Research philosophy

4.4.1

Análisis aerodinámicoAnálisis aerodinámico

Se procede finalmente con el análisis aerodinámico final de nuestro diseño. Antes de realizar la simulación Se procede finalmente con el análisis aerodinámico final de nuestro diseño. Antes de realizar la simulación numérica y exponer los resultados obtenidos se van a considerar aquella configuración que se va a establecer numérica y exponer los resultados obtenidos se van a considerar aquella configuración que se va a establecer en el programa para realizar el ala.

en el programa para realizar el ala.

En primer lugar, como se ha comentado, el método de resolución que se va a utilizar para el análisis va a ser el En primer lugar, como se ha comentado, el método de resolución que se va a utilizar para el análisis va a ser el VLM 2 (Vortex Lattice Method). Dicho método es el más adecuado para simular un ala con la geometría VLM 2 (Vortex Lattice Method). Dicho método es el más adecuado para simular un ala con la geometría como la nuestra, es decir, con gran ángulo de flecha, diedro y un gran valor para el alargamiento. Se ha como la nuestra, es decir, con gran ángulo de flecha, diedro y un gran valor para el alargamiento. Se ha indicado también que los efectos de viscosidad se tienen en cuenta y se calculan mediante una extrapolación indicado también que los efectos de viscosidad se tienen en cuenta y se calculan mediante una extrapolación del análisis 2D de los perfiles que implementa el ala, de modo que es necesaria, como ya se ha realizado, la del análisis 2D de los perfiles que implementa el ala, de modo que es necesaria, como ya se ha realizado, la simulación aerodinámica de los perfiles para el rango de Reynolds en la que se realiza la simulación numérica. simulación aerodinámica de los perfiles para el rango de Reynolds en la que se realiza la simulación numérica. Los límites de dicho rango vienen establecidos por los valores calculados por el programa para la condición de Los límites de dicho rango vienen establecidos por los valores calculados por el programa para la condición de menor velocidad de vuelo y menor cuerda que da un valor mínimo para el número de Reynolds de Re=1 640 menor velocidad de vuelo y menor cuerda que da un valor mínimo para el número de Reynolds de Re=1 640 000, y por la condición de mayor velocidad y máxima cuerda que da un valor máximo para el número de 000, y por la condición de mayor velocidad y máxima cuerda que da un valor máximo para el número de Reynolds de Re=51 176 000. Por tanto, el análisis de los perfiles deberá contemplar todos estos valores, Reynolds de Re=51 176 000. Por tanto, el análisis de los perfiles deberá contemplar todos estos valores, extendiéndose así de Re=1 000

extendiéndose así de Re=1 000 000 a 000 a Re= 52 000 Re= 52 000 000.000.

Por otro lado, se realizará también, tal y como se ha comentado, el cálculo de la polar parabólica de Por otro lado, se realizará también, tal y como se ha comentado, el cálculo de la polar parabólica de coeficientes constantes mediante Matlab a partir de la extracción de los resultados del análisis numérico coeficientes constantes mediante Matlab a partir de la extracción de los resultados del análisis numérico realizado por el programa Xflr5. El proceso de cálculo se definirá posteriormente en el correspondiente realizado por el programa Xflr5. El proceso de cálculo se definirá posteriormente en el correspondiente apartado. Del mismo modo, para el cálculo del coeficiente de Oswald, se utilizarán métodos empíricos que apartado. Del mismo modo, para el cálculo del coeficiente de Oswald, se utilizarán métodos empíricos que también se definirán llegado el momento.

también se definirán llegado el momento.

Dicho esto, se va a realizar la simulación numérica para las tres condiciones de vuelos establecidas y se Dicho esto, se va a realizar la simulación numérica para las tres condiciones de vuelos establecidas y se mostrarán los datos de las tres simultáneamente de modo que se pueda tener una comparativa conjunta de las mostrarán los datos de las tres simultáneamente de modo que se pueda tener una comparativa conjunta de las mismas, en las graficas que se expondrán a continuación los resultados correspondientes a cada condición de mismas, en las graficas que se expondrán a continuación los resultados correspondientes a cada condición de vuelo son: amarillo para vuelo subsónico incompresible, azul para vuelo subsónico compresible y rojo para vuelo son: amarillo para vuelo subsónico incompresible, azul para vuelo subsónico compresible y rojo para vuelo transónico.

vuelo transónico.

Antes de proceder con el análisis hay que configurar cuales son los parámetros a establecer para simular cada Antes de proceder con el análisis hay que configurar cuales son los parámetros a establecer para simular cada condición de vuelo. En primer lugar, en la pestaña de Aero Data mencionada anteriormente hay que configurar condición de vuelo. En primer lugar, en la pestaña de Aero Data mencionada anteriormente hay que configurar los datos editando la altitud de vuelo poniendo 10 000 ft (3.408 m) y la temperatura del aire correspondiente a los datos editando la altitud de vuelo poniendo 10 000 ft (3.408 m) y la temperatura del aire correspondiente a dicha altura según la ISA y que son de -4.6º. Con esto se establecen los datos de densidad y de viscosidad dicha altura según la ISA y que son de -4.6º. Con esto se establecen los datos de densidad y de viscosidad cinemática del aire. Por otro lado vamos a realizar el análisis para un intervalo de ángulos de ataque que va de cinemática del aire. Por otro lado vamos a realizar el análisis para un intervalo de ángulos de ataque que va de

α=

α=--15º a α=20º. Por último y para cada condición de vuelo se van a establecer las velocidades de vuelo, siendo15º a α=20º. Por último y para cada condición de vuelo se van a establecer las velocidades de vuelo, siendo

estas las que se han venido usando para el resto de análisis. estas las que se han venido usando para el resto de análisis.

Se va calcular con este análisis los mismos parámetros que para el caso de perfiles pero ahora para el ala Se va calcular con este análisis los mismos parámetros que para el caso de perfiles pero ahora para el ala

representará la evolución del coeficiente de momentos aerodinámicos en la dirección x respecto al ángulo de representará la evolución del coeficiente de momentos aerodinámicos en la dirección x respecto al ángulo de ataque y se hará el cálculo del C

ataque y se hará el cálculo del CM9M9 y del centro de momento aerodinámico del ala. Posteriormente se realizará y del centro de momento aerodinámico del ala. Posteriormente se realizará

el cálculo de la polar para las tres condiciones de vuelo y por último el coeficiente de Oswald, a través el cual el cálculo de la polar para las tres condiciones de vuelo y por último el coeficiente de Oswald, a través el cual se comparará posteriormente el valor del coeficiente del término cuadrático de la polar obtenido mediante el se comparará posteriormente el valor del coeficiente del término cuadrático de la polar obtenido mediante el análisis numérico y el valor obtenido para métodos teóricos a partir del coeficiente de Oswald.

análisis numérico y el valor obtenido para métodos teóricos a partir del coeficiente de Oswald.

Pasando a la representación de datos obtenidos de la simulación numérica se tiene la siguiente gráfica en la Pasando a la representación de datos obtenidos de la simulación numérica se tiene la siguiente gráfica en la que se representa el coeficiente de sustentación respecto al ángulo de ataque. Antes de la representación de los que se representa el coeficiente de sustentación respecto al ángulo de ataque. Antes de la representación de los resultados cabe indica que

resultados cabe indica que

Ilustración 4-30: Coeficiente de sustentación frente al ángulo de ataque (Ala) Ilustración 4-30: Coeficiente de sustentación frente al ángulo de ataque (Ala)

En primer lugar hay que señalar que en este caso, la curva que tenemos para el coeficiente de sustentación en En primer lugar hay que señalar que en este caso, la curva que tenemos para el coeficiente de sustentación en función del ángulo de ataque no tiene el mismo comportamiento que para perfiles, ya que nuestro programa la función del ángulo de ataque no tiene el mismo comportamiento que para perfiles, ya que nuestro programa la calcula hasta el punto en el que una de las secciones entra en pérdida, de modo que dicha entrada en pérdida se calcula hasta el punto en el que una de las secciones entra en pérdida, de modo que dicha entrada en pérdida se asume como la del ala. Esta entrada en pérdida se produce por el perfil exterior en primer lugar y se extrae asume como la del ala. Esta entrada en pérdida se produce por el perfil exterior en primer lugar y se extrae dicha información de los resultados que muestra el programa a la hora de realizar la simulación numérica en dicha información de los resultados que muestra el programa a la hora de realizar la simulación numérica en los que indica que en esa sección los resultados no se pueden interpolar ya que a dicho ángulo de ataque no se los que indica que en esa sección los resultados no se pueden interpolar ya que a dicho ángulo de ataque no se tienen resultados.

tienen resultados.

Dicho esto, y extrayendo información de la gráfica, se sacan los siguientes resultados. Para la condición de Dicho esto, y extrayendo información de la gráfica, se sacan los siguientes resultados. Para la condición de

vuelo subsónico compresible se tiene que el ángulo de entrada en pérdida que se tiene es de α

vuelo subsónico compresible se tiene que el ángulo de entrada en pérdida que se tiene es de αstallstall= 10.250º= 10.250º

correspondiente a un valor de C

correspondiente a un valor de CLmaxLmax= 1.1852; para la condición de vuelo subsónico compresible se tiene que el= 1.1852; para la condición de vuelo subsónico compresible se tiene que el

valor del ángulo de ataque correspondiente a la entrada en perdida es de α

valor del ángulo de ataque correspondiente a la entrada en perdida es de αstallstall= = 12.35º 12.35º correspondiente a correspondiente a unun

valor de C

α

αstallstall = = 13.800º correspondiente 13.800º correspondiente a a un vun valor de alor de CCLmaxLmax=1.413. El resto de parámetro es común para las 3=1.413. El resto de parámetro es común para las 3

condiciones. condiciones.

Para el cálculo del valor del C

Para el cálculo del valor del CLαLα lo que tenemos que hacer es hallar la pendiente de la recta de la misma forma lo que tenemos que hacer es hallar la pendiente de la recta de la misma forma

que se hizo para el análisis de perfiles, para ello se tomarán los valores en α =10º y en α = 0º y se hallará la que se hizo para el análisis de perfiles, para ello se tomarán los valores en α =10º y en α = 0º y se hallará la

diferencia entre los dos, se dividirá entre 10 y se pasará a radianes. Dicho esto se tiene un C

diferencia entre los dos, se dividirá entre 10 y se pasará a radianes. Dicho esto se tiene un CLαLα = 3.9271. Por = 3.9271. Por otro lado, tenemos que el valor para el coeficiente de sustentación para un ángulo de ataque nulo es C otro lado, tenemos que el valor para el coeficiente de sustentación para un ángulo de ataque nulo es CL0L0 ==

0.4834 y un valor del ángulo de ataque correspondiente a un coeficiente de sustentación nulo es de α

0.4834 y un valor del ángulo de ataque correspondiente a un coeficiente de sustentación nulo es de αCL=0CL=0 =  = --

6.765º. 6.765º.

Se muestra a continuación la representación la polar del ala para las tres condiciones. Se muestra a continuación la representación la polar del ala para las tres condiciones.

Ilustración 4-31: Polar (Ala) Ilustración 4-31: Polar (Ala)

Se van a extraer ahora simplemente los valores del coeficiente de resistencia mínimo y el valor del coeficiente Se van a extraer ahora simplemente los valores del coeficiente de resistencia mínimo y el valor del coeficiente de sustentación correspondiente a dicho valor. Una vez analizadas todas las gráficas y resultados se hará un de sustentación correspondiente a dicho valor. Una vez analizadas todas las gráficas y resultados se hará un cálculo teórico de la polar a partir de los resultados obtenidos en el análisis y a través de un método empírico y cálculo teórico de la polar a partir de los resultados obtenidos en el análisis y a través de un método empírico y se compararán ambos con la representación obtenida en el programa.

se compararán ambos con la representación obtenida en el programa. Se nota como la forma Se nota como la forma de las curvas sede las curvas se asemejan todas habiendo las máximas diferencias en el entorno del minimo valor para el coeficiente de asemejan todas habiendo las máximas diferencias en el entorno del minimo valor para el coeficiente de resistencia. De esta forma se tienen valores de C

resistencia. De esta forma se tienen valores de CDminDmin = 0.0138 para C = 0.0138 para CLL = 0.4238, C = 0.4238, CDminDmin = 0.0102 para un C = 0.0102 para un CLL = =

0.3518 y C

0.3518 y CDminDmin = 0.0083 para un C = 0.0083 para un CLL = 0.2874 correspondiente a las condiciones de incompresible, compresible = 0.2874 correspondiente a las condiciones de incompresible, compresible

y transónico respectivamente. y transónico respectivamente. Se representa ahora el cociente C

Ilustración 4-32: Eficiencia aerodinámica (Ala) Ilustración 4-32: Eficiencia aerodinámica (Ala)

Se ve como el comportamiento de las cuervas son similares viendo una tendencia a retrasarse el valor del Se ve como el comportamiento de las cuervas son similares viendo una tendencia a retrasarse el valor del ángulo de ataque para el valor de eficiencia aerodinámica máximo pasando de valores positivos a valores ángulo de ataque para el valor de eficiencia aerodinámica máximo pasando de valores positivos a valores negativos. Se tiene entonces que los valores de eficiencia aerodinámica máxima son C

negativos. Se tiene entonces que los valores de eficiencia aerodinámica máxima son CDD/C/CL maxL max = 33.32, C = 33.32, CDD/C/CLL max

max  = 37.16 y  = 37.16 y CCDD/C/CL maxL max  = 83.3 para las condiciones de incompresible, compresible y transónico  = 83.3 para las condiciones de incompresible, compresible y transónico

respectivamente. respectivamente.

Por último se muestra como varia el coeficiente de momentos respecto al ángulo de ataque, de modo que se Por último se muestra como varia el coeficiente de momentos respecto al ángulo de ataque, de modo que se tiene la siguiente gráfica.

tiene la siguiente gráfica.

Ilustración 4-33: Coeficiente de momentos frente al ángulo de ataque (Ala) Ilustración 4-33: Coeficiente de momentos frente al ángulo de ataque (Ala)

Vemos como se tiene casi un comportamiento lineal para la variación del ángulo de ataque. Se tiene Por otra Vemos como se tiene casi un comportamiento lineal para la variación del ángulo de ataque. Se tiene Por otra  part

 parte e del estudidel estudio o de la de la varvariacióiación n del coeficdel coeficiente de iente de sussustentatentación en ción en funfunción del coeficieción del coeficiente de nte de mommomentos seentos se obtiene el valor de C

obtiene el valor de CM0M0= -0.135 para todas las condiciones de vuelo. Se ha realizado también el cálculo del= -0.135 para todas las condiciones de vuelo. Se ha realizado también el cálculo del

centro aerodinámico del ala siguiendo un proceso iterativo en el que se ha ido variando el origen del sistema de centro aerodinámico del ala siguiendo un proceso iterativo en el que se ha ido variando el origen del sistema de referencia del ala hasta que la representación del coeficiente de momentos respecto del ángulo de ataque ha referencia del ala hasta que la representación del coeficiente de momentos respecto del ángulo de ataque ha sido una recta y se ha obtenido que éste está a 1.345 m del borde de ataque.

sido una recta y se ha obtenido que éste está a 1.345 m del borde de ataque.

Se va a realizar a continuación la representación de algunos parámetros sobre la superficie y sobre la Se va a realizar a continuación la representación de algunos parámetros sobre la superficie y sobre la envergadura del ala para tener una idea visual de los resultados obtenidos y del comportamiento de la misma. envergadura del ala para tener una idea visual de los resultados obtenidos y del comportamiento de la misma. Se muestra a continuación una representación del coeficiente de presiones sobre la superficie del ala para tener Se muestra a continuación una representación del coeficiente de presiones sobre la superficie del ala para tener una idea de cómo es la distribución del mismo.

una idea de cómo es la distribución del mismo.

Ilustración 4-34: Distribución del coeficiente de presión Ilustración 4-34: Distribución del coeficiente de presión

Se ha realizado la representación para el vuelo en condiciones de régimen subsónico compresible a ángulo de Se ha realizado la representación para el vuelo en condiciones de régimen subsónico compresible a ángulo de ataque nulo.

ataque nulo.

Por otro lado, la distribución de sustentación a lo largo de la envergadura es la siguiente. Por otro lado, la distribución de sustentación a lo largo de la envergadura es la siguiente.

Ilustración 4-35: Distribución de la sustentación. Ilustración 4-35: Distribución de la sustentación.

Donde se puede apreciar una distribución aproximadamente elíptica, cambiando la forma de esta en la Donde se puede apreciar una distribución aproximadamente elíptica, cambiando la forma de esta en la transición de un perfil a otro. La distribución en la zona central del ala tiene esa forma debido al paso de transición de un perfil a otro. La distribución en la zona central del ala tiene esa forma debido al paso de anedro de 0º a 11,4º.

Ilustración 4-36: Distribución del coeficiente de sustentación y centro de presiones Ilustración 4-36: Distribución del coeficiente de sustentación y centro de presiones

Tras haberse mostrado los parámetros más relevantes del estudio de nuestra ala, se

Tras haberse mostrado los parámetros más relevantes del estudio de nuestra ala, se va a proceder al va a proceder al cálculo decálculo de la polar para las diferentes configuraciones.

la polar para las diferentes configuraciones.