha cuerda)
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4.1. Forma en planta
SPITFIRE
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4.1. Forma en planta
La forma en planta tiene una gran influencia sobre la manera en que se reparte la sustentación a lo
largo de la envergadura, por lo que afectará también a la resistencia inducida y a la entrada en
pérdida del ala.
• Forma elíptica:
• Mínima resistencia inducida.
• Buen comportamiento estructural.
• Construcción cara y difícil.
• Usada sobretodo en los años 30 y 40.
• Forma rectangular:
• Gran facilidad de construcción.
• Mal comportamiento aerodinámico y estructural.
• Usada en la aviación general.
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4.1. Forma en planta (Cont.)
• Estrechamiento:
• Casi tan eficiente aerodinámicamente como la elíptica.
• Se reduce la intensidad del torbellino marginal por lo que se tendrá menos resistencia
inducida.
• Gran facilidad de construcción.
• Alivia el momento flector en el encastre y requiere menos estructura resistente en las
puntas (ahorro de peso estructural).
• También se puede tener estrechamiento del espesor del ala, de forma que resulta ser
mucho más esbelta.
• Entrada en pérdida comprometida. En alas con altos estrechamientos la pérdida empieza en
las puntas. Necesidad de soluciones: bandas de pérdida, torsión,…
• Forma mixta:
• Forma rectangular desde el encastre hasta un cierto punto y con estrechamiento hasta la
punta.
• Solución de compromiso.
• Empleada en aviones turbohélice.
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4.1. Forma en planta (Cont.)
Zonas de entrada en pérdida dependiendo
de la forma en planta del ala.
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4.1. Forma en planta (Cont.)
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4.2. Flecha
La flecha mejora el comportamiento próximo al Mach crítico. Se busca retrasar los problemas
derivados de la compresibilidad.
• Efectos positivos:
• t/c y αef aumentan como 1/cosΛ
• Cl’ = Clcos2Λ
• Mcr pasa a valer Mcr / cosΛ
• Aumento de la estabilidad aeroelástica del ala.
* Si se tienen en cuenta los efectos de envergadura finita, fuselaje y góndolas, los (cosΛ)-1
pasan a ser (cosΛ)-1/2
• Efectos negativos:
• Aumento de los efectos 3D. Esto tiende a inclinar las isobaras, por lo que se reduce el efecto
de la flecha.
• CLMAX disminuye.
• Empeora la entrada en pérdida ya que comienza por la punta.
• La flecha provoca un barrido de la capa límite que la engrosa de la raíz a la punta.
• Estructura y construcción más compleja que aumenta coste, tiempo y peso.
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4.2. Flecha (Cont.)
• Soluciones:
• Modificar perfiles y dar torsión para mejorar el comportamiento en la punta.
• Modificar el borde de ataque y usar dispositivos que retrasen la pérdida.
• Usar barreras para el flujo que dificulten el barrido de la capa límite hacia la punta (fences).
• Poner generadores de torbellinos frente al alerón.
• Uso de pylons (motores bajo el ala) que desprenden un torbellino estabilizador a elevados
ángulos de ataque.
Así, aunque la flecha es muy importante para volar en subsónico alto, no se puede dar mucha
(menos de 30º) para evitar sus efectos adversos.
Para combinar ventajas de Mcr y de compresibilidad, se hacen alas con estrechamiento y flecha,
junto con un quiebro en el borde de salida.
• Alas sin flecha → λ: 0.4 – 0.6
• Alas con flecha → λ: 0.2 – 0.4
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4.2. Flecha (Cont.)
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4.3. Alargamiento
La superficie alar suele dimensionarse a partir de las actuaciones, así que la elección del
alargamiento determina también la envergadura del ala.
El alargamiento interviene en la polar del ala:
phi > factor de oswald pero para todo
el avión!
Se tiende a aumentar A para mejorar la eficiencia aerodinámica del ala, aunque también se
aumenta el peso y su momento flector (problemas aeroelásticos). Tengo menos espacio para los
tanques de combustible.
Otros aspectos negativos son el aumento del efecto suelo y el menor control en balance.
Problema del efecto suelo es que al despegar
tenemos un exceso de L, pero al salir del
Valores típicos:
suelo, perdemos ese valor extra y podemos
tener problemas al despegue
• Avioneta monomotora → A: 5.5 – 7
Una ala muy esbelta tiene mucha torsión en
• Avioneta bimotora → A: 6 - 9
las puntas y se podría generar la inversión
• De regional a turbohélice → A: 9 - 12
de mandos.
• Turbofan → A: 5 - 10
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4.3. Alargamiento (Cont.)
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4.4. Espesor y perfil
Se ha de tener en cuenta su efecto sobre:
• Capacidad de los tanques.
• Tipo de entrada en pérdida de perfiles.
• Eficiencia aerodinámica.
• Peso del ala.
A lo largo de cada una de las semialas se suele tener una variación del espesor y/o del tipo de
perfil:
• Se suele usar una distribución de espesores decreciente hacia la punta.
• Es habitual usar un tipo de perfil con distinta curvatura en la punta.
• También se suelen cambiar los perfiles si tienen dispositivos hipersustentadores.
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4.4. Espesor y perfil (Cont.)
• Para aviones en subsónico bajos no existen problemas de compresibilidad y se suelen usar
perfiles NACA o NACA modificados con espesores relativos:
• Subsónico bajo, sin flaps → (t/c): 0.12 – 0.16
• Subsónico bajo, con flaps → (t/c): 0.14 – 0.20
• Para aviones en subsónico alto se tiene que ir con cuidado con la resistencia y se reduce el
espesor de los perfiles. La tendencia moderna es buscar flechas lo más pequeñas posibles y
desarrollar perfiles supercríticos de espesor relativo no muy variable.
Se pueden usar tablas para la estimación de los valores de espesor relativo de perfiles para
subsónico alto:
Los valores típicos que se manejan son:
• Subsónico alto, raíz → (t/c): 0.14
• Subsónico alto, punta → (t/c): 0.10
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4.4. Espesor y perfil (Cont.)
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4.5. Torsión
La torsión persigue controlar la zona del ala donde se inicia la entrada en pérdida, normalmente
para evitar que esto suceda en las puntas.
El efecto de la torsión es la variación del ángulo de incidencia de
la corriente.
Se emplean valores de torsión negativos (wash-out) que reducen
el Cl en la punta del ala, cuidando que no se incremente significativamente el valor de la resistencia inducida.
Se suele usar en alas con flecha y con estrechamiento.
Sólo se va a usar torsión si es imprescindible pues complica mucho la construcción del ala y, por
tanto, la encarece.
Valores típicos para alas con flecha serán de 4º a 6º de torsión lineal negativa hacia la punta. Las
alas sin flecha (λ ≈ 0.5) pueden no tener torsión.
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4.6. Diedro
En el diseño conceptual no se puede saber mucho porqué es un parámetro que se selecciona
analizando la estabilidad lateral-direccional del avión.
Suele hacerse una primera estimación a partir de aviones semejantes y se fija en etapas
posteriores de diseño.
Como valores típicos se tiene:
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4.7. Wingtips devices, fillets,…
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4.7. Wingtips devices, fillets,… (Cont.)
Wingtips devices:
Dispositivos de punta de ala
que disminuyen la resistencia
inducida
Nacelles:
Permiten albergar a los motores
montados bajo el ala
Raíles para los flaps:
Permiten el movimiento de
deflexión de los flaps
Belly-fairing:
Redondea el encuentro del ala y el
fuselaje (fillet) y alberga equipos
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5. Dispositivos hipersustentadores y superficies de mando
La entrada en pérdida del ala limita el coeficiente de sustentación del avión a un valor máximo,
CLMax, que no puede superarse mediante el incremento del ángulo de ataque.
En configuración de crucero existirá una velocidad mínima, a partir de la cual ya no se puede
compensar el peso del avión mediante la sustentación:
El avión se diseña para que sea capaz de volar de forma óptima durante el mayor tiempo de
vuelo posible, por lo que su configuración natural será la de crucero.
Así, se tiene que la velocidad de entrada en pérdida de los aviones en configuración de
crucero suele ser excesivamente alta, por lo que hay que idear dispositivos que permitan
reducirla para poder realizar el despegue y el aterrizaje.
Además, se deben incluir en las alas y cola superficies que permitan realizar maniobras al
avión.
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5. Dispositivos hipersustentadores y superficies de mando (Cont.)
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5.1. Dispositivos hipersustentadores
• Activos:
• Dependen de una fuente que se encargue de comunicar energía al aire (generalmente el
motor).
• Se emplean casi exclusivamente para aeronaves de despegue corto (STOL) o de
despegue vertical (VTOL).
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5.1. Dispositivos hipersustentadores (Cont.)
• Pasivos:
• Se basan en uno o más de los siguientes principios:
• Aumento de la curvatura de los perfiles.
• Control de la capa límite (inyectando cantidad de movimiento o mediante succión).
• Aumento del área efectiva del ala.
• Son mucho más empleados que los activos.
• Se pueden situar en el borde de ataque o en el borde de salida.
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5.1.1. Dispositivos hipersustentadores de borde de salida
• Flap simple / Plain flap :
• Aumenta la curvatura.
• Disminuye ligeramente la superficie alar.
• Importante aumento de la resistencia.
• Flap de intradós / Split flap :
• Aumenta la curvatura.
• El más simple de construir.
• En desuso por el gran aumento de la resistencia.
• Flap ranurado / Slotted flap :
• Aumenta la curvatura.
• Controla la capa límite (succión).
• Permite mayores deflexiones sin desprendimiento.
• El aumento de resistencia es mucho menor que en el flap simple
• Flap fowler / Flap fowler :
• Aumenta la curvatura
• Controla la capa límite (succión).
• Aumenta la cuerda del perfil.
• Puede ser también fowler birranurado o fowler trirranurado.
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5.1.1. Dispositivos hipersustentadores de borde de salida (Cont.)
Flap simple: { ΔCl0 , ΔClMax , Δα }
Flap Fowler: { ΔCl0 , ΔClMax , Δα , ΔClα }
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5.1.1. Dispositivos hipersustentadores de borde de salida (Cont.)
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5.1.2. Dispositivos hipersustentadores de borde de ataque
• Ranura de borde de ataque / Leading edge slot :
• Controla la capa límite (soplado).
• Si no hay desprendimiento no incrementa el Cl.
• Flap de borde de ataque / Leading edge flap :
• Aumenta la curvatura.
• Disminuye el ángulo de ataque efectivo del perfil.
• Flap ranurado de borde de ataque / Slat :
• Aumenta la curvatura.
• Controla la capa límite.
• Consigue retrasar el desprendimiento de la corriente cerca del borde de ataque.
• Flap Kruger / Flap Kruger :
• Aumenta la curvatura.
• Modifica el campo de velocidades cerca del borde de ataque.
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5.1.2. Dispositivos hipersustentadores de borde de ataque (Cont.)
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5.1.2. Dispositivos hipersustentadores de borde de ataque (Cont.)
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5.1.3. Elección y dimensionado de dispositivos hipersustentadores
El uso de flaps en el borde de salida provoca un cambio de posición del centro aerodinámico que
puede hacer que el avión tenga tendencia a picar. La corrección necesaria con la cola tiende a
hacer disminuir el coeficiente de sustentación total del avión.
Ante grandes deflexiones de los dispositivos hipersustentadores de borde de salida el perfil
puede entrar en perdida en el borde de ataque. Para controlar la capa límite en esa zona se
pueden usar dispositivos hipersustentadores de borde de ataque.
Se usará una combinación adecuada de dispositivos de borde de ataque y de salida. Debe
escogerse siempre el dispositivo más simple posible que cumpla las especificaciones.
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5.1.3. Elección y dimensionado de dispositivos hipersustentadores
(Cont.)
El incremento del coeficiente de sustentación máximo del ala se puede relacionar con el
incremento en un perfil:
Se usan datos de aviones semejantes junto a tablas y estimaciones de los valores medios de las
prestaciones de cada dispositivo.
El accionamiento de los flaps da lugar a un incremento de la resistencia, por lo que se utilizan
deflexiones moderadas:
• Configuración de despegue: δf de 15º a 20º
• Configuración de aterrizaje: es la que va a dimensionar porqué se requiere un incremento
de sustentación mayor.
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5.1.3. Elección y dimensionado de dispositivos hipersustentadores
(Cont.)
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5.2. Superficies de mando
El accionamiento de los dispositivos de mando del avión produce las fuerzas aerodinámicas
necesarias para maniobrar.
En el ala se encuentran los alerones y los spoilers, que proporcionan las fuerzas para el mando
de balance del avión.
• Alerones:
• Según el régimen del avión se puede encontrar un solo juego de alerones (en la punta de
ala) o dos (se incluye otro juego cerca del encastre), para evitar el fenómeno de inversión
de mandos.
• Si la flecha del ala es elevada son menos efectivos por el flujo paralelo a la charnela.
• Al dimensionar se da prioridad a los flaps y luego se colocan los alerones.
• Estimación del mando de balance:
Swa / 2
ya
• Spoilers:
• Pueden ser de vuelo (control de balance) o de tierra (destrucción de la sustentación).
• Su eje suele coincidir con el larguero posterior.
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6. Alas en régimen supersónico
Cuando el Mach normal al borde de ataque del ala es mayor a la unidad, se está en la frontera
entre el régimen transónico alto y el supersónico.
La aerodinámica pasa a estar descrita mediante ecuaciones hiperbólicas y las características
del flujo cambian drásticamente. Entre los principales efectos supersónicos están:
• Aparición de la resistencia de onda.
• Las perturbaciones sólo se propagarán en el interior del cono de Mach, aguas abajo.
M∞ > 1
µ
sin µ = 1 / M∞
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6. Alas en régimen supersónico (Cont.)
La aparición de ondas de choque oblicuas en el borde de salida no supone un gran problema
para el diseño de alas en régimen supersónico. Su principal efecto es un aumento de la fricción,
sobre el que poco se puede hacer.
El principal problema en vuelo supersónico viene dado por la onda que se forma delante del ala.
Dicha onda de choque crea un área de altas presiones justo delante del ala, cuyo resultado es
un aumento muy significativo de la fricción de presión.
Este problema puede enfocarse de dos maneras:
• Utilizar superficies de sustentación supersónica.
• Dotar de mucha flecha a las alas.
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6.1. Perfiles de sustentación supersónicos
Una solución a la fricción causada por la onda que aparece ante el ala es hacer el borde de
ataque del ala muy puntiagudo. Esta característica del diseño permitirá que la onda se acerque
al borde de ataque, eliminándose así el área de altas presiones.
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6.2. Alas con flecha
El flujo de aire supersónico, al atravesar la onda de choque situada ante el ala se decelera, pero
si la onda es muy oblicua se puede dar el caso en que dicho flujo siga siendo supersónico.
Para asegurar que la componente de la velocidad normal al borde de ataque sea subsónica, se
debe tener una flecha tal que el ala esté más inclinada que la onda de choque.
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7. Nomenclatura
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7. Nomenclatura (Cont.)
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7. Nomenclatura (Cont.)
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