Manual de Estudio Examen CIAAC -01- Aerodinamica

Aerodinamica

Ejes de Referencia Ejes de la Aeronave, los movimientos alrededor de los ejes de la aeronave, son efectos de las superficies de control. Los ejes en la aero nave son 3,3 lineas imaginarias que pasan a traves de la aero nave , cuyo origen es el CG (Centro de Gravedad) y perpendiculares entre si . Pasan a traves del CG a un angulo de 90° de cada eje .

Normal or vertical axis I

Lateral aXIs

Longitudinal aXIs

I

I

I

Centre of Gravity

Eje Longitudinal (Eje XX ) Ubicado en el plano vertical de simetria y corre desde la Proa hasta la Popa de la aeronave. Momento de Alabeo se origina en este eje , los alerones controlan el alabeo sobre el Eje Longitudinal. Moviendo el mando a la derecha causamos que el aler6n derecho suba y el aler6n izquierdo baje . EI aler6n derecho disminuye la combadura del ala, resultando en menor levantamiento (sustentaci6n) en la ala derecha, el aler6n izquierdo aumenta la combadura del ala 10 que resulta en el aumento de levantamiento (sustentaci6n) en el ala izquierda , 10 que causa al avi6n girar a la derecha. Y 10 contrario pasa si movemos el mando ala izquierda. *Combadura(Camber): Inflexi6n que toman algunos cuerpos s6lidos cuando se encorvan , curvatura del ala

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Guiiiada Adversa Cuando el aleron izquierdo baja, origina levantamiento (sustentacion) haciendo que el ala izquierda se eleve , 10 cual produce resistencia al avance . Esta resistencia hace que el ala sea lenta ligeramente. Esto resulta en que la aeronave guiiie hacia ellado en que el aleron bajo , desde la perspectiva del piloto , la guiiiada es en direccion opuesta al alabeo. La guiiiada adversa es resultado de la diferencia en resistencia al avance y una ligera diferencia en la velocidad de la ala derecha e izquierda , esta se vuelve mas pronunciada a bajas velocidades , ya que a bajas velocidades la presion aerodimlmica sobre las superficies de control es menor y grandes fuerzas sobre los controles es requerida.

Adverse Yaw

Eje Vertical (Eje ZZ) Esta ubicado tambien en el plano vertical de simetria , el momenta alrededor de este eje se denomina Momento de Guiiiada, considerado positivo al girar a la derecha. Momento de Guiiiada , se produce por el efecto de la presion de flujo de aire que acrna sobre el timon de direccion que es accionado por los pedales. Cuando se usa el pedal a la izquierda se hace que el timon se mueva ala izquierda , 10 cual altera el flujo de aire alrededor del estabilizador vertical/timon, y crea un movimiento de levantamiento lateral, 10 que hace que el estabilizador vertical se mueva a la derecha y la nariz a la izquierda, ocasionando un momento de guifiada/giro.

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Eje Lateral

0

Transversal (Eje YY)

Es perpendicular al plano de simetria de 1a aero nave , los momentos alrededor de este eje son los Momentos de Cabeceo. Momento de Cabeceo , el elevador(borde de salida) 0 timan de profundidad controla el momenta de cabeceo , si se mueve el mando hacia a delante , el elevador baja y el flujo de aire sobre esta superficie ejerce una fuerza que produce un momenta que tiene a bajar 1a nariz del avian. El momenta de cabeceo ocurre sobre el CG , y 1a fuerza del momenta es determinada por la distancia entre el CG y la superficie horizontal de la cola.

Controles de Vuelo Los controles primarios de vuelo son los Alerones , Elevadores y Timan de Direccian , estas deb en tener suficiente superficie , para lograr el movimiento de estas superficies , se dispone de dos sistema de mando que son : -Columna central de control: forma de bastan 0 volante y tiene 4 posiciones extremas , hacia delante y hacia atnis , a la derecha y a la izquierda. -Sistema de un par de pedales

Las Fuerzas en Vuelo Durante el vuelo hay 4 fuerzas actuando sobre el avian, estas son: Levantamiento / Sustentaci6n, Peso de la Aeronave , Traccian / Empuje , y Resistencia a1 Avance. Estas fuerzas estan en equilibrio en vuelo no acelerado (el avian no esta acelerando 0 desacelerando , mantiene una velocidad constante). En vue10 recto y nivelado , vuelo no acelerado ,1evantamiento equivale a peso y empuje a resistencia 3a1 avance. Levantamiento / Sustentacian es 1a fuerza ascendente creada por el efecto del flujo de aire sabre y debajo del ala , Peso es la fuerza que se opone a este levantamiento par 1a fuerza descendente de la gravedad. Peso es 1a fuerza de la gravedad que actlia de manera vertical hacia el centro de la tierra. Traccian / Empuje es la fuerza que impulsa al avian a traves del aire y varia segun la cantidad de empuje producida par e1 motor, opuesta a esta fuerza es la Resistencia al Avance, causada par la ruptura del flujo de aire en las alas , fuselaje y otras partes de la aero nave.

Sustentaci6n

.m Peso 3

Origen de Levantamiento / Resistencia (II A vance Circulacion Inducidal Capa Limitante en Cuerpos Fuselados La Presion Estatica al ejercerse sobre la superficie de un cuerpo produce fuerzas aerodimlrnicas , si tanto la masa del aire como el cuerpo estuvieran inrnoviles , la presi6n sobre este seria igual a la presi6n estatica de la atmosfera libre. Una vez que la masa de aire se mueve con respecto al cuerpo ,0 el cuerpo con relaci6n al aire , se introduce la Presi6n Dinamica, esta presi6n dinarnica se convierte totalmente en Presion Estatica que sumada a la Presion Estatica Ambiente , se obtiene la Presion Total. Pero en un fluido real tenemos viscosidad y friccion , el fluj o alrededor de un cilindro rotando , difiere del flujo alrededor de un cilindro estacionario debido a la resistencia causada por dos factores , Viscosidad y Friccion. Viscosidad, es la propiedad de un tluido que causa resistencia a tluir , el aire tiene propiedades viscosas , por 10 que se resistira a fluir en cierta rnedida. Fricci6n, es la resistencia que una superficie u objeto eneuentra euando se mueven sobre otro , y existe entre un fluido y la superficie sobre la eual tluye. Por efecto de viscosidad resulta que inmediatamente adyacente a la superficie del objeto , el aire se desaeelera , es deeir el tlujo de aire no es libre por la friccion con el cuerpo y hay una pequefia capa de aire adyaeente al cuerpo que tiene una velocidad menor, a esta capa se Ie denomina "CAPA LIMITE" , la cual afectara la distribucion de la presion por el hecho de afectar la velocidad , este efecto desaeelerador no es simetrico , progresa de adelante hacia atn'ts.

Levantamiento / Sustentacion Para lograr la generaci6n de levantamiento / sustentacion , se introduce el concepto de la circulacion de flujo de aire. La rotacion de un cilindro produce tlujo de aire hacia arriba en la region frontal y hacia abajo en la region posterior , al aumentar la ve locidad local en la superficie superior del ciJindro , disminuye la presion en esa region, la presion negativa aumenta en valor negativo , al disminuir la veloeidad la veloeidad local en la parte inferior se incrementa la presion, esto haee que la presion negativa inferior disminuya en valor negativo , existiendo una fuerza aerodinamica resultante de abajo haeia arriba 0 sea un levantamiento .

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Efecto Magnus en el Perfil Alar Ala circulaci6n inducida por la rotaci6n mecanica se denomina "Efecto Magnus" , un efecto similar puede producirse en los cuerpos fuselados 0 perfiles aerodinamicos . En el perfil se produce turbulencia en el borde de saluda , pero en menor grado. La carga limite hace variar la distribuci6n de lapresi6n estitica y produce una fuerza aerodimimica resultante hacia atras y colineal a las Ifneas de corriente libres , esta fuerza se demoniza Resistencia al A vance, esta se suma a la resistencia al avance producida por la fricci6n. Un efecto similar al "Efecto Magnus" se logra si se inclina el perfil en un cierto angulo Hamada "Angulo de Ataque", can respecto a las lineas de corriente . Flujo Ascendent e

V R

Aumento de Ve loc i dad

~--o.

F'uerza de Cont r ol

e.G.

Cuando la aeronave tiene tren de aterrizaje del tipo triciclo en el cualla rueda de nariz esta adelante del e.G t las ruedas del tren principal aWlS del e.G del avian y se efectua un viraje durante el rodaje , si la rueda de nariz esta libre y se elimina la fuerza lateral sobre la misma , la fuerza lateral sobre el tren principal que en este caso actua atras del C-G , produce una tendencia de guifiada en sentido opuesto al viraje y la fuerza de control lateral debe aplicarse en sentido del viraje.

RUEDA DE NARIZ

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CONTROL

/

IJ

FUERZ.A LATERAL QUE St: OPONE AL VlRAJE

Interaccion entre la Estabilidad Lateral y la Estabilidad Direccional.

Esta interaccian entre la estabilidad lateral y la estabilidad direccional pueden a veces llevar a efectos indeseados. Dutch Roll, es una combinacion oscilatoria de alabeo/guifiada , causada por las acciones del piloto en los mandos 0 por rachas de viento (gusty winds). Ocurre cuando el efecto diedro de la aeronave es mas pronunciado que la estabilidad direccional. Despues de una perturbacion que resulta en un movimiento de guifiada y de deslizamiento , el efecto diedro hara que la aeronave haga un movimiento de alabeo lejos de la direccion de la guifiada inicial. Sin embargo, debido a la debil estabilidad direccional, el movimiento de alabeo puede exceder la posicion de alas niveladas y revertir el deslizamiento lateral. Este movimiento continua repitiendose , creando una oscilaci6n que puede ser sentida por el piloto de lado a lado meneando la cola de la aeronave. Si la estabilidad direccional es incrementada y la estabilidad lateral es disminuida , el movimiento de "Dutch Roll" sera adecuadamente suprimido , sin embargo, esto puede causar una tendencia a la Inestabilidad Espiral.

Inestabilidad Espiral

Esta asociada cuando una aeronave tiene una fuerte estabilidad direccional en comparacian con la estabilidad lateral. Cuando un avian es susceptible a una inestabilidad espira , es perturb ado de su condician de equilibrio y un deslizamiento lateral es introducido , la fuerte estabilidad direccional tiende a guifiar a la aeronave devuelta en la direccian del viento relativo, debido a la guifiada devuelta hacia el viento relativo , la ala exterior viaja mas nipido que la interior, esto resulta en un incremento de levantamiento gefierado por la ala exterior. EI movimiento de alabeo incrementa el lingulo de ataque , que incrementa el deslizamiento lateral. La nariz del avian bajara mientras el lingulo de alabeo continua incrementando; la inestabilidad espiral es normalmente corregida por el piloto , sin embargo, si no se corrige el movimiento , podrfa incrementase en una barrena pronunciada (tight spiral dive).

Como podemos ver , incIuso una aeronave bien disefiada tiene algunas caracterfsticas indeseables. Generalmente un efecto mayor de diedro reduce la inestabilidad espiral , mientras que con una mayor superficie vertical en el empenaje incrementa la inestabilidad espiral. Desde que el "Dutch Roll" es considerada una tendencia menos tolerable que la inestabilidad espiral , los disefiadores intentan minimizar esta tendencia , la cual compromete resultados en unos pequefios grados de inestabilidad espiral , la cual es considerada aceptable.

Desplomes / Perdida EI fen6meno conocido como "desplome/perdida" en una aeronave ocurre cuando al ir incrementando el angulo de ataque del perfil del ala, llegando al momenta en el cuallas Hneas de corriente del aire no pueden seguir sobre la superficie superior trasera del perfil, produciendo turbulencia la cual disminuye la velocidad del aire en la combadura superior. Como consecuencia de la disminuci6n de la velocidad del flujo debido al gran angulo de ataque en la combadura superior existe un aumento de presi6n estatica local, con 10 cual se reduce ellevantamiento y se incrementa la resistencia al avance , provocandose as! un desplome. Un desplome puede ocurrir en cualquier inc1inaci6n , actitud 0 velocidad. En un desplome , la ala no deja de producir levantamiento/sustentaci6n , mas bien, no puede generar ellevantarniento/sustentaci6n necesario para mantener vuelo nivelado, si el ala dejara de producir levantarniento totalmente, I aeronave caerfa a la tierra, como sabemos cualquier lingulo de ataque arriba del coeficiente de levantamiento maximo provoca una separaci6n del flujo de aire en la superficie superior del ala, entonces el peso excede ellevantamiento y el avi6n acelera hacia abajo. Hay muchos factores que afectan la velocidad de desplome , la velocidad de desplome/perdida de una aeronave no es fija para todas las condiciones de vuelo. Pero una aeronave siempre entrara en desplome al mismo lingulo de ataque independientemente de la velocidad , peso, factor de carga 0 altitud de densidad. Cada aeronave en particular tiene su Angulo de Ataque Crftico (Angulo de Desplome) donde el flujo de aire se comienza a separar, el angulo varia de 16° a 20° dependiendo del disefio de la aeronave. Hay situaci6n en vuelo en las cuales el lingulo de ataque critico puede ser excedido: -Bajas velocidades -Altas velocidades -Virajes

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Efecto de la Variaci6n del Angulo de Ataque , Espesor del Perfil y la Flecha a)Efecto de la Variaci6n del Angulo de Ataque EI coeficiente de levantamiento (Cd es funci6n de la forma del perfil y del angulo de ataque e independiente de la velocidad) d~nsidad , tamafio , peso , elevaci6n sobre el nivel del mar. En la.sl-gt:t1erIregraficRp'b«e'&~s notar que conforme aumentamos el angulo de ataque , el coeficiente de levantamiento CL aumenta en una forma casi lineal hasta poco antes de llegar al coeficiente de levantamiento maximo CLmax que corresponde a un angulo de ataque maximo efectivo determinado e inmediatamente despues de este CLmax , se produce una disminuci6n de este coeficiente y por consecuencia el desplome del perfil.

Tilt wltn respect to hO!liizontal plane

Turbulent. wake SeparatJon point moves . . sllghUy fon'iard ""'""'- /

Maximum Uft

Separation point jumps . foJWard

Separated flow regaon expands and reduoe·s lift

S:-==~":::::::::_-..

Si la velocidad de una aeronave es baja requerira de un angulo de ataque mayor para mantener ellevantamiento necesario para mantener la altitud, eventualmente esto resultara en que el ala no produzca ellevantamiento necesario para sostener a la aeronave y esta comienza a descender. Resulta que las co/acterfsticas de desplome de una aeronave en particular depende del tipo del perfil del ala.

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b )Efecto del espesor y flecha del perfil EI aumento del espesor en un perfil produce que se incremente tanto el coeficiente de levantamiento maximo CLmax como el angulo de desplome. Es evidente que al ir aumentando el espesor maximo, el angulo de desplome y el coeficiente de levantamiento CL aumentan. La introduccion de una flecha en la linea de curvatura media de un perfil tam bien aumenta el angulo de ataque de desplome y el coeficiente de levantamiento maximo CLmax .

Posicion del C.G Como hemos vista anteriormente , la posicion del e.G afecta a la velocidad de desplome , si el C.G esta muy adelante la velocidad de desplome/perdida aumentara , ya que para sostener la pesada nariz en vuelo se tendra que volar a un angulo de ataque mayor para producir ellevantamiento necesario, acercandonos al angulo de ataque de desplome. Si se tiene el e.G muy atras , la velocidad de desplome sera menor ya que no se necesita un angulo de ataque pronunciado , pero sera diffcil recuperar al avion de una condicion de barrena y desplome, ya que el momento efectuado por el e1evador es debil. Centro de Gravedad , el punto sobre el que la aeronave se equilibra si fuera posible para suspender en ese punto. Es el punto teorico donde el peso total de la aeronave se sup one esta concentrado. Bajas velocidades no necesariamente producen el desplome, el ala puede estar en un excesivo angulo de ataque a cualquier velocidad. Peso Total, Factor de Carga, Potencia y la Posicion del e.G AFECTAN LA VELOCIDAD DE DESPLOME / PERDIDA. El desplome ocurre al mismo angulo de ataque para un perfil alar en particular, independientemente del peso, factor de carga , actitud , velocidad 0 empuje / traccion .Sin embargo, cada uno de estos factores influyen en la velocidad de desplome. EI avion puede desplomarse a cualquier velocidad , en cualquier actitud y ajuste de potencia.

Caracteristicas del Desplome Las diferentes formas del ala afectan de manera directa a la forma en que se produce el desplome del ala EI desplome se produce despues de alcanzar el CLmax y por 10 tanto la distribucion del coeficiente de levantamiento de cada secci6n del ala a 10 largo de la envergadura nos dara una indicaci6n de las secciones en las cua1es se iniciara el desplome. Idealmente es conveniente que el desplome se inicie en las secciones del ala cercanas al empotre , produciendose en la regi6n cercana a la punta del ala a mayor angulo de ataque , esto con el objetivo de que los alerones mantengan su efectividad hasta un mayor angulo de ataque. Otra ventaja es que el desplome se produzca primeramente en la regi6n cercana al empotre y debido a que la turbulencia detras de la region desplomada provoca una vibraci6n del empenaje y de la porcion trasera del fuselaje , con 10 cual el piloto tiene una indicacion previa, deseable , de la proximidad del desplome total. Al producirse el desplome en la regi6n del empotre del ala, se reduce la

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velocidad inducida hacia abajo sobre el empenaje horizontal, aumentando el angulo de ataque del empenaje , con 10 cual se produce un momenta aerodinamico negativo (tendiente a bajar la nariz del avion). El ala rectangular es la mas deseable desde el punto de vista de la produccion del desplome ya que este se produce primero cercano al empotre , con las ventajas ya mencionadas. Para retardar el desplome de las puntas de las alas hay varios metodos , un metodo es el de disminuir el angulo de incidencia (angulo formado por el Eje Longitudinal y la Cuerda del Ala) desde el empotre hasta la punta del ala; con esto la punta del ala opera a menor angulo de ataque que el empotre. Otro metodo es construyendo las secciones del ala cercanas a la punta con perfiles aerodinamicos de mayor espesor que los del empotre. La flecha hacia atras del ala tiene un efecto similar a reducir el efecto de la disminucion de la cuerda desde el empotre hacia la punta. Tiene la tendencia de desarrollar fuertes corrientes de aire a 10 largo de la envergadura 0 con componentes a 10 largo de la envergadura. La anterior tendencia es debido a que las secciones 0 perfiles aerodinamicos de la region cercana a la punta de las alas queda a sotavento de las secciones 0 perfiles cercanas al empotre y por 10 tanto la presion estatica negativa de la superficie superior de la region cercana a la punta tiende a atraer a la capa limftrofe del aire des de el empotre hacia la punta, el resultado es un aumento de espesor de la cama limftrofe en la region cercana a la punta y como vimos anteriormente , el aumento del espesor de esta capa facilita 0 acelera la separacion del flujo de aire. EI desplome de las puntas provocado por el flujo a 10 largo de las Demi-envergadura hace que el C.P del ala se mueva hacia enfrente y esto produce un momenta inestable tendiente a subir la nariz del avion. La flecha hacia atras de las alas reduce la pendiente de la curva de levantamiento contra angulo de ataque y tambien reduce el C Lmax . Al analizar la produccion del desplome en un ala, debemos recordad el efecto de las aletas. EI angulo de ataque de desplome disminuye cuando se aplica Flaps, siendo la disminucion maxima en los Flaps de tipo Fowler.

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Velocidad de Desplome , Efecto del Angulo de Banqueo , Estela de las Helices, Condiciones Especiales El desplome de las aeronaves ocurre invariablemente a un determinado angulo de ataque , cualesquiera que sea el peso, presion dinamica , angulo de banqueo del ala. Sin embargo, la velocidad de desplome de la aeronave si depende del peso, angulo de banqueo y otros factores, ya que se debe producir un levantamiento determinado y este es el producto de la presion dinamica, superficie alar y el coeficiente de levantamiento. En general, el ala de una aeronave esta disefiada para que el1evantamiento no diminuya bruscamente en toda la superficie 0 sea que una parte del ala produzca turbulencia y en otra parte exista aun el flujo laminar 0 sea que existe un desplome parcial, la parte de la semiala que primeramente entra en desplome es la parte central, para que los organos de control lateral (alerones) que den fuera de la zona de turbulencia y por 10 tanto mantenga su efectividad. Resulta que cuando se esta proximo a un desplome y por alguna razon bajara una semiala , no se debera corregir este movimiento con el uso del aleron, ya que al . flexionar el aleron hacia abajo para subir la semiala cafda se produce un aumento del angulo de ataque en la seccion de la semiala donde este el aleron y si no estaba desplomada esta seccion de la semi ala , la deflexion del aleron provocara el desplome 0 10 incrementara. Zona turbuLenta

Serniala

Por esta razon , cuando despues de un desplome baja una semiala , debeni utilizarse el timon de direccion ya que este sigue efectivo y se puede provocar un movimiento sobre el eje vertical del avi6n de manera que la semiala cafda se desplace hacia del ante , esto produce un incremento en ellevantamiento en la semiala cafda. La velocidad minima de cualquier aeronave en particular es funci6n directa de la CARGA ALAR (peso sobre la superficie alar), ya que mientras mas grande sea la carga alar, mayor sera la velocidad minima, las variaciones del peso de la aeronave afectan la velocidad minima 0 velocidad de desplome. EI efeclo de los Flaps es reducir la velocidad de desplome , aumentando la superficie y combadura del ala. Pero al retraerlos , la velocidad de perdida aumenta ; tendremos una

reducci6n en la resistencia al avance pero tambien reduce ellevantamiento, y el avi6n volara mas lejos pero caenl mas nipido. Efecto del Angulo de Banqueo Cuando una aeronave esta en crucero mientras no ace1era en cualquier direcci6n , se dice que tiene un factor de carga de 1 , 1G significa que las alas solo estan sosteniendo el peso actual de la aeronave , el factor de carga se incrementara conforme el angulo de alabeo / banqueo incrementa, esto causar que el avi6n entre en desplome a una mayor velocidad. Cuando efectuamos un viraje , la direcci6n total de levantamiento es inclinada , esto se logra dividiendo las fuerzas de levantamiento , as! una fuerza seguira siendo vertical oponiendose al peso, mientras que otra sera horizontal, cuando se entra en un viraje , la componente vertical de levantamiento disminuye y la componente horizontal de levantamiento aumenta , la componente horizontal de levantamiento hace a una aeronave virar. Cuando se vira , el factor de carga resulta en 2 fuerzas : Fuerza Centrifuga y Gravedad. EI factor de carga es el peso adicional cargado por las alas debido al peso mas fuerza centrifuga. Cuando se entra en un viraje constante tenemos que alzar la nariz incrementando el angulo de ataque para compensar la perdida del componente horizontal de levantamiento y generar mas levantamiento para mantener nuestra altitud. Si el factor de carga aumenta , es decir el peso soportado por las alas aumenta a tal punto de que sea mayor allevantamiento se entrara en un desplome/perdida. "",;",,'

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