Partes geomtricas mviles del ala

Dispositivo de punta de ala ( Wingtip fence en este caso) (1): son formas geomtricas instaladas en el extremo del ala, su misin es reducir la resistencia inducida del ala ya que evita la conexin entre intrads y el extrads. La distribucin de sustentacin a lo largo del ala no es uniforme y se produce un fenmeno de barrido de aire hacia la punta del ala, provocando la formacin de los torbellinos de punta de ala. Esto provoca que el ala d energa cintica (en forma de torbellino) al aire consumiendo energa en este proceso. Los winglets o aletas reducen este fenmeno, pero en contra generan un elevado momento flector en el encastre del ala. Otros dispositivos de punta de ala son los wingtips o los sharklets. Alerones: se encargar de controlar el movimiento de balance en vuelo del avin, mediante una deflexin de manera asimtrica (un alern hacia arriba y otro hacia abajo) se consigue que el avin gire sobre su eje longitudinal. Es de esta forma por la que el avin realiza giros laterales sin consumir una cantidad elevada de combustible y en un espacio reducido. Existen dos alerones en el ala: o Alern de baja velocidad (2): usado para realizar giros con el avin a bajo Mach. o Alern de alta velocidad (3): usado para realizar giros con el avin a Mach de crucero. Dispositivo hipersustentadores: son usados durante el despegue o el aterrizaje. La misin de estos elementos es reducir la velocidad mnima que el avin necesita para despegar o aterrizar. Para lograrlo hay varias tcnicas: aumentar la superficie de ala, el coeficiente de sustentacin del ala, aumentar el coeficiente de sustentacin mximo del ala... de esta forma se incrementa la fuerza total de sustentacin a una velocidad dada, pudiendo aterrizar a una menor velocidad. La deflexin de estos dispositivos incrementa la resistencia del avin. Pueden ser dispositivos pasivos (mediante una modificacin de geometra) o activos (mediante la inyeccin de energa al aire). Geomtricamente: o Flap (Aleta) (4): es un dispositivo hipersustentador pasivo. o Krger flaps (5): es un dispositivo hipersustentador pasivo complejo. o Slats (6). Son dispositivos de borde de ataque. o Flap (7) de 3 partes interior. o Flap (8) de 3 partes exterior.

Spoilers (9): son unos elementos usados para destruir la sustentacin del ala. Son usados durante el aterrizaje, una vez que el avin toca suelo con las ruedas se despliegan estos dispositivos que evitan que el avin vuelva al aire de nuevo, a su vez tambin son usados en caso de descompresin en cabina, al romper la sustentacin el avin baja rpidamente a un nivel de vuelo donde la presin sea la adecuada. Finalmente son usado por muchos aviones para bajar ms rpidamente (se deflexionan ligeramente). Son tambin llamados aerofrenos. Spoilers-Frenos (10) interno.

Estructura resistente del ala

Estructura del ala, donde se pueden apreciar dos largueros, costillas y larguerillos. El ala es, sin duda, uno de los mayores logros de la ingeniera aeronutica. Combina en un slo componente una estructura eficiente, un componente multifuncional y una ligereza asombrosa. La arquitectura alar acutal se basa en la tecnologa semimonocasco basada en varios componentes que cumplen un funcin especfica. Hoy en da con la introduccin de los materiales compuestos avanzados la fabricacin de la estructura empieza a ser de piezas integradas (larguerillosrevestimiento) pero los componentes (aunque integrados en una pieza) siguen siendo distinguibles: Largueros: en los aviones de fuselaje ancho suele haber tres largueros en la raz. Dos forma la caja de torsin y el tercero asegura la forma cerca del encastre donde el ala es ms grande, para luego quedar slo dos largueros (muchos aviones slo poseen 2 largueros). Entre los largueros anterior y posterior estn situados los depsitos de combustible del ala. La misin de los largueros es dar resistencia a flexin al ala. Costillas: son estructuras que dan resistencia a torsin al ala. Se encuentra intercalados de manera (ms o menos) perpendicular a los largueros. Suelen estar vaciadas para eliminar material no necesario y aligerar peso. Junto con los largueros dan forma a los depsitos de combustible y deben estar preparadas para resistir qumicamente el combustible. Larguerillos: son pequeas vigas (ms pequeas que los largueros) que se sitan entre costillas para evitar el pandeo local del revestimiento. Pueden estar integrados en el propio revestimiento formando una sola pieza (suelen estar integrados en los aviones recientes de material compuesto). Revestimiento: es la parte externa del ala, cuya misin es resistir esfuerzos cortantes y aislar el combustible del medio ambiente. Es lo que vemos como "la piel del ala".

Aparte de todos estos componentes estructurales internos, el ala lleva los elementos que componen la cinemtica de los dispositivos hipersustentadores.

Geometra del alaPerfil alar: Es la forma de la seccin del ala, es decir lo que veramos si cortramos sta transversalmente "como en rodajas". Salvo en el caso de alas rectangulares en que todos los perfiles ("rodajas") son iguales, lo habitual es que los perfiles que componen un ala sean diferentes; se van haciendo ms pequeos y estrechos hacia los extremos del ala.

Borde de ataque: Es el borde delantero del ala, la lnea que une la parte anterior de todos los perfiles que forman el ala. Es una definicin geomtrica, no fsica, ya que no coincide con los puntos de remanso de los perfiles en vuelo . Es tambin la zona ms susceptible a tener formacin de hielo, por lo tanto suele tener sistemas de deshielo o antihielo.

Borde de salida: Es el borde posterior del ala, es decir la lnea que une la parte posterior de todos los perfiles del ala; o dicho de otra forma: la parte del ala por donde el flujo de aire perturbado por el ala retorna a la corriente libre.

Extrads: Parte superior del ala comprendida entre los bordes de ataque y salida. En esta zona (en vuelo normal del avin) se forman bajas presiones y el aire es acelerado. Es normal encontrarse ondas de choque en esta zona.

Intrads: Parte inferior del ala comprendida entre los bordes de ataque y salida. En esta zona (en vuelo normal del avin) se forman sobrepresiones. Una sobrepresin en el intrads unida a una depresin en el extrads compone la sustentacin global de ala.

Espesor: Distancia entre el extrads y el intrads. Cuerda: Es la lnea recta imaginaria trazada entre los bordes de ataque y de salida de cada

perfil. Cuerda media: Al igual que los perfiles del ala no suelen ser iguales, sino que van disminuyendo hacia los extremos, lo mismo sucede con las cuerdas de cada uno. Por tanto, al tener cada perfil una cuerda distinta, lo normal es hablar de cuerda media del ala. Se definen dos tipos de cuerta: la cuerda media aerodinmica y la cuerda media geomtrica.

Lnea del 25% de la cuerda: Lnea imaginaria que se obtendra al unir todos los puntos situados a una distancia del 25% de la longitud de la cuerda de cada perfil (medida desde el borde de ataque), distancia medida comenzando por el Borde de ataque.

Curvatura. Del ala desde el borde de ataque al de salida. Curvatura superior se refiere a la de la superficie superior (extrads); inferior a la de la superficie inferior (intrados), y curvatura media a la equidistante a ambas superficies. Aunque se puede dar en cifra absoluta, lo normal es que se exprese en % de la cuerda.

Superficie alar: Superficie total correspondiente al ala. Este trmino puede ser confuso, ya que la superficie del ala puede tener en cuenta los dispositivos de punta de ala o no, dando superficies diferentes. La superficie alar es usada como referencia a la hora de calcular los coeficientes de fuerzas.

Envergadura: Distancia entre los dos extremos del ala. Por definicin, si multiplicamos la envergadura por la cuerda media geomtrica debemos obtener la superficie alar.

Alargamiento: Cociente entre la envergadura y la cuerda media. Este dato nos dice la relacin existente entre la longitud y la anchura del ala (Envergadura/Cuerda media). Por ejemplo; si este cociente fuera 1 estaramos ante un ala cuadrada de igual longitud que anchura. Obviamente a medida que este valor se hace ms elevado el ala es ms larga y estrecha. Este cociente afecta a la resistencia inducida de forma que: a mayor alargamiento, menor resistencia inducida. Las alas cortas y anchas son fciles de construir y muy resistentes estructuralmente pero generan mucha resistencia; por el contrario las alas alargadas y estrechas generan poca resistencia pero son difciles de construir y presentan problemas estructurales. Normalmente el alargamiento suele estar comprendido entre 5:1 y 10:1.

Flecha: ngulo que forman las alas (ms concretamente la lnea del 25% de la cuerda) respecto del eje transversal del avin. La flecha puede ser positiva (extremos de las alas orientados hacia atrs respecto a la raz o encastre, que es lo habitual), neutra, o negativa (extremos adelantados). Para tener una idea ms grfica, pongamos nuestros brazos en cruz como si fueran unas alas; en esta posicin tienen flecha nula, si los echamos hacia atrs tienen flecha positiva, y si los echamos hacia delante tienen flecha negativa.

Perfil alar

Fuerzas sobre un perfil alar.

En aeronutica se denomina perfil alar, perfil aerodinmico o simplemente perfil, a la forma plana que al desplazarse a travs del aire es capaz de crear a su alrededor una distribucin de presiones que genere sustentacin. Es uno de los elementos ms importantes en el diseo de superficies sustentadoras como alas, o de otros cuerpos similares como labes o palas de hlice o de rotor. Segn el propsito que se persiga en el diseo, los perfiles pueden ser ms finos o gruesos, curvos o poligonales, simtricos o no, e incluso el perfil puede ir variando a lo largo del ala.

Nociones bsicas

Nomenclatura acerca de un perfil.

Al sumergir un cuerpo romo en el seno de una corriente fluida, siempre aparece una fuerza que empuja al cuerpo sumergido. Imaginemos que introducimos verticalmente un tabln de madera en un ro. El perfil en este caso ser un rectngulo, que es la seccin del tabln. Observaremos que la fuerza que arrastra dicho tabln corriente abajo es pequea cuando enfrentamos la cara ms estrecha a la corriente, y el arrastre es grande si enfrentamos a la corriente la cara ms ancha. Esta fuerza que empuja en el sentido de la corriente se denomina resistencia o arrastre. Observamos que este arrastre vara conforme giramos el tabln respecto a un eje longitudinal, es decir, conforme varamos el ngulo que forma la seccin del tabln con la direccin de la corriente. Ese ngulo se denomina ngulo de ataque.

Cuando la corriente fluida incide sobre el tabln con cierto ngulo de ataque, adems de la mencionada fuerza de arrastre, aparece otra fuerza que no tiene la direccin y el sentido de la corriente, sino una direccin perpendicular a ella. Esta fuerza perpendicular al sentido de la corriente, que tambin depende del ngulo de ataque, se denomina sustentacin y puede ser muchas veces mayor que la de resistencia. En aplicaciones en las que deseemos que una corriente fluida "empuje" con la mayor fuerza posible a un slido, ste slido se disear de manera que tenga la forma y el ngulo de ataque adecuados para lograr la mxima sustentacin y el menor arrastre posible. La forma del perfil alar influye sustancialmente en las fuerzas de sustentacin y arrastre que aparecern. El tabln del ejemplo, de perfil rectangular, demuestra ser poco eficiente desde el punto de vista aerodinmico, pues los perfiles eficaces nomalmente presentan un arrastre mucho menor y una sustentacin enorme. Para ello suelen tener redondeada la zona enfrentada a la corriente (borde de ataque), y afilada la zona opuesta (borde de fuga o borde de salida). Habitualmente las caractersticas aerodinmicas de un perfil alar se encuentran sometiendo a ensayo modelos de perfiles en un tnel aerodinmico (tambin llamado tnel de viento) o en un tnel o canal hidrodinmico. En ellos se miden la sustentacin y la resistencia al variar el ngulo de ataque y las condiciones de la corriente fluida (normalmente la velocidad de sta), y se llevan a unas grficas de caractersticas del perfil. Los primeros modelos de perfiles ensayados en tneles de viento surguieron a partir de secciones de peces congelados. Desde mediados del S.XX se dispone de importantes catlogos publicados que definen la geometra de un perfil y sus curvas aerodinmicas. Durante la Primera Guerra Mundial, los ensayos realizados en Gottingen contribuyeron al diseo de los primeros perfiles modernos, hasta que a partir de la Segunda Guerra Mundial, tom el relevo en los Estados Unidos el Comit Nacional de Aeronutica (NACA), antecesor de la actual NASA, que ha desarrollado la mayor parte de los perfiles empleados en la actualidad. Sin embargo, las caractersticas aerodinmicas de algunos perfiles empleados en la aviacin militar, siguen siendo alto secreto.

Parmetros geomtricos de los perfilesCuerda: segmento imaginario que une el borde de ataque con el borde de fuga. El ngulo que formar la recta que contiene a la cuerda con la direccin de la corriente fluida, definen convencionalmente el ngulo de ataque. Extrads: parte del contorno del perfil sobre la cuerda. Intrads: parte del contorno del perfil bajo la cuerda. Espesor: distancia entre el intrads y el extrads, medida sobre la perpendicular a la cuerda en cada punto de sta. Espesor relativo: relacin entre el espesor y la cuerda del perfil. Lnea media: Lnea que va desde el borde de ataque al borde de salida pasando por todos los puntos equidistantes al intrads y al extrads, medido perpendicularmente a la cuerda. Curvatura: Distancia entre la lnea media y la cuerda de un perfil.

Regiones de los perfiles

Borde de ataque: parte delantera del perfil en donde incide la corriente. Borde de salida: parte posterior del perfil por donde sale la corriente. Extrads: zona superior del perfil entre el borde de ataque y el de salida. Intrads: zona inferior del perfil entre el borde de ataque y el de salida.

Clasificacin de los perfiles o o o o o o o

Segn forma: Asimtricos (con curvatura) Simtricos

Segn sus caractersticas: Laminares (de baja resistencia) De alta sustentacon De bajo momento (el perfil tiene poca tendencia a girar hacia adelante) Crticos (el ngulo de prdida es mayor) Delgados (tienen menos resistencia, pero la sustentacon no disminulle demasiado) o De carga (son muy gruesos,cusan mucha sustentacin y poseen mucha resistencia) o Populares (no tienen ninguna caracterstica en especial, pero son lo ms comunes) o Stol (Short Take Off and Landing= Despegue y aterrizage cortos, tienen Slats, que son una parte del ala que se abre hacia adelante para redirigir el aire hacia la parte superior del perfil, y flaps, para aumentar la sustentacin, aumentando

exageradamente el angulo y disminuyendo exageradamente la velocidad de prdida) o o o

Segn orientacin del diseo hacia un rango de velocidades de operacin: Subsnicos Transnicos Supersnicos

Otros DatosViscosidad: propiedad de los fluidos por la que presentan resistencia a la velocidad de deformacin. Capa lmite: distancia desde la superficie del perfil, hasta el punto en el que la velocidad es idntica a la de la corriente libre de aire. Capa lmite laminar: considerado el perfil de un plano, cuando el movimiento del aire se realiza de manera ordenada, en capas paralelas, obtenemos una circulacin laminar y por tanto una capa lmite laminar. Capa lmite turbulenta: en ella el movimiento de las partculas no es en forma de capas paralelas, siendo de forma catica, pasando las molculas de aire de una capa a otra movindose en todas direcciones. ngulo de ataque: puede ser positivo, negativo o neutro. Fuerza aerodinmica: es la resultante de la conjuncin de las fuerzas que actan sobre el perfil. Al descomponerse esta fuerza sobre la direccin de vuelo, da la sustentacin "L" (fuerza perpendicular a la corriente de aire libre) y la resistencia "D" (fuerza paralela a la corriente libre de aire). Clasificaciones NACA.

9. FAMILIAS DE PERFILES AERODINMICOSGran parte del trabajo de tabulacin de caractersticas aerodinmicas de perfiles ha sido desarrollado por el National Mvisory Comrnittee of Aeronautics (NACA), la cual es antecesora de la National Aeronautics and Space Administration (NASA). La nomenclatura de los perfiles NACA es: NACA-Cuatra cifras La primera cifra indica la mxima flecha de la lnea media en % de la cuerda, la segunda cifra indica la distancia desde el borde de ataque hasta la posicin de la mxima flecha de la lnea media y las dos ultimas cifras el espesor mximo en % de la cuerda (espesor relativo). Por ejemplo, el perfil NACA2415, es un perfil que tiene un 2% de altura mxima de la lnea media, situado si 40% del borde de ataque y con un espesor relativo del 15%. La lnea media (curvatura) del perfil esta dada por dos parbolas tangentes en el punto de mxima lnea meda NACA-Cinco cifras La primera cifra indica el valor del coeficiente de sustentacin ideal de la curvatura del perfil multiplicado por 20 y dividido por 3. Las dos siguientes indican el doble de la posicin de la mxima flecha de la lnea media (curvatura) en %de la cuerda. Las dos ultimas el espesor igual que en el caso del perfile NACA-cuatro cifras. El espesor es el mismo que para el perfil NACA-Cuatro cifras. La curvatura se obtiene mediante una parbola cubica empalmada a una lnea recta que llega hasta el borde de salida. Modificaciones NACA-Cuatro cifras y NACA-Cinco cifras Se aaden dos cifras mas a la nomenclatura bsica de cuatro o cinco cifras cuyo significado es el siguiente La primera indica el radio de curvatura de la distribucin de espesores en el borde de ataque, con una escala entre O y 8, tal que el numero 6 indica el perfil no modificado. El segundo dgito la posicin del mximo espesor en dcimas de la cuerda, de tal forma, que ya no esta localizado en el 30%. Otros perfiles NACA Existen otras tabulaciones realizadas por NACA (NACA-1 o NACA-6) en las que la distribucin de espesores aparece en forma tabulada y la lnea media del perfil (curvatura) del perfil da una distribucin especial de coeficiente local de sustentacin.

NACA aerodinmicas

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Profile geometry 1: Zero lift line; 2: Leading edge; 3: Nose circle; 4: Camber; 5: Max. El perfil de la geometra - 1: Lnea Cero ascensor, 2: borde de ataque, 3: crculo nariz; 4: Camber; 5: Max. thickness; 6: Upper surface; 7: Trailing edge; 8: Main camber line; 9: Lower surface espesor; 6: Superficie superior; 7: Borde de salida; 8: lnea principal del camber, 9 de superficie: Baja

Profile lines 1: Chord, 2: Camber, 3: Length, 4: Midline El perfil de las lneas - 1: Acorde, 2: Camber, 3: Longitud, 4: la lnea media

A: blue line=chord, green line = camber, B: leading edge radius, C: xy-coordinates for the profile geometry (Chord = x-Axis; y-Axis line on that leading edge) R: lnea azul = acorde, lnea verde = comba, B: radio de punta, C: xy coordenadas de la geometra del perfil (Acordes = x-Axis; lnea de eje y en esa vanguardia)

The NACA airfoils are airfoil shapes for aircraft wings developed by the National Advisory Committee for Aeronautics (NACA). Los planos aerodinmicos NACA son aerodinmicas formas de alas de aviones desarrollado por el Comit Consultivo Nacional de Aeronutica (NACA). The shape of the NACA airfoils is described using a series of digits following the word "NACA." La forma de las superficies aerodinmicas NACA se describe mediante una serie de dgitos que siguen a la palabra "NACA". The parameters in the numerical code can be entered into equations to precisely generate the cross-section of the airfoil and calculate its properties. Los parmetros en el cdigo numrico que se puede introducir en las ecuaciones para generar precisamente la seccin transversal de la superficie de sustentacin y calcular sus propiedades.

Contents Contenido[hide] 1 Four-digit series 1-serie de cuatro dgitos 1.1 Equation for a symmetrical 4-digit NACA airfoil 1.1 La ecuacin de 4 dgitos NACA aerodinmicas simtrica o 1.2 Equation for a cambered 4-digit NACA airfoil 1.2 Ecuacin para un abombado dgitos aerodinmica NACA-4 2 Five-digit series 2-dgitos serie de cinco 3 Modifications 3 Modificaciones 4 1-series 4 1-serie 5 6-series 5 6-series o

6 7 8 9

7-series 6 Serie 7 8-series 7 de la serie 8 See also 8 Vase tambin References 9 Referencias

10 External links 10 Enlaces externos

Four-digit series dgitos serie de cuatroThe NACA four-digit wing sections define the profile by: [ 1 ] El ala NACA dgitos y cuatro secciones definir el perfil por: [1]1. One digit describing maximum camber as percentage of the chord . , Una cifra mxima que describe la comba como porcentaje de la cuerda . 2. One digit describing the distance of maximum camber from the airfoil leading edge in tens of percents of the chord. Una descripcin de dgitos de la distancia de mxima inclinacin de la superficie aerodinmica de vanguardia en decenas de porcentajes de la cuerda. 3. Two digits describing maximum thickness of the airfoil as percent of the chord. Dos cifras que describen mximo grosor de la superficie de sustentacin como porcentaje de la cuerda.

For example, the NACA 2412 airfoil has a maximum camber of 2% located 40% (0.4 chords) from the leading edge with a maximum thickness of 12% of the chord. Por ejemplo, la aerodinmica NACA 2412 tiene una inclinacin mxima de 2% ubicado a 40% (0,4 acordes) del borde de ataque con un espesor mximo de 12% de la cuerda. Four-digit series airfoils by default have maximum thickness at 30% of the chord (0.3 chords) from the leading edge. perfiles aerodinmicos serie de cuatro dgitos por defecto han espesor mximo en el 30% de la cuerda (0,3 acordes) del borde de ataque. The NACA 0015 airfoil is symmetrical, the 00 indicating that it has no camber. La NACA 0015 aerodinmica es simtrica, el 00 que indica que no tiene inclinacin. The 15 indicates that the airfoil has a 15% thickness to chord length ratio: it is 15% as thick as it is long. El 15 indica que la aerodinmica tiene un espesor de 15% y el ratio de cuerda de longitud: es el 15% del grueso como largo.[ edit ] Equation for a symmetrical 4-digit NACA airfoil [ editar ] La ecuacin de 4 dgitos NACA aerodinmicas simtrica

Plot of a NACA 0015 foil, generated from formula Parcela de una lmina de NACA 0015, generados a partir de la frmula

The formula for the shape of a NACA 00xx foil, with "xx" being replaced by the percentage of thickness to chord, is: [ 2 ] La frmula para la forma de una lmina de NACA 00xx, con "xx" se sustituye por el porcentaje de espesor acorde, es: [2]

[ 3 ] [ 4 ] [3] [4]

where: donde:c is the chord length, c es el acorde de longitud, x is the position along the chord from 0 to c , x es la posicin a lo largo de la cuerda de 0 a c, y is the half thickness at a given value of x (centerline to surface), and y es el espesor medio en un valor dado de x (central de la superficie), y t is the maximum thickness as a fraction of the chord (so 100 t gives the last two digits in the NACA 4-digit denomination). t es el espesor mximo como una fraccin de la cuerda (100 t da para los dos ltimos dgitos en el 4-dgitos denominacin NACA).

The leading edge approximates a cylinder with a radius of: El borde de ataque se aproxima a un cilindro con un radio de:

Now the coordinates ( x U , y U ) of the upper airfoil surface, and ( x L , y L ) of the lower airfoil surface are: Ahora las coordenadas (x U, y U) de la superficie aerodinmica superior, y (x L, y L) de la superficie aerodinmica ms baja son:

[ edit ] Equation for a cambered 4-digit NACA airfoil [ editar ] Ecuacin para un abombado dgitos aerodinmica NACA-4

Plot of a NACA 2312 foil, generated from formula Parcela de una lmina de NACA 2312, generados a partir de la frmula

The simplest asymmetric foils are the NACA 4 digit series foils, which use the same formula as that used to generate the 00xx symmetric foils, but with the line of mean camber bent. La forma ms sencilla hojas asimtricas son las lminas de la serie NACA 4 dgitos, que utilizan la misma frmula que se utiliza para generar las lminas simtricas 00xx, pero con la lnea de inclinacin inclinacin media. The formula used to calculate the mean camber line is: [ 2 ] La frmula utilizada para calcular la lnea de curvatura media es: [2]

from x = 0 to x = pc ; desde x = 0 ax = PC;

from x = pc to x = c , desde x = pc para x = c,

where: donde:m is the maximum camber as a fraction of the chord (100 m is the first of the four digits), m es la inclinacin mxima como una fraccin de la cuerda (100 m es el primero de los cuatro dgitos), p is the location of maximum camber as a fraction of the chord (10 p is the second digit in the NACA xxxx description). p es la ubicacin de inclinacin mxima como una fraccin de la cuerda (p 10 es el segundo dgito en la descripcin xxxx NACA).

For this cambered airfoil, the coordinates ( x U , y U ) and ( x L , y L ) , of respectively the upper and lower airfoil surface, become: [ 5 ] Para este perfil abombado, las coordenadas (x U, y U) y (x L, y L), superior e inferior de la superficie de la superficie de sustentacin, respectivamente, se convierten en:[5]

where donde

dgitos serie de cincoThe NACA five-digit series describes more complex airfoil shapes: [ 6 ] La serie de cinco dgitos NACA describe ms formas aerodinmicas complejas: [6]1. The first digit, when multiplied by 0.15, gives the designed coefficient of lift (C L ) . El primer dgito, cuando se multiplica por 0,15, le da al diseo coeficiente de sustentacin (C L) . 2. Second and third digits, when divided by 2, give p , the distance of maximum camber from the leading edge (as per cent of chord). y el tercer dgitos En segundo lugar, cuando se divide por 2, la p, la distancia de inclinacin mxima de la extremidad anterior (como porcentaje de la cuerda). 3. Fourth and fifth digits give the maximum thickness of the airfoil (as per cent of the chord). Cuarto y quinto dgitos dar el mximo grosor de la superficie de sustentacin (como porcentaje de la cuerda).

For example, the NACA 12045 airfoil would give an airfoil with maximum thickness of 45% chord, located at 10% chord, with a lift coefficient of 0.15 Por ejemplo, la aerodinmica NACA 12045 dara un perfil aerodinmico con un grosor mximo de la cuerda del 45%, que se encuentra en el 10% de acordes, con un coeficiente de sustentacin de 0,15 The camber-line is defined in two sections: La inclinacin de la lnea se define en dos secciones:

where the chordwise location x and the ordinate y have been normalized by the chord. donde la ubicacin y el chordwise x ordenada y se han normalizado por el acorde. The constant m is chosen so that the maximum camber occurs at x = p ; for example, for the 230 camber-line, p = 0.3 / 2 = 0.15 and m = 0.2025 . La constante m se seleccionar de forma que la inclinacin mxima se produce en x = p; por ejemplo, para los 230 comba-line, p = 0.3 / 2 = 0,15 y 0,2025 m =.

ModificacionesFour- and five-digit series airfoils can be modified with a two-digit code preceded by a hyphen in the following sequence: Cuatro y planos aerodinmicos serie de cinco cifras se pueden modificar con un cdigo de dos dgitos precedidos por un guin en la siguiente secuencia:1. One digit describing the roundness of the leading edge with 0 being sharp, 6 being the same as the original airfoil, and larger values indicating a more rounded leading edge. Una descripcin de dgitos la redondez de la punta con 0 siendo fuerte, siendo 6 el mismo que el perfil aerodinmico original, y valores ms altos indican una punta ms redondeada. 2. One digit describing the distance of maximum thickness from the leading edge in tens of percent of the chord. Una descripcin de dgitos de la distancia de mximo grosor del borde de ataque en decenas de puntos porcentuales de la cuerda.

For example, the NACA 1234-05 is a NACA 1234 airfoil with a sharp leading edge and maximum thickness 50% of the chord (0.5 chords) from the leading edge. Por ejemplo, es NACA NACA 1234 1234-05 una superficie de sustentacin con un borde afilado lder y el grosor mximo del 50% de la cuerda (0,5 acordes) del borde de ataque. In addition, for a more precise description of the airfoil all numbers can be presented as decimals. Adems, para una descripcin ms precisa de la superficie de sustentacin a todos los nmeros se pueden presentar como decimales.

1-seriesA new approach to airfoil design pioneered in the 1930s in which the airfoil shape was mathematically derived from the desired lift characteristics. Un nuevo enfoque de la superficie de sustentacin de diseo por primera vez en la dcada de 1930 en el que se deriva de la forma aerodinmica matemticamente de las caractersticas de elevacin deseada. Prior to this, airfoil shapes were first created and then had their characteristics measured in a wind tunnel . Antes de esto, las formas aerodinmicas fueron creados primero y despus vieron sus caractersticas medidas en un tnel de viento . The 1-series airfoils are described by five digits in the following sequence: Las superficies de sustentacin serie 1-son descritos por cinco dgitos en el orden siguiente:1. The number "1" indicating the series El nmero "1", indicando la serie 2. One digit describing the distance of the minimum pressure area in tens of percent of chord. Una descripcin de dgitos la distancia de la zona de presin mnima en decenas de por ciento de los acordes.

3. A hyphen. Un guin. 4. One digit describing the lift coefficient in tenths. Una descripcin de dgitos del coeficiente de sustentacin en dcimas. 5. Two digits describing the maximum thickness in percent of chord. Dos dgitos que describe el espesor mximo en porcentaje de la cuerda.

For example, the NACA 16-123 airfoil has minimum pressure 60% of the chord back with a lift coefficient of 0.1 and maximum thickness of 23% of the chord. Por ejemplo, la NACA 16-123 aerodinmica tiene una presin mnima del 60% de la cuerda de vuelta con un coeficiente de sustentacin y de 0,1 de espesor mximo de 23% de la cuerda.

6-seriesAn improvement over 1-series airfoils with emphasis on maximizing laminar flow . Una mejora con respecto a las superficies de sustentacin de la serie 1, con nfasis en maximizar el flujo laminar . The airfoil is described using six digits in the following sequence: La aerodinmica es ilustrada con seis dgitos en el orden siguiente:1. The number "6" indicating the series. El nmero "6" que indica la serie. 2. One digit describing the distance of the minimum pressure area in tens of percent of chord. Una descripcin de dgitos la distancia de la zona de presin mnima en decenas de por ciento de los acordes. 3. The subscript digit gives the range of lift coefficient in tenths above and below the design lift coefficient in which favorable pressure gradients exist on both surfaces El subndice dgitos da el rango de coeficiente de sustentacin en dcimas por encima y por debajo del coeficiente de sustentacin del diseo en las que existen gradientes de presin favorables en ambas superficies 4. A hyphen. Un guin. 5. One digit describing the design lift coefficient in tenths. , Una cifra que describe el diseo coeficiente de sustentacin en dcimas. 6. Two digits describing the maximum thickness in tens of percent of chord. Dos dgitos que describe el grosor mximo en decenas de por ciento de los acordes.

For example, the NACA 61 2 -315 a=0.5 has the area of minimum pressure 10% of the chord back, maintains low drag 0.2 above and below the lift coefficient of 0.3, has a maximum thickness of 15% of the chord, and maintains laminar flow over 50% of the chord. Por ejemplo, la NACA 61 2 -315 a = 0,5 tiene el rea de la presin mnima del 10% de la cuerda hacia atrs, mantiene baja resistencia 0,2 por encima y por debajo del coeficiente de sustentacin de 0,3, tiene un espesor mximo de 15% de la cuerda, y mantiene el flujo laminar ms del 50% de la cuerda.

7-seriesFurther advancement in maximizing laminar flow achieved by separately identifying the low pressure zones on upper and lower surfaces of the airfoil. progreso en materia de flujo laminar al mximo alcanzado por separado las zonas de baja presin en la superficie superior e inferior de la superficie de sustentacin. The airfoil is described by seven digits in the following sequence: La aerodinmica es descrito por siete dgitos en el orden siguiente:1. The number "7" indicating the series. El nmero "7" que indica la serie.

2. One digit describing the distance of the minimum pressure area on the upper surface in tens of percent of chord. Una descripcin de dgitos la distancia de la zona de presin mnima en la superficie superior en decenas de por ciento de los acordes. 3. One digit describing the distance of the minimum pressure area on the lower surface in tens of percent of chord. Una descripcin de dgitos la distancia de la zona de presin mnima en la superficie inferior de decenas de por ciento de los acordes. 4. One letter referring to a standard profile from the earlier NACA series. Una carta de referencia a un perfil estndar de la anterior serie NACA. 5. One digit describing the lift coefficient in tenths. Una descripcin de dgitos del coeficiente de sustentacin en dcimas. 6. Two digits describing the maximum thickness in tens of percent of chord. Dos dgitos que describe el grosor mximo en decenas de por ciento de los acordes. 7. "a=" followed by a decimal number describing the fraction of chord over which laminar flow is maintained. "A =" seguido de un nmero decimal que describe la fraccin de la cuerda sobre la que se mantiene el flujo laminar. a=1 is the default if no value is given. a = 1 es el predeterminado si no se le da valor.

For example, the NACA 712A315 has the area of minimum pressure 10% of the chord back on the upper surface and 20% of the chord back on the lower surface, uses the standard "A" profile, has a lift coefficient of 0.3, and has a maximum thickness of 15% of the chord. Por ejemplo, el 712A315 NACA tiene el rea de la presin mnima del 10% de la cuerda de nuevo en la superficie superior y el 20% de la cuerda de nuevo en la superficie inferior, utiliza el estndar "A" de perfil, tiene un coeficiente de sustentacin de 0,3, y tiene un espesor mximo de 15% de la cuerda.

8-seriesSupercritical airfoils designed to independently maximize airflow above and below the wing. superficies de sustentacin supercrtico diseado para maximizar el flujo de aire de forma independiente por encima y debajo del ala. The numbering is identical to the 7-series airfoils except that the sequence begins with an "8" to identify the series. La numeracin es idntica a la superficies de sustentacin 7-series, excepto que la secuencia comienza con un "8" para identificar la serie.