UNIVERSIDAD TECNOLGICA DEL PERFACULTAD DE TRANSPORTE Y SOFTWARE

NOMBRE:Anlisis en el programa Design Foil

PROFESOR:

POLO VILLANUEVA, MARCO POLO

INTEGRANTES:GUZMAN VILLEGAS. Javier Luis

LIMA PER2014

ANALISIS EN EL PROGRAMA DESIGN FOIL

1. INTRODUCCIN:

1.1. Qu es un perfil aerodinmico?

Un perfil aerodinmico es una forma de lgrima de dos dimensiones que, cuando se extruye en la tercera dimensin y se traslad a travs del aire, genera fuerzas tiles o minimiza las fuerzas parasitarias. Como cualquier forma viaja por el aire, que puede generar tanto una fuerza de retardo y una fuerza de elevacin. Esas fuerzas son una funcin de la forma de seccin transversal. Por ejemplo, si usted toma la forma de seccin transversal de un ala, que tendra una forma de lgrima alargada. Esto se llama un perfil aerodinmico.

1.2. PERFILES ALARES:

PERFILES ASIMTRICOS:Son un tipo de perfil donde la parte superior del ala (extrads). Es diferente a la parte inferior de esta (intrads). PERFILES SIMTRICOS:Son un tipo de perfil donde la parte superior del ala, es igual a la parte inferior del ala. Se utilizan mucho en la aviacin acrobtica. PERDIDA:Cuando la aeronave deja de generar sustentacin a travs del ala. ANGULO DE ATAQUE:Angulo comprendido entre el viento relativo y el perfil del ala se distingue con la letra alfa, y este depende de la actitud del avin, a mayor ngulo de ataque, mayor sustentacin. VIENTO RELATIVO:Son las lneas de flujo que corren paralelas al perfil en direccin contraria al movimiento de las partculas de aire alrededor de un perfil en la trayectoria opuesta de la aeronave. LNEA DE CUERDA:Lnea imaginaria recta que une el borde de ataque con el borde de salida de un perfil. CUERDA:Lnea de medida que da la longitud de la lnea de cuerda, todos los perfiles alares se miden en termino de cuerda. ESPESOR MXIMO:Donde se ensancha ms el extrads. Mxima distancia entre el estrados y el intrads y es sobre este punto donde las partculas de aire viajan a mayor velocidad sobre el estrados (se genera la mayor sustentacin).

1.3. ANLISIS DIMENSIONAL DE NUESTRO PERFIL:

Figura 2. Angulo de ataque segn la forma del NACA

1.4. FUERZAS QUE ACTUAN EN NUESTRO PERFIL:

Existen 4 fuerzas que actan en una aeronave, estas son Sustentacin (lift), Resistencia (drag), Peso (wight), y empuje (thrust). Cumplindose la ley de Accin y reaccin expuesta por Newton y explicada anteriormente. As la reaccin de la sustentacin es el peso, y la reaccin del empuje es la resistencia.

SUSTENTACIN (lift):Fuerza aerodinmica originada en las alas de un avin.Y en una despreciable proporcin por el fuselaje y sus partes.

PESO (weight): El Peso del Avin se refiere a su peso total. Peso es la fuerza activa a la que est sujeto un cuerpo, debido a la atraccin terrestre. El Peso siempre acta en direccin hacia el centro de la tierra. Es contraria a la sustentacin.

EMPUJE (thrust): Es la fuerza necesaria sobre el avin, para que pueda desplazarse dentro del aire, venciendo la resistencia al avance a una velocidad requerida. La Fuerza de Traccin se obtiene por la energa proporcionada por una planta motriz.

RESISTENCIA (drag): Es producida por todas y cada una de las partes que componen la aeronave, y es contraria al empuje.

1.5. ANGULO DE ATAQUE:

ngulos de ataque bajos:Entre 0 y 15 grados, las lneas de flujo son uniformes con referencia al viento relativo. La velocidad es alta.

ngulos de ataque entre 6 y 12 grados (medios):Los encontramos en ascensos suaves. La parte turbulenta comienza a desplazarse hacia el interior de los planos, todava existe la sustentacin, pero bajas velocidades

ngulos de ataque grandes entre 14 y 17 grados:Se genera la mayor sustentacin de una aeronave tiene un ngulo de ascenso pronunciado, la zona de turbulencia se acerca al borde de ataque, la mayor velocidad se encuentra en el borde de ataque, las lneas de flujo son turbulentas.

1.6. COEFICIENTE DE SUSTENTACION:

Cuando se aumenta el CL (coeficiente de sustentacin) la aeronave esta en ascenso. Si el ngulo es mayor al Clmax (coeficiente mximo de sustentacin) la sustentacin cae, se genera perdida de velocidad y genera la mxima resistencia alar, el avin baja la nariz para recuperar la sustentacin.

Figura 4. Coeficiente de sustentacin

CARGA ALAR:(WS) Capacidad de un ala de soportar su peso en una superficie del ala, es decir es cuantas libras de peso estar soportando cada unidad de la superficie alar. RESISTENCIA:Componente de la fuerza aerodinmica paralela al viento relativo y que se opone al avance del avin.

1.7. CARACTERISTICAS PARA EL DESARROLLO- DATOS DEL PERFIL:

Para nuestro anlisis utilizaremos el perfil NACA 65156515

6 = curvatura mxima

5 = ubicacin del espesor max.

50% Cuerda del borde de ataque

15 Espesor max. 15% C.

DATOS TECNICOS:

Datos del ala:Largo: 1.8mAncho: 0.3mVelocidad: 140 km/h (38.89m/s)

2. ANALISIS DEL PROGRAMA Design Foil:

PASOS PARA EL DESARROLLO DEL PROGRAMA Design Foil1. Abrimos el programa Design Foil

2. Ahora nos dirigimos a Airfoil y procedemos a seleccionar NACA_Airfoils y luego le damos clic en NACA 4 Digit

3. Luego procedemos a dar los valores a la curvatura lo cual escogimos NACA 6515.

4. Luego seleccionamos la opcin TOOLS_geometry y luego seleccionamos Modify Meanline para poder voltear el perfil naca ya que nos piden el perfil alar por lo cual en la siguiente imagen mostraremos el resultado de nuestro NACA.

5. Una vez ya seleccionado nuestro perfil seleccionamos un punto lo cual esta con un punto de color rojo, ahora nos vamos a dirigir a TOOLS_analysis en esta opcin vamos a seleccionar en Virtual Wind tunnel

6. Ahora analizaremos los valores de lift y drag

DATOS DEL ALA: Cd: 0.0112 Cl: -0.350 Angulo: 5 Largo: 1.35m Ancho: 0.3m

7. Ahora seleccionamos la opcin TOOL_Wing y luego damos clic en WingCrater-Main y nos aparecer esta ventana.

8. Luego nos dirigimos a Flow Conditions para dar algunos datos para nuestro anlisis.

9. Ahora procedemos a crear nuestra ala lo cual nos saldr de la siguiente manera.

10. Ahora Seleccionamos en ANALYZE para poder comparar los valores calculados si coinciden con los valores analizados.

DESARROLLO:1. Nota:

ANGULO DE ATAQUE Y CLCULO DEL LIFT Y DRAG:

Datos del perfil: Cd: 0.0112 Cl: -0.350 Angulo: 5 Largo: 1.35m Ancho: 0.3m

Ahora para poder comparar entre perfil y ala entonces no tenemos que guiar con la siguiente imagen.

OBSERVACION:Ambos anlisis se realizaron con una altitud determinada, y un punto de referencia de 1.8m, una velocidad de 140km/h y con ngulo de ataque de 5

3. Conclusiones: Por medio del programa Design Foil podemos determinar que los valores estudiados para el perfil y del ala varia en un grado de porcentaje lo cual daremos a demostrar ya que por medio de los valores trabajados sali los siguientes datos:Cd y Cl del perfil:Cd y Cl del ala:Cd: 0.0112Cd: 0.0110Cl: -0.350Cl: -0.343 Como se puede apreciar en los datos que nos dan en el Cd y el Cl del perfil y del ala se aprecia un aumento en el ala con respecto al perfil, por ms que se analizaron bajo las mismas condiciones de velocidad, ngulo, altitud, y altura de referencia; tambin vemos que el Cd de ala es un 2 % mayor que el Cd del perfil y el Cl del ala es un 17 % mayor que el Cl del perfil.

Tambin se puede ver que el Cd es positivo ya que al ser positivo empuja el ala hacia abajo haciendo que ocasione en el vehculo una mejor traccin y una mejor adherencia realizada segn los valores calculados.

Tambin el Cl (coeficiente de sustentacin) tiende a ser negativo ya que se debe a que se analiza a nuestro perfil como un ala invertida esto es conveniente en los automviles ya que al ser la sustentacin negativa ocasiona que el vehculo se mantenga pegado al suelo y que no pierda estabilidad o se ocasione volcadura.

PODEMOS EXPORTAR NUESTRO PERFIL ALA EN UN PLANO DE SOLIDWORKS

AHORA POR ULTIMO PARA PODER GUARDAR PROCEDEMOS A SELECCIONAR PARA EXPORTAR EN WING imp/Exp

DIMENSIONES DEL ALERON:

FIGURA: DIMENSIONES DEL ALERON

DESARROLLO:

Fuerza de sustentacin:

Calculando el Cl:

Ahora determinando por las dimensiones de nuestro perfil tenemos que por la siguiente manera por la distribucin de cargas tenemos:

Determinaremos las cargas para el punto C1 y luego podemos saber cunto ser para la carga del punto C2.

373.67 (2x)= 3000 (X)

C1 (2X) = C2 (X)

373.67X2 (4.42)= 3303.24N

Valores de la carga encontrados para C1 y C2

C1=1898.82N C2=1404.42C1+C2=3303.24N