Practica 5 Aerodinamica (1)
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Laboratorio de Aerodinámica Practica No. 5
DISTRIBUCIÓN DE PRESIÓN ALREDEDOR DE UN PERFIL NACA 0012 Alumnos Chávez Pérez Jair García Morales Areli Valeria Gómez Fernández Irving Enrique Roa Trejo Aldo Alexis Sandoval Reyes Juan Carlos Victoria Sánchez Juan Antonio Grupo: 5AM2 Fecha De Elaboración: 6 de Noviembre 2013 Fecha De Entrega: 13 de Noviembre Noviembre De 2013
INTRODUCCIÓN El aumento de la velocidad del aire sobre el extradós de un perfil, con respecto a la velocidad del aire en el intradós, genera presiones, tanto tanto en uno como en otro lado. La diferencia entre estas presiones (si la presión en el extradós es mayor) genera una resultante a la que llamamos sustentación. Si observan la figura siguiente (perfil asimétrico), notaran que las presiones resultantes sobre el extradós generan una fuerza hacia arriba tanto como las presiones en el intradós otra de la l a misma magnitud hacia abajo, no obteniéndose sustentación.
Cuando el ángulo de ataque es incrementado las presiones en el extradós son superiores a las del intradós, obteniéndose una fuerza resultante llamada SUSTENTACIÓN. El punto donde se puede considerar aplicada esa fuerza se denomina CENTRO DE PRESIÓN.
Este Centro de presión varia (perfiles asimétricos) cuando el ángulo de ataque varía. Este indeseable cambio del centro de presión en estos perfiles debe ser compensado cuando se lo utiliza en los rotores de los helicópteros. La distribución de las presiones es diferente en los perfiles simétricos.
La distribución de las presiones, como puede observarse en la figura de arriba, es similar tanto arriba como abajo del perfil (ángulo de ataque cero), y las resultantes de ambas presiones son iguales y aplicadas en el mismo punto.
Con ángulo de ataque positivo las presiones en el extradós del perfil son superiores a las del intradós obteniéndose una resultante total hacia arriba, denominada sustentación. Nótese que los vectores de las resultantes de las diferentes presiones (hacia arriba y hacia abajo) permanecen en el mismo lugar, sin cambios con respecto a los perfiles asimétricos. Ésta deseable característica de los perfiles simétricos es la apreciada en los rotores de helicópteros, donde el ángulo de ataque cambia en cada revolución del rotor.
DESARROLLO OBJETIVO Determinar los coeficientes de levantamiento de un perfil NACA 0012 a diferentes ángulos de ataque mediante la integración de presión sobre el extradós e intradós del perfil. EQUIPO Y MATERIAL Túnel de succión Plint y Partners modelo TE-92 Manómetro de 8 columnas Perfil NACA 012 con 6 tomas de presión Tubo pItot
PROCEDIMIENTO 1. DETERMINACIÓN DE LAS CONDICIONES AMBIENTALES. Se deberán de efectuar lecturas en los instrumentos (barómetro, termómetro e higrómetro) antes de iniciar y al finalizar los experimentos, anotando los valores. INDICADOR
INICIALES
FINALES
PROMEDIO
Temperatura ambiente
17.9
18.4
18.15
Presión Barométrica
590.1
590.4
590.25
Humedad Relativa
80
80
80
* Calcular la densidad del aire en el laboratorio Se calcula la presión corregida:
Se calcula la presión de saturación
Se calcula la presión de vapor
⁄( ⁄ )
2. MEDICIÓN DE LA PRESIÓN LOCAL EN EL EXTRADÓS Y EN EL INTRADÓS DEL PERFIL Y DETERMINACIÓN DEL COEFICIENTE DE LEVANTAMIENTO PARA CADA ÁNGULO DE ATAQUE. A) Colocar las compuertas de salida del túnel completamente abiertas y trabajar con los dos motores del túnel de succión. B) Accionar los motores del túnel de succión y proceder a registrar en las tablas siguientes los valores de presión total, presión estática y presión local, para los valores de ataque desde 0º hasta 16ª.
PRESIÓN TOTAL mm H20
4 *Figura. Posición de las tomas de presión en el perfil.
PRESIÓN ESTÁTICA mmH2O
-86
Angulo = 0
Angulo = 2 Toma de Presión
Intrados y extrados
Toma de Presión
X/C
Presión local Pl mmH2O
cp= (plpe)/(pt-pe)
1
0.0251
-5.2
0.897777778
2
0.1
-9.1
0.854444444
3
0.251
-11
0.833333333
4
0.4993
-10.9
0.834444444
5
0.6996
-9.9
0.845555556
6
0.8999
-8.9
0.856666667
X/C
Intrados Presión local Pl mmH2O
cp= (pl-pe)/(ptpe)
1
0.0251
-8.9
0.856666667
-90
-0.044444444
2
0.1
-10.9
0.834444444
-112
-0.288888889
3
0.251
-11.9
0.823333333
-120
-0.377777778
4
0.4993
11
1.077777778
-112
-0.288888889
5
0.6996
9.9
1.065555556
-102
-0.177777778
6
0.8999
8.1
1.045555556
-84
0.022222222
Intrados Presión local Pl mmH2O
Extrados Presión local Pl cp= (pl-pe)/(ptmmH2O pe)
Angulo = 4 Toma de Presión
X/C
1
0.0251
-18
0.755555556
-140
-0.6
2
0.1
-60
0.288888889
-136
-0.555555556
3
0.251
-86
0
-134
-0.533333333
4
0.4993
-94
-0.088888889
-118
-0.355555556
5
0.6996
-92
-0.066666667
-102
-0.177777778
6
0.8999
-86
0
-86
0
cp= (pl-pe)/(ptpe)
Extrados Presión local Pl cp= (pl-pe)/(ptmmH2O pe)
Angulo = 6 Toma de Presión
X/C
1
0.0251
0
0.955555556
-190
-1.155555556
2
0.1
-46
0.444444444
-160
-0.822222222
3
0.251
-76
0.111111111
-148
-0.688888889
4
0.4993
-90
-0.044444444
-124
-0.422222222
5
0.6996
-90
-0.044444444
-106
-0.222222222
6
0.8999
-88
-0.022222222
-90
-0.044444444
Angulo Angulo==810 Toma de Toma Presión de Presión 11 22 33 44 55 66
Angulo = 10 Toma de Presión 1 2 3 4 5 6
X/C X/C 0.0251 0.0251 0.1 0.1 0.251 0.251 0.4993 0.4993 0.6996 0.6996 0.8999 0.8999
X/C 0.0251 0.1 0.251 0.4993 0.6996 0.8999
Intrados Presión local Pl mmH2O
Intrados Intrados Presión Presiónlocal localPl Pl mmH2O mmH2O 00 -40 -40 -74 -74 -88 -92 -92 -96 -98 -90
Intrados Presión local Pl mmH2O 0 -40 -74 -92 -96 -98
cp= (pl-pe)/(ptpe)
cp= (pl-pe)/(pt(pl-pe)/(ptcp= pe) pe) 0.955555556 0.511111111 0.133333333 -0.022222222 -0.066666667 -0.066666667 -0.111111111 -0.133333333 -0.044444444
cp= (pl-pe)/(ptpe) 0.955555556 0.511111111 0.133333333 -0.066666667 -0.111111111 -0.133333333
Extrados Presión local Pl cp= (pl-pe)/(ptmmH2O pe)
Extrados Extrados Presiónlocal localPlPl cp=(pl-pe)/(pt(pl-pe)/(ptPresión cp= mmH2O pe) mmH2O pe) -250 -316 -202 -246 -156 -170 -128 -132
-1.822222222 -2.555555556 -1.288888889 -1.777777778 -0.777777778 -0.933333333 -0.466666667 -0.511111111
-108 -108 -88 -88
-0.244444444 -0.244444444 -0.022222222 -0.022222222
Extrados Presión local Pl cp= (pl-pe)/(ptmmH2O pe) -316 -2.555555556 -246 -1.777777778 -170 -0.933333333 -132 -0.511111111 -108 -0.244444444 -88 -0.022222222
Angulo = 12 Toma de Presión 1 2 3 4 5 6
Angulo = 14 Toma de Presión 1 2 3 4 5 6
Angulo = 16 Toma de Presión 1 2 3 4 5 6
X/C 0.0251 0.1 0.251 0.4993 0.6996 0.8999
Intrados Presión local Pl mmH2O -2 -44 -78 -98 -104 -112
X/C 0.0251 0.1 0.251 0.4993 0.6996 0.8999
Intrados Presión local Pl mmH2O -4 -46 -80 -100 -103 -118
X/C 0.0251 0.1 0.251 0.4993 0.6996 0.8999
Intrados Presión local Pl mmH2O 2 -36 -32 -96 -108 -122
cp= (plpe)/(pt-pe) 0.933333333 0.466666667 0.088888889 -0.133333333 -0.2 -0.288888889
Extrados Presión local Pl cp= (plmmH2O pe)/(pt-pe) -360 -3.044444444 -216 -1.444444444 -180 -1.044444444 -134 -0.533333333 -110 -0.266666667 -90 -0.044444444
cp= (plpe)/(pt-pe) 0.911111111 0.444444444 0.066666667 -0.155555556 -0.188888889 -0.355555556
cp= (plpe)/(pt-pe) 0.977777778 0.555555556 0.6 -0.111111111 -0.244444444 -0.4
Extrados Presión local Pl cp= (plmmH2O pe)/(pt-pe) -390 -3.377777778 -238 -1.688888889 -180 -1.044444444 -128 -0.466666667 -110 -0.266666667 -96 -0.111111111
Extrados Presión local Pl cp= (plmmH2O pe)/(pt-pe) -390 -3.377777778 -224 -1.533333333 -162 -0.844444444 -126 -0.444444444 -124 -0.422222222 -120 -0.377777778
C) Determinar el número de Reynolds en el perfil considerando los datos siguientes (utilizar los valores promedio obtenidos en las condiciones ambientales):
Densidad del aire Velocidad del viento
43.46m/s
Longitud de referencia (cuerda del perfil)
0.749m
Temperatura ambiente promedio
18.15°c
Viscosidad del aire a la temperatura ambiente promedio
0.00000186 UTM/(m/s)
Número de Reynolds
1665193.79
D) Realizar las gráficas Cp vs x/c para cada ángulo de ataque, en el eje de las ordenadas se deberán de indicar los valores positivos de Cp hacia abajo y los valores positivos hacia arriba. En las gráficas se deberá indicar el número de Reynolds para el cual son validas.
Angulo Alpha = 0 0
0.5
1
0.82
) 0 2 H0.84 m m ( 0.86 l a c o 0.88 L n ó i s 0.9 e r P
Intrados y extrados
0.92
) O 2 H m -0.5 m ( l a 0 c o L n 0.5 ó i s e r 1 P
Angulo Alpha = 2 Lugar de toma de presión (x/c) 0
0.5
1 Intrados Extrados
1.5
Angulo Alpha = 4 Lugar de toma de presión (x/c)
-1
) O 2 H -0.5 m m ( l a 0 c o L n ó i 0.5 s e r P
1
0
0.5
1
Intrados Extrados
Angulo Alpha = 6 Lugar de toma de presión (x/c)
) -1.5 O 2 -1 H m -0.5 m ( l a 0 c o L n 0.5 ó i s 1 e r P
0
0.5
1
Intrados Extrados
1.5
Angulo Alpha = 8 ) -2 O 2 H-1 m m ( l 0 a c o L 1 n ó i s 2 e r
Lugar de toma de presión (x/c)
0
0.5
1
Intrados Extrados
Angulo Alpha = 10 Lugar de toma de presión (x/c)
-3 ) O 2 -2 H m m-1 ( l a c o 0 L n ó i s 1 e r P
2
Intrados 0
0.5
1
Extrados
Angulo Alpha = 12 Lugar de toma de presión (x/c)
) -4 O 2 -3 H m-2 m ( l -1 a c 0 o L n 1 ó i s 2 e r
Intrados 0
0.2
0.4
0.6
0.8
1
Extrados
Angulo Alpha = 14 ) -4 O 2 -3 H m m-2 ( l a -1 c o L n 0 ó i s 1 e r P
Lugar de toma de presión (x/c)
Intrados 0
0.5
1
Extrados
2
Angulo Alpha = 16 Lugar de toma de presión (x/c)
-4 ) O-3 2 H m-2 m ( l a -1 c o L n 0 ó i s e r 1 P
2
Intrados 0
0.5
1
Extrados
E) Utilizando las gráficas realizadas en el inciso anterior, calcular los coeficientes de levantamiento para cada ángulo de ataque mediante la integración aproximada de los coeficientes de presión, se sugiere método de Simpson. (1/2)Cp*cos(θ)
Alpha=0°
(1/2)Cp*cos(θ)
X/C
Cp ext
Cp int
-
-
0
0.6475
0.6475
1
0.323700605
0.3237006
1
-0.323700605
-0.3237006
0.09
-0.05
-0.05
4
-0.024996186
-0.0999847
4
0.024996186
0.09998474
0.18
-0.19
-0.19
2
-0.094985506
-0.189971
2
0.094985506
0.18997101
0.27
-0.25
-0.25
4
-0.124980929
-0.4999237
4
0.124980929
0.49992371
0.36
-0.24
-0.24
2
-0.119981691
-0.2399634
2
0.119981691
0.23996338
0.45
-0.22
-0.22
4
-0.109983217
-0.4399329
4
0.109983217
0.43993287
0.54
-0.2
-0.2
2
-0.099984743
-0.1999695
2
0.099984743
0.19996949
0.63
-0.15
-0.15
4
-0.074988557
-0.2999542
4
0.074988557
0.29995423
0.72
-0.11
-0.11
2
-0.054991609
-0.1099832
2
0.054991609
0.10998322
0.81
-0.09
-0.09
4
-0.044993134
-0.1799725
4
0.044993134
0.17997254
0.9
-0.05
-0.05
1
-0.024996186
-0.0249962
1
0.024996186
0.02499619
-1.9609508
Total
Total
Alpha = 2
X/C 0 0.09 0.18 0.27 0.36 0.45 0.54 0.63 0.72 0.81 0.9
(1/2)Cp*cos(θ)
1.96095077
(1/2)Cp*cos(θ)
Cp ext
Cp int
-
0.0925
0.9028
1
0.046242944
0.04624294
1
-0.451331129
-0.4513311
-0.1
0.62
4
-0.049992371
-0.1999695
4
-0.309952703
-1.2398108
-0.37
0
2
-0.184971774
-0.3699435
2
0
0
-0.39
-0.15
4
-0.194970249
-0.779881
4
0.074988557
0.29995423
-0.35
-0.19
2
-0.1749733
-0.3499466
2
0.094985506
0.18997101
-0.3
-0.18
4
-0.149977114
-0.5999085
4
0.089986269
0.35994507
-0.28
-0.16
2
-0.13997864
-0.2799573
2
0.079987794
0.15997559
-0.2
-0.1
4
-0.099984743
-0.399939
4
0.049992371
0.19996949
-0.09
-0.03
2
-0.044993134
-0.0899863
2
0.014997711
0.02999542
-0.05
0.05
4
-0.024996186
-0.0999847
4
-0.024996186
-0.0999847
0
0.06
1
0
0
1
-0.029995423
-0.0299954
Total
0
-
-3.1232734
Total
-0.5813113
-3.7045847
X/C
Alpha = 4 Cp ext Cp int
(1/2)Cp*cos(θ)
(1/2)Cp*cos(θ)
-
-
0
-0.0322
1.0018
1
-0.016097544
0.09
-0.55
0.3
4
-0.274958043
0.18
-0.555
1
2
-0.277457661
0.27
-0.5
-0.05
4
-0.249961857
0.36
-0.47
-0.08
2
-0.234964146
0.45
-0.34
-1
4
-0.169974063
0.54 0.63
-0.3 -0.2
-0.09 -0.08
2 4
-0.149977114 -0.099984743
0.72
-0.13
-0.07
2
-0.064990083
0.81 0.9
-0.08 0
-0.05 0
4 1
-0.039993897 0
Total
Alpha = 6 X/C Cp ext Cp int 0 1.3585 1.2248
1
-0.679146366
0.09
-0.8
0.4
4
-0.399938971
0.18
-0.75
0.2
2
-0.374942786
0.27
-0.65
0.6
4
-0.324950414
0.36
-0.6
0
2
-0.299954229
0.45 0.54
-0.5 -0.4
-0.05 -0.05
4 2
-0.249961857 -0.199969486
0.63
-0.32
-0.05
4
-0.159975589
0.72
-0.2
-0.05
2
-0.099984743
0.81 0.9
-0.18 0
-0.04 0
4 1
-0.089986269 0
0.0160975 1.0998322 0.5549153 0.9998474 0.4699283 0.6798963 0.2999542 -0.399939 0.1299802 0.1599756 0
-0.500823577
-0.5008236
4
-0.149977114
-0.5999085
2
-0.499923714
-0.9998474
4
0.024996186
0.09998474
2
0.039993897
0.07998779
4
0.499923714
1.99969486
2 4
0.044993134 0.039993897
0.08998627 0.15997559
2
0.03499466
0.06998932
4 1
0.024996186 0
0.09998474 0 0.49902385 4.3113421
-4.810366 Total
(1/2)Cp*cos(θ)
(1/2)Cp*cos(θ)
-
Total
1
0.6791464 1.5997559 0.7498856 1.2998017 0.5999085 0.9998474 -0.399939 0.6399024 0.1999695 0.3599451 0 7.5281013 Total
1
-0.612306565
-0.6123066
4
-0.199969486
-0.7998779
2
-0.099984743
-0.1999695
4
-0.299954229
-1.1998169
2
0
0
4 2
0.024996186 0.024996186
0.09998474 0.04999237
4
0.024996186
0.09998474
2
0.024996186
0.04999237
4 1
0.019996949 0
0.07998779 0 -2.4320289 9.9601301
(1/2)Cp*cos(θ)
Alpha = 8 X/C
Cp ext
Cp int
-
-
0
-2.0677
1.1678
1
-1.033692264
0.09
-1.28
0.5
4
-0.639902354
0.18
-0.9
0.35
2
-0.449931343
0.27
-0.73
0.1
4
-0.364944311
0.36
-0.6
0
2
-0.299954229
0.45
-0.5
-0.03
4
-0.249961857
0.54
-0.4
-0.05
2
-0.199969486
0.63
-0.3
-0.07
4
-0.149977114
0.72
-0.2
-0.09
2
-0.099984743
0.81
-0.1
-0.09
4
-0.049992371
0.9
-0.05
-0.05
1
-0.024996186
Total
0
1.0336923 2.5596094 0.8998627 1.4597772 0.5999085 0.9998474
1
-0.583810914
-0.5838109
4
-0.249961857
-0.9998474
2
-0.1749733
-0.3499466
4
-0.049992371
-0.1999695
2
0
0
4
0.014997711
0.05999085
-0.399939 2 0.5999085 4 0.1999695 2 0.1999695 4 0.0249962 1 8.9774801 Total
0.024996186
0.04999237
0.03499466
0.13997864
0.044993134
0.08998627
0.044993134
0.17997254
0.024996186
0.02499619
(1/2)Cp*cos(θ)
Alpha = 10 X/C
(1/2)Cp*cos(θ)
Cp ext Cp int 2.8879 1.1714
(1/2)Cp*cos(θ)
-
-
1
-1.443729694 -0.8748665
0.09
-1.75
0.5
4
0.18
-1.2
0.25
2
0.27
-0.85
-0.1
4
0.36
-0.65
0
2
0.45
-0.55
-0.05
4
0.54
-0.45
-0.1
2
0.63
-0.3
-0.1
4
0.72
-0.2
-0.15
2
0.81
-0.15
-0.15
4
-1.5886576 10.566138
1.4437297
-3.499466 -0.599908457 1.1998169 -0.424935157 1.6997406 -0.324950414 0.6499008 -0.274958043 1.0998322 -0.224965671 0.4499313 -0.149977114 0.5999085 -0.099984743 0.1999695 -0.074988557 0.2999542
1
-0.585610639
-0.5856106
4
-0.249961857
-0.9998474
2
-0.124980929
-0.2499619
4
0.049992371
0.19996949
2
0
0
4
0.024996186
0.09998474
2
0.049992371
0.09998474
4
0.049992371
0.19996949
2
0.074988557
0.14997711
4
0.074988557
0.29995423
0.9
0
-0.15
1
0
Total
0
Cp ext
Cp int
-
0
-4.0414
1.1652
1
-2.020391699
0.09
-1.4
0.5
4
-0.6998932
0.18
-1.1
0.2
2
-0.549916086
0.27
-0.95
0
4
-0.474927529
0.36
-0.75
-0.05
2
-0.374942786
0.45
-0.6
-0.1
4
-0.299954229
0.54
-0.45
-0.15
2
-0.224965671
0.63
-0.35
-0.2
4
-0.1749733
0.72
-0.3
-0.3
2
-0.149977114
0.81
-0.15
-0.35
4
-0.074988557
0.9
-0.05
-0.35
1
-0.024996186
Total
(1/2)Cp*cos(θ) 2.0203917 1 2.7995728 4 1.0998322 2 1.8997101 4 0.7498856 2 1.1998169 4 0.4499313 2 0.6998932 4 0.2999542 2 0.2999542 4 0.0249962 1 11.543938 Total
(1/2)Cp*cos(θ)
Alpha = 14 Cp int
0.07498856 -0.7105916 11.852841
(1/2)Cp*cos(θ)
X/C
Cp ext
0.074988557
-11.14225 Total
Alpha = 12
X/C
1
-0.582511112
-0.5825111
-0.249961857
-0.9998474
-0.099984743
-0.1999695
0
0
0.024996186
0.04999237
0.049992371
0.19996949
0.074988557
0.14997711
0.099984743
0.39993897
0.149977114
0.29995423
0.1749733
0.6998932
0.1749733
0.1749733 0.19237065 11.351568
(1/2)Cp*cos(θ)
-
-
0
-4.3801
1.1446
1
-2.189715861
0.09
-1.7
0.45
4
-0.849870314
0.18
-1.25
0.2
2
-0.624904643
0.27
-1
0.05
4
-0.499923714
0.36
-0.75
0
2
-0.374942786
0.45
-0.5
-0.15
4
-0.249961857
0.54
-0.4
-0.15
2
-0.199969486
0.63
-0.35
-0.2
4
-0.1749733
2.1897159 3.3994813 1.2498093 1.9996949 0.7498856 0.9998474 -0.399939 0.6998932
1
-0.572212683
-0.5722127
4
-0.224965671
-0.8998627
2
-0.099984743
-0.1999695
4
-0.024996186
-0.0999847
2
0
0
4
0.074988557
0.29995423
2
0.074988557
0.14997711
4
0.099984743
0.39993897
0.72
-0.25
-0.25
2
-0.124980929
0.81
-0.2
-0.3
4
-0.099984743
0.9
-0.1
-0.35
1
-0.049992371
Total
Cp ext
-0.399939 0.0499924
Cp int
-4.4651
1.3182
1
0.09
-1.5
0.55
4
0.18
-1
0.6
2
0.27
-0.8
0.5
4
0.36
-0.6
0.3
2
0.45
-0.5
0
4
0.54
-0.45
-0.3
2
0.63
-0.45
-0.3
4
0.72
-0.45
-0.3
2
0.81
-0.4
-0.35
4
0.9
-0.4
-0.4
1 Total
0.124980929
0.24996186
4
0.149977114
0.59990846
1
0.1749733
0.1749733 0.10268433 12.285475
(1/2)Cp*cos(θ)
-
0
2
-12.38816 Total
(1/2)Cp*cos(θ)
Alpha = 16 X/C
0.2499619
-2.232209377 2.2322094 1 -0.749885571 2.9995423 4 -0.499923714 0.9998474 2 -0.399938971 1.5997559 4 -0.299954229 0.5999085 2 -0.249961857 0.9998474 4 -0.224965671 0.4499313 2 -0.224965671 0.8998627 4 -0.224965671 0.4499313 2 -0.199969486 0.7998779 4 -0.199969486 0.1999695 1 12.230684 Total
Angulo
CL
0
0
2
0.11113754
4 6
0.12934026 0.30182213
8 10
0.31698413 0.35558524
12 14
0.34054703 0.36856426
16
0.41368637
-0.65899944
-0.6589994
-0.274958043
-1.0998322
-0.299954229
-0.5999085
-0.249961857
-0.9998474
-0.149977114
-0.2999542
0
0
0.149977114
0.29995423
0.149977114
0.59990846
0.149977114
0.29995423
0.1749733
0.6998932
0.199969486
0.19996949 -1.5588621 13.789546
F) Realizar la gráfica de CL vs α, indicando en ella el número de Reynolds para el cual es válida.
Cl vs Alpha 0.45 0.4 0.35 0.3 l C
0.25 0.2
cl
0.15 0.1 0.05 0 0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
Ángulo (alpha)
CUESTIONARIO 1. Según los resultados experimentales que registró en la práctica, para el perfil NACA 0012 que superficie tiene mayor contribución a la creación de fuerza de levantamiento, el intradós o el extradós, explique detalladamente. El extradós, porque en un perfil simétrico con un ángulo de ataque positivo las presiones en el extradós del perfil son superiores a las del intradós obteniéndose una resultante total hacia arriba, denominada sustentación. 2. Explique a que se debe que la presión sobre el intradós y el extradós del perfil no se encuentre distribuida de manera uniforme. En términos de conocimientos aerodinámicos el perfil NACA 0012 es un perfil simétrico, sin embargo por ser una figura irregular, la distribución de presiones del perfil 3. Se tiene un perfil con una cuerda de 350 m en un flujo de aire de 45 m/s con un α=4º. Presión estática igual a 90mm de alcohol etílico. En la tabla se muestra el registro de los valores de presión en el intradós y el extradós. (PT=0).
Número de toma de presiones
Distancia en mm desde el borde de ataque a la toma de presión
Presión en mm de alcohol etílico
Número de toma de presiones
EXTRADÓS
Distancia en mm desde el borde de ataque a la toma de presión
Presión en mm de alcohol etílico
INTRADÓS
1
5
-228
1
15
97
2
20
-203
2
46
99
3
41
-195
3
89
86
4
74
-153
4
153
56
5
103
-112
5
228
25
6
153
-76
6
305
8
7
216
-64
8
292
-25
Determine el coeficiente de levantamiento para ese ángulo de ataque. Ex+A1:H21trados #
Distancia
1 2 3 4 5 6 7 8
PL
5 20 41 74 103 153 216 292
X/C
-228 -203 -195 -153 -112 -76 -64 -25
Cp
coef. Sim.
0.01428571 3.53333333 0.66666667 1.7623631 0.05714286 3.25555556 1.33333333 1.6238125 0.11714286 3.16666667 2.66666667 1.5794764 0.21142857
2.7 1.33333333 1.3467114
0.29428571 2.24444444 2.66666667 1.1194885 0.43714286 1.84444444 1.33333333 0.9199757 0.61714286 1.71111111 2.66666667 0.8534714 0.83428571 1.27777778 0.66666667 0.6373325 CL=
INTRADÓS
#
distancia
PL
x/c
1
15
97
2
46
99
3 4 5 6
89 153 228 305
86 56 25 8
Cp
0.04285714 0.07777778 0.66666667 0.0387941 0.13142857
-0.1 2.66666667 -0.049878
0.25428571 0.04444444 1.33333333 0.0221680 0.43714286 0.37777778 2.66666667 0.1884287 0.65142857 0.72222222 1.33333333 0.3602314 0.87142857 0.91111111 0.66666667 0.4544458 CL=
CONCLUSIONES CHÁVEZ PËREZ JAIR GARCIA MORALES ARELI VALERIA En esta práctica, se observó, comparó y analizó la Distribución de presiones de un perfil simétrico, donde para un ángulo de levantamiento positivo las t omas de presión en el extradós son negativas (hay una presión de succión) mientras que para el intradós hay una presión positiva. Para calcular las mediciones del intradós, como las tomas de presión sólo se encuentran en la parte superior del perfil (extradós) y es un perfil simétrico, se optó por ajustar el ángulo de ataque a una escala negativa. Mediante las tomas de presión es posible conocer el coeficiente de levantamiento y así conocer el comportamiento del perfil en función del coeficiente de levantamiento y el ángulo de taque, para un número de Reynolds determinado.
GÓMEZ FERNÁDEZ IRVING ENRIQUE Para concluir el análisis de la distribución de presiones en un perfil es fundamental para el estudio de la aerodinámica, pues en el perfil dichas presiones se producen efectos en el intradós y extradós de un perfil que implican una “correcta” sustentación. Para el caso del perfil que fue estudiado en la práctica, corresponde a un perfil simétrico por lo que la diferencia entre presiones del intradós y extradós fue mínimo.
ROA TREJO ALEXIS En la práctica realizada en el laboratorio de aerodinámica, se introdujo un perfil simétrico en el túnel de viento con la finalidad de estudiar el comportamiento de la presión a lo largo de dicho perfil, para la sección de intradós y extradós, al ser un perfil simétrico, bastó con invertir los ángulos y realizar las mediciones en dicho perfil, en una sola de las superficies, para conocer la variación de presiones en ambos casos.se puede concluir que la presión varia en las actuaciones del perfil a distintos ángulos de ataque.
SANDOVAL REYES JUAN CARLOS
VICTORIA SÁNCHEZ JUAN ANTONIO
La práctica de distribución de presiones en un perfil simétrico nos permite conocer, analizar y predecir el comportamiento del perfil en función del coeficiente de levantamiento y el ángulo de taque, para un número de Reynolds determinado. Los datos correspondientes del CL se obtienen mediante la distribución de presiones del perfil, obtenidas del extradós y el intradós a diferentes ángulos de ataque. Al tomar las mediciones de las presiones a lo largo del extradós, y a diferentes ángulos de ataque positivos se observa que hay una presión de succión o negativa, mientras que para el intradós la presión es positiva a los mismos ángulos de ataque positivos. Generando una fuerza de sustentación perpendicular a la dirección del aire y en dirección a las tomas de presión negativas.
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