reporte final seminario en diseÑo y simulacion...

REPORTE FINALSEMINARIO EN DISEÑO Y SIMULACION AEROESPACIAL

JOSE LUIS MANJARRES GUARIN2001174078

JULIAN CASTRO ROJAS

Presentado a:Ingeniero Jaime Alberto Escobar

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURAINGENERIA AERONAUTICA

SEMINARIO EN DISEÑO Y SIMULACION AEROESPACIALBOGOTÁ D.C.

2008

Universidad San BuenaventuraSeminario en Diseño y Simulación AeroespacialProyecto FinalJulián Castro RojasJosé Luis Manjarres

MARCO CONCEPTUAL

De acuerdo a lo visto durante todo el trayecto del seminario, en cuanto a la parte que compete a conceptos de aerodinámica y fluent como tal, destacamos que no debemos dejar por desapercibido principios básicos y fundamentales que se relacionan a continuación.

Aerodinámica es la parte de la mecánica de fluidos que estudia los gases en movimiento y las fuerzas o reacciones a las que están sometidos los cuerpos que se hallan en su seno. A la importancia propia de la aerodinámica hay que añadir el valor de su aportación a la aeronáutica. De acuerdo con el número de Mach o velocidad relativa de un móvil con respecto al aire, la aerodinámica se divide en subsónica y supersónica según que dicho número sea inferior o superior a la unidad.

Hay ciertas leyes de la aerodinámica, aplicables a cualquier objeto moviéndose a través del aire, que explican el vuelo de objetos más pesados que el aire. Para el estudio del vuelo, es lo mismo considerar que es el objeto el que se mueve a través del aire, como que este objeto esté inmóvil y es el aire el que se mueve (de esta ultima forma se prueban en los túneles de viento prototipos de aviones).

Xfoil

Programa interactivo para el diseño y el análisis de perfiles subsónicos aislados; el cual se compone de una colección de diversas funciones dependiendo de la necesidad del análisis a realizar.

Fluent

Programa con grandes capacidades de modelamiento, el cual tiene muchas aplicaciones a nivel industrial, y en el nuestro nos deja ver el flujo de aire en una aeronave arrojándonos datos de mucha importancia para así poder hacer un mejor análisis de lo que puede estar pasando, como son el Cl, Cd y demás coeficientes.


Gambit

Programa por el cual se puede ver la geometría y el enmallado de la pieza, observando el flujo que atraviesa el sólido o pieza.

Numero Reynolds

El número de Reynolds es un número adimensional utilizado en mecánica de fluidos, para caracterizar el movimiento de un fluido.

Como todo número adimensional es un cociente, una comparación. En este caso es la relación entre los términos convectivos y los términos viscosos.

Eficiencia Aerodinámica

De igual manera que el numero Reynolds, la eficiencia es un numero adimensional, el cual nos da la influencia directa de la presión atmosférica reinante sobre la eficiencia del vuelo a velocidades supersónicas. Cuanto más próximo esté el medio circundante a un vacío perfecto, más eficiente es el motor del avión, es decir cuando el Cl es muy alto la eficiencia es también alta, mientras que si el Cd seria alto la eficiencia va hacer poca y nos va afectar el perfil en cuanto a su rendimiento.

Drag Polar

Es la comparación entre Cl y Cd, para analizar o encontrar el Cl mayor y que de la misma manera el Cd sea muy mínimo para así obtener una mejor sustentación y a su vez una eficiencia estupenda.

Angulo de Ataque

Es quizá uno de los conceptos más usados e importantes en aviación, debido a que muchos de los números críticos relativos al rendimiento del avión están íntimamente relacionados con el ángulo de ataque, entonces hay muchos factores relacionados como la perdida que ocurre con un determinado ángulo de ataque, el mejor ángulo de ascenso es un ángulo de ataque, la mejor velocidad de ascenso se da con un ángulo de ataque y así hay muchos más factores.

http://es.wikipedia.org/wiki/N%C3%BAmero_adimensional

http://es.wikipedia.org/wiki/Viscosidad

http://es.wikipedia.org/wiki/Convecci%C3%B3n

http://es.wikipedia.org/wiki/Fluido

http://es.wikipedia.org/wiki/Mec%C3%A1nica_de_fluidos

http://es.wikipedia.org/wiki/Mec%C3%A1nica_de_fluidos


En realidad el ángulo de ataque afecta a casi todo cambiando el ángulo de ataque el piloto controla la sustentación, la velocidad, la resistencia. El ángulo de ataque controla directamente la distribución de presiones arriba y abajo del ala.

Coeficiente de Sustentación

Es directamente proporcional al área total expuesta al flujo de aire y al cuadrado de la velocidad con que ese flujo incide en el ala. También es proporcional, para valores medios, a la inclinación del ángulo de ataque del eje de la superficie de sustentación respecto al de la corriente de aire.

Coeficiente de Resistencia

Es la producida por la fricción que se opone a que los objetos se muevan en el aire. Depende de la forma del objeto y de la rugosidad de su superficie. Se puede reducir mediante perfiles muy aerodinámicos del fuselaje y alas del avión. Hay diseños que incorporan elementos para reducir la fricción.

Descripción del procedimiento

Se tuvo en cuenta para hallar la velocidad la formula de N° de Reynolds la cual es:

, que corresponde a la altura de la ciudad de Bogotá

V es la velocidad a calcular

L es la cuerda del perfil

.

Donde sí despejamos V vamos a obtener lo siguiente:


Luego debemos tener en cuenta la viscosidad y la densidad de acuerdo a 20°c en la ciudad, y ya con estos datos reemplazamos en la ecuación y obtenemos la velocidad.

Re= 90.000

µ= 0.000018

V= 18.24 m/s

L= 0.1

Ya teniendo estos datos obtenidos pasamos a las tablas del perfil haciendo las pruebas respectivas en el túnel de viento.

Tablas de Perfil NACA 64ª010

Los ángulos a tener en cuenta son de -6 a 20,4 con un intervalo entre ángulo de 1,1

Lifting Line Theory

cuerda 100mmenvergadura 100mm

Alpha Lift CL CDi Di CL/CD-6 -0,316 -0,214 0,014 0,0216 -15,2857143

-4,9 -0,25832808 -0,17477798 0,00972187 0,01441553 -17,9778113-3,8 -0,20033606 -0,13554211 0,00584711 0,00866973 -23,1810317-2,7 -0,14234405 -0,09630624 0,00295201 0,00437689 -32,6239133-1,6 -0,08435203 -0,05707036 0,00103669 0,00153702 -55,0507573-0,5 -0,02636001 -0,01783449 0,00010124 0,0001501 -176,1557150,6 0,03163201 0,02140139 0,0001458 0,00021614 146,790841,7 0,08962403 0,06063726 0,00117046 0,00173515 51,80655892,8 0,14761605 0,09987313 0,00317534 0,00470711 31,45278463,9 0,20560807 0,13910901 0,00616055 0,00913204 22,58062665 0,26360008 0,17834488 0,0101262 0,01500992 17,6122182

6,1 0,3215921 0,21758076 0,01507241 0,02234077 14,4356948


7,2 0,37958412 0,25681663 0,02099929 0,03112458 12,22977598,3 0,43757614 0,2960525 0,02790695 0,04136134 10,60855839,4 0,49556816 0,33528838 0,0357955 0,05305107 9,36677471

10,5 0,55356018 0,37452425 0,04466505 0,06619376 8,3851743611,6 0,6115522 0,41376013 0,05451572 0,08078941 7,5897396112,7 0,66954421 0,452996 0,06534762 0,09683802 6,9320967313,8 0,72753623 0,49223188 0,07716085 0,11433959 6,3792954814,9 0,78552825 0,53146775 0,08995554 0,13329412 5,9081159216 0,84352027 0,57070362 0,10373179 0,15370161 5,50172356

17,1 0,90151229 0,6099395 0,11848971 0,17556206 5,1476156118,2 0,95950431 0,64917537 0,13422943 0,19887547 4,8363119319,3 1,01749633 0,68841125 0,15095104 0,22364184 4,5604936620,4 1,07548834 0,72764712 0,16865466 0,24986117 4,31442051

cuerda 100mmenvergadura 280mm

Alpha Lift CL CDi Di CL/CD-6 -0,316 -0,214 0,014 0,0216 -15,2857143

-4,9 -0,25832808 -0,17477798 0,00972187 0,01441553 -17,9778113-3,8 -0,20033606 -0,13554211 0,00584711 0,00866973 -23,1810317-2,7 -0,14234405 -0,09630624 0,00295201 0,00437689 -32,6239133-1,6 -0,08435203 -0,05707036 0,00103669 0,00153702 -55,0507573-0,5 -0,02636001 -0,01783449 0,00010124 0,0001501 -176,1557150,6 0,03163201 0,02140139 0,0001458 0,00021614 146,790841,7 0,08962403 0,06063726 0,00117046 0,00173515 51,80655892,8 0,14761605 0,09987313 0,00317534 0,00470711 31,45278463,9 0,20560807 0,13910901 0,00616055 0,00913204 22,5806266

5 0,26360008 0,17834488 0,0101262 0,01500992 17,61221826,1 0,3215921 0,21758076 0,01507241 0,02234077 14,43569487,2 0,37958412 0,25681663 0,02099929 0,03112458 12,22977598,3 0,43757614 0,2960525 0,02790695 0,04136134 10,60855839,4 0,49556816 0,33528838 0,0357955 0,05305107 9,36677471

10,5 0,55356018 0,37452425 0,04466505 0,06619376 8,3851743611,6 0,6115522 0,41376013 0,05451572 0,08078941 7,5897396112,7 0,66954421 0,452996 0,06534762 0,09683802 6,9320967313,8 0,72753623 0,49223188 0,07716085 0,11433959 6,3792954814,9 0,78552825 0,53146775 0,08995554 0,13329412 5,90811592

16 0,84352027 0,57070362 0,10373179 0,15370161 5,5017235617,1 0,90151229 0,6099395 0,11848971 0,17556206 5,1476156118,2 0,95950431 0,64917537 0,13422943 0,19887547 4,83631193


19,3 1,01749633 0,68841125 0,15095104 0,22364184 4,5604936620,4 1,07548834 0,72764712 0,16865466 0,24986117 4,31442051

Xfoil

Aquí se presenta la tabla de simulación del perfil no como lo ordenaba el docente, debido a que no se pudo hacer con el incremento de 0,5 sino de 1,1, ya que presentaba en los resultados un ángulo hasta 7 y no obteníamos la curva de pérdida del perfil.

alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr CL/CD------ -------- --------- --------- -------- -------- --------

-6,000 -0,6502 0,03019 0.02056 -0.0049 10.000 0.0713 -21,5369328-4,900 -0,5497 0,02176 0.01172 0.0003 10.000 0.0885 -25,2619485-3,800 -0,5065 0,01433 0.00696 0.0142 10.000 0.4625 -35,3454292-2,700 -0,4603 0,01555 0.00907 0.0381 10.000 0.8534 -29,6012862-1,600 -0,2129 0,01766 0.01025 0.0185 10.000 0.9425 -12,0554926-0,500 -0,0182 0,01694 0.00925 -0.0014 10.000 0.9907 -1,074380170,600 0,0382 0,01704 0.00936 -0.0010 0.9868 10.000 2,241784041,700 0,2344 0,0177 0.01036 -0.0208 0.9391 10.000 13,24293792,800 0,4701 0,01515 0.00866 -0.0364 0.8352 10.000 31,0297033,900 0,4969 0,01605 0.00719 -0.0108 0.2217 10.000 30,95950165,000 0,5585 0,02271 0.01250 0.0001 0.0856 10.000 24,59269046,100 0,6586 0,03111 0.02163 0.0055 0.0712 10.000 21,17004187,200 0,7309 0,04464 0.03732 0.0156 0.0880 10.000 16,37320798,300 0,5249 0,06884 0.06410 0.0116 0.2340 10.000 7,624927379,400 0,5038 0,08768 0.08275 0.0101 0.1906 10.000 5,74589416

10,500 0,5179 0,10546 0.10047 0.0102 0.1547 10.000 4,9108666811,600 0,5163 0,12232 0.11727 0.0062 0.1282 10.000 4,2208960112,700 0,6579 0,14855 0.14306 -0.0023 0.0993 10.000 4,4288118513,800 0,6645 0,16607 0.16046 -0.0107 0.0854 10.000 4,0013247414,900 0,6651 0,17932 0.17360 -0.0221 0.0744 10.000 3,7090118216,000 0,6846 0,19493 0.18916 -0.0311 0.0672 10.000 3,5120299617,100 0,7353 0,21755 0.21184 -0.0340 0.0587 10.000 3,3799126618,200 0,7456 0,22486 0.21905 -0.0471 0.0514 10.000 3,3158409719,300 0,7953 0,24914 0.24342 -0.0507 0.0463 10.000 3,192181120,400 0,8123 0,25384 0.24804 -0.0643 0.0429 10.000 3,20004727


Fluent

Tabla relacionada con los datos en la simulación

α Cl Cd Cl/Cd

-6 0,0486 0,058 0,83793103

-4 0,0486 0,0419 1,15990453

-2 0,0427 0,0324 1,31790123

0 0,0282 0,0291 0,96907216

2 0,0086 0,0326 0,26380368

4 -0,0184 0,0419 -0,43914081

6 -0,046 0,0588 -0,78231293

8 -0,073 0,0822 -0,88807786

10 -0,096 0,1127 -0,85181899

12 -0,0625 0,1422 -0,4395218

14 -0,065 0,217 -0,29953917

16 -0,08 0,265 -0,30188679

18 -0,0725 0,325 -0,22307692

20 -0,07 0,377 -0,18567639

Distribución Coeficiente de Presión alrededor del Perfil con los tres ángulos

Angulo Cl Cd Cl/Cd

αL=0 2 0,0086 0,0326 0,26380368

Cl/Cd max -2 0,0427 0,0324 1,31790123

Stall 18 -0,0725 0,325 0,22307692


Angulo de 2° (αL=0)


Angulo de -2° (Cl/Cd max)


Angulo de 18° (Stall)


Túnel de viento

Datos cuando introducimos los perfiles en el túnel de viento

velocidad 18,2 cuerda 0,1densidad 0,8878 área 0,01

Apha Cl Cd Cl/Cd20 0,97254144 0,48967122 1,9861111119 0,9385365 0,44886528 2,0909090918 0,89092957 0,40805935 2,1833333317 0,83652166 0,36725341 2,2777777816 0,81611869 0,34685044 2,3529411815 0,7481088 0,30604451 2,4444444414 0,6868999 0,26523858 2,5897435913 0,63929298 0,23803462 2,6857142912 0,58488506 0,21763165 2,687511 0,54407913 0,19722868 2,7586206910 0,48967122 0,17002473 2,88


9 0,42846231 0,14962176 2,863636368 0,38085539 0,13601978 2,87 0,34685044 0,12921879 2,684210536 0,29924352 0,11561681 2,588235295 0,24483561 0,10201484 2,44 0,21763165 0,09521385 2,285714293 0,16322374 0,08841286 1,846153852 0,1224178 0,08161187 1,51 0,06800989 0,07481088 0,909090910 0,00680099 0,08161187 0,08333333

-1 -0,04080593 0,09521385 -0,42857143-2 -0,09521385 0,09521385 -1-3 -0,15642275 0,10201484 -1,53333333-4 -0,19042769 0,11561681 -1,64705882-5 -0,24483561 0,1224178 -2-6 -0,29244253 0,12921879 -2,26315789

velocidad 18,2 cuerda 0,1densidad 0,8878 área 0,028

Alpha Cl Cd Cl/Cd

20 0,30604451 0,43720644 0,7

19 0,29244253 0,3643387 0,80266667

18 0,27884055 0,3643387 0,76533333

17 0,28564154 0,3643387 0,784

16 0,27203956 0,3643387 0,74666667

15 0,28564154 0,4129172 0,69176471

14 0,26523858 0,38862795 0,6825

13 0,27203956 0,3643387 0,74666667

12 0,27884055 0,34004946 0,82

11 0,27203956 0,24289247 1,12

10 0,28564154 0,26718171 1,06909091

9 0,26523858 0,21860322 1,21333333

8 0,2516366 0,17002473 1,48

7 0,23803462 0,14573548 1,63333333

6 0,22443264 0,12144623 1,848


5 0,19722868 0,09715699 2,03

4 0,17002473 0,07286774 2,33333333

3 0,14282077 0,07286774 1,96

2 0,11561681 0,04857849 2,38

1 0,08161187 0,04857849 1,68

0 0,03400495 0,04857849 0,7

-1 -0,02720396 0,04857849 -0,56

-2 -0,04760692 0,04857849 -0,98

-3 -0,08161187 0,04857849 -1,68

-4 -0,1224178 0,07286774 -1,68

-5 -0,15642275 0,07286774 -2,14666667

-6 -0,19042769 0,09715699 -1,96

Universidad San BuenaventuraSeminario en Diseño y Simulación AeroespacialProyecto FinalJulián Castro RojasJosé Luis ManjarresAnalizando los resultados de la grafica, podemos decir que para este perfil el comportamiento en lo arrojado por fluent fue muy diferente a los demás datos obtenidos, debido a que quizás las condiciones de frontera no fueron las más acertadas y comparándolos con los datos experimentales podemos observar que cuando el coeficiente de lift es igual a cero, el ángulo de ataque es -4 en los datos experimentales, en cambio en nuestros datos obtenidos el coeficiente de lift es igual a cero cuando el ángulo de ataque es igual a cero, pasando al comportamiento de Lifting Line Theory se observa que la grafica se comporta de una manera muy lineal y pareciera que el perfil no fuera a entrar en perdida, cuando se aumenta la envergadura del perfil el coeficiente de lift disminuye y esto lo comprobamos en las pruebas del túnel de viento.


Aquí decimos, primero que todo y para que nos quede claro el comportamiento en todas las graficas son similares, pero entrando en detalle los métodos computacionales que utilizamos para llevar a cabo todos los resultados nos dieron un coeficiente de Drag menores a los que se hallaron en las pruebas del túnel de viento, por otra parte los datos obtenidos en Fluent nos dio unos resultados más cercanos a los que obtuvimos en las pruebas del túnel de viento.


Observando esta grafica y haciéndole su respectivo análisis vemos que la simulación realizada en Fluent no es coherente con el comportamiento real de estas variables y es debido a que las condiciones de frontera no fueron correctas, también decimos que los otros dos métodos computacionales nos muestra unos picos muy elevados, cuando el coeficiente de Lift sobre el coeficiente de Drag es de 150 en Lifting Line Theory teniendo una diferencia con Xfoil de aproximadamente 100 y Xfoil tiene un rango de diferencia de 30 con los datos obtenidos en las pruebas de túnel de viento.


En esta última grafica se observa que los datos de Fluent son diferentes como en las graficas anteriores a excepción del coeficiente de Drag versus Angulo de ataque, los datos de Xfoil tampoco son muy convincentes y la variación del coeficiente de Drag es mayor que los datos experimentales, esto lo podemos ver reflejado en la grafica del reporte del pdf Summary of low-speed Airfoil Data dado por el docente de acuerdo a la explicación suministrada.


Recomendaciones a tener en cuenta

En el programa de Fluent debemos tener en cuenta que al escoger las condiciones de frontera deben ser las más correctas, dependiendo del ángulo de ataque donde puede estar presentándose el error; también seleccionar datos más cercanos a las condiciones de pruebas de los perfiles.


Tener en cuenta aspectos como lo son la temperatura, la densidad, la viscosidad y demás condiciones ambientales.

Una recomendación que quizás no debemos dejar pasar, es que en Fluent se puede hacer una simulación en 3D y así se pueden obtener datos más reales.

En las pruebas de túnel de viento se puede tener en cuenta que la toma de datos sea con mejores métodos de medición como lo dicen en el pdf en la parte de la construcción.

Tener un método más preciso para la construcción de cada uno de los perfiles recomendados, y no un método como el que usamos, el cual fue muy empírico.

Hacer el programa en otro lenguaje de programación con un código más complejo para obtener unas mejores matrices y así obtener unos resultados más exactos.


ANEXOS

Planos de solid Egde del perfil NACA 64ª010

1010

4

3,8

4,29

99,03

O 3,97

reporte final seminario en diseÑo y simulacion...

Documents